顫振（彈性體在氣流中發(fā)生的振動(dòng)現象）
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顫振
彈性體在氣流中發(fā)生的振動(dòng)現象
顫振：是彈性體在氣流中發(fā)生的不穩定振動(dòng)現象。彈性結構在均勻氣（或液）流中受到空氣（或液體)動(dòng)力、彈性力和慣性力的耦合作用而發(fā)生的大幅度振動(dòng)。它可使飛行器結構破壞，建筑物和橋梁倒塌。它是氣動(dòng)彈性力學(xué)中最重要的問(wèn)題之一。
基本信息
| 中文名 | 顫振 |
| 外文名 | Flutter |
| 拼音 | chàn zhèn |
| 釋義 | 是彈性體在氣流中發(fā)生的不穩定振動(dòng)現象。 |
簡(jiǎn)介
彈性結構在均勻氣流中由于受到氣動(dòng)力（見(jiàn)空氣動(dòng)力）、彈性力和慣性力（見(jiàn)達朗伯原理）的耦合作用而發(fā)生的振幅不衰減的自激振動(dòng)，它是氣動(dòng)彈性力學(xué)中最重要的問(wèn)題之一。飛行器、高層建筑和橋梁等結構都可能發(fā)生顫振。顫振常導致災難性的結構破壞。1940年美國的塔科馬海峽橋因顫振而倒塌就是一個(gè)例子。顫振問(wèn)題在飛行器中尤為突出。
設計飛機時(shí)，首先通過(guò)結構分析軟件在飛機的結構有限元基礎上引進(jìn)空氣動(dòng)力載荷，通過(guò)計算分析得到飛機的顫振速度。然后在風(fēng)洞中進(jìn)行模型試驗以確認顫振臨界速度。飛機樣機生產(chǎn)出來(lái)后，還需進(jìn)行實(shí)機的飛行顫振試驗，通過(guò)實(shí)驗要求后方能定型。
機理
發(fā)生顫振的必要條件是：結構上的瞬時(shí)氣動(dòng)力與彈性位移之間有位相差，因而使振動(dòng)的結構有可能從氣流中吸取能量而擴大振幅。圖1為彎扭顫振中機翼吸取能量的示意圖，圖中以1/8振動(dòng)周期為間隔描繪出機翼某一橫截面在一個(gè)振動(dòng)周期內的位移（包括彎曲位移和扭轉位移），并示意地表示出氣動(dòng)力在彎曲位移上作的功。其中扭轉位移的位相就是氣動(dòng)力的位相。圖1之a(chǎn)表示彎曲位移(即撓度)和氣動(dòng)力同位相的情況，氣動(dòng)力在一個(gè)周期內對機翼作的正功和負功相互抵消；圖1之b則表示氣動(dòng)力落后于彎曲位移π/2的情況，由于氣動(dòng)力總作正功，機翼不斷從氣流中吸取能量。除了能量輸入外，還必須有一定的相對氣流速度才能發(fā)生顫振。在速度較低的情況下，結構所吸取的能量會(huì )被阻尼消耗而不發(fā)生顫振，只有在速度超過(guò)某一值時(shí)，才會(huì )發(fā)生顫振。若吸取的能量正好等于消耗的能量，則結構維持等幅振動(dòng)，與此狀態(tài)對應的速度稱(chēng)為顫振臨界速度v（簡(jiǎn)稱(chēng)顫振速度）。當氣流速度跨越顫振速度時(shí)，振動(dòng)開(kāi)始發(fā)散。
顫振
機翼上典型的彎扭顫振的機理如下：機翼因初始干擾而偏離平衡位置后，由于彈性恢復力作用機翼以加速度a向平衡位置移動(dòng)，這一加速度使機翼質(zhì)量m產(chǎn)生慣性力N＝ma,它作用在重心上，方向和加速度相反。因機翼的重心在扭心（見(jiàn)彎心）之后，所以N產(chǎn)生對扭心的力矩，它使機翼在彎曲振動(dòng)的同時(shí)產(chǎn)生扭轉振動(dòng)。當機翼受到迎面氣流的作用而作彎扭振動(dòng)時(shí)，翼面上主要產(chǎn)生兩種附加的氣動(dòng)力：①由于機翼扭轉了θ角，攻角也改變了θ角，這使翼面舉力改變了ΔLθ,它的方向和機翼運動(dòng)方向相同。因此，附加舉力ΔLθ是促進(jìn)機翼振動(dòng)的激振力。這個(gè)由θ而產(chǎn)生的附加舉力可用公式表示為：
顫振
顫振
顫振
影響因素
在飛機設計中，設計者十分關(guān)心影響顫振速度的各種參量，但是這些參量的影響程度不能直接從求解顫振臨界速度的公式中得出，通常須作另外的分析。這些參量主要有：①機翼彎曲剛度和扭轉剛度。分析表明，若機翼彎曲和扭轉剛度同時(shí)改變n倍，則v改變倍。在顫振中扭轉起主要作用，因而扭轉剛度更重要。②機翼重心和扭心的位置。重心前移會(huì )明顯提高v，在機翼前緣加配重可使重心前移；當重心一定時(shí)，扭心后移也會(huì )提高v；重心和扭心間距離不變而一起前移也會(huì )提高v。③空氣密度(飛行高度)。v和空氣密度ρ的k次根成反比，其中k為常數，一般在0.42～0.5之間。另外，機（尾）翼的平面形狀和翼中的集中質(zhì)量等對v也有影響。
研究簡(jiǎn)史
顫振分析隨著(zhù)航空技術(shù)的發(fā)展而越來(lái)越顯示出重要性。早期的飛機設計基本上是按強度準則確定結構，并沒(méi)有考慮到顫振。第一次世界大戰初期Handley Page轟炸機因顫振事故而墜毀事件，促使英國的F.W.蘭徹斯特等人開(kāi)始研究氣動(dòng)彈性顫振問(wèn)題。顫振研究的進(jìn)展一直取決于非定常氣動(dòng)力理論的發(fā)展。20年代末，H.G.屈斯納等人雖已建立了機翼顫振理論，但直到美國的T.西奧多森于1934年得出有舵面的諧和振動(dòng)折線(xiàn)翼型非定常空氣動(dòng)力問(wèn)題的精確解以后，才有了求解機翼顫振的解析方法。
飛行器在超聲速飛行時(shí)，顫振問(wèn)題就更突出。所以，現代飛機設計一開(kāi)始就考慮顫振影響，而不是在設計完成后再以顫振標準進(jìn)行檢驗。大型電子計算機出現后，人們可通過(guò)計算和風(fēng)洞實(shí)驗進(jìn)行顫振分析(見(jiàn)顫振試驗)。
研究現狀
顫振研究目前主要集中在下述幾個(gè)方面：①非定常氣動(dòng)力分析。只有研究了翼面周?chē)鷼鈩?dòng)力的變化，才能確定翼面所處的環(huán)境和環(huán)境對翼面的影響。這方面雖已逐步編制了一些行之有效的計算機程序，但仍有不少問(wèn)題需要進(jìn)一步研究。②模態(tài)分析。通過(guò)理論研究或實(shí)驗確定結構的模態(tài)，然后以模態(tài)作為廣義坐標分析結構的顫振（或動(dòng)力特性）。在顫振分析中主要的動(dòng)力特性參量為結構的固有振型、固有頻率、廣義質(zhì)量、阻尼系數等。模態(tài)實(shí)驗技術(shù)已有很大發(fā)展，廣泛使用的有多點(diǎn)激振調力方法和傳遞函數法。③氣動(dòng)彈性?xún)?yōu)化設計。它是在滿(mǎn)足氣動(dòng)要求（主要是防顫振要求）的前提下，以尋求最小重量結構為目的的結構綜合設計。這方面的問(wèn)題包括結構數學(xué)模型化，氣動(dòng)力計算，顫振方程求解，初始設計狀態(tài)的確定和多次反復的尋優(yōu)過(guò)程。④主動(dòng)顫振抑制。其基本原理是利用反饋控制系統，主動(dòng)控制顫振。具體方法是：在飛行器的適當部位，安置若干個(gè)傳感器以感受結構振動(dòng)，所感受到的信號按照預先確定的要求（控制規律）反饋到主動(dòng)控制系統的舵機，由舵機驅動(dòng)操縱面，產(chǎn)生所需的控制力，使結構振動(dòng)趨于穩定，達到抑制顫振的目的。它與過(guò)去經(jīng)常采用的被動(dòng)方法（如增加結構剛度、配重和阻尼等）相比，在減少結構重量和保證飛行性能等方面，具有明顯的優(yōu)越性。
技術(shù)開(kāi)發(fā)
自從1916年發(fā)現，當飛機達到一定速度后，飛機機翼、尾翼和操縱面會(huì )產(chǎn)生顫振以來(lái)，迄今還未能從設計角度完全預測和排除。據報道，1997年9月，美國一架F-117A“夜鷹”隱形戰斗機發(fā)生了機翼顫振，使一個(gè)機翼的大部分脫落，導致災難性事故。由于飛機機翼顫振的機理復雜，目前還只能在飛機設計的最后階段進(jìn)行顫振特性分析，力求通過(guò)少量的結構和氣動(dòng)特性改進(jìn)，加上合理的主動(dòng)控制技術(shù)來(lái)抑制或延遲發(fā)生顫振。通過(guò)合理設計和優(yōu)良的主動(dòng)控制技術(shù)，既可以提供飛行可靠性，還可以減輕飛機結構重量。
發(fā)表在2009年27卷第2期《科技導報》上的“機翼顫振的非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)和控制研究”一文，介紹應用現代非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)和控制的理論和方法，對機翼顫振問(wèn)題研究的成果。第一作者為天津大學(xué)力學(xué)系丁千。該項成果主要包括3部分。
（2）對機翼顫振進(jìn)行主動(dòng)控制研究。通過(guò)顫振類(lèi)型與系統系數的關(guān)系，確定控制器的非線(xiàn)性增益，從而可以改變顫振類(lèi)型。
（3）彈性結構使用一段時(shí)間后，連接部位會(huì )出現一定的松動(dòng)或間隙。對于可以用雙線(xiàn)性結構剛度描述的該類(lèi)機翼，分析了運動(dòng)中的擾動(dòng)因素對顫振的可能影響，發(fā)現在一定條件下，不同的擾動(dòng)會(huì )導致不同的顫振運動(dòng)，甚至可能成發(fā)散式的失穩。
飛機結構的氣動(dòng)彈性問(wèn)題和主動(dòng)控制技術(shù)，涉及多門(mén)前沿學(xué)科領(lǐng)域的交叉與融合，目前我國還比較缺乏的顫振主動(dòng)抑制技術(shù)開(kāi)發(fā)。在國家自然科學(xué)基金的支持下，本課題在基礎研究方面取得了一定成果，對我國在軍民用飛機技術(shù)，特別是發(fā)展大飛機和其他高速飛行器所需的關(guān)鍵創(chuàng )新技術(shù)，能起到一定的推進(jìn)作用。
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