Аэроупругость

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, ) реакцию тела изучающую динамическую (обычно вибрационную .

Самолеты склонны к аэроупругим эффектам, поскольку они должны быть легкими и выдерживать большие аэродинамические нагрузки. Самолеты спроектированы таким образом, чтобы избежать следующих аэроупругих проблем:

расхождение , при котором аэродинамические силы увеличивают поворот крыла, что еще больше увеличивает силы;
реверс управления , при котором активация управления создает противоположный аэродинамический момент, который снижает или, в крайних случаях, обращает вспять эффективность управления; и
флаттер – это неконтролируемая вибрация, которая может привести к разрушению самолета.

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 балансиров масс .

Синтез аэроупругости с термодинамикой известен как аэротермоупругость , а ее синтез с теорией управления — как аэросервоупругость .

История

Вторая неудача прототипа самолета Сэмюэля Лэнгли на Потомаке была связана с аэроупругими эффектами (в частности, скручивающим расхождением). ^[1] Первой научной работой по этому вопросу была Джорджа Брайана , «Теория устойчивости жесткого самолета» опубликованная в 1906 году. ^[2] Проблемы с крутильным расхождением преследовали самолеты во время Первой мировой войны и решались в основном методом проб и ошибок и специальным усилением 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 Ф.В. Ланчестер принимали участие . Одна из его рекомендаций заключалась в том, чтобы левый и правый лифты были жестко соединены жесткой шахтой, что впоследствии стало требованием конструкции. Кроме того, Национальной физической лаборатории (НПЛ) было поручено исследовать 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] Прочитав курс 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]

Статическая аэроупругость

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).

Дивергенция

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. В отличие от флаттера, который является еще одной проблемой аэроупругости, вместо нерегулярных колебаний расхождение заставляет подъемную поверхность двигаться в одном направлении, и когда дело доходит до точки расхождения, конструкция деформируется.

Уравнения расходимости простого луча

Divergence can be understood as a simple property of the differential equation(s) governing the wing deflection. For example, modelling the airplane wing as an isotropic Euler–Bernoulli beam, the uncoupled torsional equation of motion is

GJ{\frac {d^{2}\theta }{dy^{2}}}=-M',

where y is the spanwise dimension, θ is the elastic twist of the beam, GJ is the torsional stiffness of the beam, L is the beam length, and M’ is the aerodynamic moment per unit length. Under a simple lift forcing theory the aerodynamic moment is of the form

M'=CU^{2}(\theta +\alpha _{0}),

where C is a coefficient, U is the free-stream fluid velocity, and α₀ is the initial angle of attack. This yields an ordinary differential equation of the form

{\frac {d^{2}\theta }{dy^{2}}}+\lambda ^{2}\theta =-\lambda ^{2}\alpha _{0},

where

\lambda ^{2}=C{\frac {U^{2}}{GJ}}.

The boundary conditions for a clamped-free beam (i.e., a cantilever wing) are

\theta |_{y=0}=\left.{\frac {d\theta }{dy}}\right|_{y=L}=0,

which yields the solution

\theta =\alpha _{0}[\tan(\lambda L)\sin(\lambda y)+\cos(\lambda y)-1].

As can be seen, for λL = π/2 + nπ, with arbitrary integer number n, tan(λL) is infinite. n = 0 corresponds to the point of torsional divergence. For given structural parameters, this will correspond to a single value of free-stream velocity U. This is the torsional divergence speed. Note that for some special boundary conditions that may be implemented in a wind tunnel test of an airfoil (e.g., a torsional restraint positioned forward of the aerodynamic center) it is possible to eliminate the phenomenon of divergence altogether.^[7]

Реверс управления

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 крутильного расхождения. Реверс управления может быть использован для достижения аэродинамических преимуществ и является частью конструкции несущего винта с сервозакрылками Kaman . ^[7]

Динамическая аэроупругость

Динамическая аэроупругость изучает взаимодействие между аэродинамическими, упругими и инерционными силами. Примерами динамических аэроупругих явлений являются:

трепетать

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 затухание — и поэтому любое дальнейшее уменьшение чистого затухания 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 соотношение масс тангажа крыла и инерции окружающего цилиндра с жидкостью обычно слишком мало для возникновения бинарного флаттера, как показывает явное решение простейшего определителя устойчивости флаттера тангажа и качки. ^[9]

Видео разрушения моста Такома-Нарроуз из-за аэроупругого трепетания

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 , которая 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 в виде «гула» в конструкции самолета, а в наиболее сильном – может развиваться неконтролируемо с большой скоростью и нанести серьезный ущерб самолету или привести к его разрушению. ^[10] как рейс 2 Northwest Airlines в 1938 году, рейс 542 Браниффа в 1959 году или прототипы финского VL Myrsky истребителя в начале 1940-х годов. Известно, что оригинальный мост Такома-Нарроуз был разрушен в результате аэроупругого трепетания. ^[11]

Аэросервоупругость

Было продемонстрировано, что в некоторых случаях системы автоматического управления помогают предотвратить или ограничить вибрацию конструкции, связанную с флаттером. ^[12]

Вихревое трепетание пропеллера

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] Выход из строя 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]

Трансзвуковая аэроупругость

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] сообщили о явлении, влияющем на устойчивость самолета, известном как «трансзвуковое падение», при котором скорость флаттера может приближаться к скорости полета В мае 1976 года Фармер и Хэнсон из Исследовательского центра Лэнгли . ^[16]

Буфетирование

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 ссылка ]}

Методы обнаружения шведского стола:

Диаграмма коэффициента давления ^[17]
Расхождение давления на задней кромке
Расчет отделения от задней кромки на основе числа Маха
Нормальная сила, колеблющаяся дивергенция

Прогнозирование и лечение

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 – это 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]

СМИ

В этих видеороликах подробно описана Активное аэроэластичное крыло двухэтапная программа летных исследований НАСА — ВВС « » , направленная на изучение потенциала аэродинамически скручивающихся гибких крыльев для улучшения маневренности высокопроизводительных самолетов на трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях с традиционными поверхностями управления, такими как элероны и ведущие . краевые клапаны, используемые для создания скручивания.

Промежуточная видеозапись испытаний активного аэроупругого крыла (AAW) на нагрузку на крыло, декабрь 2002 г.
Летные испытания F / A-18A (ныне X-53) с активным аэроупругим крылом (AAW), декабрь 2002 г.

Заметные аэроупругие неудачи

Оригинальный мост Такома-Нарроуз был разрушен в результате аэроупругого трепетания. ^[11]
Вихревой флаттер пропеллера Lockheed L-188 Electra на борту рейса 542 Браниффа .
1931 г. Крушение Fokker F-10 компании Transcontinental & Western Air .
Свобода тела дрона GAF Jindivik . ^[20]

См. также

Ссылки

^ Перейти обратно: ^а ^б Бисплингхофф, РЛ; Эшли, Х.; Халфман, Х. (1996). Аэроупругость . Дуврская наука. ISBN 0-486-69189-6 .
^ Перейти обратно: ^а ^б ^с «Подкаст AeroSociety» .
^ Теодор фон Карман (1967) Ветер и за его пределами , страница 155.
^ Эрнест Эдвин Сехлер и Л.Г. Данн (1942) Структурный анализ и проектирование самолета из Интернет-архива .
^ Сехлер, Э.Э. (1952). Эластичность в технике . Нью-Йорк: МакГроу-Хилл. OCLC 2295857 .
^ Воротник, Арканзас (1978). «Первые пятьдесят лет аэроупругости». Аэрокосмическая промышленность . 2. 5 : 12–20.
^ Перейти обратно: ^а ^б ^с Ходжес Д.Х. и Пирс А., Введение в структурную динамику и аэроупругость , Кембридж, 2002 г., ISBN 978-0-521-80698-5 .
^ Г. Димитриадис, Льежский университет, Аэроупругость: Лекция 6: Летные испытания .
^ «Двоичный флаттер как колеблющаяся ветряная мельница – масштабирование и линейный анализ» . Ветротехника . 37 . 2013. Архивировано из оригинала 29 октября 2014 г.
^ Визуальная демонстрация флаттера, уничтожающего радиоуправляемый самолет, на YouTube .
^ Перейти обратно: ^а ^б Адекватность сравнения флаттера в аэродинамике самолета и случая с мостом Такома-Нарроуз обсуждается и оспаривается в Юсуфе К. Биллахе, Роберте Х. Скэниане, «Резонанс, отказ моста Такома и учебниках по физике для студентов» ; Являюсь. Дж. Физ. 59 (2), 118–124, февраль 1991 г.
^ «Контроль аэроупругого реагирования: укрощение угроз» (PDF) .
^ Рид, Уилмер Х. (июль 1967 г.). «Обзор вихревого флаттера винто-винтового винта» (PDF) . НАСА . Проверено 15 ноября 2019 г.
^ «Уроки, извлеченные из происшествий гражданской авиации» . Проверено 14 декабря 2019 г.
^ Эшли, Холт (1980). «Роль ударных волн в феномене «дотрансзвукового» флаттера». Журнал самолетов . 17 (3): 187–197. дои : 10.2514/3.57891 .
^ Фармер, Миннесота; Хэнсон, PW (1976). «Сравнение сверхкритических и обычных характеристик флаттера крыла». НАСА Tm X-72837 . дои : 10.2514/6.1976-1560 . hdl : 2060/19760015071 . S2CID 120598336 .
^ Голестани, А.; и др. (2015). «Экспериментальное исследование обнаружения бафтинга на сверхкритических профилях в трансзвуковом режиме». Труды Института инженеров-механиков, Часть G: Журнал аэрокосмической техники . 229 (2): 312–322. дои : 10.1177/0954410014531743 . S2CID 110673867 .
^ «Руководство по аэроупругости. Тематический и авторский указатель» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 14 декабря 2019 года . Проверено 14 декабря 2019 г.
^ Тан, DM (2004). «Влияние геометрической структурной нелинейности на флаттер и колебания предельного цикла крыльев с большим удлинением». Умные материалы и конструкции . 19 (3): 291–306. Бибкод : 2004JFS....19..291T . doi : 10.1016/j.jfluidstructs.2003.10.007 .
^ Кеперт, Дж. Л. (1993). Расследование авиационных происшествий в ARL - Первые 50 лет (PDF) (Отчет). Организация оборонной науки и технологий . Архивировано (PDF) из оригинала 27 сентября 2019 г.

Дальнейшее чтение

Бисплингхофф Р.Л., Эшли Х. и Халфман Х. Аэроупругость . Дуврская наука, 1996, ISBN 0-486-69189-6 , 880 стр.
Доуэлл, Э.Х., Современный курс аэроупругости . ISBN 90-286-0057-4 .
Фунг, Ю.К., Введение в теорию аэроупругости . Дувр, 1994 г., ISBN 978-0-486-67871-9 .
Ходжес Д.Х. и Пирс А., Введение в структурную динамику и аэроупругость , Кембридж, 2002 г., ISBN 978-0-521-80698-5 .
Райт, Дж.Р. и Купер, Дж.Э., Введение в аэроупругость и нагрузки самолетов , Wiley, 2007 г., ISBN 978-0-470-85840-0 .
Хок, Мэн, «Активный контроль флаттера», LAP Lambert Academic Publishing , Германия, 2010 г., ISBN 978-3-8383-6851-1 .
Воротник, А.Р., «Первые пятьдесят лет аэроупругости», Aerospace, vol. 5, нет. 2, стр. 12–20, 1978.
Гаррик, И.Э. и Рид WH, «Историческое развитие флаттера самолетов», Journal of Aircraft, vol. 18, стр. 897–912, ноябрь 1981 г.
Патрик Р. Вейлетт (23 августа 2018 г.). «Низкоскоростной удар: слабость трансзвуковых тренировок на большой высоте продолжается» . Деловая и коммерческая авиация . Сеть «Неделя авиации».

Внешние ссылки

[Bisplinghoff-1] Перейти обратно: ^а ^б Бисплингхофф, РЛ; Эшли, Х.; Халфман, Х. (1996). Аэроупругость . Дуврская наука. ISBN 0-486-69189-6 .

[soundcloud.com-2] Перейти обратно: ^а ^б ^с «Подкаст AeroSociety» .

[3] Теодор фон Карман (1967) Ветер и за его пределами , страница 155.

[4] Эрнест Эдвин Сехлер и Л.Г. Данн (1942) Структурный анализ и проектирование самолета из Интернет-архива .

[5] Сехлер, Э.Э. (1952). Эластичность в технике . Нью-Йорк: МакГроу-Хилл. OCLC 2295857 .

[6] Воротник, Арканзас (1978). «Первые пятьдесят лет аэроупругости». Аэрокосмическая промышленность . 2. 5 : 12–20.

[Hodges-7] Перейти обратно: ^а ^б ^с Ходжес Д.Х. и Пирс А., Введение в структурную динамику и аэроупругость , Кембридж, 2002 г., ISBN 978-0-521-80698-5 .

[8] Г. Димитриадис, Льежский университет, Аэроупругость: Лекция 6: Летные испытания .

[windeng372013-9] «Двоичный флаттер как колеблющаяся ветряная мельница – масштабирование и линейный анализ» . Ветротехника . 37 . 2013. Архивировано из оригинала 29 октября 2014 г.

[YouTube-10] Визуальная демонстрация флаттера, уничтожающего радиоуправляемый самолет, на YouTube .

[billah91-11] Перейти обратно: ^а ^б Адекватность сравнения флаттера в аэродинамике самолета и случая с мостом Такома-Нарроуз обсуждается и оспаривается в Юсуфе К. Биллахе, Роберте Х. Скэниане, «Резонанс, отказ моста Такома и учебниках по физике для студентов» ; Являюсь. Дж. Физ. 59 (2), 118–124, февраль 1991 г.

[12] «Контроль аэроупругого реагирования: укрощение угроз» (PDF) .

[13] Рид, Уилмер Х. (июль 1967 г.). «Обзор вихревого флаттера винто-винтового винта» (PDF) . НАСА . Проверено 15 ноября 2019 г.

[14] «Уроки, извлеченные из происшествий гражданской авиации» . Проверено 14 декабря 2019 г.

[15] Эшли, Холт (1980). «Роль ударных волн в феномене «дотрансзвукового» флаттера». Журнал самолетов . 17 (3): 187–197. дои : 10.2514/3.57891 .

[16] Фармер, Миннесота; Хэнсон, PW (1976). «Сравнение сверхкритических и обычных характеристик флаттера крыла». НАСА Tm X-72837 . дои : 10.2514/6.1976-1560 . hdl : 2060/19760015071 . S2CID 120598336 .

[17] Голестани, А.; и др. (2015). «Экспериментальное исследование обнаружения бафтинга на сверхкритических профилях в трансзвуковом режиме». Труды Института инженеров-механиков, Часть G: Журнал аэрокосмической техники . 229 (2): 312–322. дои : 10.1177/0954410014531743 . S2CID 110673867 .

[18] «Руководство по аэроупругости. Тематический и авторский указатель» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 14 декабря 2019 года . Проверено 14 декабря 2019 г.

[19] Тан, DM (2004). «Влияние геометрической структурной нелинейности на флаттер и колебания предельного цикла крыльев с большим удлинением». Умные материалы и конструкции . 19 (3): 291–306. Бибкод : 2004JFS....19..291T . doi : 10.1016/j.jfluidstructs.2003.10.007 .

[20] Кеперт, Дж. Л. (1993). Расследование авиационных происшествий в ARL - Первые 50 лет (PDF) (Отчет). Организация оборонной науки и технологий . Архивировано (PDF) из оригинала 27 сентября 2019 г.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]

[11]

[12]

[13]

[14]

[15]

[16]

[17]

[18]

[19]

[20]