飞行器颤振的基本概念
来源：中国CAE（ID：CAEChina），原文来自学术中国YHZhao，作者：赵永辉。
颤振是一种自激振动。如图1所示，地面上的飞机受到扰动后会引起振动，但由于系统阻尼的存在，这种振动便很快衰减直至完全消失。
图1 颤振示意图
飞行中的飞机受到扰动后也会引起振动，当飞行速度较小时，由于气动阻尼作用振动衰减很快；当速度增大到一定程度后，振动衰减逐渐减慢；当达到某一飞行速度后，扰动引起的振幅正好保持不变，这一速度便是颤振临界速度，简称颤振速度，而此时的振动频率称为颤振频率。由于颤振是在其本身运动引起的气动力激励下发生的，所以颤振是一种自激振动。因此，颤振的定义可表述为：当升力面在气流中以一定速度运动时，在弹性力、惯性力和空气动力的作用下，刚好使它能够维持等幅振荡的一种自激振动。
机翼振动时，作用在机翼上的气动力是非定常气动力。为简化起见，可只考虑扭角引起的定常气动力。气动弹性系统的颤振稳定性可从能量输入方面进行定性研究，即研究一个振动周期内具有沉浮和扭转两个自由度的振动机翼上气动力的能量平衡。图2给出了机翼振动中沉浮和扭转之间的相差为零的情况（沉浮运动向下为正，俯仰运动迎风抬头为正），由图可见，单位振动周期内气动力给机翼的能量为零，所以气动力不会激振机翼。若弯曲运动超前扭转运动90度，如图3所示，则整个振动周期内气动力都做正功，因而气动力起激励作用使机翼发生颤振。由此产生的颤振称之为经典的弯扭颤振。
以上分析说明，当机翼的弯曲和扭转之间有适当的相位差时，运动产生的气动力可能对机翼做正功，从而使机翼发生颤振。
图2 相位差为0度，气动力所作总功为零
图3 相位差为90度，气动力所作总功为正值
我们知道，当飞机达到颤振速度时，飞机刚好维持等幅振荡状态。因此在计算颤振速度时，我们只需要知道作简谐运动的飞行器所受的气动力，即频域气动力，就可以了。这能够使颤振分析得以简化。当然也可使用任意运动时域气动力进行颤振计算，虽然这种任意运动时域气动力通常可以通过频域气动力转化，但时域气动力模型往往不易获得。
当我们使用的结构动力学和空气动力学模型都是线性模型时，所进行的颤振分析称为线性颤振分析。线性颤振分析的结果是：当飞行器的飞行速度超过颤振速度后，其振动是随时间不断增加的。
当我们使用的结构动力学和空气动力学模型这两者中有一个是非线性的，则我们所进行的颤振分析称为非线性颤振分析。线性颤振分析的结果往往是：当飞行速度在超过线性颤振速度后的某个区域内，其振动幅值并不像线性系统那样无限增长，而是处于有限幅值的极限环振荡状态。从这个意义上说，结构非线性特别是硬特性结构非线性是有利的非线性。当然，如果极限环振荡是大幅的，那就非常危险，长时间的大幅极限环振荡将最终导致飞行事故。
有一种结构非线性是不利的非线性，那就是间隙非线性。间隙非线性往往由控制面松的铰链连接导致。间隙非线性系统的颤振特性往往是：在低于无间隙时的线性颤振速度下，系统就已经出现幅值很小的极限环振荡。
颤振研究目前主要集中在下述几个方面：
非定常气动力分析：精确预计非定常气动力是精确预计颤振特性的关键。目前，亚音速非定常气动力工程上主要使用偶极子网格法（简称DLM，有的书上叫偶极子格网法，都是一回事）。在其他马赫数范围，则应采用CFD方法计算气动力；
气动弹性优化设计：它是在满足气动要求（主要是防颤振要求）的前提下，以寻求最小重量结构为目的的结构综合设计。这方面的问题包括：结构数学模型化，气动力计算，颤振方程求解，初始设计状态的确定和多次反复的寻优过程；
主动颤振抑制：其基本原理是利用反馈控制系统，主动控制颤振。具体方法是，在飞行器的适当部位，安置若干个传感器以感受结构振动，所感受到的信号按照预先确定的要求（控制规律）反馈到主动控制系统的舵机，由舵机驱动操纵面，产生所需的控制力，使结构振动趋于稳定，达到抑制颤振的目的。它与过去经常采用的被动方法（如增加结构刚度、配重和阻尼等）相比，在减少结构重量和保证飞行性能等方面，具有明显的优越性。
