Силы аэроупругие

Сетки в аэродинамической трубе 52, 60 Силы аэроупругие 245 [c.388]

Теория колебаний и устойчивости упругих систем, нагруженных неконсервативными силами или взаимодействующих с потоком жидкости или газа, изложена в работе [11]. Обзор некоторых более поздних работ можно пайти в [25, 129 . Обзор задач устойчивости применительно к аэроупругим системам, а также сводка численных результатов, относящихся к различным частным случаям, имеется в [87]. [c.243]

Случайные параметрические воздействия, приводящие к потере устойчивости динамических систем, обусловлены флуктуациями рабочих режимов в реальных условиях эксплуатации. К ним относят колебания напряжения, мощности, шум двигателей и т. д. Другая причина связана с неконтролируемыми внешними силами такими, как сейсмические и ветровые нагрузки, транспортные воздействия при движении по неровному пути и др. Случайные флуктуации возникают при обтекании аэроупругих конструкций сверхзвуковым потоком газа. Потеря устойчивости обшивки летательных аппаратов происходит при совместном действии широкополосного шума реактивных двигателей, пульсаций тяги, атмосферной турбулентности. Скорость обтекания и нормальное давление на обшивку представляют собой случайные функции. [c.161]

Задачи аэроупругости принадлежат к направлению прикладной механики, в котором изучается взаимодействие упругих конструкций G окружающим потоком раза. Здесь рассматриваются, в частности, специальные формы автоколебаний, возникающих при отсутствии внешних периодических воздействий, в результате взаимного влияния на конструкцию аэродинамических, упругих и инерционных сил 112, 111]. [c.194]

Конечно, также можно дать вариационные формулировки и для задач о колебаниях упругих пластин [39—41 ], хотя в данной главе мы не касались этой темы. Вариационные принципы применялись для решения задачи о свободных колебаниях неизотропных прямоугольных кварцевых пластин с вырезом [421. Заметим также, что автоколебания или вынужденные колебания пластин, обусловленные аэродинамическими силами, являются одной из центральных проблем аэроупругости [43, 44). Некоторые задачи на эту тему представлены в упражнениях в конце этой главы (см. задачи 14—17). [c.248]

Аэроупругое поведение несущего винта или вертолета во многих случаях описывается линейными дифференциальными уравнениями с периодическими коэффициентами. Периодичность коэффициентов обусловлена воздействием аэродинамических сил при полете вперед, а также асимметрией, органически присущей несущему винту. Следовательно, необходимо иметь возможность оценить динамические характеристики периодических систем, в частности их собственные значения, определяющие устойчивость. [c.340]

Расчет вибраций вертолета и нагрузок на несущем винте представляет трудную задачу, которая не всегда может быть удовлетворительно решена даже с применением наиболее сложных современных математических моделей. Сначала вычисляются периодические аэродинамические и инерционные силы на лопасти, а затем движения винта и фюзеляжа. Поскольку высшие гармоники аэродинамической нагрузки на лопасть являются основными источниками сильных вибраций и напряжений, требуется как можно точнее рассчитывать обтекание несущего винта, включая влияние вихрей, срыва и сжимаемости. Присутствие высокочастотных возбуждающих сил и опасность резонанса делают столь же важным наличие хороших моделей инерционных и упругих явлений. Расчет аэроупругих характеристик вертолета, включая вибрации и нагрузки, обсужден в гл. 14. [c.646]

Правильное определение неравномерного поля скоростей, индуцированных вихрями, а также вызванных ими аэродинамических сил и перемеш,ений лопасти необходимо для расчетов действующих на лопасти нагрузок, вибраций вертолета и шума винта, а также суммарных характеристик винта и эффективности циклического управления. Возможно лишь численное решение такой задачи, для чего строят детальные аэродинамические и динамические модели винта. Общая задача аэродинамического расчета винта с учетом аэроупругости лопастей изло- [c.653]

Нелинейный анализ аэроупругости вертолета обычно состоит из следующей последовательности вычислений. Исходными данными являются описание несущего винта вертолета и режима полета. Выходные параметры зависят от рассматриваемой задачи (характеристики несущего винта, нагрузки на лопасть, возмущенное движение вертолета и т. д.). На каждом шаге анализа вычисляются геометрия вихревой системы, индуктивные скорости и аэродинамические силы на несущем винте и фюзеляже с использованием простой или сложной модели каждого элемента в соответствии с характером задачи. После интегрирования уравнений движения для определения реакции несущего винта и фюзеляжа дается приращение времени и вычисления повторяются. Итерационный процесс продолжается до тех пор, пока не будет получено периодическое решение для установив-щегося режима полета или определен соответствующий переходный процесс. Такой прямой подход в случае сложных моделей требует огромного количества вычислений. Поэтому большое внимание уделяется разработкам более эффективных вариантов указанной процедуры в соответствии с исследуемой проблемой и имеющимися вычислительными возможностями. [c.690]

Реакция несущего винта с учетом аэроупругости может быть определена для заданного положения управления. Однако режим задается такими параметрами, как скорость и полетная масса, а не положением управления. Следовательно, дополнительно к анализу должен быть выполнен расчет балансировочных параметров, включающий итерационные вычисления положения управления для достижения равновесия сил и моментов на несущем винте или на вертолете. Если рассматривается только несущий винт, то три параметра управления, а именно общий шаг и коэффициенты циклического шага (продольный и поперечный) определяют значения балансировочных параметров, например тяги несущего винта и наклона плоскости концов лопастей (или тяги, пропульсивной и поперечной сил). Если рассматривается вертолет в целом, то для уравновешивания шести сил и моментов на вертолете необходимо задать шесть параметров управления общий шаг, продольный и поперечный циклические шаги, положение педалей управления и углы тангажа и крена фюзеляжа. Расчет балансировочных параметров заключается в сравнении текущих значений сил и моментов на вертолете с заданными и таком изменении управляющих параметров, чтобы заданные значения получились при следующем цикле. Эти шаги повторяются до тех пор, пока не будут получены значения сил и моментов в пределах допустимых отклонений от заданных значений. Для определения требуемых приращений параметров управления необходимо знать производные сил на вертолете по параметрам управления. Эти производные могут быть либо получены простым анализом, либо вычислены перед итерацией путем задания приращения параметров управления на определенную величину с последующим определением приращения сил. Последний способ особенно подходит для расчетов предельных режимов полета. Нахождение одного балансировочного параметра, например значения общего шага при [c.691]

Управляющее воздействие, необходимое для балансировки вертолета на заданном режиме полета, может быть определено путем анализа аэроупругости, как это описано в гл. 14. При проектировании системы управления для того, чтобы убедиться, что вертолет имеет нужные запасы управления, необходимо определить балансировочные положения рычагов управления для всех условий полета, особенно при различных скоростях, полетных весах и центровках. При расчете балансировки итеративно определяются положения рычага общего шага, ручек и педалей управления и углы тангажа и крена вертолета при условии, что сумма всех сил и моментов, действующих на вертолет, равна нулю. Для этого необходимо найти решение уравнений движения лопастей несущего винта по крайней мере для первой гармоники махового движения, а для определения балансировочных отклонений поперечного управления требуется олее точная модель несущего винта. Поэтому полный расчет балансировочных характеристик вертолета крайне сложен. [c.703]

Другим важным фактором, влияющим на работу винта в условиях срыва, является аэроупругая реакция лопастей при больших нагрузках, выражающаяся в характере вибраций вертолета и нагрузок в цепи управления. Движение лопастей в свою очередь приводит к изменению углов атаки, а следовательно, и аэродинамических сил. В частности, большие пикирующие моменты профиля при срыве вызы-вают сильное закручивание лопасти, что непосредственно изменяет углы атаки сечений. Поскольку жесткость цепи управления лопастью обычно невелика, крутильные колебания лопасти в основном состоят из ее поворота как твердого тела за счет упругих деформаций цепи управления. Таким образом, расчет характеристик несущего винта в условиях срыва не может ограничиваться рассмотрением лишь аэродинамических сил, а требует полного анализа, включающего аэроупругие колебания лопастей. При этом углы атаки сечений должны определяться для неоднородного поля скоростей, индуцируемых вихревым следом винта с учетом упругого кручения лопасти. Игнорирование неравномерности скорости протекания и упругого кручения лопасти ведет к большим погрешностям при расчете характеристик винта в условиях срыва. [c.798]

Композитным конструкциям можно придать сложные аэродинамические формы, а регулируемая анизотропия материала позволяет создавать требуемую жесткость в пределах заданных аэродинамических и аэроупругих параметров. В результате достигается большая аэродинамическая эффективность винтов, определяемая отношением подъемной силы к аэродинамическому сопротивлению. [c.37]

Первые работы в области аэроупругости были связаны с расчетом устойчивости крыльев и оперения самолетов в потоке воздуха. Явления аэроупругой неустойчивости (дивергенция крыла, флаттер крыла и хвостового оперения) были причиной ряда неудач уже на самой заре авиации правильное понимание и теоретическое объяснение этих явлений пришло значительно позже. Значительный вклад в эту область был внесен М. В. Келдышем и М. А. Лаврентьевым (1935) Е. П. Гроссман (1937) решил ряд задач, моделируя конструкцию балочной моделью. С точки зрения теории упругой устойчивости флаттер и дивергенция представляют собою типичные явления неустойчивости при наличии неконсервативных сил. При этом флаттер соответствует колебательной неустойчивости, дивергенция — потере устойчивости путем разветвления форм равновесия. [c.355]

Библиографические указания. Определению сил, действующих на тонкие тела, которые движутся в потоке жидкости или газа, посвящена обширная литература [4, 5, 12, 14, 15, 24, 27, 28, 31, 39, 43, 52, 67, 74]. Изложение этого вопроса применительно к задачам аэроупругости можно найти в книгах [4, 15, 39, 67]. Приближенные формулы для больших сверхзвуковых скоростей приведены в статьях [27, 31, 74] сопоставление этих формул дано в книге [15]. Области применения различных аэродинамических теорий приведены в табл. 1 [39]. В этой таблице к — приведенная частота по выражению (7) 6 — отношение толщины или амплитуды к хорде крыла 1, — удлинение (отношение длины крыла к хорде). [c.473]

Эти явления в настоящее время еще не изучены полностью. Имеются только несколько эмпирических моделей аэродинамических сил, которые действуют на колеблющуюся конструкцию. Соответствующие теоретические модели достаточно наглядны, включают параметры, которые позволяют сопоставить наблюдаемые особенности аэроупругих явлений, однако не раскрывают некоторых важных деталей фактического взаимодействия конструкции с потоком. [c.80]

В настоящее время пока еще мало экспериментальных данных для построения статистических характеристик аэродинамических сил, действующих на конструкцию при галопировании, поэтому определять эти силы следует как для установившегося потока. Конструкции, для которых квазистационарная модель не может быть использована, надо рассчитывать на основе данных испытаний аэроупругих моделей. [c.91]

Реакция сооружения на ветровые нагрузки. Поскольку аэродинамические силы зависят от времени, для определения реакции сооружения следует использовать методы динамики сооружений. Более того, нерегулярный характер этой зависимости потребует применения основных положений теории случайных процессов в теоретических исследованиях. В отдельных случаях может возникнуть необходимость в проведении анализа на основе аэроупругости, т. е. в изучении взаимодействия между аэродинамическими и инерционными силами, демпфированием и силами упругости с целью исследования аэродинамической устойчивости сооружения. [c.8]

Если под действием вызванных таким образом поверхностных сил тело будет перемещаться или существенно деформироваться, то эти отклонения, вызывая изменения граничных условий потока, станут оказывать влияние на аэродинамические силы, которые в свою очередь будут воздействовать на величину отклонений. Аэроупругость — это научная дисциплина, которая изучает явления, характеризуемые существенным взаимодействием аэродинамических сил и перемещений сооружений. [c.155]

Аэродинамическая неустойчивость в чистом виде, например. срыв вихрей, также может стать причиной отклонения сооружения от первоначального положения, вызывая явление, носящее аэроупругий характер. Все случаи аэроупругой неустойчивости связаны с аэродинамическими силами, которые действуют па тело вследствие его движения. Такие силы определяют термином самовозбуждающиеся. [c.156]

Выше рассматривалось определение напряжений и деформаций под действием заданных аэродинамических сил. Предполагалось, что деформации малы и не влияют существенно иа величину и распределение сил. В действительности аэродинамические силы сильно зависят от деформации тел, находящихся в воздушном потоке. Поэтому определять аэродинамические силы и деформации конструкции следует совместно. Изучение взаимодействия упругой конструкции с воздушным потоком составляет содержание теории аэроупругости [c.274]

Колебания крыла и оперения могут быть вызваны различными причинами. Одной из основных причин является взаимодействие аэродинамических, упругих и инерционных сил, действующих на конструкцию в потоке воздуха. Это взаимодействие может привести к возникновению весьма опасного вида самовозбуждающихся колебаний, называемого флаттером. При определенных соотношениях между аэродинамическими силами и деформирующейся конструкцией последняя может стать динамически неустойчивой при некотором случайном ее отклонении от первоначального состояния равновесия возникнут колебания, которые поддерживаются энергией набегающего потока воздуха и, возрастая, могут вызвать в конеч-НО М счете разрушение конструкции. Задачи, в которых исследуются различные виды флаттера, составляют раздел динамической аэроупругости. [c.285]

Важной особенностью аэродинамических сил является то, что они могут зависеть от перемещений и деформаций части вертолета, на которую действуют. Например, вследствие действия аэродинамических сил возникают колебания лопастей, при которых в свою очередь изменяются и аэродинамические силы. В определенных случаях при совместном действии аэродинамических, инерционных сил и сил упругости колебания конструкции и действующие в ней переменные напряжения начинают увеличиваться по времени до опасных размеров, несмотря на то, что внешние условия (параметры режима полета) не изменяются. Имеет место аэроупругая или механическая динамическая неустойчивость конструкции. Для обеспечения безопасной эксплуатации вертолета необходимо устранить возможность возникновения неустойчивости конструкции, что также является одной из задач комплекса работ по прочности. [c.23]

Кроме того, при нагреве происходит изменение жесткости конструкции за счет уменьшения модуля упругости материала и вредного воздействия температурных напряжений. А это, в свою очередь, при действии внешних и инерционных нагрузок приводит к увеличению деформаций конструкции и появлению различных колебаний ее частей. Область науки, изучающая поведение упругой конструкции в воздушной среде, называется аэроупругостью. При решении задач аэроупругости приходится учитывать взаимодействие трех групп сил аэродинамических, сил упругости и инерции. При этом могут возникать различные аэроупругие критические режимы, которые подразделяются на статические (взаимодействие аэродинамических сил и сил упругости) и динамические (взаимодействие всех трех групп сил) (рис. 6.3). Возникновение критических аэроупругих явлений при некотором скоростном напоре приводит к разрушению конструкции. Более подробно эти режимы будут рассмотрены ниже. [c.171]

Приведённые выше данные относятся к случаю, когда потеря У. у. с. имеет место в пределах упругости материала. Для исследования У. у. с. за пределами упругости пользуются пластичности теорией. Если нагрузка, приводящая к потере устойчивости, динамическая, необходимо учитывать силы инерции элементов конструкции, отвечающие характерным перемещениям. При ударных нагрузках исследуются волн, процессы передачи усилий в конструкции. Если материал конструкции находится в состоянии ползучести, для определения критич. параметров пользуются соотношениями теории ползучести, ф Болотин В. В., Динамическая устойчивость упругих систем. М., 1956 его же. Неконсервативные задачи теории упругой устойчивости, М., 1961 В о-л ь м и р А. С., Устойчивость деформируемых систем, 2 изд., М., 1967 Т и м о ш е н-к о С. П., Устойчивость стержней, пластин и оболочек, М., 1971 В о л ь м и р А. С., Оболочки в потоке жидкости и газа. Задачи аэроупругости. М., 1976 его же. Оболочки в потоке жидкости и газа. Задачи гидроупругости, М., 1979. А. С. Вольмир- [c.798]

Механическую систему называют нелинейной, если нелинейны соотношения, описывающие процессы ее движения или статического деформирования, в частности, если хотя бы одна из обобщенных сил нелинейно связана с обобщенными координатами и (или) обобщенными скоростями. Хотя всякая реальная механическая система в той или иной степени нелинейна, в ряде случаев влияние нелинейности пренебрежимо мало тогда для описания таких систем можно пользоваться упрощенными линейными моделями и соответствующими им линейными теориями. Таковы, например, основные статические и динамические модели, используемые в сопротивлении материалов, строительной механике и теории упругости, а также некоторые простейшие модели теорий вязкоупругости, аэроупругости, гидроупругости, магни-тоупругости. О линейных динамических задачах см. в т. 1. [c.11]

Задачи аэро- и гидродинамической устойчивости можно разделить на две группы. К первой группе относят статические задачи, при решении которых используют соотношения стационарной аэро- и гидродинамики установившихся течений без учета сил инерции, демпфирующих сил и других временных факторов. К задачам статической устойчивости относят многие задачи выпучивания пластинок, оболочек, панелей обшивки летательных аппаратов, скручивания крыльев. Статическую форму потери устойчивости аэроупругих и гидроупругих систем называют дивергенцией, а величину скорости потока и , при которой происходит данное явление, -критической скоростью дивергенции. Расчет дивергенции сводится к определению критических величин параметров конструкции и потока, обеспечивающих возможность существования отклоненных (слабоискривленных) форм конструкции. Уравнения, применяемые для расчета дивергенции, могут быть записаны в виде [c.516]

Характерным для высоких строительных сооружений является возбуждение аэроупругих колебаний при малых числах Струхаля 8Ь<0,05, называемых галопированием. Причина этого вида неустойчивости обусловлена отрицательными величинами коэффициента подъемной или поперечной силы соответствующего поперечного сечения сооружения. Колебания при галопировании характеризуются в основном лишь одной степенью свободы и возможностью применения квазистационарной аэродинамической теории [55], что существенно упрощает расчеты. Пусть й - скорость перемещения тела нормально потоку а = ar tg(н / и) - угол, под которым происходит набегание потока на профиль -относительная скорость (рис. 7.8.4). [c.521]

Кориолисова сила-является величиной второго порядка малости, но она оказывается важным фактором в качании лопасти, так как все силы, действующие на лопасть в плоскости диска, малы. Именно нагрузки лопасти, создаваемые кориолисовыми силами при маховом движении, вызывают необходимость введения ВШ в конструкцию шарнирных винтов. При исследованиях качания на переходных режимах (включая аэроупругую устойчивость) кориолисов член в уравнении качания линеаризируют, считая отклонения махового движения от балансировочных значений малыми, т. е. РР Рбалбр-f Рбалбр. На висении или при полете вперед, когда используются только средние балансировочные значения, это выражение принимает вид Робр. Таким образом, кориолисова сила обусловлена в основном радиальной составляющей скорости лопасти при взмахе на балансировочный угол Ро. На установившемся режиме полета кориолисова сила является вынуждающей силой, и ее влияние можно оценить по амплитудам нулевой и первой гармоник махового [c.243]

Максимальное значение (л, при котором полет вертолета возможен, зависит от ряда факторов. При увеличении (х ухудшается аэроупругая устойчивость, возрастают нагрузки на лопасть и систему управления из-за асимметрии обтекания, а аэродинамическая эффективность несущего винта и его способность создавать пропульсивную силу снижаются. Срыв потока на отсту- [c.305]

Скорости, индуцированные вихревой пеленой на диске винта, играют важную роль в процессе образования нестационарных нагрузок на лопасти и должны приниматься во внимание при исследовании переходных процессов. Однако связь между полем индуктивных скоростей и нестационарными нагрузками очень сложна. Изложенное выше применение вихревой теории дает наиболее простые формулы нестационарной аэродинамики винта, полезные для приложений к аэроупругости. При работе винта на режиме висения возмущение би(г, г])) скорости протекания в точке диска винта связано с возмущением df/dA местной нагрузки на единицу площади поверхности диска соотношением 6v = (dTldA)f2put>, где uo — средняя индуктивная скорость. Эта формула была получена для гармонического изменения нагрузки лопасти с частотой nQ во вращающейся системе координат, где п—не равное нулю целое число. Как уже говорилось, это выражение соответствует низкочастотной аппроксимации функции уменьшения подъемной силы лопасти. Независимо от того, рассматривается ли эта формула как результат вихревой теории или как дифференциальная формула импульсной теории, должно выполняться основное условие, состоящее в том, что изменение нагрузок винта происходит гораздо медленнее, чем изменение его вихревой системы. Лишь в этом случае формулы теории несущего диска могут быть применены как к возмущениям, так и к стационарным значениям скорости протекания. [c.474]

Традиционно под термином флаттер понимают аэроупру-гую неустойчивость, возникающую при совместных изгибно-крутильных колебаниях крыла. Применительно к вертолету флаттер относится к совместным маховому движению и крутильным колебаниям лопасти несущего винта. Часто этот термин распространяют на все случаи аэроупрУгой неустойчивости несущего винта, но в данном разделе будут рассмотрены только маховые и крутильные колебания. Классическая постановка задачи включает две степени свободы — взмах и поворот в ОШ жесткой лопасти шарнирного винта. Поскольку в системе управления лопастью наименьшую жесткость при кручении имеет проводка управления, указанная модель лопасти хорошо представляет ее динамику. Будем учитывать только основной тон махового движения с собственной частотой vp. Подробный анализ флаттера бесшарнирного винта обычно требует дополнительного учета движения лопасти в плоскости вращения. Вращение вызывает ряд явлений, которые делают флаттер лопасти сильно отличающимся от флаттера крыла. Центробежные силы связывают движение взмаха и кручение, если центр масс сечения не совпадает с осью ОШ. Повторное влияние вихревой системы винта на аэродинамические силы лопасти и их периодичность при полете вперед также имеет важное значение. [c.585]

Одним из элементов анализа аэроупругости вертолета, который еще не рассматривался, является численное интегрирование уравнений движения. Дифференциальные уравнения, подлежащие решению, могут быть записаны в форме Р==/(Р, Р, iti), где р представляет степени свободы системы, а ij) — безразмерное время. Нескольким степеням свободы соответствует система уравнений. В случае линейных уравнений и небольшого количества степеней свободы возможно аналитическое решение задачи. В анализе аэроупругости часто присутствуют нелинейные аэродинамические, упругие и инерционные силы, что делает необходимым численное решение. Если заданы значения р и р при ij) = ijJrt (из чего может быть найдена производная р = /), то задача заключается в интегрировании уравнений с временным шагом Aij) для определения значений р и р при = il)n + А Ф- [c.693]

Если учитывать упругие эффекты, то теория крыла становится сложнее, чем она представляется из главы П. Для жесткого крыла эффективный угол атаки относительного воздушного потока при любом иоиеречном сечении, который определяет подъемную силу и сопротивление сечения, получен как результат объединения скорости полета и индуктивного скоса потока. Для упругого крыла величина и направление относительного воздушного потока зависят также от упругой деформации, на которую в свою очередь влияет то же распределепие подъемной силы. Это мы пытаемся рассчитать. Сирс предложил приближенный метод расчета такого взаимного действия [8]. Аэроупругие эффекты важны для всех высокоскоростных самолетов. Если относительное удлинение большое, то кручение крыла значительно. Для са- [c.162]

Рис. 1.8. Примеры самовозбуждаюшихся колебаний а — сухое трение между массой и движущимся ремием б — аэроупругие силы, действующие на тонкое крыло в — отрицательное сопротивление в цепи с активным элементом.

Сначала, в п. 2, на двух примерах обсуждаются вопросы устойчивости систем с одной степенью свободы, связанные с аэроупругой неусточивостью типа дивергенции и действием сил отрицательного трения. Эти примеры позволяют выявить особые точки фазовой плос- [c.188]

В данной главе будут рассмотрены основные аспекты аэроупруго-ети, которые следует учитывать при проектировании рядг строительных конструкций, башен, вентиляционных труб, высотных зданий, висячих мостов, висячих вантовых покрытий, трубопроводов и линий электропередачи. В настоящее время не все из этих явлений еще полностью изучены. Действительно, для разработки моделей аэродинамических сил, действующих на колеблющееся тело, существует лишь несколько теоретических построений, полученных из основных законов гидродинамики. В большинстве же исследований предлагаются эмпирические модели, в которых аэродинамическое описание сущности явления должно быть дополнено и подкреплено экспериментом. Соответствующие аналитические модели обычно включают только минимально необходимое число параметров, чтобы отвечать наиболее характерным особенностям. наблюдаемых явлений. Такие модели поэтому служат для описания их в общих чертах, но не объясняют основных физических закономерностей, лежащих в основе этих явлений. Отдельные важные детали реального взаимодействия сооружения с жидкой средой в ряде случаев могут остаться незамеченными. [c.156]

Далее будет рассмотрена задача о бафтинге, связанном с турбулентностью, которая развивается в атмосферных течениях над относительно однородными местностями (открытой местностью, пригородной или городской застройками). В определенных случаях для такого рода турбулентности представляется возможным моделировать реакцию от сил, вызывающих бафтинг, для обоих типов сооружений, которые не проявляют или, наоборот, характеризуются аэроупругим взаимодействием с ветровой нагрузкой. В подразд. 5.3 рассматривались аэродинамические нагрузки, которые не зависели от перемещений сооружения. Однако такие сооружения, как гибкие башни или пролетные строения висячих мостов, для которых характерны аэроупругие эффекты, также представляют значительный интерес в практических приложениях. [c.187]

Висячие и вантовые мосты следует рассчитывать таким образом, чтобы они могли противостоять силам лобового сопротивления, соответствующим средней скорости ветра. Но такие мосты также восприимчивы к различным аэроупругим эффектам, которые включают дивергенцию (или поперечную потерю устойчивости), вихревые возбуждения колебаний, флаттер, галопирование и бафтинг, сопровождаемый автоколебаниями. Исследование этих явлений возможно лишь на основе данных испытаний в аэродинамической трубе. Различные виды таких испытаний кратко описаны в подразд. 8,4.1. Методики анализа чувствительности поперечных сечений балок жесткости висячих мостов к аэроупругому взаимодействию с воздушным потоком и соответствующие им соображения по расчету представлены в подразд. 8.4.2- 8.4.б. Краткий обзор исследований работы висячих и вантовых мостов под действием ветра включен в подразд. 8.4.7. [c.225]

Явления, характерные взаимодействием аэродинамических и пруги. сил, относятся к статической аэроупругости. Важнейшими из них являются потеря эффективности элеронов и рулей (реверс) н потеря статической устойчивости конструкции в воздушном потоке (дивергенция). [c.274]

Явления, характерные взаимодеиствнем аэродинамических, упругих и инерционных сил, относятся к динамической аэроупруго-сти. Важнейшим из них является флаттер — самовозбуждающиеся колебания — частей самолета, находящихся в воздушном потоке. [c.274]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...