Тема 3. Аэроупругость

Литература:

Комаров А.А., Кудинов А.А., Зинченко В.И. Конструкция и эксплуатация воздушных судов. - М: "Транспорт", 1986.

Житомирський Г.И. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 1992.

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.

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.

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.

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.

Несущая конструкция должна быть не только прочной, но и достаточно жесткой. В случае податливой конструкции увеличение нагрузки, обусловленной подъемной силой, может вызвать такую деформацию крыла, которая эквивалентна увеличению угла атаки с соответствующим увеличением подъемной силы и т.д., вплоть до разрушения конструкции. Недостаточная жесткость конструкции может стать причиной возникновения специфических крутильных колебаний - флаттера. При флаттере крылья самолета совершают машущие движения, подобные взмахам крыльев летящей птицы. Существует определенная взаимозависимость между крутильными и изгибными деформациями крыла, вызванными аэродинамическими нагрузками, и энергия воздушного потока при флаттере может вызвать нарастание крутильно-изгибных колебаний, которые в конце концов приводят к разрушению конструкции. Флаттер может также возникать в виде машущих движений несущих поверхностей рулей, изгибных колебаний фюзеляжа и знакопеременных деформаций других элементов конструкции летательного аппарата.

Крылья начинают совершать антисимметричные изгибные колебания. Если при возникновении такого движения аэродинамические силы усиливают его, то при недостаточной жесткости конструкции флаттер приведет к разрушению крыльев.

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.

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. 7.2.). Предположим, что под действием какого-нибудь возмущения крыло с закрепленным неподвижно элероном прогнулось вверх, а затем это возмущение исчезло.

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.

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.

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.

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.

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.

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 как 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.

Бафтинг.

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.

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 > 1,2Vmax.max.

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.

Потеря эффективности и реверс элеронов

Рис. 7.6. Потеря эффективности 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 эффективность 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 поднимающегося - 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.

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.

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 > 1,2Vmax.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.

Трансзвуковая тряска рулей.

Завихрения, вызванные отделением пограничного слоя с крыла, попадая на оперение самолёта, вызывают аэродинамическую тряску. Срыв пограничного слоя происходит на малых скоростях полёта перед началом сваливания (срывная тряска). Также отделение пограничного слоя возникает за скачками уплотнения при полёте в трансзвуковом диапазоне чисел М (скоростная тряска).

Поскольку во втором случае сорванный поток обладает гораздо большей энергией, то при попадании на оперение может вызвать разрушение конструкции. Нужно всячески избегать попадания на режим скоростной тряски.

«Зуд» системы управления.

Если скачок уплотнения расположен возле оси вращения рулевой поверхности, то её отклонение может вызывать перемещение скачка, создавая быстрые изменения шарнирного момента. Это вызовет вибрацию проводки управления, называемую «зуд» системы управления.

Методы улучшения управляемости в трансзвуковом диапазоне

Эффективность традиционных рулевых поверхностей уменьшается в трансзвуковом диапазоне числе М. Некоторого улучшения можно добиться, используя генераторы вихрей.

Тем не менее, коренного улучшения управляемости можно добиться используя:

- цельноповоротный стабилизатор;

- интерцепторы-элероны.

Зуда рулевых поверхностей можно избежать путём установки узких полосок вдоль задней кромки, использованием демпферов проводки управления или увеличения жесткости контура управления (усилия от поверхности замыкаются на силовом приводе).

Из-за возрастания и большого изменения шарнирных моментов на рулевых поверхностях в трансзвуковом диапазоне, система управления обеспечивается рулевыми приводами и механизмами искусственного создания усилий на органах управления.

Автоколебания колес шасси типа "шимми"

Применение самоориентирующихся колес передних стоек привело к появлению нового не встречавшегося ранее вида самовозбуждающихся колебаний передней стойки, получившего название "шимми". Шимми - самовозбуждающиеся колебания носовой стойки шасси, которые могут возникнуть на определенной скорости движения самолета во время разбега или пробега. Эти колебания вызывают интенсивные вибрации носовой части фюзеляжа и приборных досок, что затрудняет наблюдение за приборами, могут вывести из строя бортовое оборудование, привести к срыву пневматиков, поломке стойки и разрушению конструкции носовой части фюзеляжа. Рассмотрим кинематическую картину шимми. Будем считать, что стойка и узлы ее крепления к самолету абсолютно жесткие, пневматик упругий, колесо может свободно поворачиваться вокруг вертикальной оси. Предполагается также, что относительно поверхности грунта колесо не проскальзывает. Во время движения самолета по грунту носовое колесо может поворачиваться вокруг оси ориентира как жесткий диск, пневматик - получать боковую деформацию сдвига и закручиваться (см. рис. 7.7.). Смещение отсчитывается от центра контактной площадки до срединной плоскости диска колеса. Угол закручивания пневматика равен углу между продольной осью симметрии контактной площадки и плоскостью колеса.

Рис. 7.7. Основные параметры “Шимми”

Наличие отмеченных трех степеней свободы и обуславливает характер колебаний. Особенность этих колебаний в том, что они имеют совместный изгибно-крутильный характер. Если катящееся колесо, например, получило боковую деформацию, то в следующий момент времени оно повернется на определенный угол. Для выяснения сущности явления рассмотрим перемещение точек, расположенных на беговой дорожке в плоскости симметрии колеса при его движении по грунту (см. рис. 7.8.). При боковой деформации колеса точка А, лежащая в контактной поверхности, сместится на определенную величину от плоскости симметрии, а точка В, лежащая выше контакта с грунтом, на меньшую величину. Следовательно, после того, как колесо совершит поворот, при котором точка колеса В войдет в контакт с грунтом, контактная поверхность повернется на некоторый угол, а затем и колесо повернется на этот же угол. Если начальный импульс вызвал поворот колеса на определенный угол (см. рис. 7.9.), то в следующий момент контактная площадка сойдет с прямой, по которой движется ось стойки. При этом за счет сил сцепления колеса с поверхностью грунта начнет накапливаться изгибная (боковая) деформация пневматика. С увеличением боковой деформации поворот колеса постепенно уменьшается и при достижении максимальной боковой деформации становится равным нулю. При дальнейшем движении угол поворота колеса возрастает, а боковая деформация уменьшается. Таким образом, колесо совершает колебательное движение, катясь по траектории переменной кривизны. Амплитуда самовозбуждающихся колебаний шимми зависит от соотношения энергии, подводимой к колесу, и энергии демпфирования. Демпфирование колебаний стойки происходит за счет трения в узлах и проскальзывания пневматика относительно грунта. Если энергия, подводимая к стойке, больше энергии демпфирования, то амплитуда колебаний возрастает.

Критическая скорость шимми повышается с увеличением выноса колес, его жесткости и при применении колес меньших размеров. При выносе, большем радиуса колеса, явление шимми практически невозможно. Однако по конструктивным соображениям обычно принимают вынос менее 0,6-0,7 от радиуса колеса. Жесткость колеса зависит от степени износа пневматика и давления его зарядки. Износ и снижение давления в пневматике приводят к уменьшению его жесткости, а, следовательно, к уменьшению критической скорости шимми.

Повысить критическую скорость шимми можно, применяя спаренные колеса, жестко связанные между собой одной осью. В случае колебаний такой стойки колеса движутся по траекториям различной кривизны (см. рис. 7.9.). Следовательно, они должны иметь и различные поступательные скорости при одной и той же угловой. Возможно это только в условиях проскальзывания колес. При этом на колесо, движущееся по траектории большего радиуса, будет действовать лобовая сила трения, направленная назад, а на колесо, движущееся по меньшему радиусу, - сила, направленная вперед. Момент указанных сил стремится вернуть колеса в нейтральное положение. Работа сил трения колес о грунт вызывает затухание колебаний. К недостаткам такой конструкции следует отнести быстрый износ пневматиков.

Для борьбы с шимми на современных самолетах применяют гидравлические гасители (демпферы) колебаний (см. рис. 7.10.). Величина критической скорости шимми зависит также от нагрузки на переднюю стойку и коэффициента трения пневматика о поверхность взлетно-посадочной полосы. Чем больше эти величины, тем меньше критическая скорость шимми.

Дата добавления: 2014-12-08