Aeroelasticita - Aeroelasticity

NASA testuje zmenšený model Lockheed Electra ve větrném tunelu na flutter

Aeroelasticita je obor fyziky a inženýrství, který studuje interakce mezi setrvačnými , elastickými a aerodynamickými silami, ke kterým dochází, když je pružné těleso vystaveno toku tekutiny . Studium aeroelasticity lze široce klasifikovat do dvou oblastí: statická aeroelasticita zabývající se statickou nebo ustálenou reakcí pružného tělesa na tok tekutiny; a dynamická aeroelasticita zabývající se dynamickou (obvykle vibrační ) reakcí těla .

Letadla jsou náchylná k aeroelastickým efektům, protože musí být lehká a odolávat velkým aerodynamickým zatížením. Letouny jsou navrženy tak, aby se vyhnuly následujícím problémům s aeroelastickostí:

divergence, kde aerodynamické síly zvyšují úhel náběhu křídla, což dále zvyšuje sílu;
reverzace ovládání, kde aktivace ovládání vytváří opačný aerodynamický moment, který snižuje nebo v extrémních případech obrací účinnost ovládání; a
flutter, což jsou nekonzistentní vibrace, které mohou vést ke zničení letadla.

Problémům s aeroelasticitou lze předcházet úpravou hmotnosti, tuhosti nebo aerodynamiky struktur, které lze určit a ověřit pomocí výpočtů, zkoušek vibrací na zemi a zkoušek letového třepetání . Chvění ovládacích ploch je obvykle eliminováno pečlivým umístěním hmotnostních bilancí .

Syntéza aeroelasticity s termodynamikou je známá jako aerothermoelasticita a její syntéza s teorií řízení je známá jako aeroservoelasticita .

Dějiny

Druhé selhání prototypu letadla Samuela Langleyho na Potomacu bylo přičítáno aeroelastickým efektům (konkrétně torzní divergenci). Časný vědecká práce na toto téma byl George Bryan ‚s teorie o stabilitě tuhého Letadlo publikoval v roce 1906. Problémy s torzní divergence sužován letadel v první světové válce a byly řešeny převážně metodou pokusu a omylu a ad hoc ztuhnutí křídlo. První zaznamenaný a zdokumentovaný případ chvění v letadle byl ten, který se bombardéru Handley Page O/400 vyskytl během letu v roce 1916, kdy došlo k prudkému oscilaci ocasu, což způsobilo extrémní zkreslení zadního trupu a pohybu výtahů asymetricky. Přestože letadlo bezpečně přistálo, při následném vyšetřování byl konzultován FW Lanchester . Jedním z jeho doporučení bylo, aby levý a pravý výtah byly pevně spojeny tuhou hřídelí, což se následně mělo stát konstrukčním požadavkem. Kromě toho, Národní fyzikální laboratoře (NPL) byl požádán, aby prozkoumat jev teoreticky, který byl následně prováděnou Leonard Bairstow a Arthur Fage .

V roce 1926 vydal Hans Reissner teorii divergence křídel, což vedlo k mnohem dalšímu teoretickému výzkumu na toto téma. Termín aeroelasticita sám byl vytvořen Haroldem Roxbee Coxem a Alfredem Pugsleyem v Royal Aircraft Establishment (RAE), Farnborough na počátku třicátých let minulého století.

Při vývoji letecké techniky u Caltech , Theodore von Kármán začal kurz „Pružnost aplikované na letectví“. Poté, co Kármán vyučoval jeden termín, předal jej Ernestu Edwinovi Sechlerovi , který v tomto kurzu a při vydávání učebnic na toto téma vyvinul aeroelasticitu .

V roce 1947 Arthur Roderick Collar definoval aeroelasticitu jako „studii vzájemné interakce, která probíhá v trojúhelníku setrvačných, elastických a aerodynamických sil působících na konstrukční prvky vystavené proudu vzduchu, a vliv této studie na design“.

Statická aeroelasticita

V letadle se mohou objevit dva významné statické aeroelastické efekty. Divergence je jev, při kterém se pružné zkroucení křídla náhle stane teoreticky nekonečným, což obvykle způsobí selhání křídla. Obrácení řízení je jev vyskytující se pouze v křídlech s křidélky nebo jinými řídicími plochami, ve kterých tyto řídicí povrchy obracejí svou obvyklou funkčnost (např. Směr otáčení spojený s daným momentem křidélek je obrácen).

Divergence

Divergence nastává, když se zvedací plocha vychýlí při aerodynamickém zatížení ve směru, který dále zvyšuje vztlak ve smyčce pozitivní zpětné vazby. Zvýšený zdvih odklání strukturu dále, což nakonec přináší strukturu do bodu divergence.

Rovnice pro divergenci jednoduchého paprsku

Divergenci lze chápat jako jednoduchou vlastnost diferenciálních rovnic, které řídí výchylku křídla . Například modelování křídla letadla jako izotropního Euler -Bernoulliho paprsku , odpojená torzní rovnice pohybu je

{\ Displaystyle GJ {\ frac {d^{2} \ theta} {dy^{2}}} =-M ',}

kde y je rozměr rozpětí, θ je pružné zkroucení paprsku, GJ je torzní tuhost paprsku, L je délka paprsku a M 'je aerodynamický moment na jednotku délky. Podle jednoduché teorie vztlakových sil má aerodynamický moment formu

{\ Displaystyle M '= UK^{2} (\ theta +\ alpha _ {0}),}

kde C je koeficient, U je rychlost kapaliny ve volném proudu a α ₀ je počáteční úhel náběhu. Tím se získá obyčejná diferenciální rovnice formy

{\ Displaystyle {\ frac {d ^{2} \ theta} {dy ^{2}}}+\ lambda ^{2} \ theta =-\ lambda ^{2} \ alpha _ {0},}

kde

{\ Displaystyle \ lambda ^{2} = C {\ frac {U ^{2}} {GJ}}.}

Okrajové podmínky pro upnutý volný paprsek (tj. Konzolové křídlo) jsou

{\ Displaystyle \ theta | _ {y = 0} = \ left. {\ frac {d \ theta} {dy}} \ right | _ {y = L} = 0,}

což poskytne řešení

{\ Displaystyle \ theta = \ alpha _ {0} [\ tan (\ lambda L) \ sin (\ lambda y)+\ cos (\ lambda y) -1].}

Jak je vidět, pro λL = π /2 + nπ s libovolným celým číslem n je tan ( λL ) nekonečný. n = 0 odpovídá bodu torzní divergence. Pro uvedené strukturní parametry, bude odpovídat jediné hodnoty rychlosti volného proudu U . Toto je rychlost torzní divergence. Všimněte si toho, že u některých zvláštních okrajových podmínek, které mohou být implementovány v testu profilu aerodynamického tunelu (např. Torzní omezení umístěné před aerodynamickým středem), je možné fenomén divergence úplně eliminovat.

Obrácení ovládání

Obrácení ovládacího povrchu je ztráta (nebo obrácení) očekávané odezvy řídicího povrchu v důsledku deformace hlavní zvedací plochy. U jednoduchých modelů (např. Jednoduchá křidélka na paprsku Euler-Bernoulliho) lze rychlosti reverzního řízení odvodit analyticky jako pro torzní divergenci. Reverzaci ovládání lze využít k aerodynamickým výhodám a je součástí konstrukce rotoru servo-klapky Kaman .

Dynamická aeroelasticita

Dynamická aeroelasticita studuje interakce mezi aerodynamickými, elastickými a setrvačnými silami. Příklady dynamických aeroelastických jevů jsou:

Třepetání

Flutter je dynamická nestabilita elastické struktury v proudu tekutiny, způsobená pozitivní zpětnou vazbou mezi výchylkou těla a silou vyvíjenou proudem tekutiny. V lineárním systému je „flutter point“ bod, ve kterém struktura prochází jednoduchým harmonickým pohybem- nulové síťové tlumení- a tak jakýkoli další pokles čistého tlumení bude mít za následek vlastní oscilaci a případné selhání. „Čisté tlumení“ lze chápat jako součet přirozeného pozitivního tlumení struktury a negativního tlumení aerodynamické síly. Třepetání lze rozdělit do dvou typů: tvrdé třepetání , ve kterém se tlumení sítě velmi náhle snižuje, velmi blízko bodu třepetání; a měkké třepetání , při kterém se tlumení sítě postupně snižuje.

Ve vodě je hmotnostní poměr setrvačnosti náběhu fólie k poměru kapaliny popisujícího válce tekutiny obecně příliš nízký na to, aby mohlo dojít k binárnímu třepání, jak ukazuje explicitní řešení nejjednoduššího determinantu stálosti a zdvihu třepačky.

Přehrávejte média

Video z ničení mostu Tacoma zužuje aeroelastickým třepotáním

Struktury vystavené aerodynamickým silám - včetně křídel a křídel, ale také komínů a mostů - jsou navrženy pečlivě ve známých parametrech, aby se zabránilo třepení. Tupé tvary, jako jsou komíny, mohou vydávat souvislý proud vírů známý jako vírová ulice Kármán , který může indukovat strukturální oscilace. Kolem komínů jsou obvykle omotány pruhy, aby se zabránilo tvorbě těchto vírů.

Ve složitých strukturách, kde nejsou plně pochopeny jak aerodynamika, tak mechanické vlastnosti struktury, lze flutter zlevnit pouze prostřednictvím podrobného testování. I změna rozložení hmotnosti letadla nebo tuhosti jedné součásti může vyvolat třepetání ve zjevně nesouvisející aerodynamické složce. Ve své nejmírnější podobě se to může jevit jako „bzučení“ ve struktuře letadla, ale při tom nejnásilnějším se může vyvinout nekontrolovatelně velkou rychlostí a způsobit vážné poškození letadla nebo vést k jeho zničení, jako v případě Braniffova letu 542 , nebo prototypy stíhacích letadel VL Myrsky . Původní most Tacoma Narrows byl slavně zničen v důsledku aeroelastického třepetání.

Aeroservoelasticita

V některých případech se ukázalo, že automatické řídicí systémy pomáhají předcházet nebo omezovat vibrace související s chvěním.

Vířivé víření vrtule

Vrtulové víření je speciální případ třepání zahrnující aerodynamické a setrvačné účinky rotující vrtule a tuhost nosné struktury gondoly . Může dojít k dynamické nestabilitě zahrnující stoupání a zatáčení stupňů volnosti vrtule a podpěr motoru, což vede k nestabilní precesi vrtule. Selhání podpěr motoru vedlo k vířivému třepání, ke kterému došlo u dvou letadel Lockheed L-188 Electra v roce 1959 na letu Braniff 542 a znovu v roce 1960 na letu 710 společnosti Northwest Orient Airlines .

Transonická aeroelasticita

Tok je v transonickém režimu vysoce nelineární a dominují mu pohybující se rázové vlny. Je to zásadní pro letadla, která létají transonickými Machovými čísly. Roli rázových vln poprvé analyzoval Holt Ashley . Fenomén, který ovlivňuje stabilitu letadel známých jako „transonický pokles“, kdy se rychlost třepetání může přiblížit rychlosti letu, byl hlášen v květnu 1976 Farmerem a Hansonem z Langley Research Center .

Bufetování

Bufetování ploutve způsobené rozpadem víru na křídle NASA HARV F/A-18.

Bufetování je vysokofrekvenční nestabilita způsobená oddělováním proudu vzduchu nebo oscilacemi rázových vln z jednoho objektu narážejícího na jiný. Je to způsobeno náhlým impulzem zvyšování zátěže. Jedná se o náhodné vynucené vibrace. Obecně to ovlivňuje ocasní jednotku konstrukce letadla v důsledku proudění vzduchu za křídlem.

Metody detekce bufetu jsou:

Diagram součinitele tlaku
Rozdíly tlaku na odtokové hraně
Výpočetní oddělení od zadní hrany na základě Machova čísla
Normální síla kolísající divergence

Předpověď a léčba

Hmotnostní bilance vyčnívající z křidélek sloužících k potlačení třepetání

V letech 1950–1970 vyvinula společnost AGARD příručku o aeroelasticitě, která podrobně popisuje postupy používané při řešení a ověřování aeroelastických problémů spolu se standardními příklady, které lze použít k testování numerických řešení.

Aeroelasticita zahrnuje nejen vnější aerodynamická zatížení a způsob jejich změny, ale také strukturální, tlumicí a hmotnostní charakteristiky letadla. Predikce zahrnuje vytvoření matematického modelu letadla jako řady hmot spojených pružinami a tlumiči, které jsou vyladěny tak, aby reprezentovaly dynamické charakteristiky struktury letadla. Model také obsahuje podrobnosti o použitých aerodynamických silách a o tom, jak se liší.

Model lze použít k predikci třepetání a v případě potřeby k testování oprav potenciálních problémů. Malé pečlivě vybrané změny distribuce hmoty a místní strukturální tuhost mohou být velmi účinné při řešení aeroelastických problémů.

Způsoby predikce třepetání v liniových staveb patří p-metoda , na k-metodu a metodu pk .

U nelineárních systémů je flutter obvykle interpretován jako oscilace s mezním cyklem (LCO) a ke stanovení rychlosti, s jakou se flutter vyskytne, lze použít metody ze studia dynamických systémů .

Média

Tato videa podrobně zobrazují dvoufázový program výzkumu letového výzkumu NASA - Air Force za účelem prozkoumání potenciálu aerodynamicky zkroucujících flexibilních křídel pro zlepšení manévrovatelnosti vysoce výkonných letadel při transonických a nadzvukových rychlostech s tradičními řídícími plochami, jako jsou křidélka a přední okrajové klapky používané k vyvolání kroucení.

Přehrávejte média

Časosběrný film zátěžového testu křídla aktivního aeroelastického křídla (AAW), prosinec 2002
Přehrávejte média

Letová zkouška F/A-18A (nyní X-53) Active Aeroelastic Wing (AAW), prosinec 2002

Pozoruhodné aeroelastické poruchy

Původní most Tacoma zužuje byl zničen v důsledku aeroelastického třepetání.
Vířivý pohyb vrtulníku Lockheed L-188 Electra na Braniffově letu 542 .
1931 Havárie Transcontinental & Western Air Fokker F-10 .
Třepetání svobody těla dronu GAF Jindivik .

Viz také

Reference

Další čtení

Bisplinghoff, RL, Ashley, H. a Halfman, H., Aeroelasticita . Dover Science, 1996, ISBN 0-486-69189-6 , 880 s.
Dowell, EH, Moderní kurz aeroelasticity . ISBN 90-286-0057-4 .
Fung, YC, Úvod do teorie aeroelasticity . Dover, 1994, ISBN 978-0-486-67871-9 .
Hodges, DH a Pierce, A., Úvod do strukturální dynamiky a aeroelasticity , Cambridge, 2002, ISBN 978-0-521-80698-5 .
Wright, JR a Cooper, JE, Úvod do aeroelasticity letadel a zatížení , Wiley 2007, ISBN 978-0-470-85840-0 .
Hoque, ME, "Active Flutter Control", LAP Lambert Academic Publishing , Německo, 2010, ISBN 978-3-8383-6851-1 .
Collar, AR, „Prvních padesát let aeroelasticity“, Aerospace, sv. 5, č. 2, s. 12–20, 1978.
Garrick, IE a Reed WH, „Historický vývoj třepetání letadel“, Journal of Aircraft, sv. 18, s. 897–912, listopad 1981.
Patrick R. Veillette (23. srpna 2018). „Bufet s nízkou rychlostí: Slabost transonického tréninku pokračuje“ . Obchodní a komerční letectví . Síť leteckého týdne.

Languages

In other projects