Аэроупругость — раздел физики и техники , изучающий взаимодействие между инерционными , упругими и аэродинамическими силами, возникающими, когда упругое тело подвергается воздействию потока жидкости . Изучение аэроупругости можно в целом разделить на две области: статическая аэроупругость, имеющая дело со статическим или стационарным ответом упругого тела на поток жидкости, и динамическая аэроупругость, имеющая дело с динамическим (обычно вибрационным ) ответом тела .
Самолеты подвержены аэроупругим эффектам, поскольку они должны быть легкими, выдерживая при этом большие аэродинамические нагрузки. Самолеты спроектированы так, чтобы избежать следующих аэроупругих проблем:
Проблемы аэроупругости можно предотвратить, регулируя массу, жесткость или аэродинамику конструкций, которые можно определить и проверить с помощью расчетов, испытаний на вибрацию на земле и испытаний на флаттер в полете . Флаттер поверхностей управления обычно устраняется путем тщательного размещения балансиров масс .
Синтез аэроупругости с термодинамикой известен как аэротермоупругость , а его синтез с теорией управления известен как аэросервоупругость .
Вторая неудача прототипа самолета Сэмюэля Лэнгли на Потомаке была приписана аэроупругим эффектам (в частности, торсионной дивергенции). [1] Ранней научной работой по этой теме была «Теория устойчивости жесткого аэроплана» Джорджа Брайана, опубликованная в 1906 году. [2] Проблемы с торсионной дивергенцией преследовали самолеты в Первую мировую войну и решались в основном методом проб и ошибок и специальным усилением крыла. Первым зарегистрированным и задокументированным случаем флаттера в самолете был случай, произошедший с бомбардировщиком Handley Page O/400 во время полета в 1916 году, когда он испытал сильное колебание хвоста, что вызвало сильную деформацию задней части фюзеляжа и асимметричное движение рулей высоты. Хотя самолет благополучно приземлился, в последующем расследовании консультировались с Ф. У. Ланчестером . Одной из его рекомендаций было то, что левый и правый рули высоты должны быть жестко соединены жестким валом, что впоследствии стало требованием к конструкции. Кроме того, Национальной физической лаборатории (NPL) было поручено теоретически исследовать это явление, что впоследствии было выполнено Леонардом Бэрстоу и Артуром Фейджем. [2]
В 1926 году Ганс Рейсснер опубликовал теорию расхождения крыла, что привело к дальнейшему теоретическому исследованию этой темы. [1] Сам термин «аэроупругость» был придуман Гарольдом Роксби Коксом и Альфредом Пагсли в Королевском авиационном институте (RAE) в Фарнборо в начале 1930-х годов. [2]
В ходе развития авиационной техники в Калтехе Теодор фон Карман начал читать курс «Упругость в применении к аэронавтике». [3] Проведя курс в течение одного семестра, Карман передал его Эрнесту Эдвину Сехлеру , который развивал аэроупругость в этом курсе и в публикации учебников по этому предмету. [4] [5]
В 1947 году Артур Родерик Коллар определил аэроупругость как «изучение взаимного взаимодействия, которое происходит в треугольнике инерционных, упругих и аэродинамических сил, действующих на элементы конструкции, подвергающиеся воздействию воздушного потока, и влияние этого изучения на проектирование» [6] .
В самолете могут возникнуть два существенных статических аэроупругих эффекта. Дивергенция — это явление, при котором упругое скручивание крыла внезапно становится теоретически бесконечным, что обычно приводит к отказу крыла. Реверс управления — это явление, возникающее только в крыльях с элеронами или другими управляющими поверхностями, в которых эти управляющие поверхности меняют свою обычную функциональность на противоположную (например, направление вращения, связанное с заданным моментом элерона, меняется на противоположное).
Дивергенция происходит, когда несущая поверхность отклоняется под действием аэродинамической нагрузки в направлении, которое еще больше увеличивает подъемную силу в положительной обратной связи. Увеличенная подъемная сила отклоняет конструкцию еще больше, что в конечном итоге приводит ее к точке дивергенции. В отличие от флаттера, который является еще одной аэроупругой проблемой, вместо нерегулярных колебаний дивергенция заставляет несущую поверхность двигаться в том же направлении, и когда она достигает точки дивергенции, конструкция деформируется.
Реверсирование управляющей поверхности — это потеря (или реверсирование) ожидаемого отклика управляющей поверхности из-за деформации основной подъемной поверхности. Для простых моделей (например, один элерон на балке Эйлера-Бернулли) скорости реверсирования управления могут быть получены аналитически, как для крутильного расхождения. Реверсирование управления может быть использовано для аэродинамического преимущества и является частью конструкции ротора серво-закрылка Камана. [7]
Динамическая аэроупругость изучает взаимодействие между аэродинамическими, упругими и инерционными силами. Примерами динамических аэроупругих явлений являются:
Флаттер — это динамическая нестабильность упругой конструкции 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 совершает простое гармоническое движение — нулевое чистое демпфирование — и поэтому любое дальнейшее уменьшение чистого демпфирования приведет к автоколебаниям и возможному отказу. «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 уменьшается постепенно. [8]
В воде отношение массы инерции тангажа фольги к массе описывающего цилиндра жидкости обычно слишком мало для возникновения бинарного флаттера, как показано явным решением простейшего определителя устойчивости флаттера по тангажу и качке. [9]
Конструкции, подверженные воздействию аэродинамических сил, включая крылья и аэродинамические профили, а также дымоходы и мосты, обычно проектируются тщательно в рамках известных параметров, чтобы избежать флаттера. Тупые формы, такие как дымоходы, могут испускать непрерывный поток вихрей, известный как вихревая дорожка Кармана , которая может вызывать структурные колебания. Полосы обычно оборачиваются вокруг дымоходов, чтобы остановить образование этих вихрей.
В сложных конструкциях, где и аэродинамика, и механические свойства конструкции не полностью поняты, флаттер можно исключить только путем детального тестирования. Даже изменение распределения массы самолета или жесткости одного компонента может вызвать флаттер в, казалось бы, не связанном аэродинамическом компоненте. В самом мягком случае это может выглядеть как «жужжание» в конструкции самолета, но в самом сильном случае он может неконтролируемо развиваться с большой скоростью и нанести серьезный ущерб самолету или привести к его разрушению, [10] как в случае с рейсом 2 Northwest Airlines в 1938 году, рейсом 542 Braniff в 1959 году или прототипами финского истребителя VL Myrsky в начале 1940-х годов. Известно, что оригинальный мост Tacoma Narrows был разрушен в результате аэроупругого флаттера. [11]
В некоторых случаях было продемонстрировано, что системы автоматического управления помогают предотвратить или ограничить структурную вибрацию, связанную с флаттером. [12]
Вихревой флаттер пропеллера — это особый случай флаттера, включающий аэродинамические и инерционные эффекты вращающегося пропеллера и жесткость поддерживающей конструкции гондолы . Динамическая нестабильность может возникнуть с участием степеней свободы тангажа и рыскания пропеллера и опор двигателя, что приводит к нестабильной прецессии пропеллера. [13] Отказ опор двигателя привел к вихревому флаттеру, произошедшему на двух самолетах Lockheed L-188 Electra, в 1959 году на рейсе Braniff Flight 542 и снова в 1960 году на рейсе Northwest Orient Airlines Flight 710. [ 14]
Поток в околозвуковом режиме крайне нелинеен , в нем доминируют движущиеся ударные волны. Избежание флаттера имеет решающее значение для самолетов, летящих через околозвуковые числа Маха. Роль ударных волн впервые проанализировал Холт Эшли . [15] Явление, которое влияет на устойчивость самолета, известное как «околозвуковой провал», при котором скорость флаттера может приближаться к скорости полета, было описано в мае 1976 года Фармером и Хансоном из Исследовательского центра Лэнгли . [16]
Баффетирование — это высокочастотная неустойчивость, вызванная отрывом воздушного потока или колебаниями ударной волны от одного объекта, ударяющего другой. Она вызывается внезапным импульсом увеличения нагрузки. Это случайная вынужденная вибрация. Обычно она влияет на хвостовую часть конструкции самолета из-за воздушного потока ниже по потоку от крыла. [ необходима цитата ]
Методы обнаружения бафтинга следующие:
В период 1950–1970 гг. 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 то, как они изменяются, но также структурные, демпфирующие и массовые характеристики самолета. Прогнозирование включает в себя создание математической модели самолета как серии масс, соединенных пружинами и демпферами, которые настроены для представления динамических характеристик конструкции самолета. Модель также включает в себя детали приложенных аэродинамических сил и то, как они изменяются.
Модель может быть использована для прогнозирования запаса флаттера и, при необходимости, для проверки исправлений потенциальных проблем. Небольшие тщательно подобранные изменения в распределении массы и локальной структурной жесткости могут быть очень эффективными при решении аэроупругих задач.
Методы прогнозирования флаттера в линейных конструкциях включают p-метод , k-метод и pk-метод . [7]
Для нелинейных систем флаттер обычно интерпретируется как предельный цикл колебаний (LCO), и методы из изучения динамических систем могут быть использованы для определения скорости, при которой возникнет флаттер. [19]
В этих видеороликах подробно описывается двухэтапная программа летных исследований NASA и ВВС « Активное аэроупругое крыло », направленная на изучение потенциала аэродинамически скручиваемых гибких крыльев для улучшения маневренности высокопроизводительных самолетов на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях, при этом для создания скручивания используются традиционные поверхности управления, такие как элероны и закрылки на передней кромке крыла.
