Колебания конструкции самолета

Колебания конструкции самолета 96 Колеса 165—171 [c.382]

При рассмотрении тонкостенных конструкций, в частности конструкций самолета, часто приходится иметь дело с колебаниями смешанного типа, при которых одновременно имеют место напряженные состояния изгиба и кручения, так называемые изгибно-крутильные колебания. [c.531]

Сочетание механических воздействий в том числе высокочастотных колебаний, а также влияние температурных и химических факторов на элементы конструкции самолетов приводит к тому, что в них могут возникать усталостные разрушения (трещины). Они снижают несущую способность системы, что при определенной величине повреждения приводит к разрушению элемента конструкции и может закончиться аварией. [c.33]

Частота возбужденных колебаний равна частоте вращения ротора, а амплитуда зависит в основном от величины неуравновешенности ротора, а также и от ряда других причин. Под действием вибраций расстраивается работа приборов, появляются трещины в подмоторных рамах и в узлах конструкций самолетов, быстро утомляется экипаж, снижается производительность его труда. [c.479]

Вибрации высокой частоты. В отличие от других видов переменных нагрузок, действующих на самолет, акустические нагрузки обладают очень широкими спектрами частот от единиц герц до десятков килогерц и беспорядочным (случайным) изменением во времени и пространстве. Под действием таких нагрузок в тонкостенных элементах конструкции самолета, например в обшивке, возбуждаются интенсивные вибрации высокой частоты. По величине они близки к собственным частотам изгибных колебаний участков обшивки (панелей), заключенных между подкрепляющими элементами (стрингерами, нервюрами, шпангоутами). Совпадение частот акустической нагрузки, имеющей непрерывный спектр, с собственными частотами панелей дает множество местных резонансов в конструкции, а в отдельно взятой панели возможны резонансные колебания не с одной, а одновременно с несколькими собственными формами колебаний. [c.91]

Спектр собственных частот и форм колебаний конструкции ЛА определяются расчетом и экспериментом. Результаты определения собственных частот и форм колебаний служат основой для анализа динамических свойств ЛА. Как правило, исходят из предположения о наличии продольной плоскости симметрии ЛА, и поэтому колебания разделяют на два независимых спектра симметричные и антисимметричные. Различным тонам свободных колебаний всего ЛА в зависимости от вида их форм присваиваются названия, которые связаны со свободными колебаниями отдельных частей. Общее число обследуемых тонов свободных колебаний современного тяжелого самолета достигает нескольких десятков в диапазоне частот от долей до нескольких десятков Гц. Собственные частоты и формы колебаний определяются экспериментально путем проведения специальных частотных (вибрационных) испытаний. [c.481]

В некоторых случаях свойства объекта и связей не влияют на колебания тех точек источника, в которых он соединяется с объектом. Например, колебания корпуса самолета в месте установки прибора при определенных условиях могут считаться независящими от свойств прибора и конструкции узлов креплений. В этих случаях можно рассматривать движение объекта, считая заданными не динамические воздействия, а перемещения точек крепления связей к источнику такие воздействия называются кинематическими. [c.12]

При изучении флаттера крыла самолета, т. е. некоторых незатухающих колебаний крыла, происходящих вследствие действия аэродинамических сил, удобно в поперечном сечении крыла различать некоторые точки, обладающие характерными свойствами. Эти точки называются центром изгиба и центром кручения поперечного сечения крыла самолета. На рис. 9 представлена половина крыла, заделанная в основную конструкцию самолета. Обратившись к этому рисунку, читатель увидит, что вертикальная сила, приложенная к заштрихованному сечению в точке А, стремится вращать это сечение против часовой стрелки, а та же сила, приложенная в точке В, вращает его по часовой стрелке. Где-то между А и В (скажем в С) имеется точка, в которой можно приложить нагрузку, не вызывая вращения крыла. Эта точка называется чен/и-ром изгиба. Если к заштрихованному сечению приложен вращающий момент, то сечение будет вращаться как целое, и только одиа точка ( мгновенный центр вращения) останется в покое. Эта точка называется центром кручения 0. [c.41]

Подобные вопросы составляют предмет новой науки — аэрогидроупругости, лежащей на стыках разных разделов механики. Если такие вопросы, как самовозбуждение опасных колебаний крыльев самолета и лопаток турбин в потоке, колебания топливного бака космической ракеты и всевозможных трубопроводов, поведение оболочковой конструкции под водой при падении на нее ударной волны и т.д., не выходят за их пределы, то многие важные проблемы могут быть рассмотрены только с привлечением разных разделов физики и химии. Например, для анализа так [c.69]

В качестве возбудителей второго вида обычно выступает кинематическое возбуждение, передающееся на роторы через их опоры. Примерами таких возбуждений могут быть колебания двигателя вместе с конструкцией самолета, например с крылом самолета, где он установлен, или в фюзеляже. Такие колебания, как правило, происходят в вертикальной плоскости с низкими частотами. Несмотря на это они могут дать повышенные амплитуды колебаний силовой установки на рабочих частотах вращения роторов, усиленные резонансными явлениями. [c.356]

Известно большое количество типов флаттера самолетов. Некоторые из них довольно сложны, например, у самолетов со стреловидными крыльями. Строго говоря, при флаттере вибрирует вся конструкция самолета, однако при классификации типов флаттера можно это обстоятельство не учитывать, сосредоточив внимание на тех частях конструкции самолета, колебания которых играют преобладающую роль. Один из первых типов флаттера, с которым пришлось столкнуться в практике,— это довольно простой антисимметричный флаттер рулей высоты, при котором две половины руля колеблются в противофазе, как ножницы. [c.95]

Существенное продвижение по скорости выдвинуло проблему динамической и статической устойчивости упругого самолета при его движении в воздушной среде. Было установлено, что имеет место определенное значение скорости движения самолета в воздухе, при достижении которой при известных условиях наступает нарушение динамического равновесия аэродинамических, массовых и упругих сил, сопровождающееся возникновением интенсивных колебаний со все возрастающими амплитудами, приводящими, как правило, к разрушению конструкции самолета. Это явление получило название флаттера. [c.296]

Известный во всех подробностях спектр собственных частот и форм колебаний — необходимый элемент информации о конструкции самолета, без которого невозможно суждение о флаттере каждого данного исследуемого самолета. Но в настоящее время даже трудно [c.307]

Кроме рассмотренных форм флаттера крыла и оперения, возможен также флаттер отдельных элементов конструкции самолета, образующих его поверхность — панелей крыла, оперения и фюзеляжа. Механизм возникновения панельного флаттера состоит в следующем. В результате случайного местного искривления поверхности (рис. 9.10, а) меняется ее форма, что влечет за собой появление аэродинамических сил р, способствующих колебаниям панели. Эти колебания [c.296]

Вторая причина ограничений скоростного напора связана с недостаточной жесткостью конструкции самолета, вследствие чего ухудшается эффективность органов управления либо возникают нарастающие изгибно-крутильные колебания (флаттер), приводящие, как правило, к разрушению самолета. [c.250]

Колебания рулевой поверхности передаются на конструкцию самолета. В результате возникает тряска самолета. Частота колебаний зависит от жесткости конструкции. [c.316]

При расчете напряжений необходимо правильно определить наиболее напряженные участки трубопроводов и места на них для установки тензодатчиков. Например, трубопровод, соединяющий насос с автоматом разгрузки, подвержен поперечным колебаниям как от вибраций элементов конструкции самолета и двигателей, так и от сил, создаваемых пульсирующим давлением жидкости. Кроме того, трубопровод подвержен радиальным и изгибным колебаниям, зависящим от сил внутреннего давления. [c.148]

Иначе обстоит дело при движении самолета. Вес вращающихся частей составляет здесь заметную долю веса конструкции. Поворот оси мотора самолета в какой-либо плоскости вызывает в перпендикулярной плоскости гироскопическую пару сил, передающуюся через подшипники корпусу самолета. Если ось направлена вдоль корпуса, то при поворотах в горизонтальной плоскости (виражах) эта пара будет создавать колебания угла тангажа, поднимая и опуская самолет. В конструкциях, снабженных двумя винтами, вращающимися в противоположные стороны, гироскопические моменты, передаваемые корпусу самолета, уравновешиваются эти конструкции допускают более резкие виражи, не проявляя тенденций к колебаниям угла тангажа. [c.371]

При действии на стержень различных возмущений, как детерминированных, так и случайных, возможно возникновение колебаний стержня относительно состояния равновесия или стационарного движения. В большинстве случаев колебания являются нежелательными, так как они мешают нормальной работе, а в ряде случаев могут быть причиной аварий. На рис. 3.1 показано крыло самолета в потоке воздуха, которое при определенных режимах обтекания начинает вибрировать (явление флаттера), что для нормальной работы конструкции недопустимо. На рис. 3.2 показана цилиндрическая пружина, жестко связанная [c.51]

Возникающие в различных условиях колебания, или так называемые вибрации машин и их деталей, а также многочисленных инженерных сооружений и их отдельных элементов при неблагоприятных обстоятельствах могут вызвать значительные деформации и напряжения, а также быстрый износ конструкций и даже их разрушение. Особое значение приобретают различные виды колебаний локомотивов и вагонов, автомобилей, судов и самолетов в связи с возрастанием скоростей их движений. [c.5]

Влияние акустического демпфирования в узлах самолетов и машин. В предыдущем разделе было показано, что акустическое демпфирование иногда может быть очень важным фактором при анализе динамических перемещений конструкций, но порядок его величины зачастую слишком мал, чтобы быть полезным. Это происходит в тех случаях, когда плотность окружающей среды слишком мала по сравнению с плотностью тела конструкции или когда акустическое давление излучения от одних частей колеблющейся конструкции погашается давлением от других частей, что может случиться для тех форм колебаний, при которых смежные поверхности колеблются в противофазе. Для космических аппаратов акустическое демпфирование отсутствует. Для массивных машин воздух слишком разрежен, чтобы создавать значительное акустическое давление на их поверхностях. Для некоторых тонкостенных, легких, подкрепленных конструкций типа панелей самолета акустическое демп- [c.70]

В качестве второго типа конструкций рассмотрим набор из подкрепленных стрингерами тонкостенных панелей фюзеляжа самолета. Нами было показано экспериментально [5.26] и аналитически [5.27], что большинство наиболее опасных форм колебаний соответствуют частотам, примыкающим снизу к частоте, при которой происходят колебания стрингеров по первой крутильной форме, и сверху—к частоте, соответствующей первой изгибной форме колебаний стрингеров. Эти две крайние формы колебаний часто появляются при частотах, отличающихся не более чем на октаву, поэтому и энергии, соответствующие этим формам колебаний, также довольно близки друг другу. В действительности энергия деформации при изгибных формах колебаний стрингеров примерно в четыре раза больше энергии крутильных колебаний. Поэтому подобные формы колебаний можно демпфировать с помощью одиночного настроенного демпфера. [c.229]

Обнаружено, что конструкция крыла самолета также может потерять устойчивость — при достижении определенной скорости полета возникают прогрессивно возрастающие изгибно-крутильные колебания, приводящие к катастрофе (флаттер крыла) анализу этой опасной возможности посвящен п. 16. [c.153]

Если упругая конструкция типа крыла самолета находится в потоке газа (жидкости), то свойства состояния ее равновесия (устойчивость или неустойчивость) зависят от параметров потока, т. е. от плотности газа (жидкости) р и скорости о, или, проще, от скоростного напора pv /2. Как оказывается, система, устойчивая при малых значениях скоростного напора, может потерять устойчивость при достаточно больших его значениях тогда после сколь угодно малого возмущения начинается движение, все дальше уводящее систему от ставшего неустойчивым состояния равновесия. Движение, представляющее собой монотонное возрастание отклонений от состояния равновесия, называется дивергенцией, а движение, носящее характер колебаний с возрастающими пиковыми значениями, — флаттером. Скорость, при которой возникает потеря устойчивости того или иного типа, называется критической скоростью. [c.184]

Несмотря на кажущуюся простоту расчетной схемы (когда упругие элементы рассматриваются как стержни), возникающие вопросы при исследовании динамических процессов являются не всегда простыми как по применяемым методам решения, так и по содержанию конечных результатов. В качестве примеров на рис, 6.1—6.8 показаны реальные конструкции и элементы конструкций, которые можно рассматривать как гибкие или абсолютно гибкие стержни. На рис. 6.1 показана ракета, которая из-за случайных возмущений или в результате действия управляющих усилий может совершать малые изгибные колебания. Различного вида высокие конструкции, мачты, трубы и т. д. (см. рис. 6.2), находящиеся в потоке воздуха, из-за срыва потока (вихрей Кармана) могут очень сильно раскачаться в плоскости, перпендикулярной к вектору скорости потока. Аналогичные задачи возникают и при расчете висящих мостов, которые в первом приближении могут рассматриваться как одномерные конструкции (стержни). Крыло самолета в первом приближении (см. рис. 6.3) можно рассматривать как стержень [5]. В потоке воздуха на крыло действуют [c.131]

Вследствие разных причин проведение и анализ резонансных испытаний крайне осложняются. Это объясняется тем, что реальные конструкции имеют не одну, а множество собственных частот, лежащих на определенном частотном интервале друг от друга, и становится совершенно невозможно возбудить одну форму колебаний независимо от других. Кроме того, выполнение резонансных испытаний — чрезвычайно трудоемкое занятие. Так, например, при проведении резонансных испытаний самолета в диапазоне частот от О до 100 Гц необходимо разместить на самолете около 200 приборов, причем показания [c.70]

Колебания аэро гидроупругих систем имеют большую актуальность в авиационной и ракетной технике. Типичным примером является флаттер крыла самолета. Разработана теория упругих колебаний таких сложных конструкций, как самолет, ракета. Полет в воздушной среде, колебания жидкого топлива в баках, мощные источники энергии, установленные на упругих основаниях, наличие замкнутых систем автоматического управления могут приводить к возникновению опасных нарастающих колебаний. [c.342]

Возбуждения кинематического ударного типа Й,озникают при резких изменениях скорости движения источника ( 1апример, при посадке самолета, запуске ракеты, наезде колеса автомобиля на глубокую выбоину, при пере<50пряжении зубьев зубчатых колес и т. [I.). Часто эти явления сопровождаются возникновением колебаний конструкций источника и возбуждением вибрационных воздействий. [c.271]

Трудно назвать такую область техники, в которой не была бы актуальной проблема изучения упругих колебаний. Большое внимание исследователей привлечено к вопросам колебаний конструкций самых различных назначений роторов турбин, валов двигателей внутреннего сгорания, турбинных лопаток, воздушных и гребных винтов, автомобилей и железнодорожных вагонов, кораблей и самолетов, инженерных сооружений, перекрытий промышленных зданий, деталей, обрабатываемых на металлорежущих станках, вибротранспортеров и т. п. [c.4]

Колебания и вибропрочность. Конструкция самолета не должна допускать появления колебаний типа флаттер, бафтинга и т. д., а также должна удовлетворить условиям вибропрочности, которые связаны с деформацией. В соответствии с этим нормы жесткости регламентируют величину нагрузки, в пределах которой не должно быть потери устойчивости обшивки и остаточных деформаций конструкции. [c.96]

Характеристики жесткости амортизации подбирают из условий изоляции возбуждающих импульсов двигателя и несущего винта от конструкции самолета. Это значит, что нужно подобрать такую жесткость амортизации, при которой частоты собственных колебаний двигателя были бы меньше частот, возбуждающих колебания импульсов двигателя и винта. При этих условиях отношение частоты вынужденных колебаний к частоте собственных колебаний будет такое, при котором коэффициент динамичности будет определяться по правой зоне резонансной кривой, т. е. сила, переданная через амортизацию на конструкцию, будет меньше возмущающен силы. [c.270]

Посадки на аэрофинишер (рис. 4.3) выполняются при различных сочетаниях тормозящей силы аэрофинишера и отрицательного продольного ускорения самолета при неблагоприятных сочетаниях массы и боевой нагрузки. Эти режимы получаются как для симметричных, так и асимметричных посадок. Предельно допустимое отклонение при асимметричной посадке на аэрофинишер составляет 20% ширины аэрофинишера, что соответствует 6—6,7 м в зависимости от типа аэрофинишера. Целью асимметричной посадки кроме определения конструктивной пригодности является определение ее влияния на характеристики боковой и путевой устойчивости самолета на пробеге во время торможения. Боковые и путевые колебания могут приводить к касанию подвешенного вооружения или консоли крыла о палубу с повреждением конструкции. Предельные асимметричные режимы получаются сначала путем увеличения смещения от оси аэрофинишера приращениями по 1,5 м от первоначального смещения 3 м при постоянных нагрузках аэрофинишера и продольном отрицательном ускорении, пока не будет достигнуто 20% ширины, а затем увеличением скорости захвата тормозным крюком самолета троса аэрофинишера до получения предельного по прочности конструкции самолета значения этой скорости. [c.263]

Метод конечных элементов представляет собой эффекпивный численный метод решения инжене рных и физических задач. Область его применения простирается от анализа напряжений в конструкциях самолетов или автомобилей до расчета таких сложных систем, как атомная электростанция. С его помощью рассматривается движение жидкости по трубам, через плотины, в пористых средах, исследуется течение сжимаемого газа, решаются задачи электростатики и смазки, анализируются колебания систем. [c.7]

Следует помнить, что под вынужденными колебаниями мы понимаем движение, вызванное таким возбуждением, существование которого не зависит от того, мо.жет или не может это возбуждение сообщить системе движение. Иными словами, в этом случае возбуждение не зависит от того, колеблется ли или нет возбуждаемая система. Это возбуждение не обязательно должно быть гармоническим, оно также может иметь и случайный характер. Все сказанное справедливо и для вынужденных волн. Сильный шум, например, может вызвать вибрации конструкции, расположенной на некотором удалении ох источника шума. Это иллюстрируется на фото XXXI, где показана разрушенная нервюра самолетного крыла. Шум реактивных двигателей, действуя на поверхность хвоста самолета, возбудил его вибрации. Такое случайное возбуждение создало вынужденные волны, передаваемые конструкциям самолета. Это и привело к усталостному разрушению нервюры вследствие возникших в ней напряжений. [c.122]

Успешная борьба с вибрациями на самолете и относительно малый срок службы самолетов того времени были причинами того, что проблема выносливости длительный период не являлась определяющей прочность самолета. Это, конечно, не исключало необходимости заниматься этой проблемой для отдельных элементов конструкции самолета, таких, например, как элементы подмоторной рамы, непосредственно воспринимавшие импульсы винтомоторной группы. Поэтому разрабатывались экспериментальные методы определения характеристик выносливости отдельных элементов конструкции самолета в условиях воздействия знакопеременных нагрузок высокой частоты (Н. И. Марин, Г. А. Сафронов). Особо важное значение имели исследования колебаний и выносливости воздушных винтов в 30-х и 40-х годах. Здесь необходимо отметить большой цикл работ Д. Ю. Панова, А. И. Пожалостина, П. М. Риза, С. А. Тумаркина, Г. М. Фомина, заложивших теоретический и экспериментальный фундамент, обеспечивший решение вопросов выносливости воздушных винтов. [c.303]

Для пластинок наибольшее (результирующ,ее, полное) аэродинамическое сопротивление будет при углах атаки а ф 90° (см. рис. 3.19), например, для плоской квадратной пластинки при угле а 38°. Характерно, что при дальнейшем увеличении угла атаки полное сопротивление пластинки резко падает, что приводит к неустойчивости, т. е. к изгибно-крутильным колебаниям. В строительстве такие колебания будут наблюдаться у плоских и криволинейных сплошностенчатых конструкций при косом ветре. Подобные колебания крыльев самолета называют срывным флаттером. [c.106]

В учебнике наложены вопросы определения нагрузок, деи-ствуюши.х на самолет, рассмотрены методы расчета крьгла, оперения, фюзеляжа, установок под двигатели, узловых сое-1ннен> Й, а также вопросы нагрева конструкции самолета различными источниками тепла и опреде-1ения температурных напряжений, колебаний частей самолета и аэроупругости. Приводятся методы расчета на ползучесть, излагаются основы усталостной долговечности самолета. [c.2]

Выше были рассмотрены самовозбуждающиеся колебания частей самолета, вызываемые в результате взаимодействия аэродинамических н ннерцнонных снл с деформируемой конструкцией. Рассмотрим вынужденные колебания частей самолета, вызываемые внешними силами, периодически изменяющимися с течением времени. [c.298]

Кроме прочего, самолет Валькирия был первой крупной сверхзвуковой машиной аэроупругой конструкции. Его большие размеры, применение тонкого треугольного крыла и длинного гибкого фюзеляжа обусловили необходимость масштабных расчетов на аэроупругость. Эти расчеты выполнялись с применением новейшего по тому времени инструментария — цифровых и аналоговых ЭВМ, но все же не дали хороших характеристик самолета при полете в турбулентной атмосфере. Поэтому важной экспериментальной работой стали исследования системы GASDSAS , предназначенной для парирования нагрузок от воздушных порывов и подавления аэроупругих колебаний конструкции. Эта программа являлась продолжением работы, проводившейся ВВС совместно с НАСА на самолетах В-52 (системы SAS и LAMS ). Система GASDSAS предусматривала отклонение элевонов по тангажу и крену, а также рулей направления по сигналам датчиков перегрузок. Исследования показали, что для уменьшения интенсивности изгибных колебаний фюзеляжа целесообразно использовать небольшие горизонтальные и вертикальные поверхности, расположенные по схеме утка . В дальнейшем подобная система была применена на стратегическом бомбардировщике В-1 . [c.99]

Колебания сложных конструкций опасны тем, что трудно выделить источник силы, вызывающей колебания. Примером таких колебаний являются колебания железнодорожных вагонов, крыла самолета, лопастей роторов вертолетов и т. п. Особенно опасны автш.олебачия, вызывающие в некоторых случаях неограниченный рост амплпгулы. [c.311]

Работа машинного агрегата сопровождается динамическими воздействиями его.на окружающую среду. Гфи относительном движении звеньев усилия в кинематических парах изменяются, что приводит к переменному нагружению стойки механизма. Вследствие этого фундамент, на которо.м установлен машинный агрегат, испытывает пиклически изменяют,иеся по величине и направлению силы. Эти силы через фундамент передаются на несущие конструкции здания, соседние машинные агрегаты и приборы и приводят к колебаниям и вибрациям. Неравномерность движения звеньев механизмов приводит к возникновению дополнительных сил инерции. Эти силы увеличивают колебания и вибрации звеньев механизма и машины в целом и сказываются на точности их работы. Если амплитуда колебаний достаточно велика (например, при работе в зоне резонанса), то в деталях звеньев возникают напряжения, превышающие допускаемые, что приводит к их разрушению. Вибрации — это причина выхода из строя деталей самолетов и вертолетов, элементов газовых и паровых турбин, неточностей в работе станков, роботов и т. п. [c.351]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...