Moscow Boeing Design Center Жесткость конструкции (stiffness) Урок 11 Материалы для самостоятельного изучения Вибрации и аэроупругость самолёта Вибрации частей самолета Флаттер оперения Понятие об аэроупругости частей самолёта Бафтинг Определение и разновидности флаттера Дивергенция несущих поверхностей Изгибно-крутильный флаттер крыла Потеря эффективности и реверс элеронов Изгибно-элеронный флаттер крыла "Всплывание" элеронов Exit
Moscow Boeing Design Center Жёсткость конструкции Ц. Д. Линия центров давления крыла совпадает с линией центров жесткости сечений Ц. M. Ц. Ж. • Жесткостью (stiffness) называется способность конструкции сопротивляться действию внешних нагрузок (external load) с наименьшими деформациями (billowing). • Жесткость определяет работоспособность конструкции в такой же (а иногда и в большей) мере, как и прочность. • Повышенные деформации могут нарушить нормальную работу конструкции задолго до возникновения опасных для прочности напряжений (stress). Нарушая равномерное распределение нагрузки, деформации вызывают сосредоточение усилий на отдельных участках деталей, в результате чего появляются высокие местные напряжения. Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Жёсткость конструкции (продолжение) • Жесткость имеет большое значение для конструкций, имеющих аэродинамическую поверхность (airfoil), таких как крыло (wing), стабилизатор (stabilizer), киль (fin), элероны (aileron), рули (elevator, rudder) и т. д. • Конструкция этих агрегатов должна иметь достаточную жесткость, что бы деформации при нагружении не превышали заданные пределы искажения формы агрегатов и не приводили бы к изменению аэродинамических характеристик и характеристик устойчивости и управляемости самолёта за допустимые пределы. Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Жёсткость конструкции (окончание) • При этом не должна также нарушаться и кинематика (kinematics) механических элементов управления подвижными частями планера (механизацией крыла (high-lift devices), рулями, створками люков и т. д. ). • От жесткости конструкции зависит возможность возникновения опасных колебаний частей самолёта и потеря эффективности рулей и элеронов. • Так как нагрузки зависят от V 2, то расчетным путём определяются критические скорости - Vкр возникновения аэроупругих колебаний (aeroelasticity vibration) или недопустимых деформаций, при этом максимально допустимая скорость полёта Vmax должна быть меньше Vкр. • Условие является обязательным и задаётся НОРМАМИ ПРОЧНОСТИ. • Это всегда подтверждается динамическими (dynamic) и лётными испытаниями (flight test). • Достижение необходимого, достаточного уровня жесткости конструкции всегда есть компромис, так как увеличение жесткости связано с увеличением высоты сечения или увеличения площади сечения силовых элементов (load-bearing element), а это ухудшает аэродинамические или весовые характеристики самолёта. Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Реверс органов управления Реверс (reverse) органов управления - явление потери эффективности органов управления и возникновение обратного их действия на самолёт, которое может произойти из-за закручивания крыла (стабилизатора, киля) под действием аэродинамических сил, возникающих при отклонении элеронов (рулей). Скорость полёта, при которой органы управления не создают управляещего момента (driving moment), т. е. их эффективность равна нулю, называются критической скоростью реверса Vкр. р. При значении Vкр. р. , меньшем, чем скорость полёта, наступает реверс элеронов. При этом изменяетя знак создаваемого ими управляющего момента и возникает несоответствие отклонения самолёта, отклонению рычага управления (control lever) лётчиком, т. е. обратное действие органов управления на самолёт. Наиболее харктерно это явление для элеронов, удалённых от продольной оси (centerline) самолёта и расположенных в концевой, менее жесткой части крыла, особенно на стреловидных крыльях (swept wings), большого удлинения и стреловидности с небольшой относительной толщиной профиля крыла. Это объясняется тем, что изменение углов атаки (angle of attack) у стреловидных крыльев происходит не только из-за закручивания крыла при отклонении элерона, но и за счёт изгиба крыла. Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Изменение угла атаки сечений крыла с прямой и обратной стреловидностью при изгибе крыла изогнутая плоскость хорд V – направление полета Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Реверс элеронов Ц. Ж. Ц. Д. Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Реверс элеронов • При отклонении элерона вниз на половине крыла, соответствующей этому положению элерона, получется приращение подъёмной силы (lifting force) . • На недостаточно жестком крыле момент от силы вызовет закручивание крыла на угол • В результате этой деформации появится сила , которая всегда будет направлена в сторону, противоположную подъёмной силе от элеронов. • Скорость полёта, при которой и эффективность элерона станет нулевой называется Vкрит. реверса. • При дальнейшем росте скорости, подъёмная сила на закрученном крыле с опущенными элеронами изменяет свой знак и возникает момент, который будет кренить самолет в сторону опущенного элерона. Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Реверс элеронов (окончание) На самолётах с крыльями большого удлинения (span-chord ratio) делают внешние и внутренние элероны. Внешние элероны используют на взлетно-посадочных режимах и на малых скоростях полёта. Большой управляющий момент Мх при малых скоростях обеспечивается большим плечом между внешними элеронами. Внутренние элероны применяются на всех остальных режимах полёта. Для поперечной управляемости используются также и интерцепторы (spoilers). Применение для поперечной управляемости интерцепторов позволяет избежать больших дополнительных затрат массы на увеличение жесткости концевых частей крыла, где расположены элероны. Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Дивергенция Дивергенцией крыла (wing instability) и оперения называется потеря статической устойчивости (buckling crippling) (разрушение) крыла, оперения, пилонов (pylon) в воздушном потоке, которое может произойти при увеличении угла их закручивания аэродинамическими силами, величина которых возрастает с увеличением угла закручивания. Моменты аэродинамических сил, закручивающие конструкцию, возрастают пропорционально скоростному напору, а препятствующие этой закрутке моменты сил упругости от скорости не зависят. Необходимо выполнять условие Vкрит. див. > Vmax. Явление реверса и дивергенции могут возникнуть на агрегатах планера при их нагреве или повреждении (боевом или ресурсном), ослабляющем жесткость конструкции. При нагреве снижаются значения модулей упругости Е и G и появляются температурные напряжения. Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Флаттер (flutter) - это самовозбуждающиеся, незатухающие колебания частей самолёта, возникающие в результате воздействия аэродинамических возбуждающих и демпфирующих сил (damping force), упругих сил (elastic force) конструкции и инерционных сил (inertial forces), воздействие которых усугубляется несовпадением центра масс (center-of-gravity, Cg) и центра жесткости (flexural centre) сечений. В настоящее время известно много форм флаттера крыла и оперения. Наиболее распространёнными из них являются: • Изгибно-крутильный флаттер (flexure-torsion flutter) крыла (оперения), сопровождающийся изгибом и закручиванием крыла (оперения); • Изгибно-крутильный элеронный флаттер при которм происходит изгиб и кручение крыла с отклонением элеронов (за счёт нежесткости и люфтов в проводке управления); • Изгибно-крутильный рулевой флаттер горизонтального оперения сопровождающийся изгибом и кручением горизонтального оперения и фюзеляжа и симметричным отклонением рулей; • Изгибный флаттер крыла (оперения), сопровождающийся изгибом крыла (оперения); • Изгибно - элероный флаттер. Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Флаттер (видео) Кликните по картинке для воспроизведения… Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Изгибно-крутильный флаттер крыла (оперения) Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Изгибно – элеронный флаттер Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Изгибно – элеронный флаттер (продолжение) Отклонение несбалансированного элерона под действием собственных инерционных сил, возникающее при случайном отклонении концевой части крыла от нейтрального положения, приводит к возникновению возбуждающих и демпфирующих аэродинамических сил. В нижнем положении I (y=ymax, y=0, y = ymax) – сила инерции, приложенная к Ц. М. элерона на расстоянии а от оси вращения и равная mэл∙y, создаёт момент, отклоняющий элерон вниз, в сторону противоположную движения крыла вверх, в положение II. При этом на крыле, движущемся в воздушном потоке, возникают дополнительные аэродинамические силы: Рв - в центре давления сил от отклонения элерона. Во всех положениях Рв направлена по вертикальной скорости крыла ( y ) и является возбуждающей. Рд – в фокусе крыла из-за его вертикального перемещения со скоростью (y) и направлена против изгибного движения крыла и является демпфирующей. (От соотношения работ этих сил зависит, будут ли колебания крыла затухающими или незатухающими). Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Изгибно – элеронный флаттер (окончание) В положении III отклонение элерона достигает своего максимального значения (δэл. max) (за счет люфтов, нежесткости проводки и т. д). Крыло в колебательном процессе проходит нейтральное положение III, после чего скорость его вертикального перемещения начинает падать, знак ускорения меняется, изменяя направление действия инерционной силы. Дальше, при движении крыла вниз всё повторяется в обратном порядке. Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Конструктивные меры по предотвращению флаттера • Повышение жесткости крыла на кручение. • Смещение центра масс вперед по хорде (установка грузов, установка на крыле двигателей с выносом вперед). • Весовая балансировка элеронов и рулей (за счёт установки грузов и применения сотовых конструкций (honeycomb structure), уменьшающих массу хвостовых частей). • Увеличение жесткости проводки управления. • Установка в системе управления демпферов. Всё это используется для выполнения требования Vкрит. фл. > Vmax Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Moscow Boeing Design Center Бафтинг (buffeting) оперения - это вынужденные колебания оперения под воздействием сорванного завихренного потока от впереди расположенного крыла, надстроек на фюзеляже, двигателей, подвесных баков, открытых створок шасси и т. д. При возникновении резонансных колебаний возможно быстрое разрушение конструкции или в результате повторных нагрузок на оперение привести его к усталостному разрушению. Борьба с бафтингом заключается в улучшении аэродинамических форм самолёта (установка зализов в зоне стыка крыла с фюзеляжем, в выносе горизонтального оперения из зоны спутной струи от крыла и т. д). Немного теории в дополнение к этому уроку… Урок 11. Жесткость конструкции Exit
Дополнительные материалы Moscow Boeing Design Center Вибрации и аэроупругость самолёта Вибрации частей самолета Конструкция планера самолета, взаимодействуя с окружающей средой, может входить в режимы упругих периодических колебаний различных видов. Встречающиеся в процессе эксплуатации самолета упругие периодические колебания его частей могут быть сведены в следующие группы: 1. Собственные (свободные) колебания - периодические упругие колебания элементов конструкции или всего планера самолета, возникающие после внешнего однократного толчка и протекающие в изолированной системе. В этом случае характер колебаний определяется только внутренним строением системы, зависящим от ее массы, характеристик демпфирования и упругости. Энергия для протекания собственных колебаний поступает в систему от начального толчка, после чего система остается изолированной и никаких внешних силовых воздействий не испытывает. Колебания носят затухающий характер. 2. Вынужденные колебания - периодические колебания элементов конструкции или частей самолета, возникающие под воздействием внешней периодической силы и поддерживаемые ею. Периодичность этих колебаний определяется частотой изменения возбуждающей силы. Энергия для вынужденных колебаний поступает от действия возбуждающей внешней периодической силы. Характер колебаний определяется как внешней силой, так и физическими параметрами самой системы. К источникам переменных нагрузок относятся: • возмущения обтекающего самолет воздушного потока вследствие турбулентности атмосферы; • возмущения потока, возбуждаемые самим летящим самолетом и действующие на него; • вибрации, создаваемые двигателями. Переменные нагрузки вызывают колебания элементов конструкции самолета с частотами, равными частотам возбуждающих переменных сил. Наиболее опасным является случай, когда частоты сил, возбуждающих колебания, оказываются близкими или равными частотам собственных колебаний конструкции или ее элементов. Возникающие при этом резонансные колебания характеризуются резким увеличением их амплитуд, что может привести к разрушению конструкции. Для устранения возможности возникновения резонанса стараются так выполнить конструкцию и ее элементы, чтобы частоты их собственных колебаний были далеки от частот возбуждающих сил. Дополнительные материалы. Вибрации частей самолета Вернуться в исходный текст Следующая страница
Moscow Boeing Design Center Основными видами вынужденных колебаний частей конструкции современного самолета являются колебания, вызванные переменностью аэродинамических сил, действующих на самолет. Турбулентность атмосферы, а также "вихревые следы", оставляемые другими самолетами, могут быть мощными возбудителями вынужденных колебаний конструкции самолета. Однако столкновение с ними часто носит случайный характер. Вихри, сбегающие с крыла и винтов, могут воздействовать на хвостовую часть фюзеляжа и оперение, вызывая их колебания. Срыв потока с носка крыла может создавать пульсирующие нагрузки у задней части крыла. Наибольшую опасность представляют вибрации от переменных аэродинамических сил, возникающих в результате срывов потока с расположенных впереди частей, получившие название бафтинга. Срыв потока может происходить с крыла, особенно на больших углах атаки самолета, а также с любой другой поверхности, находящейся в потоке воздуха: с фонарей кабин, зализов, оперения, пилонов и гондол двигателей, антенн и т. д. В зависимости от режима полета изменяются нагрузки, действующие на крыло, оперение и фюзеляж, изменяются и деформации этих агрегатов. На тяжелом транспортном самолете даже в горизонтальном полете величина прогиба конца крыла измеряется метрами. Прогибы фюзеляжа значительно меньше, так как жесткость его конструкции значительно выше жесткости конструкции крыла. К самовозбуждающимся колебаниям относится флаттер некоторых частей самолета под действием возбуждающих аэродинамических сил в результате их взаимодействия с упругими и инерционными силами в конструкции. Флаттер характеризуется быстрым и внезапным для пилота возрастанием амплитуды возникших колебаний, а иногда и разрушением конструкции самолета. Вибрациям, вызванным турбулентностью атмосферы подвержены не только крыло, но и другие части самолета, в частности фюзеляж. Для борьбы с такими вибрациями на современных самолетах применяют системы автоматического демпфирования колебаний. Принцип действия этих систем основан на создании сил и моментов, противодействующих упругим колебаниям конструкции. В качестве датчиков колебаний можно использовать акселерометры, расположенные в центре тяжести самолета. Полученный сигнал преобразуется в команду, которая поступает на привод рулевых поверхностей, при отклонении которых создаются силы, демпфирующие колебания. Вибрации частей самолета оказывают вредное воздействие на его оборудование. При этом могут нарушаться нормальные режимы работы оборудования, снижается срок его службы и надежность. Поэтому в последние годы большое внимание уделяется созданию специальных средств защиты оборудования от динамических воздействий. С помощью амортизаторов изменяют жесткость конструкции, и, следовательно, ее частотную характеристику. Таким путем можно добиться устранения опасных вибраций. Вернуться в исходный текст Дополнительные материалы. Вибрации частей самолета Следующая страница Предыдущая страница
Moscow Boeing Design Center Понятие об аэроупругости частей самолёта Конструкция самолета является упругой, поэтому под нагрузкой она деформируется. В потоке воздуха это приводит к изменению аэродинамической нагрузки, что в свою очередь вызывает дополнительные деформации конструкции. Большие деформации влияют на величину и распределение аэродинамической нагрузки, на устойчивость и управляемость самолета, могут приводить к потере статической устойчивости конструкции. В процессе деформации конструкции возможно возникновение инерционных сил, которые совместно с аэродинамическими и упругими силами обусловливают колебания конструкции и могут стать причиной ее динамической неустойчивости. Изучение взаимодействия аэродинамических, упругих и инерционных сил и влияния этого взаимодействия на конструкцию самолета составляет содержание теории аэроупругости. Аэроупругие явления принято делить на статические и динамические. При статических явлениях силы зависят лишь от самих деформаций и не зависят от их изменения во времени. Сюда относятся местные деформации обшивки, деформации крыла, оперения, фюзеляжа и влияние их на перераспределение нагрузки, реверс рулей и элеронов, "всплывание" элеронов, перекручивание (дивергенция) крыла, оперения, пилона и т. п. Перечисленные явления обусловливаются взаимодействием аэродинамических и упругих сил. При динамических явлениях силы зависят не только от деформаций, но и от изменения их во времени. Динамические аэроупругие явления - флаттер, бафтинг, трансзвуковые колебания рулей и пр. - обусловлены взаимодействием аэродинамических, упругих и инерционных сил. Вследствие деформаций крыла, оперения и фюзеляжа изменяются аэродинамические нагрузки, действующие на самолет, и характер их распределения. Это вызывает перемещение положения фокуса самолета, т. е. точки приложения приращения аэродинамических сил при изменении угла атаки. Поэтому меняются и характеристики устойчивости и управляемости самолета. Так, например, вследствие изгиба фюзеляжа изменяется приращение подъемной силы на оперении, закрепленном на жестком фюзеляже, поэтому фокус переместится вперед. А так как запас статической устойчивости определяется разностью между положениями фокуса и центра тяжести, то этот запас уменьшится. При малом начальном запасе устойчивости в результате упругих деформаций фюзеляжа, крыла и оперения самолет может оказаться даже неустойчивым. Вернуться в исходный текст Дополнительные материалы. Понятие об аэроупругости Следующая страница Предыдущая страница
Moscow Boeing Design Center Определение и разновидности флаттера Флаттер можно определить как динамическую неустойчивость конструкции в потоке воздуха. Возникает флаттер в результате взаимодействия аэродинамических, упругих и инерционных сил. Флаттеру могут быть подвержены крыло, оперение, обшивка и другие части самолета. Флаттер - это самовозбуждающиеся незатухающие колебания частей конструкции, происходящие под действием аэродинамических сил, которые возникают при колебаниях и исчезают в отсутствии колебаний. Поэтому это явление называют самовозбуждающимися колебаниями, или автоколебаниями. Энергия, необходимая для поддержания этих колебаний, доставляется встречным потоком воздуха. Флаттер - весьма скоротечное и опасное явление, которое обычно заканчивается разрушением самолета. Известно много различных форм флаттера, которые определяются возможными сочетаниями деформаций конструкции во время колебаний. Наибольшую практическую значимость представляют следующие: • изгибно-крутильный флаттер крыла (оперения), характеризующийся изгибом и закручиванием крыла (оперения); • изгибно-элеронный флаттер крыла, сопровождающийся изгибом крыла и отклонением элерона; • изгибно-рулевой флаттер горизонтального оперения, характеризующийся изгибом фюзеляжа и симметричным отклонением рулей высоты. Флаттер наступает при определенной скорости полета, которую называют критической скоростью флаттера. Для каждой формы флаттера существует своя критическая скорость. У большинства самолетов она на 25 -30% превышает максимально возможную скорость полета, с тем, чтобы полностью исключалась возможность возникновения флаттера. Смотреть пример симметричного флаттера Смотреть пример антисимметричного флаттера Изгибно-крутильный флаттер крыла Крыло может совершать колебания двух основных видов: изгибные и крутильные. Однако вследствие несовпадения линий центров тяжести с линией центров жесткости сечений чисто изгибные или чисто крутильные колебания крыла практически невозможны. Вне зависимости от того, каков начальный импульс - изгибный или крутильный, колебания всегда совместны - изгибно-крутильные. Рассмотрим упрощенную картину развития изгибно-крутильного флаттера крыла (см. рис. 2. ). Предположим, что под действием какого-нибудь возмущения крыло с закрепленным неподвижно элероном прогнулось вверх, а затем это возмущение исчезло. Вернуться в исходный текст Дополнительные материалы. Изгибно-крутильный флаттер Следующая страница Предыдущая страница
Moscow Boeing Design Center Каждое сечение крыла характеризуется: - положением центра тяжести, где приложена сила тяжести; - положением центра жесткости, где приложена сила упругости; - положением фокуса, где приложены приращения аэродинамических сил, действующих на крыло. При отклонении крыла от нейтрального положения на него будет действовать сила упругости, стремящаяся возвратить крыло в нейтральное положение. Под действием этой силы крыло, отогнутое вверх, начинает двигаться вниз, а возникшая в начале движения сила инерции, приложенная в центре тяжести, будет закручивать крыло относительно его центра жесткости. При этом угол атаки крыла станет отрицательным. Это изменение угла атаки вызовет дополнительную аэродинамическую силу, направленную вниз и приложенную в фокусе крыла, которая будет способствовать движению крыла вниз и его дальнейшему закручиванию. Благодаря этому в момент, когда крыло достигнет нейтрального положения и сила упругости станет равной нулю, крыло продолжит свое движение, а угол его закручивания будет максимальным отрицательным. После того, как крыло, пройдя нейтральное положение, начнет отгибаться вниз, возникающая силы упругости начнет замедлять скорость прогиба крыла вниз, а сила инерции - уменьшать закрутку крыла, уменьшая угол атаки. С уменьшением угла атаки крыла будет уменьшаться дополнительная аэродинамическая сила и замедляться движение крыла вниз. Крыло отогнется вниз и займет крайнее нижнее положение. В зависимости от величины закручивания крыла и дополнительной аэродинамической силы прогиб крыла вниз может оказаться больше, чем его начальный отгиб вверх. При дальнейшем движении крыла вверх картина действия сил повторится, но величина отгиба крыла вверх будет уже большей. Это вызовет увеличение силы упругости, а, следовательно, и скорости возвращения крыла к нейтральному положению. В свою очередь последнее вызовет увеличение инерционной силы, закручивающей крыло на этапе его колебаний, и соответственное увеличение дополнительной аэродинамической силы. Изгибные колебания крыла и его закручивание будут возрастать и приведут к быстрому разрушению конструкции крыла. Вернуться в исходный текст Дополнительные материалы. Изгибно-крутильный флаттер Следующая страница Предыдущая страница
Moscow Boeing Design Center При этих колебаниях возникают, конечно, и демпфирующие силы, тормозящие развитие колебаний. К ним относятся силы трения в конструкции, аэродинамические силы сопротивления, внутренние силы трения в материале конструкции. Так, при движении крыла, например, вниз, возникает вертикальная скорость, которая, складываясь геометрически со скоростью потока воздуха, обтекающего крыло, вызывает увеличение угла атаки крыла. При этом возникает дополнительная аэродинамическая сила, направленная против движения крыла. Такая сила называется аэродинамической силой, демпфирующей колебания крыла. До тех пор, пока работа демпфирующих сил, величина которых примерно пропорциональна скорости полета самолета, больше работы возбуждающих колебания дополнительных аэродинамических сил, пропорциональных квадрату скорости полета, возникшие колебания будут затухать. При скорости, равной критической скорости флаттера, работа возбуждающих колебания сил оказывается равной работе демпфирующих колебания сил. При скорости полета больше этой критической скорости возникает флаттер. С увеличением жесткости крыла критическая скорость изгибно-крутильного флаттера возрастает. Даже незначительное смещение центра тяжести вперед приводит к заметному увеличению критической скорости флаттера. Смещения центра тяжести вперед можно достичь конструктивными мерами, в частности облегчением конструкции хвостовой части крыла или установкой в носке специальных противофлаттерных грузов - балансиров. Для повышения эффективности балансиров их устанавливают в виде болванки в носке на конце крыла или выносят вперёд в виде хорошо обтекаемой штанги. Отклоняемый стбилизатор Противофлаттерный груз Большое влияние на критическую скорость флаттера оказывают агрегаты и грузы, размещенные на крыле: двигатели, подвесные топливные баки, блоки с оборудованием т. п. Например, двигатели, вынесенные вперед, подобно балансирам увеличивают критическую скорость флаттера. Топливо, размещенное в отсеках крыла, также влияет на критическую скорость флаттера. С увеличением высот полета критическая скорость флаттера возрастает. Вернуться в исходный текст Дополнительные материалы. Изгибно-крутильный флаттер Следующая страница Предыдущая страница
Moscow Boeing Design Center Изгибно-элеронный флаттер крыла Изгибно-элеронным флаттером крыла называют такую форму колебаний, при которой имеют место изгиб крыла и отклонение элерона. Кручение крыла при этом предполагается настолько малым, что им можно пренебречь. Рассмотрим физическую картину этого вида флаттера. Будем считать, что на крыле расположен несбалансированный элерон, у которого центр тяжести расположен позади оси вращения. Для простоты предположим, что элерон аэродинамически скомпенсирован, т. е. его отклонение не вызывает моментов аэродинамических сил, препятствующих этому отклонению. Предположим также, что возможно произвольное отклонение элерона при неподвижной ("зажатой") ручке управления за счет упругости проводки управления и люфтов. Пусть, как и в случае изгибно-крутильного флаттера, крыло под действием какого-то возмущения прогнулось вверх, а затем это возмущение исчезло, и крыло было предоставлено само себе (см. рис. 7. 3. ). Под действием силы упругости конструкции крыла оно начнет двигаться к нейтральному положению вниз. Вследствие действия сил инерции центр тяжести элерона будет отставать от перемещения крыла, и элерон отклонится вверх. Это вызовет появление дополнительной аэродинамической силы, приложенной в фокусе крыла и направленной вниз. Ее величина пропорциональна отклонению элерона. Эта сила заставит крыло пройти нейтральное положение и отклониться вниз. Сила упругости будет препятствовать этому движению, и тормозить его. Возникшая при этом сила инерции начнет уменьшать отклонение элерона, так что в крайнем нижнем положении крыла элерон окажется в нейтральном положении. Вернуться в исходный текст Дополнительные материалы. Изгибно-элеронный флаттер Следующая страница Предыдущая страница
Moscow Boeing Design Center Под действием силы упругости крыло начнет отклоняться вверх, а сила инерции будет отклонять элерон вниз. Появится аэродинамическая сила, направленная вверх, и картина развития флаттера повторится. Как и в случае изгибно-крутильного флаттера, возбуждающей является аэродинамическая сила. Если скорость полета превысит критическую, когда работа возбуждающей аэродинамической силы окажется больше работы сил, демпфирующих колебания, колебания начнут возрастать и могут привести к аварии. Скорость, при которой наступает явление саморазвивающихся колебаний, когда крыло изгибается и одновременно самопроизвольно отклоняются элероны, изменяя аэродинамическую силу и все больше раскручивая крыло, называется критической скоростью изгибно-элеронного флаттера. Как отмечалось выше, изгибно-элеронный флаттер возможен, если при колебаниях крыла элерон отклоняется в сторону, обратную движению крыла. Происходит это вследствие того, что элерон имеет возможность поворачиваться относительно оси шарниров и центр тяжести у несбалансированного элерона находится позади его оси вращения. В соответствии с этим основные меры, направленные на повышение критической скорости изгибно-элеронного флаттера, сводятся к весовой балансировке элеронов, увеличению жесткости проводки управления и устранению люфтов в ней. Критическая скорость флаттера зависит также от расположения элерона по размаху, увеличиваясь при смещении элерона от конца в среднюю часть крыла. При весовой балансировке центр тяжести элерона совмещают с осью вращения или добиваются, чтобы он находился впереди оси вращения. В соответствии с этим говорят о 100%-ной весовой балансировке или перебалансировке элеронов. Достигается балансировка с помощью грузов (балансиров), устанавливаемых перед осью вращения элерона. Балансировка может осуществляться сосредоточенными грузами, вынесенными вперед на кронштейне, или грузом, равномерно распределенным по размаху элерона. В случае балансировки равномерно распределенным по размаху грузом все сечения элерона балансируются примерно одинаково, но вес груза получается большим, составляя иногда до 50% веса элерона. При балансировке сосредоточенными грузами вес последних требуется значительно меньший, однако балансировка сечений элерона при этом существенно неодинакова: сечения, где расположен груз, оказываются перебалансированными, а все другие - несбалансированными. При колебаниях крыла это приводит к возникновению сил, скручивающих элерон, что снижает эффект балансировки. Вернуться в исходный текст Дополнительные материалы. Изгибно-элеронный флаттер Следующая страница Предыдущая страница
Moscow Boeing Design Center Флаттер оперения Оперение - поверхность, подобная крылу. Естественно поэтому, что основные виды флаттера оперения имеют такую же природу, как и рассмотренные выше изгибно-крутильная и изгибно-элеронная формы флаттера крыла. Однако форм колебаний у оперения значительно больше, так к собственным деформациям оперения добавляются еще изгиб и кручение фюзеляжа. Основными средствами повышения критической скорости флаттера оперения являются увеличение жесткости оперения и фюзеляжа, а также весовая балансировка стабилизатора и рулей. Недостаточная жесткость при кручении стабилизатора, обусловленная спецификой его крепления, требует применения эффективных мер для повышения критической скорости флаттера. С этой целью на концах половин стабилизатора устанавливают балансировочные (противофлаттерные) грузы, возможно применение специальных демпферов. Иногда часть концевой поверхности оперения (киля, управляемого стабилизатора) срезают. Несущие свойства этой части оперения невысоки, поэтому эффективность его практически не снижается. Вместе с тем центры тяжести концевых сечений оперения смещаются вперед, благодаря чему уменьшается потребный вес противофлаттерного груза, критическая скорость флаттера повышается. Наличие гидроусилителя в системе управления стабилизатором может приводить к образованию еще более сложных колебательных систем, в которых наряду с оперением и фюзеляжем участвует и гидравлический привод. Вернуться в исходный текст Дополнительные материалы. Флаттер оперения Следующая страница Предыдущая страница
Moscow Boeing Design Center Бафтинг представляет собой колебания элементов конструкции, обусловленные быстро изменяющимися аэродинамическими силами, вызванными срывным обтеканием впереди лежащих частей самолета. Срыв потока может происходить с крыла при полете на больших углах атаки (см. рис. 7. 4. ), с различных надстроек на фюзеляже, с подвесок, расположенных на крыле и в местах соединения крыла с фюзеляжем. Причиной бафтинга может быть выпущенное шасси, открытый в полете грузовой люк и пр Срыв потока может наступать на околозвуковых скоростях полета вследствие образования ударной волны и отрыва пограничного слоя с поверхности крыла. Это так называемый скоростной бафтинг. Наиболее часто встречается бафтинг хвостового оперения, который внешне воспринимается как периодические удары по оперению. Спектр частот пульсирующих нагрузок, действующих на оперение, находящееся в вихревом потоке за крылом, весьма широк, и, следовательно, колебания могут возникнуть на частоте, близкой к частоте собственных колебаний конструкции (резонанс). Срыв потока вызывает вибрации деталей, на которых нарушается плавность обтекания, и тех деталей, на которые попадает поток, "засоренный" срывными вихрями. Под воздействием срыва потока с крыла может возникнуть, например, бафтинг горизонтального оперения. При этом оперение начинает вибрировать и амплитуды его колебаний быстро нарастают. Разрушение конструкции при бафтинге может происходить по истечении некоторого времени - вследствие явления усталости, а может происходить очень быстро (если энергия возбуждающих сил велика). Кроме того, затенение хвостового оперения приводит к потере эффективности руля высоты, что сказывается на управлении самолетом. Так как основной причиной бафтинга являются срывы потока при обтекании отдельных частей самолета, то борьба с ним ведется, главным образом, путем улучшения аэродинамических форм самолета, снижения интерференции в местах стыковки его агрегатов. В отдельных случаях положительные результаты были достигнуты за счет выноса горизонтального оперения из зоны спутной струи или повышения изгибной жесткости оперения и фюзеляжа. Последняя мера, однако, связана со значительным увеличением веса конструкции. В ряде случаев полностью устранить бафтинг практически не удается. Поэтому для таких самолетов вводят ограничения на некоторых режимах полета, например ограничения по скоростному напору при полете с внешними подвесками, с открытыми грузовыми люками и др Вернуться в исходный текст Дополнительные материалы. Бафтинг Следующая страница Предыдущая страница
Moscow Boeing Design Center Дивергенция несущих поверхностей Рассмотрим прямое крыло, у которого линия центров давлений расположена впереди оси жесткости. В потоке воздуха при положительном угле атаки на крыле создается подъемная сила, момент от которой закручивает его в сторону увеличения угла атаки (см. рис. 7. 5. ). Такая деформация приводит к росту подъемной силы и дальнейшему увеличению угла атаки и так до тех пор, пока упругий момент, соответствующий кручению крыла, не уравновесит момент аэродинамических сил. В некоторых условиях равновесие крыла оказывается невозможным и оно под воздействием нагрузки апериодически отклоняется от положения равновесия. Явление статической неустойчивости конструкции в потоке воздуха принято называть дивергенцией, или перекручиванием, крыла, а скорость полета, при превышении которой равновесие между упругими и аэродинамическими моментами конструкции невозможно, - критической скоростью дивергенции. На всех высотах критическая скорость дивергенции должна удовлетворять условию Vкp. див > 1, 2 Vmax. Критическая скорость дивергенции возрастает с увеличением жесткости крыла при кручении. Для современных конструкций крыльев критическая скорость дивергенции обычно значительно превышает максимальную скорость полёта. Объясняется это тем, что обеспечение жесткости крыла из условия предотвращения других явлений аэpоупpугости оказалось достаточным для полного исключения дивергенции. Вернуться в исходный текст Дополнительные материалы. Дивергенция Следующая страница Предыдущая страница
Moscow Boeing Design Center Потеря эффективности и реверс элеронов При отклонении элеронов на консолях крыла создаются дополнительные подъемные силы: направленная вверх на половине крыла с опущенным элероном и вниз на половине крыла с элероном, отклоненным вверх. Это приводит к нарушению равновесия самолета относительно оси Х, возникновению кренящего момента в сторону крыла с поднятым элероном. Под эффективностью элеронов обычно понимают реакцию самолета на их отклонение. Если при отклонении элеронов угловая скорость крена нарастает быстро, элероны эффективны. Если самолет вяло реагирует на отклонение элеронов, то эффек-тивность их низка. Реверс элеронов - это обратное действие элеронов, т. е. явление, при котором движение крена происходит в сторону крыла с опущенным элероном. Потеря эффективности элеронов и реверс элеронов связаны с возникновением демпфирующих моментов на крыле, противодействующих движению крена, и с упругостью конструкции, обуславливающей такие деформации крыла, при которых происходит падение кренящего момента и даже изменение его знака. Демпфирующие моменты обусловлены рядом причин. Одна из них заключается в том, что при движении крена у опускающегося крыла угол атаки увеличивается, а у подни-мающегося - уменьшается. В результате возникают дополнительные силы, которые противодействуют движению крена. Если самолет имеет стреловидное или треугольное крыло, то при положительном угле атаки опускающееся крыло уходит вперед по отношению к поднимающемуся, вследствие чего появляется скольжение на опускающееся крыло и на устойчивом в поперечном отношении самолете возникает момент, противодействующий крену. При отклонении элеронов на участках крыла, занятых элеронами, возникает дополнительная нагрузка (см. рис. 7. 6. ). Упругое крыло от этой нагрузки дополнительно деформируется - изгибается и закручивается. Так как элероны расположены у задней кромки крыла, то крыло с опущенным элероном закручивается на уменьшение углов атаки сечений, а с поднятым элероном - на увеличение углов атаки. Чем больше приращение подъемной силы вследствие деформации крыла, тем меньше силы на крыле, обусловленные отклонением элеронов, и ниже эффективность последних. Рис. 6. Потеря эффективности элеронов Величина приращения подъемной силы, вызванная деформацией крыла, растет с увеличением скоростного напора, а величина приращения подъемной силы, обусловленная отклонением элеронов, от скоростного напора практически не зависит. В результате с ростом скоростного напора разность между этими величинами уменьшается и при некотором его значении становится равной нулю. Элероны при этом полностью неэффективны. Скорость полета, соответствующую полной потере эффективности элеронов, называют критической скоростью реверса элеронов. Вернуться в исходный текст Дополнительные материалы. Реверс элеронов Следующая страница Предыдущая страница
Moscow Boeing Design Center Элероны, расположенные в средней, более жесткой части крыла, в меньшей степени влияют на деформации крыла и поэтому сохраняют свою эффективность до больших чисел М полета. Такое расположение элеронов применяется довольно часто, хотя это и ведет к уменьшению площади крыла, занятой взлетно-посадочной механизацией. На оперении, выполненном по схеме стабилизатор - руль, может иметь место реверс рулей. Суть его подобна реверсу элеронов. При отклонении рулей изменяется нагрузка главным образом в хвостовой части профиля. Это вызывает такое закручивание стабилизатора, при котором прирост подъемной силы оперения уменьшается. На всех высотах полёта критическая скорость реверса органов управления должна удовлетворять следующим условиям: Vкp. pев > 1, 2 Vmax. max при Vmax. max < 600 км/ч; Vкp. pев > Vmax. max + 100 км/ч при Vmax. max > 600 км/ч. "Всплывание" элеронов "Всплыванием" элеронов принято называть одновременное отклонение элеронов в одну сторону при попадании самолета в порыв ветра. Возможность "всплывания" объясняется упругостью проводки управления и наличием в ней люфтов. Отклонения элеронов за счет "всплывания" могут составлять 4 -5 град. Одновременное отклонение элеронов вверх приводит к появлению кабрирующего момента. Если крыло прямое, момент, как правило, невелик и легко парируется отклонением рулей высоты. У самолета со стреловидным крылом момент на кабрирование может получаться значительным. Это может привести к выходу самолета не недопустимо большие углы атаки. "Всплывание" элеронов может произойти также из-за температурных деформаций конструкции крыла и проводки управления. Уменьшение влияния "всплывания" элеронов на характеристики устойчивости и управляемости самолета можно обеспечить, увеличивая жесткость проводки управления, снижая величины шарнирных моментов или же принимая меры, направленные на уменьшение кабрирующего момента. Для уменьшения кабрирующего момента элероны располагают в средней части стреловидного крыла или выполняют каждый из двух секций: внутренней, которая работает в течение всего полета, и внешней, которая вступает в работу лишь на взлете и посадке. Дополнительные материалы. «Всплывание» элеронов Вернуться в исходный текст Предыдущая страница
Скачать презентацию Moscow Boeing Design Center Жесткость конструкции (stiffness) Урок
Урок 11. Жесткость конструкции.ppt