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顫振
彈性體在氣流中發(fā)生的振動現(xiàn)象
顫振：是彈性體在氣流中發(fā)生的不穩(wěn)定振動現(xiàn)象。彈性結(jié)構(gòu)在均勻氣（或液）流中受到空氣（或液體)動力、彈性力和慣性力的耦合作用而發(fā)生的大幅度振動。它可使飛行器結(jié)構(gòu)破壞，建筑物和橋梁倒塌。它是氣動彈性力學(xué)中最重要的問題之一。
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(wěn)定振動現(xiàn)象。 |
簡介
彈性結(jié)構(gòu)在均勻氣流中由于受到氣動力（見空氣動力）、彈性力和慣性力（見達朗伯原理）的耦合作用而發(fā)生的振幅不衰減的自激振動，它是氣動彈性力學(xué)中最重要的問題之一。飛行器、高層建筑和橋梁等結(jié)構(gòu)都可能發(fā)生顫振。顫振常導(dǎo)致災(zāi)難性的結(jié)構(gòu)破壞。1940年美國的塔科馬海峽橋因顫振而倒塌就是一個例子。顫振問題在飛行器中尤為突出。
設(shè)計飛機時，首先通過結(jié)構(gòu)分析軟件在飛機的結(jié)構(gòu)有限元基礎(chǔ)上引進空氣動力載荷，通過計算分析得到飛機的顫振速度。然后在風(fēng)洞中進行模型試驗以確認顫振臨界速度。飛機樣機生產(chǎn)出來后，還需進行實機的飛行顫振試驗，通過實驗要求后方能定型。
機理
發(fā)生顫振的必要條件是：結(jié)構(gòu)上的瞬時氣動力與彈性位移之間有位相差，因而使振動的結(jié)構(gòu)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振動周期為間隔描繪出機翼某一橫截面在一個振動周期內(nèi)的位移（包括彎曲位移和扭轉(zhuǎn)位移），并示意地表示出氣動力在彎曲位移上作的功。其中扭轉(zhuǎn)位移的位相就是氣動力的位相。圖1之a(chǎn)表示彎曲位移(即撓度)和氣動力同位相的情況，氣動力在一個周期內(nèi)對機翼作的正功和負功相互抵消；圖1之b則表示氣動力落后于彎曲位移π/2的情況，由于氣動力總作正功，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(jié)構(gòu)所吸取的能量會被阻尼消耗而不發(fā)生顫振，只有在速度超過某一值時，才會發(fā)生顫振。若吸取的能量正好等于消耗的能量，則結(jié)構(gòu)維持等幅振動，與此狀態(tài)對應(yīng)的速度稱為顫振臨界速度v（簡稱顫振速度）。當(dāng)氣流速度跨越顫振速度時，振動開始發(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(fù)力作用機翼以加速度a向平衡位置移動，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的同時產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)振動。當(dāng)機翼受到迎面氣流的作用而作彎扭振動時，翼面上主要產(chǎn)生兩種附加的氣動力：①由于機翼扭轉(zhuǎn)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方向相同。因此，附加舉力ΔLθ是促進機翼振動的激振力。這個由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(shè)計中，設(shè)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(zhuǎn)剛度。分析表明，若機翼彎曲和扭轉(zhuǎn)剛度同時改變n倍，則v改變倍。在顫振中扭轉(zhuǎn)起主要作用，因而扭轉(zhuǎn)剛度更重要。②機翼重心和扭心的位置。重心前移會明顯提高v，在機翼前緣加配重可使重心前移；當(dāng)重心一定時，扭心后移也會提高v；重心和扭心間距離不變而一起前移也會提高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(shù)，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。
研究簡史
顫振分析隨著航空技術(shù)的發(fā)展而越來越顯示出重要性。早期的飛機設(shè)計基本上是按強度準則確定結(jié)構(gòu)，并沒有考慮到顫振。第一次世界大戰(zhàn)初期Handley Page轟炸機因顫振事故而墜毀事件，促使英國的F.W.蘭徹斯特等人開始研究氣動彈性顫振問題。顫振研究的進展一直取決于非定常氣動力理論的發(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折線翼型非定?？諝鈩恿栴}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，顫振問題就更突出。所以，現(xiàn)代飛機設(shè)計一開始就考慮顫振影響，而不是在設(shè)計完成后再以顫振標準進行檢驗。大型電子計算機出現(xiàn)后，人們可通過計算和風(fēng)洞實驗進行顫振分析(見顫振試驗)。
研究現(xiàn)狀
顫振研究目前主要集中在下述幾個方面：①非定常氣動力分析。只有研究了翼面周圍氣動力的變化，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，但仍有不少問題需要進一步研究。②模態(tài)分析。通過理論研究或?qū)嶒灤_定結(jié)構(gòu)的模態(tài)，然后以模態(tài)作為廣義坐標分析結(jié)構(gòu)的顫振（或動力特性）。在顫振分析中主要的動力特性參量為結(jié)構(gòu)的固有振型、固有頻率、廣義質(zhì)量、阻尼系數(shù)等。模態(tài)實驗技術(shù)已有很大發(fā)展，廣泛使用的有多點激振調(diào)力方法和傳遞函數(shù)法。③氣動彈性優(yōu)化設(shè)計。它是在滿足氣動要求（主要是防顫振要求）的前提下，以尋求最小重量結(jié)構(gòu)為目的的結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計。這方面的問題包括結(jié)構(gòu)數(shù)學(xué)模型化，氣動力計算，顫振方程求解，初始設(shè)計狀態(tài)的確定和多次反復(fù)的尋優(yōu)過程。④主動顫振抑制。其基本原理是利用反饋控制系統(tǒng)，主動控制顫振。具體方法是：在飛行器的適當(dāng)部位，安置若干個傳感器以感受結(jié)構(gòu)振動，所感受到的信號按照預(yù)先確定的要求（控制規(guī)律）反饋到主動控制系統(tǒng)的舵機，由舵機驅(qū)動操縱面，產(chǎn)生所需的控制力，使結(jié)構(gòu)振動趨于穩(wěn)定，達到抑制顫振的目的。它與過去經(jīng)常采用的被動方法（如增加結(jié)構(gòu)剛度、配重和阻尼等）相比，在減少結(jié)構(gòu)重量和保證飛行性能等方面，具有明顯的優(yōu)越性。
技術(shù)開發(fā)
自從1916年發(fā)現(xiàn)，當(dāng)飛機達到一定速度后，飛機機翼、尾翼和操縱面會產(chǎn)生顫振以來，迄今還未能從設(shè)計角度完全預(yù)測和排除。據(jù)報道，1997年9月，美國一架F-117A“夜鷹”隱形戰(zhàn)斗機發(fā)生了機翼顫振，使一個機翼的大部分脫落，導(dǎo)致災(zāi)難性事故。由于飛機機翼顫振的機理復(fù)雜，目前還只能在飛機設(shè)計的最后階段進行顫振特性分析，力求通過少量的結(jié)構(gòu)和氣動特性改進，加上合理的主動控制技術(shù)來抑制或延遲發(fā)生顫振。通過合理設(shè)計和優(yōu)良的主動控制技術(shù)，既可以提供飛行可靠性，還可以減輕飛機結(jié)構(gòu)重量。
發(fā)表在2009年27卷第2期《科技導(dǎo)報》上的“機翼顫振的非線性動力學(xué)和控制研究”一文，介紹應(yīng)用現(xiàn)代非線性動力學(xué)和控制的理論和方法，對機翼顫振問題研究的成果。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）對機翼顫振進行主動控制研究。通過顫振類型與系統(tǒng)系數(shù)的關(guān)系，確定控制器的非線性增益，從而可以改變顫振類型。
（3）彈性結(jié)構(gòu)使用一段時間后，連接部位會出現(xiàn)一定的松動或間隙。對于可以用雙線性結(jié)構(gòu)剛度描述的該類機翼，分析了運動中的擾動因素對顫振的可能影響，發(fā)現(xiàn)在一定條件下，不同的擾動會導(dǎo)致不同的顫振運動，甚至可能成發(fā)散式的失穩(wěn)。
飛機結(jié)構(gòu)的氣動彈性問題和主動控制技術(shù)，涉及多門前沿學(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抑制技術(shù)開發(fā)。在國家自然科學(xué)基金的支持下，本課題在基礎(chǔ)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)，能起到一定的推進作用。
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