Учебник Житомирский (553622), страница 88
Текст из файла (страница 88)
Если возникающие дополнительные силы зависят только от величины деформаций и не зависят от их изменения во времени, то такие явления, обусловленные взаимодействием только аэродинамических и упругих сил, относят к статическим аэроупругим явлениям (реверс элеронов и рулей, дивергенция крыла, оперения, пилонов и т.
д.). Колебания конструкции в полете возникают в процессе ее деформации, если на нее, кроме упругих и аэродинамических сил, будут действовать еще и силы, изменяющиеся по величине и направлению во времени — инерционные силы. Эти колебания при определенных условиях (нарушении условия 1~,„=» ,„) могут стать причиной динамнческои неустойчивости конструкции. Явления, обусловленные взаимодействием аэродинамических, упругих и инерционных сил, относят к динамическим аэроупругим явлениям (флаттер агрега. тов планера, бафтинг и др.). Потеря конструкцией статической нли динамической устоичивости приводит к разрушению конструкции, а возникновение реверса элеронов или рулей— к появлению обратной управляемости самолетом.
$10.3. ДЕФОРМАЦИИ КРЫЛА Величины прогиба у и угла крутки ср можно определить интегрированием дифференциальных уравнений упругой линии крыла, совпадающей с осью его жесткости, и относительного угла кручения. Так, для прямого консольного крыла: ~~у (г) М (г) ~6р (г) ~И~ (4 а~' е1(~) ' д~ б „«г) ' (10.1) 380 где М(г) и М„(г) — изгибающие и крутящие моменты в сечении я; Е1(г) и 61„(г) — жесткости на изгиб и кручение в сечении г; Е и 6 — модули упругости. При определении статических деформаций стреловидных крыльев надо учитывать, что изгиб таких крыльев приводит к изменению углов атаки поперечных сечений крыла, направленных по потоку (см.
рис. 2.10). При изгибе крыла с ~.~ 0 (см. рис. 2.10, а) вверх перемещение д, точки 1 меньше перемещения ~ точки 2, поэтому угол атаки сечения 1 — 2 уменьшится на величину фу~0). згиб крыла с т ~ 0 приводит к противоположным результатам (см. рис. 2.10, 6). Эти обстоятельства (как это будет показано ниже) существенно влияют на значение критической скорости дивергенция (см. рис. 3.17, а). У ~ол.
мвгРС ОРГАИОВ УПРАВЛКния ЛУ~ (х „хД = с Л05 ) (х — хр) — б1 Откуда критическая скорость реверса 1211 (10.2) (10.3) .Р„(,, ) Здесь х„— точка приложения дополнительной аэродинамической силы, возникающей при отклонении элерона (см. сечение А — А иа рис. 10.1). Анализ этой формулы позволяет определить пути предотвращения реверса в диапазоне возможных скоростей полета.
Сюда относятся все те мероприятия, которые позволяют увеличить значение Р„рр и выполнить тем самым условие 1~ кр р "~ 1~ пюах. Реверс органов управления — это явление потери эффективности органов управления и наступления обратного их действия на самолет, которое может произойти из-за закручивания крыла (стабилизатора, киля) под действием аэродинамических сил, возникающих при отклонении элеронов (рулей) Скорость полета, при которой органы управления не создают управляющего момента, т. е. их эффективность становится равной нулю, называется критической скоростью реверса Р„,, При значении 1~„РР меньшем, чем скорость полета, наступает реверс элеронов (рулей).
При этом изменяется знак создаваемого ими управляющего момента и возникает несоответствие отклонения самолета отклонению рычага управления летчиком, т. е. обратное действие органов управления на самолет. Наиболее характерно это явление для элеронов, удаленных от продольной оси самолета и расположенных в концевой менее жесткой части крыла, особенно на стреловидных крыльях большого удлинения и стреловидности с небольшой относительной толщиной профиля крыла. Это объясняется тем, что изменение углов атаки у стреловидных крыльев происходит не только из-за закручивания крыла при отклонении элерона, но и за счет изгиба крыла (см. рис. 2.10). Поэтому значение $'„Р~ у стреловидных крыльев при прочих равных условиях меньшее, чем у прямых крыльев. 10.4.1.
Физическую картину возникновения реверса рассмотрим на примере реверса элеронов. Отклонение элерона вниз на абсолютно жесткой консоли крыла всегда приводит к увеличению ее подъемной силы, а отклонение элерона вверх — наоборот. На упругом крыле отклонение элеронов приводит к закручиванию отсека крыла с элероном на угол ср моментом относительно оси жесткости крыла от аэродинамической силы ЛУ, возникающей при отклонении элерона.
Закручивание крыла на угол ~р приводит к изменению угла атаки на Ли (рис. 10.1) и возникновению вследствие этого в фокусе крыла (в точке ,г) дополнительной аэродинамической силы Л)'„, уменьшающей силу Л)', и снижающей эффективность действия элеронов. Чем меньше величина ЛУ,„— — ЛУ~, тем меньше эффективность элеронов. При Л)',.=Л)' ь их эффективность равна нулю. Скорость, при которой Л)',„=ЛУ~, определяет критическую скорость реверса. При этом момент от пары сил ЛУ „и ЛУ~ уравновешивается моментом упругих сил (М„,„).
10.4.2. Критическая скорость реверса. Определим $'„„для прямого крыла с постоянной по размаху жесткостью. Используя выра женки Лт' „= с„Ла5~р Р'/ 2 для отсека крыла, занятого элероном площадью 5~, и М,„р —— (Ла/У,)61„, полученного интегрированием выражения (10.1) при ~=Ля в пределах от я=0 до л= 1., где 1„— расстояние от заделки крыла до отсека крыла с элероном (см. рис. 10.1), получим Рис. ) О 1.
К пояснению явления потери эффективности элеронами или рулями (реверса элеронов, рулей) 10.4.3. Конструктивные меры борьбы с реверсом элеронов. Основным усло* ВИЕМ НЕДО11УЩЕНИЯ РЕВСРСа ЯВЛЯЕТСЯ ВЫПОЛНеНИЕ НЕРаВЕНС ГВа ~кр р~- '$ д „. 1~а К следует из выражения (10.31, одним из основ)алых путей повышения ~'„р р является повышение жесткости крыла на кручение 6У.. Это может быть достигнуто увеличением площади поперечного сечения контуров крыла, работающих на кручение (утолщением обшивки и увеличением ширины сечения поясов и высоты стенок лонжеронов1.
Однако, как это уже отмечалось в $ 10.1, такие решения приводят к ухудшению аэродинамических и весовых характеристик крыла. Здесь лучше использование материалов с повышенными значе)1иями модуля упругости 6 при небольшом значении удельного веса материала у. На треугольных крыльях небольшого удлинения из-за большой жесткости реверса элеронов практически ие бывает. Прн малых относительных толшинах профиля такого крыла элероны располагают ближе к продольной оси самолета в более жесткой ЧаСТИ КрЫЛа.
ОдиаКО ПрИ ЭТОМ уМС11ьшаЕТСЯ ПЛОщад1к КрЫЛа, ОбСЛужНВЗЕМая меха))изааней. На самолетах с крыльями боль)Ного удлинения делают внешние и внутренние элероны. Внешние элероны используют на взлетно-посадочных режимах и на малых скоростях полета. Большой управляющий момент М при малых скоростях здесь обеспечивается большим плечом между внешними элеронами, Внутренние элероны применя)от на всех остальных режимах полета, Лля поперечной управляемости самолета используются также и интерцепторы. На современных самолетах со стреловидными крыльями большого удлинения ( ядр р меньше, чем У кРыльеВ других фОРм В плане) ПРименеиие длЯ пОпеРечной управляемости интерцепторов позволяет избежать больших дополнительных затрат массы на увеличение жесткости концевых частей крыла, где расположены элероны.
10.5.1. Физическую картину явления дивергенции рассмотрим на примере дивергенции прямого крыла, которое в полете под действием аэродинамических сил изгибается и закручивается, изменяя углы атаки крыла и, вследствие этого, действующие на него аэродинамические силы. При расположении оси жесткости крыла позади линии фокусов (рис. 10.2) аэродинамические силы стремятся увеличить угол атаки, а увеличение угла атаки приводит к увеличению аэродинамических сил и т. д. На рис. 10.2 121]: ссе — начальный угол атаки; Ли — изменение угла атаки под действием силы У; ЛУ вЂ” приращение аэродинамической силы за счет увеличения угла атаки нз Ла; Ру.„— упругие силы конструкции крыла; М,„,— момент упругих сил, определяемый так же, как и при рассмотрении явления реверса; х~, х ж — соответственно расстояние от носка профиля до фокуса н ЦЖ (х ж — х ~-Лх); М„, — момент аэродина мнческих сил (У+ Л У), М„р=(У+ЛУ)(х — х~); 51 — площадь отсека крыла на расстоянии 1„от заделки крыла.
Как следует из рис. 1О.2, при равенстве момента упругих сил М„р моменту аэРодина мических сил Мдър (чоментУ паРы сил 1У+ ЛУ Рудр)) бу дет иметь место упругое равновесие. При дальнейшем увеличении скорости значение М.„станет больше, чем М„., и упругие силы уже не смогут сопротивляться дальнейшим деформациям крыла. Оио потеряет устойчивость и разрушится (угол Лсс начнет неограниченно возрастать). 1О.5.2.
Критическая скорость днвергенции определяется из условия М„„= Мудр или (у'+ ЛК~(х — х„)=С„'с, ~~ 51Лх+ С,~ 2 ~ Лх= — 6~.- (1О-4~ к Откуда р кдк с„м, — 5,Ьх Ли= (1О.Ь) 61„рР~„ —" — с — "" 5,Лх М Из выражения (10,51 можно определить значение р'= К,рл, при котором Ла- оо. Для этого достаточно приравнять нулю знаменатель выражения (10.51. Тогда 11ри 1„=1 и 51 —— 5 121) 9 Ю.$- ДИВЕРГЕНЦИЯ Дивергенция — это явление потери статической устойчивости (раз.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
