Аэроупругость — это раздел физики и техники , изучающий взаимодействие между инерционными , упругими и аэродинамическими силами, возникающими, когда упругое тело подвергается воздействию потока жидкости . Изучение аэроупругости можно в общих чертах разделить на две области: статическую аэроупругость , изучающую статическую или установившуюся реакцию упругого тела на поток жидкости, и динамическую аэроупругость , изучающую динамическую (обычно вибрационную ) реакцию тела .
Самолеты склонны к аэроупругим эффектам, поскольку они должны быть легкими и выдерживать большие аэродинамические нагрузки. Самолеты спроектированы таким образом, чтобы избежать следующих аэроупругих проблем:
Проблемы аэроупругости можно предотвратить путем регулирования массы, жесткости или аэродинамики конструкций, которые можно определить и проверить с помощью расчетов, наземных вибрационных испытаний и летных испытаний на флаттер . Дрожание рулей обычно устраняется тщательным размещением весов .
Синтез аэроупругости с термодинамикой известен как аэротермоупругость , а ее синтез с теорией управления — как аэросервоупругость .
Вторая неудача прототипа самолета Сэмюэля Лэнгли на Потомаке была связана с аэроупругими эффектами (в частности, скручивающим расхождением). [1] Ранней научной работой по этому вопросу была «Теория устойчивости жесткого самолета» Джорджа Брайана, опубликованная в 1906 году. [2] Проблемы с крутильным расхождением преследовали самолеты во время Первой мировой войны и решались в основном методом проб и попыток. ошибка и специальное усиление жесткости крыла. Первый зарегистрированный и задокументированный случай флаттера в самолете произошел с бомбардировщиком Handley Page O/400 во время полета в 1916 году, когда у него произошло сильное колебание хвоста, что привело к сильному искажению задней части фюзеляжа и перемещению рулей высоты. асимметрично. Хотя самолет приземлился благополучно, в последующем расследовании принимали участие Ф.В. Ланчестер . Одна из его рекомендаций заключалась в том, чтобы левый и правый лифты были жестко соединены жесткой шахтой, что впоследствии стало требованием конструкции. Кроме того, Национальную физическую лабораторию (НПЛ) попросили исследовать это явление теоретически, что впоследствии и осуществили Леонард Бэрстоу и Артур Фейдж. [2]
В 1926 году Ганс Рейсснер опубликовал теорию расхождения крыльев, что привело к дальнейшим теоретическим исследованиям по этому вопросу. [1] Сам термин «аэроупругость» был придуман Гарольдом Роксби Коксом и Альфредом Пагсли в Королевском авиастроительном заводе (RAE) в Фарнборо в начале 1930-х годов. [2]
В рамках развития авиационной техники в Калифорнийском технологическом институте Теодор фон Карман начал курс «Эластичность в применении к аэронавтике». [3] После преподавания курса в течение одного семестра Карман передал его Эрнесту Эдвину Сехлеру , который разработал аэроупругость в этом курсе и в публикации учебников по этому предмету. [4] [5]
В 1947 году Артур Родерик Коллар определил аэроупругость как «исследование взаимного взаимодействия, происходящего внутри треугольника инерционных, упругих и аэродинамических сил, действующих на элементы конструкции, подвергающиеся воздействию воздушного потока, и влияние этого исследования на конструкцию». [6]
В самолете могут возникнуть два значительных статических аэроупругих эффекта. Дивергенция — это явление, при котором упругое скручивание крыла внезапно становится теоретически бесконечным, что обычно приводит к выходу крыла из строя. Реверс управления — это явление, возникающее только в крыльях с элеронами или другими поверхностями управления, при которых эти поверхности управления меняют свою обычную функциональность на обратную (например, направление вращения, связанное с данным моментом элеронов, меняется на противоположное).
Расхождение возникает, когда несущая поверхность отклоняется под действием аэродинамической нагрузки в направлении, которое еще больше увеличивает подъемную силу в контуре положительной обратной связи. Увеличенная подъемная сила еще больше отклоняет конструкцию, что в конечном итоге приводит ее к точке расхождения.
Реверс поверхности управления — это потеря (или реверс) ожидаемого отклика поверхности управления из-за деформации основной подъемной поверхности. Для простых моделей (например, одиночный элерон на балке Эйлера-Бернулли) скорости реверса управления могут быть получены аналитически, как и для торсионного расхождения. Реверс управления может быть использован для достижения аэродинамических преимуществ и является частью конструкции несущего винта с сервозакрылками Kaman. [7]
Динамическая аэроупругость изучает взаимодействие между аэродинамическими, упругими и инерционными силами. Примерами динамических аэроупругих явлений являются:
Флаттер – это динамическая неустойчивость упругой структуры в потоке жидкости, вызванная положительной обратной связью между отклонением тела и силой, действующей со стороны потока жидкости. В линейной системе «точка флаттера» — это точка, в которой конструкция испытывает простое гармоническое движение — нулевое чистое демпфирование — и поэтому любое дальнейшее уменьшение чистого демпфирования приведет к автоколебаниям и возможному выходу из строя. «Чистое демпфирование» можно понимать как сумму естественного положительного демпфирования конструкции и отрицательного демпфирования аэродинамической силы. Флаттер можно разделить на два типа: жесткий флаттер , при котором чистое демпфирование уменьшается очень внезапно, очень близко к точке флаттера; и мягкий флаттер , при котором чистое демпфирование постепенно уменьшается. [8]
В воде отношение масс шаговой инерции крыла к массе описывающего цилиндра с жидкостью обычно слишком мало для возникновения бинарного флаттера, как показывает явное решение простейшего определителя устойчивости флаттера шага и качки. [9]
Конструкции, подвергающиеся воздействию аэродинамических сил, включая крылья и аэродинамические профили, а также дымоходы и мосты, обычно проектируются тщательно с учетом известных параметров, чтобы избежать флаттера. Тупые формы, такие как дымоходы, могут создавать непрерывный поток вихрей, известный как вихревая улица Кармана , который может вызывать структурные колебания. Дымоходы обычно обматывают обвязками, чтобы остановить образование этих вихрей.
В сложных конструкциях, где как аэродинамика, так и механические свойства конструкции до конца не изучены, флаттер можно исключить только путем детальных испытаний. Даже изменение распределения массы самолета или жесткости одного компонента может вызвать флаттер явно не связанного с ним аэродинамического компонента. В самой легкой форме это может проявляться как «гул» в конструкции самолета, но в самой сильной форме он может развиваться неконтролируемо с большой скоростью и нанести серьезный ущерб самолету или привести к его разрушению, [10] как в случае с Northwest Airlines. Рейс 2 в 1938 году, рейс 542 Браниффа в 1959 году или прототипы финского истребителя VL Myrsky в начале 1940-х годов. Известно, что оригинальный мост Такома-Нарроуз был разрушен в результате аэроупругого трепетания. [11]
Было продемонстрировано, что в некоторых случаях системы автоматического управления помогают предотвратить или ограничить вибрацию конструкции, связанную с флаттером. [12]
Вихревой флаттер гребного винта - это особый случай флаттера, включающий аэродинамические и инерционные эффекты вращающегося гребного винта и жесткость несущей конструкции гондолы . Динамическая нестабильность может возникнуть, затрагивая степени свободы тангажа и рыскания воздушного винта и опор двигателя, что приводит к нестабильной прецессии воздушного винта. [13] Отказ опор двигателя привел к вихревому флаттеру, возникшему на двух самолетах Lockheed L-188 Electra, в 1959 году на рейсе 542 компании Braniff и снова в 1960 году на рейсе 710 авиакомпании Northwest Orient Airlines . [14]
Поток сильно нелинейен в трансзвуковом режиме, в котором преобладают движущиеся ударные волны. Избежание флаттера имеет решающее значение для самолетов, которые летают при околозвуковых числах Маха. Роль ударных волн впервые проанализировала Холт Эшли . [15] О явлении, влияющем на устойчивость самолета, известном как «трансзвуковое падение», при котором скорость флаттера может приближаться к скорости полета, сообщили в мае 1976 года Фармер и Хэнсон из Исследовательского центра Лэнгли . [16]
Бафтинг — это высокочастотная нестабильность, вызванная отрывом воздушного потока или колебаниями ударной волны от одного объекта, ударяющего о другой. Это вызвано внезапным импульсом увеличения нагрузки. Это случайная вынужденная вибрация. Обычно это влияет на хвостовое оперение конструкции самолета из-за потока воздуха за крылом. [ нужна цитата ]
Методы обнаружения шведского стола:
В период 1950–1970 годов AGARD разработала «Руководство по аэроупругости» , в котором подробно описаны процессы, используемые при решении и проверке задач аэроупругости, а также стандартные примеры, которые можно использовать для проверки численных решений. [18]
Аэроупругость включает в себя не только внешние аэродинамические нагрузки и способы их изменения, но и конструктивные, демпфирующие и массовые характеристики самолета. Прогнозирование включает в себя создание математической модели самолета как серии масс, соединенных пружинами и амортизаторами, которые настроены так, чтобы отображать динамические характеристики конструкции самолета. Модель также включает подробную информацию о приложенных аэродинамических силах и их изменении.
Модель можно использовать для прогнозирования запаса флаттера и, при необходимости, тестирования исправлений потенциальных проблем. Небольшие тщательно выбранные изменения в распределении массы и локальной жесткости конструкции могут оказаться очень эффективными при решении задач аэроупругости.
К методам прогнозирования флаттера в линейных конструкциях относятся p-метод , k-метод и pk-метод . [7]
Для нелинейных систем флаттер обычно интерпретируется как колебание предельного цикла (LCO), и методы исследования динамических систем могут использоваться для определения скорости, с которой будет возникать флаттер. [19]
В этих видеороликах подробно описана двухэтапная программа летных исследований НАСА — ВВС «Активное аэроупругое крыло» , направленная на изучение потенциала аэродинамически скручивающихся гибких крыльев для улучшения маневренности высокопроизводительных самолетов на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях с традиционными поверхностями управления, такими как элероны и ведущие. краевые клапаны, используемые для создания скручивания.
