抖振

抖振在飞机中是指在分离气流或尾流激励下发生的飞机部件按结构自然频率的振动。抖振的最主要例子是飞机的尾翼抖振。当尾翼处于机翼、机翼—机身接合部或其他部件的尾流中时，尾流中的扰动迫使尾翼作强烈的振动。在飞机作大迎角飞行时，特别容易发生尾翼抖振。在历史上曾造成严重事故。机翼的抖振来自本身气流的分离。在跨声速范围内，激波诱发的边界层分离则是导致抖振的另一重要原因。抖振限制了飞机的可用升力系数和马赫数。防止抖振的措施通常是整流气动外形和恰当地安排尾翼与机翼和机身的相对位置。 ^[1] 

抖振是一种随机性振动，但在频域内是有规则的，其功率谱的主峰值一般与第一阶固有频率相对应。相较于颤振，抖振虽然不会立刻破坏飞行器的结构，但是增加的结构应力会降低飞行器疲劳寿命；同时，抖振还会对飞行器的气动性能、武器系统、机械电子仪器设备以及乘员的舒适性等产生不利影响。严重的抖振还可能导致驾驶员失去操纵能力，从而危及飞行及驾驶员的安全。所以，飞行器设计都把抖振作为一个重要的因素予以考虑。

抖振可区分为升力型和非升力型两类。升力型抖振出现在翼面上，包括通常所说的大迎角抖振、激波引起的抖振及机翼尾迹导致的尾翼抖振(见右图)；非升力型抖振是指因飞行器外形突变而引起的抖振，常见于飞机炸弹舱门、减速板打开，起落架放下的状态及运载火箭面积变化率不连续等。

飞行器的抖振特性包括抖振边界、抖振深入特性及抖振载荷。抖振边界是指机翼抖振开始发生时的飞机迎角或此迎角下升力系数随Ma变化的曲线，表示超过此边界飞行器即会产生抖振。对于民航飞机，其巡航飞行状态都必须在抖振边界以下并留有一定裕度(通常预留裕度为ΔC_L=0.1)；对于军用战斗机，因有很高的机动能力要求，可超越抖振边界飞行，所以必须测量抖振深入特性和抖振载荷。抖振载荷是指飞行器结构对分离气流脉动压力激励的响应，是结构振动强度的定量描述。飞行器的最小允许速度、安全飞行速度、垂直和水平机动能力等重要飞行性能的确定都和抖振特性密切相关。 ^[2] 

激振力几乎不受振动本身的影响。主要实例为飞机尾翼的抖振。当飞机作跨声速飞行时，机翼表面有局部超声速区，该区以激波结束。激波与翼面上的边界层有强烈的相互作用 ，当激波强度足够大时，导致边界层分离。分离气流很不稳定，当其流向下游冲击尾翼时，就使尾翼发生抖振。发生抖振的飞行马赫数同翼剖面的形状和迎角有关。当自由流速达到超声速时，激波移至后缘，抖振消失。此外，飞机作低速大迎角飞行时，机翼表面及翼身结合处的边界层严重分离，挟带大量混乱涡的分离气流冲击尾翼同样引起抖振。抖振严重时，飞机有可能在空中解体。 ^[1] 

确定飞机抖振开始时的迎角（或升力系数）随飞行高度和马赫数变化所构成边界的飞行试验。超过抖振边界后飞机进入抖振区，在抖振区内，飞机的纵向稳定性和操纵性变坏，结构和振动程度剧增，机上人员感到不适，结构强度和机上设备的工作受到影响。抖振强度随进入抖振区的深度而增加。为确定抖振边界必须使飞机进入抖振区，所以抖振试飞的难度大，风险也较大。通常采用粘贴于结构上的应变片和振动加速度传感器及磁带记录器组成测试系统。在应变值或振幅值达到规定值时，确定其抖振边界。 ^[1]