Улучшение аэроупругих характеристик летательного аппарата с крылом большого удлинения

• Автор: Мазутский, Андрей Юрьевич
• Шифр специальности: 01.02.06
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2008
• Место защиты: Новосибирск
• Количество страниц: 114 с. : 16 ил.

ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение
Г лава 1. Обзор методов исследования аэроупругих колебаний летательного аппарата
1.1. Теоретическая модель для определения критической скорости флат-тера полукрыла большого удлинения
1.2. Расчётные методы исследования аэроупругих колебаний летательного аппарата при симметричном вертикальном порыве ветра
1.3. Экспериментальные методы исследования аэроупругих колебаний
летательного аппарата в аэродинамической трубе
Глава 2. Исследования в аэродинамической трубе Т-203 динамической реакции от порывов ветра модели летательного аппарата с крылом большого удлинения
2.1. Особенности динамической реакции крыла очень большого удлинения
2.2. Дофлаттерный резонанс динамически подобной модели
2.3. Влияние крыльевых вязкоупругих и жестких подкосов динамически подобной модели на её реакцию от порывов ветра при консольном закреплении фюзеляжа
2.4. Выводы к главе
Глава 3. Исследования флаттера летательного аппарата с крылом малой стреловидности и большого удлинения
3.1. Расчётные модели упруго-массовых схем летательного аппарата
3.2. Расчётные модели аэродинамических схем летательного аппарата
3.3. Влияние крыльевых вязкоупругих и жёстких подкосов динамически подобной модели на её флаттер при консольном закреплении фюзеляжа
3.4. Выводы к главе
Г лава 4. Способы улучшения аэроупругих характеристик летательного аппарата с крылом большого удлинения

4.1. Состояние задачи улучшения аэроупругих характеристик
4.2. Управление аэродинамическими силами на поверхности крыла
4.3. Использование гироскопического эффекта от вращающихся масс летательного аппарата при ограничении угла их поворота
4.4. Вариации жёсткостей и весовой загрузки крыла с двигателем
4.5. Введение в конструкцию подкосов крыла вязкоупругих элементов
4.6. Активное управление колебаниями крыла летательного аппарата
4.7. Выводы к главе
Глава 5. Дофлаттерное поведение несущих частей большого удлинения летательного аппарата в спутной струе от винта двигателя и при импульсных нагрузках
5.1. Результаты расчётов аэроупругой устойчивости самолёта СА-20П
5.2. Результаты обработки экспериментальных данных проверки запасов по скорости при обеспечении аэроупругой безопасности самолёта СА-20П
5.3. Дофлаттерное поведение несущих частей большого удлинения самолёта «Аэро-15» при импульсных нагрузках и в струе от несущего
винта автожира А-002
Заключение
Библиографический список использованной литературы
Приложение
Приложение
Приложение
Приложение
Приложение
ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ
ЛА — летательный аппарат, ДПМ — динамически подобная модель,
БУ — большое удлинение, САУ — система автоматического управления,
АТ — аэродинамическая труба, АЧХ — амплитудно-частотная характеристика, ЦТ — центр тяжести, ВАГ1 — вспомогательная аэродинамическая
ЦЖ — центр жёсткости, поверхность.

ВВЕДЕНИЕ
В работе исследуются динамические аэроупругие явления, возникающие на летательном аппарате (ЛА) с крылом большого удлинения (БУ) малой и умеренной стреловидности: флаттер, воздействие симметричных вертикальных однократных (дискретных) и циклических порывов ветра в дозвуковой области полёта, и вопрос статической аэроупругости — дивергенция крыла БУ.
В соответствии с Федеральной целевой программой «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002 — 2010 годы и на период до 2015 года» (часть III, редакция от 24.07.06 г.) по проблемам прочности ЛА формируются новые подходы к весовым и эксплуатационным характеристикам. В этой работе решены актуальные задачи по снижению динамических нагрузок на ЛА от порывов ветра и повышению его скоростей флаттера и дивергенции.
На разрабатываемых и эксплуатируемых ЛА, особенно на лёгких ЛА (ЛЛА) со взлётной массой до 8600 кг, применяют крылья БУ (с удлинением X = = Л2/5 > 3 и до - 80, где Л — размах крыла, а 5 — его площадь). Скорость флаттера консольной формы этих крыльев может быть наименьшей среди других для ЛА. В дофлаттерной области полёта в силовых элементах крыльев БУ возможно значительное увеличение напряжений из-за воздействия порывов ветра или временного нарастания резонансных амплитуд колебаний ЛА [1, 2] (как и появления «ложного максимума» на кривых «Амплитуды форм колебаний, участвующих во флаттере (флаттерные тона), — скорость полёта», когда при небольшом изменении конструкционных параметров ЛА возникает флаттер [1]).
Поведение крыла БУ в потоке воздуха усложняется увеличением как статических прогибов, так и амплитуд изгибных колебаний по первой и второй гармоникам. При испытаниях на упругих динамически подобных моделях (ДПМ) не всегда моделируются статические прогибы и углы закручивания конструкции ЛА. Не всегда удаётся выполнить подобие по числу Рейнольдса (Яе), числу Маха (М). На ДПМ ЛА, выполненных по отсечно-балочной схеме, существуют щели между отсеками. В результате отличается аэродинамическое воз-

Глава 3. Исследования флаттера летательного аппарата с крылом малой стреловидности и большого удлинения
3.1. Расчётные модели упруго-массовых схем летательного аппарата
Целью этой части работы являлось получение математических моделей ДПМ, в первом приближении удовлетворяющих их экспериментальным частотным и массово-инерционным характеристикам, уточнение рекомендаций по идентификации их упруго-массовых схем [38, 39]. Расчёты велись по программе ОКБ им. А.Н. Туполева [3], входящей во флаттерный комплекс ФК-3.
В работе использовались исходные данные двух модификаций полной ДПМ самолёта «63» с крылом БУ (ДПМ 63С [23] и ДПМ 63П [26, 27, 40]): геометрические, жёсткостные и массово-инерционные характеристики.
Самолёт «63» представляет собой высокоплан с крылом БУ и малой стреловидности, нормальной схемы, с узким и коротким фюзеляжем. Отличие двух модификаций заключалось в конструкции крыла и двигателей, в месте расположения крыла и двигателей, а также в загрузке фюзеляжа. ДПМ 63С имела свободнонесущее крыло с двумя двигателями, прижатыми к бортам фюзеляжа (см. рис. 2.11, 2.12), а ДПМ 63П — крыло с несущими подкосами и двумя двигателями, расположенными на стыке крыла и подкосов (вариант жёсткого крепления ДПМ 63П без идентичной ДПМ 63С хвостовой части за фюзеляж к неподвижному основанию см. на рис. 3.1).
Рисунок
Балочная схематизация этих ДПМ соответственно представлена на расчётных схемах с указанием нумерации балок (см. рис. 3.2, 3.3). Жёсткостные и массово-инерционные характеристики взяты по отсекам ДПМ. Для изменения скорости флаттера ДПМ 63П имела балочку с передвижным грузом (балку №1).