1．前言

飞机操纵面防颤振设计常采用模态解耦和频率分离两个设计原则。模态解耦的原则主要通过操纵面惯性特性的控制来实施。而频率分离的原则主要通过增加操纵面的操纵频率、提高操纵面的旋转频率来实施。采用电传操纵的飞行控制系统中，现代设计技术使操纵面作动器具有足够的刚度特性和阻尼特性，从而使操纵面旋转频率远离主翼面颤振耦合模态频率，达到避免颤振发生的目的。采用这一方法后，操纵面无需配重，可以有效减轻飞机重量，节省维修工作量。

本文通过改变作动器刚度、摇臂长度和失效模式下的阻尼值进行变参颤振计算，从而分析升降舵作动器参数对某种构型的飞机平尾颤振特性的影响。

2. 有限元建模

平尾动力学有限元模型包括水平安定面、升降舵、作动器、摇臂等部件。模型包括了BAR、BEAM、ROD、CONM2 等多种单元形式。用BEAM 单元建立刚轴大梁来模拟水平安定面和升降舵的刚度特性，CONM2 单元模拟结构质量，水平安定面与升降舵之间采用约束X、Y、Z 三个方向自由度的MPC 来模拟铰链连接。采用BAR、ROD 单元来模拟作动器和摇臂。水平安定面刚轴大梁在左右平尾对称面处做SPC 固支约束。平尾动力有限元模型见图1.以升降舵刚轴为界，划分水平安定面和升降舵的气动网格，气动网格示意图见图2.非定常气动力计算采用亚音速偶极子网格法。

图 1 平尾动力学有限元模型示意图 图 2 平尾气动网格示意图

3. 基准状态下平尾固有特性和颤振分析

选取升降舵作动器刚度A、摇臂长度L 为基准状态，使用NASTRAN 软件145 模块中的PK 法计算平尾模型的颤振特性， 颤振计算结果如图3 所示

从v-g 图上可以看出，有一支阶数为第3 阶的爆发型颤振模态，从颤振分量分析可知，该支颤振的主要参与模态是平尾一弯、平尾二弯和升降舵旋转。设该支颤振的颤振速度和颤振频率为V 和f1。

4. 作动器参数对平尾颤振特性的影响分析

4.1 作动器刚度变参

以基准状态下的升降舵旋转频率为基准值f2，保持摇臂长度L 不变，对作动器刚度进行变参，变参范围为：0.06A～3.75A，对上述状态进行模态分析和颤振分析，结果见表1、图4：

表 1 作动器刚度变参升降舵旋转频率、颤振速度、颤振频率变化。

图4 作动器刚度变参颤振速度变化图

作动器刚度变化主要影响升降舵旋转频率，从而影响颤振速度和颤振频率的变化。由变参结果可知，随着作动器刚度的增加，升降舵旋转频率不断增加，在作动器刚度由0.06A 增加到0.5A 时，升降舵旋转频率由0.45f2 增加到0.83f2，颤振速度由0.28V 增加到1.04V，增长速度很快。之后随着作动器刚度增大，颤振速度变化平缓。

4.2 摇臂长度变参

以基准状态下的升降舵旋转频率为基准值f2，保持作动器刚度A 不变，对摇臂长度进行变参，变参范围为：0.25L～1.5L，对上述状态进行模态分析和颤振分析，结果见表2、图5：

表 2 升降舵摇臂长度变参颤振速度、颤振频率变化

图5 摇臂长度变参颤振速度变化图

摇臂长度化同样主要影响升降舵旋转频率，从而影响颤振速度和颤振频率的变化。由变参结果可知，随着摇臂长度的增加，升降舵旋转频率不断增加，在摇臂长度由0.25L 增加到0.63L 时，升降舵旋转频率由0.45 f2 增加到0.77 f2，颤振速度由0.28V 增加到1.04V，增长速度很快。之后随着摇臂长度增大，颤振速度变化平缓。

4.3 阻尼变参

为研究作动器失效模式下的平尾颤振特性，模拟一个作动器连接且呈阻尼工作状态，另一作动器断开的情况，将基准型模型中的内作动器断开，外作动器与升降舵刚轴大梁连接处节点上添加旋转阻尼单元，设定基准旋转阻尼值为D，对旋转阻尼值变参进行颤振分析，变参范围为0.25D～1.5D，对上述状态进行模态分析和颤振分析，结果见表3、图6：

表 3 旋转阻尼变参颤振速度、颤振频率变化

图6 旋转阻尼变参颤振速度变化图

由变参结果可知，旋转阻尼由0D 增加到D 时，颤振速度由0.25V 增加到V，增长速度很快，这是由于一开始颤振型为驼峰型颤振，随着旋转阻尼值的增加，驼峰逐渐下移，变为小阻尼，最后低于0 阻尼以下，颤振型变为爆发型颤振。当旋转阻尼为1.5D 时，颤振速度达到最大，为1.02Vm/s。旋转阻尼由1.5D 增加到2D 的范围里，颤振速度变化趋势平缓。

5. 结论

本文建立某构型飞机平尾动力学有限元模型，进行了颤振计算，颤振型的主要参与模态为升降舵旋转、平尾一弯、平尾二弯。对作动器面积、摇臂长度和失效模式下的阻尼值进行变参颤振计算，分析了升降舵作动器参数对某构型平尾颤振特性的影响。研究结果表明，为有效防止颤振发生，作动器面积应取在0.3A～A 之间，摇臂长度应取在0.6L～L 之间。在一个作动器连接且呈阻尼工作状态，另一个作动器断开的情况下，旋转阻尼值应取D～1.5D 为宜。