Аэроупругость - Aeroelasticity - Wikipedia

НАСА тестирует масштабную модель Локхид Электра в аэродинамической трубе на флаттер

Аэроупругость это филиал физика и инженерное дело изучение взаимодействия между инерционный, эластичный, и аэродинамический силы, возникающие при воздействии на упругое тело жидкость поток. Исследование аэроупругости можно в общих чертах разделить на две области: статическая аэроупругость имея дело со статикой или устойчивое состояние реакция упругого тела на поток жидкости; и динамическая аэроупругость имея дело с телом динамичный (обычно колебательный ) отклик.

Самолеты склонны к аэроупругим эффектам, потому что они должны быть легкими и выдерживать большие аэродинамические нагрузки. Самолеты разработаны таким образом, чтобы избежать следующих проблем с аэроупругостью:

1. расхождение где аэродинамические силы увеличивают угол атаки крыла, что дополнительно увеличивает силу;
2. разворот управления где активация управления создает противоположный аэродинамический момент, который снижает или, в крайних случаях, меняет эффективность управления; и
3. трепетать что представляет собой неконтролируемую вибрацию, которая может привести к разрушению самолета.

Проблемы с аэроупругостью можно предотвратить, регулируя массу, жесткость или аэродинамику конструкций, которые можно определить и проверить с помощью расчетов. наземные вибрационные испытания и летные испытания на флаттер. Трепетание поверхности управления обычно устраняется тщательным размещением массовые балансы.

Синтез аэроупругости с термодинамика известен как аэротермоупругость, и его синтез с теория управления известен как аэродинамическая упругость.

История

Вторая неудача Сэмюэл Лэнгли Опытный образец самолета на Потомаке был приписан аэроупругим эффектам (в частности, крутильному расхождению).^[1] Ранняя научная работа по этому вопросу была Джордж Брайан с Теория устойчивости жесткого самолета. опубликовано в 1906 году.^[2] Проблемы с торсионным расхождением преследовали самолет в Первая мировая война и были решены в основном путем проб и ошибок и специальной жесткости крыла. Первым зарегистрированным и задокументированным случаем флаттера в самолете был случай, когда Хэндли Пейдж O / 400 бомбардировщик во время полета в 1916 году, когда он претерпел резкие колебания хвостового оперения, в результате чего задняя часть фюзеляжа и рули высоты стали сильно искажаться асимметрично. Хотя самолет приземлился благополучно, в последующем расследовании Ф. В. Ланчестер проконсультировались. Одна из его рекомендаций заключалась в том, что левый и правый лифты должны быть жестко соединены жесткой шахтой, что впоследствии стало требованием конструкции. В дополнение Национальная физическая лаборатория (NPL) попросили исследовать это явление теоретически, что впоследствии было выполнено Леонард Бэрстоу и Артур Фейдж.^[2]

В 1926 г. Ганс Рейсснер опубликовал теорию дивергенции крыльев, которая привела к дальнейшим теоретическим исследованиям по этому вопросу.^[1] Период, термин аэроупругость сам был придуман Гарольд Роксби Кокс и Альфред Пагсли на Royal Aircraft Establishment (РАЭ), Фарнборо в начале 1930-х гг.^[2]

В развитии авиационная техника в Калтех, Теодор фон Карман начал курс «Упругость в аэронавтике».^[3] Проведя курс в течение одного семестра, Карман передал его Эрнест Эдвин Сехлер, который развил аэроупругость в этом курсе и в публикации учебники на предмет.^[4][5]

В 1947 г. Ошейник Артура Родерика определил аэроупругость как «изучение взаимного взаимодействия, которое имеет место в треугольнике инерционных, упругих и аэродинамических сил, действующих на элементы конструкции, подверженные воздушному потоку, и влияние этого исследования на дизайн».^[6]

Статическая аэроупругость

В самолете могут возникнуть два значительных статических аэроупругих эффекта. Расхождение представляет собой явление, при котором упругое скручивание крыла внезапно становится теоретически бесконечным, что обычно приводит к его разрушению. Смена управления это явление происходит только в крыльях с элероны или другие поверхности управления, в которых эти поверхности управления меняют свои обычные функции (например, направление качения, связанное с данным моментом элеронов, меняется на обратное).

Расхождение

Дивергенция возникает, когда подъемная поверхность отклоняется под действием аэродинамической нагрузки в направлении, которое дополнительно увеличивает подъемную силу в контуре положительной обратной связи. Повышенная подъемная сила еще больше отклоняет конструкцию, что в конечном итоге приводит ее к расхождению.

Уравнения расходимости простого пучка

Дивергенцию можно понять как простое свойство дифференциальное уравнение (s) управляющие крылом отклонение. Например, моделируя крыло самолета как изотропный Луч Эйлера – Бернулли несвязанная крутильная уравнение движения является ${\displaystyle GJ{\frac {d^{2}\theta }{dy^{2}}}=-M',}$ куда у - размер по размаху, θ - упругая закрутка балки, ГДж - жесткость балки на кручение, L - длина балки, а M’- аэродинамический момент на единицу длины. Согласно простой теории подъемной силы аэродинамический момент имеет вид ${\displaystyle M'=CU^{2}(\theta +\alpha _{0}),}$ куда C - коэффициент, U - скорость набегающей жидкости, а α0 - начальный угол атаки. Это дает обыкновенное дифференциальное уравнение формы ${\displaystyle {\frac {d^{2}\theta }{dy^{2}}}+\lambda ^{2}\theta =-\lambda ^{2}\alpha _{0},}$ куда ${\displaystyle \lambda ^{2}=C{\frac {U^{2}}{GJ}}.}$ Граничные условия для балки без зажимов (т. Е. Свободнонесущего крыла): ${\displaystyle \theta |_{y=0}=\left.{\frac {d\theta }{dy}}\right|_{y=L}=0,}$ что дает решение ${\displaystyle \theta =\alpha _{0}[\tan(\lambda L)\sin(\lambda y)+\cos(\lambda y)-1].}$ Как видно, для λL = π/2 + nπ, с произвольным целым числом п, загар (λL) бесконечно. п = 0 соответствует точке крутильного расхождения. Для заданных параметров конструкции это будет соответствовать единственному значению скорости набегающего потока U. Это скорость торсионного расхождения. Обратите внимание, что для некоторых особых граничных условий, которые могут быть реализованы при испытании аэродинамического профиля профиля в аэродинамической трубе (например, торсионный ограничитель, расположенный перед аэродинамическим центром), можно полностью исключить явление расхождения.[7]

Смена управления

Основная статья: Смена управления

Переворот управляющей поверхности - это потеря (или реверсирование) ожидаемой реакции управляющей поверхности из-за деформации основной подъемной поверхности. Для простых моделей (например, одиночного элерона на луче Эйлера-Бернулли) скорости реверсирования управления могут быть получены аналитически, как и для крутильной расходимости. Реверс управления может использоваться для получения аэродинамических преимуществ и является частью Ротор с сервоприводом Kaman дизайн.^[7]

Динамическая аэроупругость

Динамическая аэроупругость изучает взаимодействие аэродинамических, упругих и инерционных сил. Примеры динамических аэроупругих явлений:

Флаттер

Флаттер - динамическая неустойчивость упругой конструкции в потоке жидкости, вызванная положительный отзыв между отклонением тела и силой, оказываемой потоком жидкости. В линейная система, «точка флаттера» - это точка, в которой конструкция подвергается простые гармонические колебания - нулевая сеть демпфирование —И поэтому любое дальнейшее уменьшение чистого демпфирования приведет к автоколебание и возможный отказ. «Чистое демпфирование» можно понимать как сумму естественного положительного демпфирования конструкции и отрицательного демпфирования аэродинамической силы. Флаттер можно разделить на два типа: жесткий флаттер, в котором чистое демпфирование уменьшается очень внезапно, очень близко к точке флаттера; и мягкий трепет, в котором чистое демпфирование постепенно уменьшается.^[8]

В воде массовое отношение шаговой инерции фольги к массе окружающего цилиндра жидкости обычно слишком мало для возникновения бинарного флаттера, как показано явным решением простейшего детерминанта устойчивости к флаттеру по тангажу и вертикальной качки.^[9]

Воспроизвести медиа

Видео разрушения моста Tacoma Narrows Bridge из-за аэроупругих колебаний

Конструкции, подверженные воздействию аэродинамических сил, включая крылья и крылья, а также дымовые трубы и мосты, тщательно спроектированы в рамках известных параметров, чтобы избежать флаттера. Тупые формы, такие как дымоходы, могут испускать непрерывный поток вихрей, известных как Карман вихревая улица, которые могут вызвать колебания конструкции. Strakes обычно оборачиваются вокруг дымоходов, чтобы остановить образование этих вихрей.

В сложных конструкциях, где аэродинамика и механические свойства конструкции не полностью изучены, флаттер можно исключить только путем подробных испытаний. Даже изменение массового распределения самолета или жесткость одного компонента может вызвать флаттер в явно несвязанном аэродинамическом компоненте. В самом легком случае это может проявляться как "гудение" в конструкции самолета, но в наиболее сильном случае оно может бесконтрольно развиваться с большой скоростью и вызывать серьезные повреждения или приводить к разрушению самолета.^[10] как в Бранифф, рейс 542, или прототипы для В.Л. Мырский самолет истребитель. Как известно, оригинал Tacoma Narrows Bridge разрушился в результате аэроупругого трепета.^[11]

Аэродинамическая эластичность

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

Вихревой флаттер пропеллера

Вихревой флаттер пропеллера представляет собой частный случай флаттера, включающий аэродинамические и инерционные эффекты вращающегося пропеллера и жесткость опоры. гондола структура. Может возникать динамическая нестабильность, связанная со степенями свободы по тангажу и рысканью винта и опор двигателя, что приводит к нестабильной прецессии винта.^[13] Отказ опор двигателя привел к возникновению вихревой флаттера на двух Lockheed L-188 Electra в 1959 г. Бранифф, рейс 542 и снова в 1960 г. Рейс 710 авиакомпании Northwest Orient Airlines.^[14]

Трансзвуковая аэроупругость

Поток очень нелинейный в трансзвуковой режим, в котором преобладают движущиеся ударные волны. Это критически важно для самолетов, которые летают через околозвуковые числа Маха. Роль ударных волн впервые была проанализирована Холт Эшли.^[15] Явление, влияющее на устойчивость самолета, известное как "околозвуковое падение", при котором скорость флаттера может приближаться к скорости полета, было сообщено в мае 1976 г. Фармером и Хансоном из Исследовательский центр Лэнгли.^[16]

Буфетинг

Сдвиг плавника, вызванный разрушением водоворота на НАСА HARV Крыло F / A-18.

Буфетинг 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. Как правило, это влияет на хвостовую часть конструкции самолета из-за потока воздуха за крылом.^{[нужна цитата ]}

Методы обнаружения буфета:

1. Диаграмма коэффициента давления^[17]
2. Расхождение давления на задней кромке
3. Вычисление разделения от заднего фронта на основе число Маха
4. Нормальная сила колеблющаяся дивергенция

Прогнозирование и лечение

Баланс массы, выходящий из элерона, используется для подавления флаттера

В период 1950–1970 гг. АГАРД разработал 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 не только внешние аэродинамические нагрузки и то, как они меняются, но и структурные, демпфирование и массовые характеристики самолета. Прогнозирование предполагает создание математическая модель самолета в виде набора масс, соединенных пружинами и амортизаторами, настроенными так, чтобы представлять динамические характеристики конструкции самолета. Модель также включает подробную информацию о приложенных аэродинамических силах и их изменении.

Модель можно использовать для прогнозирования предела флаттера и, при необходимости, для исправления потенциальных проблем. Небольшие тщательно подобранные изменения распределения массы и локальной жесткости конструкции могут быть очень эффективными при решении аэроупругих задач.

Методы прогнозирования флаттера в линейных структурах включают p-метод, то k-метод и p-k метод.^[7]

За нелинейные системы, флаттер обычно интерпретируется как предельный цикл колебания (LCO), а также методы исследования динамические системы может использоваться для определения скорости возникновения флаттера.^[19]

Средства массовой информации

Эти видео подробно описывают Активное аэроупругое крыло двухфазный НАСА -Воздушные силы программа летных исследований для изучения возможностей аэродинамически скручивающихся гибких крыльев для улучшения маневренности высокопроизводительных самолетов на околозвуковых и сверхзвуковой скорости, с традиционными поверхностями управления, такими как элероны и закрылки передней кромки, используемые для проворачивания.

• Воспроизвести медиа

  Замедленная съемка испытаний активного аэроупругого крыла (AAW) на нагрузку на крыло, декабрь 2002 г.

• Воспроизвести медиа

  Летные испытания активного аэроупругого крыла (AAW) F / A-18A (ныне X-53), декабрь 2002 г.

Заметные аэроупругие неудачи

• Оригинал Tacoma Narrows Bridge разрушился в результате аэроупругого трепета.^[11]
• Пропеллерный вихревой флаттер Локхид L-188 Электра на Бранифф, рейс 542.
• 1931 крушение Transcontinental & Western Air Fokker F-10.
• Свобода тела трепещет ГАФ Джиндивик дрон.^[20]

Смотрите также

• Адаптивное податливое крыло
• Аэрокосмическая техника
• Карман вихревая улица
• Математическое моделирование
• Колебание
• Паркер Variable Wing
• Вихревой сброс
• Вибрация, вызванная вихрем
• X-53 Активное аэроупругое крыло

Рекомендации

1. Bisplinghoff, R. L .; Эшли, H .; Хафман, Х. (1996). Аэроупругость. Dover Science. ISBN  0-486-69189-6.
2. "Подкаст AeroSociety".
3. Теодор фон Карман (1967) Ветер и дальше, стр.155.
4. Эрнест Эдвин Сехлер и Л. Г. Данн (1942) Конструктивный анализ и проектирование самолета из Интернет-архив.
5. Зехлер, Э. Э. (1952). Эластичность в технике. Нью-Йорк: Макгроу-Хилл. OCLC  2295857.
6. Воротник, А. Р. (1978). «Первые пятьдесят лет аэроупругости». Аэрокосмическая промышленность. 2. 5: 12–20.
7. 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: Lectrue 6: Летные испытания.
9. «Бинарный флаттер как колеблющаяся ветряная мельница - масштабирование и линейный анализ». Ветроэнергетика. 37. 2013. Архивировано с оригинал 2014-10-29.
10. Визуальная демонстрация флаттера, разрушающего радиоуправляемый самолет на YouTube.
11. Адекватность сравнения между флаттером в аэродинамике самолета и делом Tacoma Narrows Bridge обсуждается и оспаривается в Юсуфе К. Биллахе, Роберте Х. Сканяне, «Резонанс, разрушение Такомского моста и учебники по физике для студентов»; Являюсь. J. Phys. 59 (2), 118–124, февраль 1991 г.
12. «Контроль аэроупругого реагирования: устранение угроз» (PDF).
13. Рид, Уилмер Х. «Обзор винтовой вихревой флаттера» (PDF). НАСА. Получено 2019-11-15.
14. «Уроки, извлеченные из авиационных происшествий». Получено 2019-12-14.
15. Эшли, Холт (1980). «Роль шоков в феномене« субтрансзвукового »флаттера». Журнал самолетов. 17 (3): 187–197. Дои:10.2514/3.57891.
16. Farmer, M. G .; Хэнсон, П. В. (1976). «Сравнение сверхкритических и обычных характеристик флаттера крыла». НАСА TM X-72837. Дои:10.2514/6.1976-1560.
17. Голестани, А .; и другие. (2015). «Экспериментальное исследование обнаружения столкновения на сверхкритических профилях в трансзвуковом режиме». Труды Института инженеров-механиков, Часть G: Журнал аэрокосмической техники. 229 (2). Дои:10.1177/0954410014531743.
18. «Пособие по аэроупругости - Тематический и авторский указатель» (PDF). Получено 2019-12-14.
19. Тан, Д. М. (2004). «Влияние геометрической структурной нелинейности на флаттер и колебания предельного цикла крыльев с большим удлинением». Умные материалы и конструкции. 19 (3): 291–306. Bibcode:2004JFS .... 19..291T. Дои: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.

дальнейшее чтение

• Бисплингхофф, Р. Л., Эшли, Х. и Халфман, Х., Аэроупругость. Dover Science, 1996 г., ISBN  0-486-69189-6, 880 с.
• 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, ISBN  978-0-470-85840-0.
• Хок, М. Э., "Активный контроль флаттера", LAP Lambert Academic Publishing, Германия, 2010, ISBN  978-3-8383-6851-1.
• Коллар А. Р. "Первые пятьдесят лет аэроупругости", Aerospace, vol. 5, вып. 2. С. 12–20, 1978.
• Гаррик И. Э. и Рид У. Х. "Историческое развитие флаттера самолета", Journal of Aircraft, vol. 18, стр. 897–912, ноябрь 1981 г.
• Патрик Р. Вейлетт (23 августа 2018 г.). «Низкоскоростной буфет: высокогорная трансзвуковая тренировочная слабость продолжается». Деловая и коммерческая авиация. Сеть Aviation Week.

внешняя ссылка

• Отделение аэроупругости - Исследовательский центр НАСА в Лэнгли
• Институт аэроупругости DLR
• Национальная аэрокосмическая лаборатория
• Группа аэроэластичности - Техасский университет A&M
• Технические отчеты NACA - Исследовательский центр НАСА в Лэнгли
• Справочник НАСА по аэроупругости