Глава IX

О ЖЕСТКОСТИ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ

26. Общие сведения

Увеличение скорости полета влечет за собой неизбежное возрастание всех аэродинамических нагрузок на несущие поверхности самолета. Увеличение нагрузок, в свою очередь, вызывает рост упругих деформаций всей конструкции, вследствие чего углы атаки крыла оказываются отличными от тех, которые получились бы при абсолютной жесткости конструкции. За счет изменения углов атаки происходит перераспределение аэродинамической нагрузки, вызываемое по существу деформациями конструкции. Таким образом, при больших скоростях полета естественно ожидать не только обычного прямого влияния нагрузки на деформации, но и также обратного влияния деформаций на величины нагрузок. Эта взаимосвязь нагрузок и деформаций становится все более тесной с ростом скорости полета и уже для практически достижимых величин скоростей может оказаться причиной развития весьма опасных явлений — реверса элеронов и флаттера крыла или оперения. Каждое из этих явлений может угрожать безопасности полета, поэтому необходимо предусмотреть конструктивные меры, которые могли бы предотвратить их появление. Кроме того, местные деформации обшивки крыла могут на больших скоростях оказать существенное влияние на аэродинамические характеристики крыла; это выдвигает специальные требования к местной жесткости обшивки. ;

27. Реверс элеронов

Реверсом элеронов называется полная потеря эффективности элеронов, наступающая на больших скоростях полета вследствие закручивания крыла при значительных аэродинамических нагрузках.

Рис. 37. Моменты крыла:

а- основной момент крыла; б— крутящий момент, возникающий за счет отклонения элерона

Это явление, ведущее к потере поперечной управляемости самолета, может развиться следующим образом. По ложим, что летчик движением ручки вызвал отклонени элеронов (рис. 37). При этом, конечно, произойдет перераспределение аэродинамической нагрузки, — на участке крыла с опущенным элероном появится дополнительная подъем пая сила Y₁, направленная вверх, а на участке крыла с поднятым элероном — подъемная сила Y₂, направленная вниз.

Момент этих сил относительно оси самолета и представляет собой тот момент крена, ради возникновения которого летчик и вызвал рассматриваемое отклонение элеронов. Этот момент M_1,2 оказывается направленным, против хода часовой стрелки (пунктир на рис. 37, а).

Рассмотрим теперь влияние деформации конструкций; это влияние выразится в появлении дополнительного момента, направленного в сторону, противоположную моменту М_1,2, и оно будет ослаблять действие последнего.

Отклонение элеронов вызывает не только появление дополнительных подъемных сил Y₁ и Y₂, но вызывает также и смещение, центра давления по хорде крыла и дополнительное закручивание сечении крыла. Иными словами, моменты дополнительных подъемных сил Y₁ и Y₂ создают кручение каждой половины крыла. Это кручение направлено, как показано на рис. 37, б (пунктирные стрелки), и вызывает изменение углов атаки профиля по всему размаху крыла. На половине крыла с опущенным элероном такое кручение вызовет опускание носка профиля и поднятие хвостика, т.е. уменьшение угла атаки всех сечений (это уменьшение угла атаки, конечно, различно для разных сечений и возрастает к концу крыла). Следствием этого уменьшения угла атаки явится и уменьшение подъемной силы, т. е., иными словами, появление дополнительной подъемной силы, направленной вниз.

Рис. 38. Основной и дополнительный моменты крыла

Эта сила показана на рис. 38 и обозначена через Y₃. На другой половине крыла с поднятым элероном — произойдет то же самое, но дополнительная подъемная сила окажется направленной вверх (сила Y₄ на рис. 38), поскольку на рассматриваемой половине закручивание сечений происходит с увеличением углов атаки профилей.

Таким образом, вследствие деформации крыла (закручивания его сечений) при отклонении элеронов возникают не только силы Y₁ и Y₂, образующие основной момент крена M_1,2, но и дополнительные аэродинамические силы Y₃ и Y₄, образующие момент М_3,4, направленный в сторону, противоположную моменту М_1,2. Следовательно, всякая деформируемая конструкция развивает некоторый противодействующий момент, ослабляющий действие основного момента крена. Ясно, что чем жестче крыло, чем меньше углы закручивания его сечений, тем меньше ослабляется эффект момента М_1,2, так как при большой жесткости крыла момент М_3,4 оказывается незначительным. Важно отметить, что с увеличением скорости полета моменты M_1,2 и М_3,4возрастают неодинаково. Если для данного крыла при некоторой данной скорости полета момент M_3,4 оказывается меньше,чем момент M_1,2, то при увеличении скорости разница между ними уменьшается, как это показано на рис. 39. Причина различного роста этих двух моментов состоит в следующем. Момент М_1,2 пропорционален силам Y₁ и У₂, которые возрастают пропорционально второй степени скорости полета (как всякие аэродинамические эффекты)¹; следовательно, можно записать M_1,2 = а V².

Что же касается момента М_3,4, то его возрастание оказывается более сложно и зависит от скорости. Действительно, изменение углов атаки сечений (рис. 37, б) само по себе пропорционально второй степени скорости (поскольку оно вызвано аэродинамическими крутящими моментами); так как каждая из сил Y₃ и Y₄ возрастает пропорционально по углу атаки и, кроме того, пропорционально второй степени скорости, следовательно, как сила. Уз, так и сила У4 пропорциональны четвертой степени скорости полета. Вместе с этими силами пропорциональной четвертой степени полета оказывается и величина момента

M _3,4 = kV⁴

где величина К не зависит от скорости полета. Соотношение моментов M_1,2 и M_3,4составляет:

Отсюда видно, что с увеличением скорости полета это соотношение возрастает (см. рис. 39), а при некоторой скорости оно оказывается равным единице.

Эта скорость называется критической скоростью реверса. При скорости полета, равной V_рев , всякое отклонение элеронов оказывается как бы безрезультатным, так как моменту крена М_1,2 будет противодействовать равный ему момент М_3,4, полностью парализующий желаемый эффект отклонения элерона. В такой потере эффективности элерона и состоит явление реверса.

Величина V_рев оказывается довольно большой — обычнее больше максимальной скорости полета. Отсюда, однако, не следует делать вывода о несущественности рассмотренного явления для современных самолетов. Если даже М_3,4 меньше М_1,2, то совокупное действие результирующей: пары M_1,2—М_3,4 окажется, конечно, всегда меньшим, чем действие пары М_1,2, развивающееся при абсолютной жесткости конструкции крыла. Иными словами, даже на скоростях, меньших V_рев, эффективность элеронов падает с ростом скорости, что создает значительные пилотажные неудобства, а иногда и прямую опасность, может «нехватить» элеронов. Мера борьбы с этим явлением вытекает из самой сущности его возникновения; увеличение жесткости крыла на кручение способно значительно ослабить вредный эффект, поскольку при большой жесткости крыла на кручение сама величина М_3,4 уменьшается.

28. Флаттер крыла

Явление флаттера состоит в том, что, начиная с некоторых достаточно больших скоростей полета, всякие колебания крыла (возникающие от любой случайной причины, например от внезапного толчка) поддерживаются и усиливаются аэродинамическими силами, что влечет обычно поломку самолета. Каждому самолету соответствует определенная граница скоростей, выше которой развивается флаттер; при скоростях, меньших этой границы, аэродинамические силы служат источником не увеличения колебаний, а источником их глушения (демпфирования). Эта граница называется критической скоростью флаттера. Нужно сказать, что колебания, возникающие при скоростях, больших критической скорости, развиваются настолько бурно, что от начала вибраций до поломки конструкции успевает пройти едва несколько секунд. В связи с этим необходимы такие конструктивные меры, которые заранее гарантировали бы невозможность флаттера во всем эксплоатационном диапазоне скоростей. Какими должны быть эти меры, можно установить лишь после детального анализа физической сущности явления флаттера.

Пусть вследствие случайной причины крыло изогнулось, так что некоторое его сечение заняло положение 1 (рис. 40). Последовательные положения этого сечения обозначены на рисунке цифрами 1—9, причем жесткость кручения будем предполагать настолько значительной, что закручиванием сечений можно пренебречь, считая деформации крыла состоящими только из изгиба и отклонения элеронов. Под действием сил упругости сечение будет двигаться к положению равновесия 3, затем начнет замедленно двигаться к крайнему положению 5; после этого движение станет повторяться, но в обратном направлении, сечение начнет ускоренно двигаться к положению равновесия 7, а затем замедленно к крайнему положению 9. Подобное движение происходило бы вечно, если бы не было никаких посторонних источников энергии и никакого рассеяния энергии. На самом же деле, наличие набегающего на крыло потока определяет непрестанное изменение подъемной силы в процессе колебаний, что существенно, меняет характер колебаний. Это изменение подъемной силы вызывается двумя обстоятельствами, каждое из которых следует проанализировать в отдельности. Во-первых, подъемная сила будет изменяться за счет скорости колебаний на изгиб и, во-вторых, за счет неизбежных отклонений элерона. Как увидим, эти изменения подъемной силы направлены в различные стороны: приращение, определяемое скоростью колебаний на изгиб, направлено против движения и препятствует колебательному процессу, а приращение, связанное с отклонениями элеронов, направлено в сторону: движения и способствует колебаниям.

Благодаря наличию вертикальных скоростей крыла в интервале положений 1—5 профиль будет встречать поток под увеличенным углом атаки (см. схему скоростей на рис. 40 слева внизу); в интервале положений 5—9 крыло будет встречать поток под уменьшенным углом атаки. Это периодическое изменение угла атаки вызовет периодическое изменение подъемной силы на величину

Это приращение пропорционально скорости полета (показано на рис. 40 сплошными стрелками); оно направлено все время против изгибного движения крыла, т. е. вверх в интервале 1—5 и вниз в интервале 5—9. Таким образом, сила Y₁ является силой, препятствующей изгибным колебаниям.

Рассмотрим теперь отклонения элерона и вызываемые этими отклонениями изменения в подъемной силе крыла. Положим, что центр тяжести элерона расположен сзади оси его вращения (см. схему на рис. 40 справа внизу). Тогда в интервале ускоренного движения 1—3 сила инерции будет направлена вверх и в ту же сторону окажется отклоненным и элерон. В интервале замедленного движения 3—5 сила инерции окажется направленной вниз и станет выравнивать элерон вплоть до полного выравнивания в крайнем нижнем положении 5; таким образом, всюду в интервале 1—5 элерон оказывается отклоненным вверх.

Подобное рассуждение приводит к заключению об отклонении элерона вниз в интервале положений 5—9. Эти отклонения показаны на рис. 40. Следствием отклонений элерона появится приращение подъемной силы, направленной вниз в интервале положений 1—5 и вверх в интервале положений 5—9. Эти приращения показаны на рис. 40 пунктирными стрелками. Таким образом, когда крыло движется вниз, отклонения элеронов вызывают силу, направленную также вниз, а когда крыло движется вверх, подъемная сила направлена также вниз. Иными словами, дополнительная подъемная сила Y₂ направлена всегда в сторону движения и стремится усилить колебательный процесс. Эта сила пропорциональна квадрату скорости полета и потому растет быстрее, чем Y₁ при увеличении скорости полета.

Таким образом, в процессе колебаний на изгиб возникают две категории сил — силы демпфирования Y₁ и силы возбуждения У₂ . Возможность развития флаттера зависит от того, какая категория сил побеждает в этом соревновании, — силы Y₁ или силы Y₂? Важно отметить, что обе эти категории сил носят пульсационный (периодический) характер, достигая одновременно нуля (в крайних положениях 1, 5, 9) и одновременно достигая максимума (положения 3 и 7), когда наибольшими оказываются как скорость колебаний на изгиб, так и отклонение элерона. На рис. 41 показано изменение сил Y₁ и сил У₂ с изменением скорости полета (к силам Y₁ добавлены силы дополнительного демпфирования. Y_д, возникающие за счет неизбежного внутреннего трения в материале крыла, сочленениях с элероном и не зависящие от скорости полета). Если скорость меньше V_кр , то влияние сил демпфирования оказывается более значительным, и всякие колебания неизбежно затухнут (тем быстрее, чем меньше скорость полета). Если же скорость больше V_кр , то любой колебательный процесс будет происходить с нарастанием вплоть до поломки, так как силы возбуждения значительнее сил затухания. Таким образом, ясно, что явление флаттера тесно связано с возможностью достижения критической скорости. Некоторые тихоходные самолеты не требуют никаких специальных устройств, предотвращающих возможность флаттера,— их критическая скорость значительно выше наибольшей возможной скорости полета. Однако для подавляющего большинства современных самолетов критическая скорость меньше максимальной скорости полета, п угроза флаттера становится поэтому вполне реальной.

Для разрушения всей схемы возникновения флаттера достаточно добиться, чтобы при колебаниях крыла на изгиб элерон отклонялся в сторону, противоположную тому, как это изображено на рис. 40. Это, в свою очередь, требует, чтобы центр тяжести элерона находился не сзади центра вращения, а впереди его. Иными словами, весовая балансировка элерона является радикальным средством борьбы с флаттером и; в настоящее время обеспечивается на подавляющем большинстве самолетов. Для балансировки в носок элерона помещают специальные грузы, смещающие центр тяжести элерона вперед. Эти балансирующие грузы наиболее эффективны при расположении их ближе к концу крыла, где размахи колебаний наибольшие.

Наличие стопроцентной весовой балансировки полностью устраняет возможность появления флаттера на любых скоростях полета. Иногда ограничиваются частичной балансировкой, делающей флаттер возможным, но на столь больших скоростях, которые превосходят скорость полета. Креме описанного вида флаттера (называемого изгибно-электронным), возможен также изгибно-крутильный флаттер, выражающийся в незатухающих колебаниях изгиба и кручения крыла (даже при неподвижном элероне). Основными мерами борьбы с этой формой флаттера являются увеличение жесткости крыла на кручение и возможно: большее смещение центра тяжести крыла вперед.

29. Флаттер оперения

Подобно тому, как возможны незатухающие колебания крыла с элероном, оказываются возможными незатухающие колебания оперения на упругом фюзеляже. Не разбирая деталей этого явления, отметим, что оно возникает вследствие той же самой причины — несбалансированности рулей. При рассмотрении рис. 40, на котором показано не крыло с элероном, а стабилизатор с рулем высоты (или киль с рулем поворота), станет ясным возможность флаттера оперения (при этом стабилизатор или киль будет также несколько поворачиваться в процессе колебаний). При одном из полетов самолета «Метеор» в полете внезапно отломался балансир руля поворота,— последний оказался несбалансированным, в результате возник флаттер. Летчику удалось посадить самолет благополучно, однако этот редкий случай благополучного выхода из флаттера оказался возможным, вероятно, вследствие исключительно точного пилотирования (летчик должен был немедленно уменьшить скорость полета, сделав ее возможно меньше критического значения ее). Из сказанного должна стать ясной обязательность весовой балансировки не только) элеронов, но и всех рулей.

Дата публикации на сайте: 15.10.2012