Устойчивость и аэроупругость

Теория несущей линии представляет собой основу аэродинамики несущего винта, но она не пригодна для концевой части лопасти и тех частей, где к лопасти близко подходит вихрь, а нагрузки этих участков лопасти имеют важное значение. Качание и установочное движение лопасти (помимо определяемого управлением), а также ее изгиб в плоскости взмаха важны с точки зрения вибраций, нагрузок и аэроупругой устойчивости лопасти, но при расчете аэродинамических характеристик винта и характеристик управления ими обычно можно пренебречь. Аналогично высшие гармоники махового движения важны с точки зрения вибраций и нагрузок лопасти, но при указанных расчетах ими также можно пренебречь. Зону обратного обтекания можно не учитывать в интервале О ц 0,5, соответствующем [c.201]

Тип несущего винта вертолета определяется в основном конструкцией комлевой части лопасти и ее крепления к втулке. Конструкция комлевой части лопасти решающим образом влияет на движение лопасти в плоскостях взмаха и вращения и, следовательно, на характеристики управляемости вертолета, его вибрации, нагрузки и аэроупругую устойчивость. Различие типов несущих винтов определяется наличием или отсутствием ГШ и ВШ, а значит, и тем, совершает ли лопасть поворот как жесткое тело или имеют место изгибные деформации ее комлевой части. [c.295]

В кн. 2 рассматриваются детальные математические модели аэродинамики, аэроупругости, динамики движения, управления, устойчивости и акустических шумов вертолета. [c.508]

Устойчивость несущего винта с учетом аэроупругости может быть оценена путем численного решения нелинейных уравнений движения для определения переходного процесса. Недостаток такого подхода заключается в том, что для определения Переходного процесса требуется существенно больший объем вычислений, чем для получения периодического решения (которое, кстати говоря, должно быть определено как исходное состояние для переходного процесса), и в том, что по переходному процессу не так просто получить количественную информацию о полной динамике системы. Альтернативным подходом является расчет устойчивости с учетом аэроупругости при помощи методов теории линейных систем (см. разд. 8.6). Линейные дифференциальные уравнения описывают возмущенное движение несущего винта и вертолета относительно балансировочного положения. Затем устойчивость оценивается непосредственно по собственным значениям. При этом подходе основная трудность заключается в получении уравнений движения, описывающих систему, что является условием применения эффективного аппарата теории линейных систем. В случае рассмотрения всего вертолета при расчете устойчивости с учетом аэроупругости одновременно определяются динамические характеристики вертолета как жесткого тела, что также важно для характеристик устойчивости и управляемости. [c.692]

Последний — третий — том посвящен вопросам устойчивости и колебаний. В нем рассмотрены устойчивость и колебания стержней, пластинок и оболочек, аэроупругость, действие случайных нагрузок и др. [c.10]

Учебник посвящен механике стержней — одному из разделов механики твердого деформируемого тела. Некоторые разделы механики стержней рассматриваются в ряде учебных дисциплин строительной механике, теории колебаний, теории аэроупругости, теории устойчивости. Эти дисциплины и близкие к ним по содержанию входят в программу многих технических специальностей вузов страны. Отсутствие учебника, где с единых теоретических позиций рассматривались бы необходимые для читаемых дисциплин разделы механики стержней, приводит к повторениям и большому расходу лекционного времени на вывод основных уравнений. [c.3]

Проблема обеспечения запасов аэроупругой устойчивости рабочих колес осевых компрессоров и вентиляторов остается одной из главных при их вибрационной и газодинамической доводке. Сложность расчетно-теоретического определения границ аэроупругой устойчивости, связанная в основном с несовершенством представлений о характере динамического силового взаимодействия потока и рабочего колеса, приводит к необходимости проведения в процессе доводки турбомашины комплекса соответствующих экспериментальных исследований. [c.199]

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]

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]

В данной главе приводятся классические и приближенные методы моделирования собственных и вынужденных колебаний балок и круговых колец. Излагаются вопросы динамического подобия тонкостенных конструкций типа оболочек и пластин. Обсуждаются критерии подобия в задачах динамической устойчивости. Рассматривается моделирование явлений аэроупругости. [c.172]

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]

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]

Значительное изменение степени путевой статической устойчивости самолета может быть вызвано влиянием упругих деформаций вертикального оперения и хвостовой части фюзеляжа в полете. Возрастание скоростного напора (особенно при сверхзвуковых скоростях полета) резко увеличивает дестабилизирующее влияние аэроупругости на степень путевой статической устойчивости самолета, ухудшая при этом его путевую управляемость и маневренные возможности (рис. 5, б). [c.99]

Па рис. 1-3 приведены формы изгиба и кручения первых трех тонов колебаний. Сплошной линией обозначены формы колебаний, полученные в эксперименте крестиком — полученные после коррекции кружком — при начальной аппроксимации масс и жесткостей. Следует обратить внимание на качественное различие форм свободных колебаний для второго и третьего тонов реальной ДПМ и ее расчетной модели. Результаты расчета на флаттер показывают расхождение в величине критической скорости аэроупругой устойчивости на 17 % для исходной расчетной модели и скорректированной модели крыла. [c.518]

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]

На базе решения проблемы флаттера, а также и родственных статических задач устойчивости (дивергенция, реверс органов управления) были заложены основы такой дисциплины, как аэроупругость, составляющей в настоящее время особый раздел прикладной механики. [c.296]

Аэроупругость как особый раздел прикладной механики, в котором рассматривается взаимодействие упругого тела с воздушной средой при его движении в ней, начала складываться в середине 30-х годов, когда развивающаяся скоростная авиация столкнулась с наиболее острой и сложной проблемой аэроупругости — динамической потерей устойчивости конструкцией самолета (флаттером). Можно с удовлетворением отме- [c.304]

С увеличением скорости полета винтового АВВП повышаются требования аэродинамики, устойчивости, управляемости и аэроупругости, которые отражаются на аэродинамической компоновке крыла, степени его механизации и жесткости конструкции. [c.325]

Книга посвящена вопросам расчета на прочность, устойчивости и колебания анизотропных слоистых оболочек. В ней рассмотрены вопросы общей теории, статической и динамической устойчивости, свободных колебаний, термоупругости, аэроупругости, магнитоупругости анизотропных слоистых оболочек. [c.2]

Создание БИ и его первый успешный полет определили, несмотря на тяжелое военное положение страны, расширение фронта работ в СССР по реактивной тематике. В 1942 г. академик С. А. Чаплыгин в своем письме наркому А. И. Шахурину предлагал создание самолета с реактивными двигателями сделать одной из основных задач ЦАГИ. Предложение было принято и для научного руководства работами, ведущимися в авиационной промышленности по созданию самолетов с ЖРД и ВРД, в том же 1942 г. в ЦАГИ был организован реактивный отдел [10]. Необходимость такого решения определялась тем, что в 1942 — 1943 гг. в Наркомате авиационной промышленности развернулись работы над несколькими проектами реактивных самолетов. Большинство из них не было осуществлено главным образом из-за условий военного времени, но работа над ними имела большое значение. В процессе проектирования разрабатывались методы расчета и компоновки реактивных самолетов, выявлялись и решались вопросы по силовой установке, аэродинамике, устойчивости и управляемости, прочности и аэроупругости проектируемых реактивных самолетов на больших скоростях, определялись программы научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ. При проектировании реактивных самолетов формировались кадры специалистов и создавался научно-технический задел, на основе которого становилось возможным решение проблемы создания высокоскоростных реактивных самолетов. [c.409]

Аэроупругая или механическая неустойчивость порождает юбенно интенсивные вибрации, в результате чего происходит ззрушение элементов конструкции. Таким образом, единствен-зя мера борьбы с ними — предотвращение потери устойчиво- и. Основные виды таких колебаний — флаттер и земной резо-знс — рассматриваются в разд. 7.4 и 6.5. [c.83]

Различие в собственных частотах консольных лопаток рабочего колеса с жестким диском (нарушение строгой поворотной симметрии) способствует, как известно, повышению аэроупругой устойчивости, затрудняя процесс формирования оптимальных с точки зрения возможности возникновения и развития автоколебаний фазовых соотношений в колебаниях всех лопаток. При попадании в область неустойчивости вначале могут возникать автоколебания отдельных групп лопаток. Далее возможна самосинхронизация колебаний всей совокупности лопаток, и развитые автоколебания приму г синхронный характер (синхронный сЬлаттср). [c.201]

В данной книге нашли отражение вопросы теории и практического применения аналитического варианта МГЭ применительно к одномерным плоским и пространственным расчетным схемам линейных систем стержней и пластин. Для расчета подобных систем предложен вариант МГЭ, основанный на новой схеме преобразования интегральных соотношений метода начальных параметров в систему линейных алгебраических уравнений. Отличительной особенностью метода является единообразный подход к алгоритму задач статики, дднамики и устойчивости, что создает широкие возможности для машинной реализации алгоритма. Показано, что решения этих трех типов задач отличаются только лишь фундаментальными функциями, а матричная форма разрешаюш,их уравнений позволяет совместить разные задачи. Несмотря на уклон в задачи строительной механики и теории тонких пластин, разработанный аналитический вариант МГЭ с небольшими изменениями может быть приспособлен для решения задач электротехники, теплотехники, физики, гидрогазодинамики, аэроупругости и других наук, где соответствуюш,ие процессы можно описать дифференциальными уравнениями. [c.8]

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]

Предлагаемая вниманию читателей монография известного американского специалиста по вертолетам представляет собой наиболее полное на сегодняшний день изложение теории вертолета, включающее целую иерархию математических моделей аэродинамики, динамики, аэроупругости, управляемости и устойчивости движения вертолета. При изложении аэродинамики несущего винта много места отведено классическим схемам импульсной теории винта. Рассмотрены модели вихревой теории, которые допускают аналитическое решение, хотя бы приближенное. Впервые так полно излагаются теория обтекания лопасти нестационарным потоком с учетом повторного влияния вихревого следа и методы расчета шума, создаваемого вертолетом. Вопросы динамики лопастей несущего винта рассмотрены в книге весьма подробно вгОють до использования наиболее сложного представления движения дифференциальными уравнениями с периодическими коэффициентами. При исследовании динамики несущего винта и вертолета в целом автор, отступая от традиционной формы изложения, широко пользуется весьма уместным здесь математическим аппаратом теории автоматического управления. [c.5]

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]

F.65. Фридманн П., Влияние выбора расчетной схемы и параметров лопасти на аэроупругую устойчивость винта с жестким креплением лопастей. — РТиК, 1977, № 2. [c.994]

Уравнение (4.1) рассматривается вместе с однородными граничными условиями (например, ф = — О Д я опертого по концам стержня). Мы получаем, таким образом, задачу о собственных значениях, содержащую два параметра — характеристический показатель г и параметр нагрузки р. При Р = О все г — чисто мнимые, а частоты колебаний — действительные. Критическое значение р определяется из условия, что при Р >> Р среди характеристических показателей г впервые окажется хотя бы один, имеющий положительную действительную часть. Если выход, на правую полуплоскость происходит через значение г = О, то потеря устойчивости невозмущенной формы равновесия носит неколебательный характер. В остальных случаях будет иметь место неустойчивость колебательного типа. В задачах аэроупругости говорят о дивергенции и флаттере соответственно. [c.334]

В другой монографии того же автора Неконсервативные задачи теории упругой устойтавости (Г961) рассматривается поведение йластин и оболочек в потоке газа (аэроупругость). Применение статистических методов в теории устойчивости оболочек освещается в монографии В. В. Болотина ( Статистические методы в строительной механике (1961). Этой же проблеме уделил большое внимание в ряде своих работ И. И. Ворович ( Статистический метод в теории устойчивости оболочек . ПММ, т. 23, № 5, 1959 и др.). [c.247]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...