Анализ аэроупругости

Исследование устойчивости совместных махового движения и качания представляет собой сложную задачу динамики. Если необходимы точные численные результаты, то для ее решения часто требуется более совершенная модель, чем описанная выше. Конструктивная и инерционная взаимосвязи изгибных колебаний лопасти в плоскостях взмаха и вращения —важный фактор устойчивости бесшарнирных винтов. Даже слабое влияние махового движения на качание сильно увеличивает аэродинамическое демпфирование и является стабилизирующим. Обычно в динамике бесшарнирного винта необходимо учитывать и кручение лопасти. Выше показано, что компенсаторы взмаха и качания играют важную роль в динамике лопасти. Для шарнирного винта эти компенсаторы определяются конструкцией втулки и системы управления, а для бесшарнирного они зависят от изгибающих и крутящих нагрузок, действующих на лопасть. Таким образом, для точного анализа аэроупругой устойчивости несущего винта нужна полная модель движения лопасти с учетом изгиба в двух плоскостях и кручения. Вывод общих нелинейных уравнений движения для такой модели все еще является предметом исследований. Выше рассмотрен только режим висе-ния, но особенности аэродинамических нагрузок при полете вперед также сильно влияют на устойчивость совместного движения. [c.608]

Анализ аэроупругости начинается с определения характера проблемы, подлежаш,ей решению (летно-технические характеристики, нагрузки на лопасти и т. д.), и состава модели (одна лопасть, несущий винт или вертолет в целом). Характер проблемы зависит от стадии расчета и от вопроса, представляющего интерес. Затем выявляются основные элементы анализа детальное описание системы, модель динамики (уравнения движения) и аэродинамическая модель. Имеется много различных моделей структуры вихревой системы, вычисления индуктивных скоростей, динамики несущего винта и фюзеляжа, аэродинамики лопасти и других элементов. Важно, чтобы модели, используемые для различных элементов, достаточно правильно отображали явление. Использование подробной модели лишь в части задачи ведет либо к потере точности, либо к снижению [c.689]

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]

Вначале вычисляется распределение индуктивных скоростей по всему диску несущего винта, а затем уравнения движения интегрируются за столько оборотов, сколько требуется для получения сходящегося решения. Этот основной цикл повторяется, причем требуются только две или три итерации для уточнения распределения индуктивных скоростей, обеспечивающего сходимость решения для индуктивного потока и махового движения. В результате объем вычислений существенно уменьшается по сравнению с прямым подходом. Другие элементы анализа аэроупругости, такие, как определение геометрии деформированной вихревой системы, могут выполняться аналогичным образом. Даже для реакции вертолета на установившихся режимах полета имеется много вариантов решения, но наилучшим оказывается тот, в котором значительная роль отводится повышению эффективности вычислений. [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]

Простейшим способом определения градиентов управления является нахождение зависимости отклонения ручки в функции скорости или перегрузки и последующая численная или графическая оценка производной. Отклонение управления для обеспечения балансировочного положения или требуемого маневра точнее всего вычисляется с использованием анализа аэроупругости. Градиенты могут быть непосредственно получены и из анализа статической реакции на возмущение, как было изложено выше в связи с аппроксимацией линеаризованных уравнений движения. [c.763]

Анализ аэроупругости нелинейный [c.1022]

Для вычисления отк.тика конструкции используется анализ модели. В процессе оптимизации могут быть применены результаты, полученные из различных видов анализа, а именно из статики, анализа собственных форм колебаний, устойчивости, прямого и модального анализа установившихся колебаний, модального анализа переходных процессов, аэроупругости. [c.474]

Важный особый случай представляют задачи аэроупругости для установившихся режимов полета, включающие определение летно-технических характеристик, аэродинамических нагрузок, нагрузок на лопасти и систему управления и вибраций. Поскольку в этом случае р-ешение является периодическим и движения лопастей идентичны, непосредственное вычисление выходных параметров в функции времени неприемлемо. Следовательно, итерационная процедура анализа должна быть изменена для улучшения эффективности вычислений. Основным принципом ее изменения является сведение к минимуму количества и продолжительности связанных с интенсивными вычислениями шагов, требуемых для получения устойчивого решения. В качестве примера рассмотрим задачу определения неравномерного поля индуктивных скоростей. При прямом подходе индуктивный поток определяется на каждом шаге вычислений до тех пор, пока аэродинамические нагрузки и маховое движение лопастей не сходятся к периодическому решению. Однако индуктивный поток не очень чувствителен к небольшим изменениям нагрузки и движения несущего винта. Таким образом, расчет индуктивного потока может быть отделен от расчета периодических аэродинамических нагрузок и махового движения лопастей. [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]

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]

В п. 3 рассматривается устойчивость систем с двумя степенями свободы без трения. Первый случай относится к аэроупругой неустойчивости типа флаттер, а второй случай — к устойчивости вращающегося вала с эксцентрично насаженным диском. В этих случаях задача сводится к анализу знаков вещественных частей корней биквадратного характеристического уравнения и поэтому относительно проста. [c.189]

Основной инструмент исследователей — испытание аэроупругих моделей. Последующий анализ колебаний исходит из эмпирически установленных границ областей аэродинамического возбуждения рассматриваемой системы. [c.83]

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]

Особые характеристики двухлопастного несущего винта влияют на ряд аспектов анализа аэроупругости. В общем необходимость анализа уравнений с периодическими коэффициентами встречается более часто, чем для несущего винта с тремя или более лопастями. Могут требоваться особые приемы для получения квазистатических аппроксимаций, т. е. низкочастотной реакции винта. Для винта с тремя или более лопастями низкочастотная реакция может быть определена путем исключения составляющих с ускорениями и скоростями махового движения в уравнениях движения в невращающейся системе координат (разд. 12.1.3). Такой метод, однако, непригоден для двухлопастного винта, поскольку уравнение движения для Pi в невращающейся системе координат все равно имеет периодические коэффициенты, так что изменение Pi в ответ на низкочастотную входную величину является не низкочастотным, а периодическим с частотой Q. Аппроксимацию с постоянными коэффициентами нельзя непосредственно использовать и при исследовании динамики полета, так как усреднение периодических коэффициентов в уравнениях движения двухлопастного винта устраняет связь между движениями винта и вала. [c.584]

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]

Канунников И. П., Сидоренко М. К. Применение метода спектрального анализа при ксследовании вращающегося срыва в компрессорах.— В кн. Аэроупругость турбомашин. Киев Наукова думка, 1980, с. 116—124. [c.220]

Коровин Б. Б. Идентификация аэроуиругих явлений в лопатках турбомашин методами спектрального анализа.— В кн. Аэроупругость турбомашин. Киев Наукова думка, 1980, с. 159—168. [c.220]

MS /NASTRAN является исчерпывающей программой конечно-элементного анализа общего назначения, включая возможность выполнения анализа статики и динамики конструкций, анализа теплопередачи и оптимизации, анализа чувствительности, решения задач аэроупругости. Каждый вид анализа использует похожие входные файлы, что позволяет легко переключаться с одного вида анализа на другой. [c.54]

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]

Главы 5.8 и 5.9 (сокрагценные варианты работ [17] и [18]) отражают достижения исследователей ЛАБОРАТОРИИ в разработке важных для проблемы аэроупругости компрессоров методов анализа нестацпонарного аэродинамического взаимодействия решеток и венцов, двп-жугцпхся друг относительно друга. Несмотря на принципиальную возможность прямого численного моделирования, описываемые в этих главах аналитические подходы, эффективно используюгцие вычислительные и аналитические возможности современных компьютеров, пз-за сложности задач такого взаимодействия до сих нор интересны [c.586]

Выбор конструкционного материала — не прихоть конструктора, не дань моде — это результат тщательного анализа прочностных, весовых, технологических и эксплуатационных характеристик материалов, имеющихся в распоряжении конструктора. Масса элементов конструкции, испытывающих в основном растягивающие нагрузки, обратно пропорциональна удельной прочности материала, из которого изготовлен элемент (т =5 ((7 в/р) Для элементов, нагруженных сжимаюЩ[ими нагрузками, допускаемыми в эксплуатации, являются напряжения потери устойчивости, т. е. состояние, при котором элемент резко изменяет свою форму, иногда без разрушения материала. Критические напряжения потери устойчивости элемента конструкции (например, стержня) зависят от характеристик жесткости материала, из которого элемент изготовлен, а не от характеристик прочности. Поэтому масса сжатого элемента прямо пропорциональна плотности материала и обратно пропорциональна удельной жесткости т Е/р) Масса слабонагруженных элементов практически не зависит от характеристик прочности материала и пропорциональна только его плотности (т р). Характеристики аэроупругости несущих поверхностей самолета — крыла, оперения в значительной степени определяются их жесткостью, которая может оцениваться, например, частотой собственных колебаний поверхностей (V). В первом приближении частота собственных колебаний крыла большого удлинения может быть оценена как частота колебаний балки [c.346]

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]

В книге рассмотрены динамические задачи аэроупругости, классического флаттера крыльев большого и малого удлинения (прямого и стреловидного), оперения, корпуса и всего аппарата в целом, а также флаттера однослойных и многослойных панелей, явления динамической реакции упругого ЛА на детерминированные и случайные нагрузки дан анализ нестационарных явлений (бафтинг и срывной флаттер). [c.272]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...