Аэроупругость планера самолёта

Виды вибраций

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.

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.

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.

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.

Вихри, сбегающие с крыла и винтов, могут воздействовать на хвостовую часть фюзеляжа и оперение, вызывая их колебания.

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.

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.

Флаттер

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 и оперение.

Флаттер – это самовозбуждающиеся незатухающие колебания частей конструкции, происходящие под действием аэродинамических сил, которые возникают при колебаниях и исчезают в отсутствии колебаний.

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, для того чтобы полностью исключалась возможность возникновения флаттера.

Крыло может совершать колебания двух основных видов: изгибные и крутильные. Однако вследствие несовпадения линий центров тяжести с линиями 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. Предположим, что под действием какого-нибудь возмущения крыло 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 центра давления, 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 на пикирование относительно его центра жесткости.

Это изменение угла атаки вызовет дополнительную аэродинамическую силу, направленную вниз и приложенную в центре давления 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. Крыло, пройдя нейтральное положение, будет продолжать двигаться вниз. Возникшая сила упругости начнет замедлять скорость движения крыла вниз, а сила инерции – уменьшать закрутку крыла, уменьшая отрицательный угол атаки. С уменьшением угла атаки крыла будет уменьшаться дополнительная аэродинамическая сила и замедляться движение крыла вниз. 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 отклонения 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. Амплитуда изгибных колебаний крыла и его закручивание будут возрастать и приведут к быстрому разрушению конструкции крыла.

При этих колебаниях возникают, конечно, и демпфирующие силы, тормозящие развитие колебаний.

До тех пор, пока работа демпфирующих сил, величина которых примерно пропорциональна скорости полета, 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 большей критической 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 носовой части крыла специальных противофлаттерных грузов – балансиров.

Большое влияние на критическую скорость флаттера оказывают агрегаты и грузы, размещенные на крыле. Например, двигатели, вынесенные вперед, подобно балансирам увеличивают критическую скорость флаттера. Топливо, размещенное в отсеках крыла, также влияет на критическую скорость флаттера.

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. Предположим, что возможно произвольное отклонение элерона при неподвижном («зажатом») штурвале 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. Под действием силы упругости конструкции крыла оно начнет двигаться к нейтральному положению вниз. Вследствие действия силы инерции элерона он 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 разрушению крыла. Эта скорость называется критической скоростью изгибно-элеронного флаттера.

Основные меры, направленные на повышение критической скорости изгибно-элеронного флаттера, сводятся к весовой балансировке элеронов, увеличению жесткости проводки управления и устранению люфтов в ней.

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.

Горизонтальное оперение – поверхность, подобная крылу. Поэтому 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, т. к. 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.

Бафтинг хвостового оперения

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.

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. 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).

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 аэродинамической компоновки самолета. Положительные результаты достигаются за счет выноса горизонтального оперения из зоны спутной струи или повышения изгибной жесткости оперения и фюзеляжа.

В ряде случаев полностью устранить бафтинг практически не удается. Поэтому для таких самолетов вводят ограничения на некоторых режимах полета.

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. 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.

Критическая скорость дивергенции возрастает с увеличением жесткости крыла при кручении.

Потеря эффективности и реверс элеронов

При отклонении элеронов на консолях крыла создаются дополнительные аэродинамические 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 упругостью конструкции, обуславливающей такие деформации крыла, при которых происходит уменьшение эффективности кренящего момента и даже изменение его знака. При отклонении элеронов на участках крыла, занятых элеронами, возникает дополнительная нагрузка. Упругое крыло от этой нагрузки 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 закрутки крыла, тем меньше силы на крыле, обусловленные отклонением элеронов, и ниже эффективность последних.

Величина приращения подъемной силы, вызванная закруткой 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.

«Всплывание» элеронов

«Всплыванием» элеронов принято называть одновременное отклонение элеронов в одну сторону. Возможность «всплывания» объясняется упругостью проводки управления и наличием в ней люфтов.

Отклонения элеронов за счет «всплывания» могут составлять 4—5°.

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 получается значительным. Это может привести к выходу самолета на 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 элеронов 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.