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.

Вследствие деформаций крыла, оперения и фюзеляжа изменяются аэродинамические нагрузки, действующие на самолет, и характер их распределения. Это вызывает перемещение положения фокуса самолета, т.е. точки приложения приращения аэродинамических сил при изменении угла атаки. Поэтому меняются и характеристики устойчивости и управляемости самолета. Так, например, вследствие изгиба фюзеляжа изменяется приращение подъемной силы на оперении, закрепленном на жестком фюзеляже, поэтому фокус переместится вперед. А так как запас статической устойчивости определяется разностью между положениями фокуса и центра тяжести, то этот запас уменьшится. При малом начальном запасе устойчивости в результате упругих деформаций фюзеляжа, крыла и оперения самолет может оказаться даже неустойчивым.

Флаттер - сочетание самовозбуждающихся незатухающих изгибных и крутильных колебаний крыла, других элементов конструкции самолёта, главным образом крыла в полёте, либо несущего винта вертолёта, возникающих при достижении некоторой скорости, зависящей от характеристик данного самолёта. Такие колебания способны разрушить самолёт.

Причиной флаттера обычно является несовпадение центра жёсткости с центром давления и недостаточная жёсткость конструкции крыла.

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, с тем, чтобы полностью исключалась возможность возникновения флаттера.

Рассмотрим изгибно-крутильный флаттер крыла. Крыло может совершать колебания двух основных видов: изгибные и крутильные. Однако вследствие несовпадения линий центров тяжести с линией 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 (рис. 1). Предположим, что под действием какого-нибудь возмущения крыло с закрепленным неподвижно элероном 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 фокуса, 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 относительно его центра жесткости. При этом угол атаки крыла станет отрицательным. Это изменение угла атаки вызовет дополнительную аэродинамическую силу, направленную вниз и приложенную в фокусе 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. После того, как крыло, пройдя нейтральное положение, начнет отгибаться вниз, возникающая силы упругости начнет замедлять скорость прогиба крыла вниз, а сила инерции - уменьшать закрутку крыла, уменьшая угол атаки. С уменьшением угла атаки крыла будет уменьшаться дополнительная аэродинамическая сила и замедляться движение крыла вниз. Крыло отогнется вниз и займет крайнее нижнее положение. 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 отгиба 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. Изгибные колебания крыла и его закручивание будут возрастать и приведут к быстрому разрушению конструкции крыла.

При этих колебаниях возникают, конечно, и демпфирующие силы, тормозящие развитие колебаний. К ним относятся силы трения в конструкции, аэродинамические силы сопротивления, внутренние силы трения в материале конструкции.

Так, при движении крыла, например, вниз, возникает вертикальная скорость, которая, складываясь геометрически со скоростью потока воздуха, обтекающего крыло, вызывает увеличение угла атаки крыла. При этом возникает дополнительная аэродинамическая сила, направленная против движения крыла. Такая сила называется аэродинамической силой, демпфирующей колебания крыла.

До тех пор, пока работа демпфирующих сил, величина которых примерно пропорциональна скорости полета самолета, 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 больше этой критической скорости 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 носке специальных противофлаттерных грузов - балансиров. Для повышения эффективности балансиров их устанавливают в виде болванки в носке на конце крыла или выносят вперёд в виде хорошо обтекаемой штанги.

Большое влияние на критическую скорость флаттера оказывают агрегаты и грузы, размещенные на крыле: двигатели, подвесные топливные баки, блоки с оборудованием т.п. Например, двигатели, вынесенные вперед, подобно балансирам увеличивают критическую скорость флаттера. Топливо, размещенное в отсеках крыла, также влияет на критическую скорость флаттера. С увеличением высот полета критическая скорость флаттера возрастает.

 

 

Флаттер (от англ. flutter - быстрые колебаная) - колебания, возникающие в элементах летательных аппаратов (в основном в крыльях и хвостовом оперении у самолётов и воздушном винте у вертолётов) при достижении аппаратом критической скорости флаттера (индивидуальной для каждой конкретной конструкции летательного аппарата). Возникновение колебаний связано с неоднородностью воздушного потока, обтекающего конкретный элемент летательнго аппарата. Критической является скорость, при которой характерная частота колебаний воздушного потока совпадает с собственной частотой колебаний крыла самолета (или другого элемента конструкции). В возникшей системе (летательный аппарат - поздушный поток) амплитуда вынужденных резонансных колебаний может достигать значительных величин и приводить к разрушению конструкции.

Т.е. в набегающем потоке воздуха всегда присутствуют неоднородности по плотности (дым, тёплый воздушный поток и т.д.), температуре, давлению (границы воздушных масс и т.д.), скорости потока (порывы ветра). Разлиние в приложенном усилии к крылу вызывает изменения напряжений элементов крыла, и, как следствие закона Гука, изменение малых деформаций крыла. Возникают упругие колебания элементов крыла и самого крыла в целом. Т.к. сами по себе колебания крыла приводят к небольшим смещениям крыла относительно воздушного потока, а также изменению профиля крыла; изменяется воздушный поток вокруг крыла. Как следствие, новое изменение нагрузок на крыло, новые колебания и т.д. Т.к. собственные колебания элементов конструкции быстро затухают, при обычных условиях средняя амплитуда колебания невысока. Однако, с увеличением скорости набегающего потока увеличивается характерная частота изменения параметров воздушного потока, т.е. увеличивается частота внешней вынуждающей силы, приложенной к крылу, что в итоге приводит к резонансу, росту амплитуды колебаний (амплитуда колебаний законцовок крыла соременного авиалайнера может достигать 0,3-0,5 м, в критичеких ситуациях до 1 м, что уже чревато остаточными деформациями и напряжениями конструкций крыла) и разрушению конструкции.

Флаттер был основной причиной разрушения летательных аппаратов в воздухе на заре авиации. Также флаттер является частой причиной разрушния летательных аппаратов на предельных режимах. Первыми теоритическими работами по флаттеру были труды С.А. Келдыша.

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-рулевой флаттер горизонтального оперения, характеризующийся изгибом фюзеляжа и симметричным отклонением рулей высоты.

Флаттер уже в 30-х годах стал препятствием на пути развития скоростной авиации. М.В. Келдышем были заложены основы методов численного расчета и моделирования в аэродинамических трубах явления флаттера. Ему принадлежат важные результаты в изучении флаттера крыла с элероном, колебаний в воздушном потоке крыла с подкосами, колебаний крыльев с упруго прикрепленными моторами и т.д.

Поскольку крыло представляет собой сложную упругую систему с бесконечным числом степеней свободы, задача о собственных колебаниях крыла может быть удовлетворительно решена только на основе правильной схематизации, которая требует глубокого качественного анализа упругой конструкции. При изучении колебаний в набегающем потоке воздуха возникает дополнительная трудность, обусловленная нестационарным характером обтекания крыла. Исследования в этой области не только привели к созданию надежных методов расчета на флаттер и к разработке практических мер борьбы с ним, но и легли в основу нового раздела науки о прочности авиационных конструкций.

 

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. Для простоты предположим, что элерон аэродинамически скомпенсирован, т.е. его отклонение не вызывает моментов аэродинамических сил, препятствующих этому отклонению. Предположим также, что возможно произвольное отклонение элерона при неподвижной ("зажатой") ручке управления 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 (см. рис. 1). Под действием силы упругости конструкции крыла оно начнет двигаться к нейтральному положению вниз. Вследствие действия сил инерции центр тяжести элерона будет отставать от перемещения крыла, и элерон 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 аварии. Скорость, при которой наступает явление саморазвивающихся колебаний, когда крыло изгибается и одновременно самопроизвольно отклоняются элероны, изменяя аэродинамическую силу и все больше раскручивая крыло, называется критической скоростью изгибно-элеронного флаттера.

Как отмечалось выше, изгибно-элеронный флаттер возможен, если при колебаниях крыла элерон отклоняется в сторону, обратную движению крыла. Происходит это вследствие того, что элерон имеет возможность поворачиваться относительно оси шарниров и центр тяжести у несбалансированного элерона находится позади его оси вращения. В соответствии с этим основные меры, направленные на повышение критической скорости изгибно-элеронного флаттера, сводятся к весовой балансировке элеронов, увеличению жесткости проводки управления и устранению люфтов в ней. Критическая скорость флаттера зависит также от расположения элерона по размаху, увеличиваясь при смещении элерона от конца в среднюю часть крыла.
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. Балансировка может осуществляться сосредоточенными грузами, вынесенными вперед на кронштейне, или грузом, равномерно распределенным по размаху элерона. В случае балансировки равномерно распределенным по размаху грузом все сечения элерона балансируются примерно одинаково, но вес груза получается большим, составляя иногда до 50% веса элерона. При балансировке сосредоточенными грузами вес последних требуется значительно меньший, однако балансировка сечений элерона при этом существенно неодинакова: сечения, где расположен груз, оказываются перебалансированными, а все другие - несбалансированными. При колебаниях крыла это приводит к возникновению сил, скручивающих элерон, что снижает эффект балансировки.

Оперение - поверхность, подобная крылу. Естественно поэтому, что 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, так как 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.
Недостаточная жесткость при кручении стабилизатора, обусловленная спецификой его крепления, требует применения эффективных мер для повышения критической скорости флаттера. С этой целью на концах половин стабилизатора устанавливают балансировочные (противофлаттерные) грузы, возможно применение специальных демпферов. Иногда часть концевой поверхности оперения (киля, управляемого стабилизатора) срезают. Несущие свойства этой части оперения невысоки, поэтому эффективность его практически не снижается. Вместе с тем центры тяжести концевых сечений оперения смещаются вперед, благодаря чему уменьшается потребный вес противофлаттерного груза, критическая скорость флаттера повышается.

Наличие гидроусилителя в системе управления стабилизатором может приводить к образованию еще более сложных колебательных систем, в которых наряду с оперением и фюзеляжем участвует и гидравлический привод.

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 (см. рис. 7.4.), с различных надстроек на фюзеляже, с подвесок, расположенных на крыле и в местах соединения крыла с фюзеляжем. Причиной бафтинга может быть выпущенное шасси, открытый в полете грузовой люк и пр.

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, который внешне воспринимается как периодические удары по оперению. 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). Срыв потока вызывает вибрации деталей, на которых нарушается плавность обтекания, и тех деталей, на которые попадает поток, "засоренный" срывными вихрями.

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 аэродинамических форм самолета, снижения интерференции в местах стыковки его агрегатов. В отдельных случаях положительные результаты были достигнуты за счет выноса горизонтального оперения из зоны спутной струи или повышения изгибной жесткости оперения и фюзеляжа. Последняя мера, однако, связана со значительным увеличением веса конструкции. В ряде случаев полностью устранить бафтинг практически не удается. Поэтому для таких самолетов вводят ограничения на некоторых режимах полета, например ограничения по скоростному напору при полете с внешними подвесками, с открытыми грузовыми люками и др.