Изгибно-рулевой (элеронный) флаттер. Балансировка рулей

С появлением представления о физике изгибно-крутильного флаттера крыла были построены математические модели многих других видов флаттера, в которых участвовали силы упругости крыла, фюзеляжа, оперения вместе с инерционными и аэродинамическими силами рулей, и элеронов. Наиболее простым и понятным можно считать флаттер изгиба крыла с элероном или оперения с рулем. Физика такого вида флаттера была построена в 30-е годы и с тех пор, на наш взгляд, не претерпела каких-либо существенных изменений, хотя конструктивные и силовые схемы крыла и оперения достаточно сильно изменились [3].

На фиг. 1в показано сечение крыла с элероном в равновесном положении 0-0 и отклоненном в результате случайного импульса 1-1. Для простоты считаем крыло абсолютно жестким на кручение. Точка В - ось вращения элерона, точка С - центр тяжести элерона. Легко заметить, что из положения 2-2 крыло под действием упругих сил устремится к своему равновесному состоянию и увлечет за собой элерон. Ускорение j, направленное в сторону действующих упругих сил, вызовет в элероне силы инерции, равнодействующая которых будет направлена в сторону, обратную ускорению, и отклонит элерон вверх. Считаем, что такое отклонение оказывается возможным ввиду упругости проводки управления от штурвала летчика до элерона и возможных люфтов в ее соединениях. Подъемная сила, вследствие такого отклонения элерона, направлена вниз, в сторону движения, то есть будет возбуждающей. Скорость U и в этом виде флаттера будет фактором демпфирующим (фиг. 1а).

Обратное движение крыла из положения 7-7 вверх, под действием упругих сил, вызовет отклонение элерона вниз и, следовательно, возбуждающую силу, направленную вверх.

Таким образом, и в этом случае возможен флаттер, критическая скорость которого определится превышением возбуждающих сил над демпфирующими (кривые на фиг. 1в).

Основным способом повышения критической скорости изгибно-элеронного (рулевого) флаттера избрана балансировка рулей. Центр тяжести С необходимо сместить так, чтобы он оказался впереди оси шарниров руля В (фиг.1в). Это выполняется постановкой в носовой части руля дополнительных грузов-балансиров (фиг.2в). В реальных конструкциях вес балансиров превышает половину веса непосредственно конструкции рулей и элеронов.

Физика изгибно-элеронного флаттера была описана в тридцатые годы, когда рули выполнялись с полотняной обшивкой и отношение максимальной изгибной жесткости к минимальной

незначительно отличалось от единицы. Следует заметить, что соотношение К никого не интересовало до появления работ автора. Изгибная жесткость рулей в плоскости хорд просто не вычислялась. С появлением металлической обшивки это соотношение выросло и достигает 50-100. Рули современных самолетов из соображений живучести стали многоопорными, то есть навешенными не на двух шарнирах, а на трех и более. Изгиб крыла (фигЛв) в таких конструкциях сопровождается изгибом руля. Появление угла при колебаниях (фиг.2с) вызывает прогибы руля в своей плоскости (лобовые прогибы) и чем больше и Y, тем больше эти прогибы.

На изгиб руля в своей плоскости при большом К уходит большое количество энергии и это препятствует безграничному увеличению амплитуд колебаний. Этот факт был обнаружен автором и развит в работах его учеников. Кривая на фиг.2с подтверждена экспериментально на модели в аэродинамической трубе. Испытывалось оперение с рулем, соотношение жесткостей которого К изменялось в процессе эксперимента за счет сменных лонжеронов. Обнаружено, что каждому значению К соответствуют две точки на кривой . Нижняя - , соответствующая началу флаттера, верхняя - выше которой колебания прекращаются, то есть зона флаттера ограничена и связано это с изгибом отклоненного руля при колебаниях в своей плоскости.

При больших К > колебания флаттера не наступают вообще. И это для оперения, руль которого не сбалансирован, то есть нет в его конструкции паразитных балансировочных грузов. При конкретном К появление такого рода бесфлаттерной зоны связано со статическим прогибом оперения Y_k (фиг. 2d).

Далее можно рассуждать так: колебания изгибно-рулевого флаттера наступают при достаточно больших скоростях и, следовательно, нагрузки на оперение могут вызвать соответствующие прогибы оперения и предотвратить флаттер, то есть флаттер не наступит вообще и нет необходимости в балансировочных грузах!

Может быть мы просто зря на наших самолетах (а это делается во всем мире) возим громадные балансировочные грузы? Но ведь модели самолетов испытываются в аэродинамических трубах, скажете Вы... Да испытываются, но основной законодательный документ об испытаниях " Нормы прочности" не требует моделирования рулей по величине К и по количеству шарниров навески и поэтому эффект, о котором мы пишем, не может быть выявлен на модели самолета в аэродинамической трубе.

§ 5. Физика колебаний катастрофического изменения формы крыла (оперения)

Говоря о флаттере крыла в начале лекции, мы отметили, что рождение представлений о физике флаттера произошло после того, как явление это обнаружило себя и натворило много бед, унесло много жизней способнейших людей. И как было бы хорошо, если бы явление это кто-то описал несколько раньше, и конструкторы заблаговременно учли это при проектировании новых самолетов.

Может быть, в этом больше повезет явлению, обнаруженному автором и названному явлением катастрофического изменения формы крыла. Это явление, вернее вопросы его статического проявления, описано в первой Соросовской лекции автора и знакомство с ней для читателя второй лекции было бы полезным, хотя и не обязательным, так как автор попытался изложить материал о второй части явления - колебаниях катастрофического изменения формы, в достаточно независимой постановке.

Материал, изложенный в предыдущем параграфе, относится к исследованиям 80-х годов и представляет собой работу, связанную с уточнением уже известного явления, уточнением на базе новых представлений, вызванных эволюцией конструкции крыла и оперения самолета. В основу этого уточнения положено влияние отклонения рулей (элеронов) при колебаниях не только на аэродинамику*, но и на жесткость крыла (оперения).

Так сложилось, что в 60-е годы изменение жесткости системы крыло-элерон или оперение-руль при отклонении рулей никого не волновало [4]. Считалось, что отклонение это влияет лишь на изменение воздушной нагрузки крыла или оперения. Появление металлической обшивки сильно изменило силовое взаимодействие руля и оперения, однако " Нормы прочности" по-прежнему не требовали учитывать отклонение рулей при испытаниях самолета на земле и в расчетах на прочность. В настоящее время этот вопрос выправляется. Созданы новые " Нормы", в которых требуется теоретическая и экспериментальная проверка влияния углов отклонения рулей при наземных испытаниях, имитирующих нагрузки полета.

А теперь, читатель, я расскажу вам о новом явлении аэроупругости, обнаруженном автором в 60-е годы и опубликованном в начале 70-х. Это явление, как можно видеть из обзора работ [5], в первых публикациях 70-х годов было названо " прощелкивание оперения" и " колебания прощелкивания оперения". Два указанных названия определяют две формы одного и того же явления катастрофического изменения формы крыла или оперения, которые проявляются в виде отдельных разовых переходов от одной формы к другой и описаны в первой лекции, или представляют собой последовательные переходы в виде периодических колебаний. Последние и будут предметом рассмотрения в предлагаемой лекции.

На фиг. 3 изображена составная поверхность. Это может быть оперение с рулем, или крыло с элероном. Ниже будем называть это крылом с рулем, так как элерон - это тоже рулевая поверхность, если рассматривать одну консоль крыла. Вы видите две равновесные формы крыла с отклоненным рулем: докритическую, которую можно наблюдать даже у самолета на стоянке, и закритическую, которая может появиться при больших аэродинамических нагрузках, вызывающих большие прогибы.

Современный руль (элерон) напоминает собой пластину, прикрепленную к крылу тремя или более шарнирами. Жесткость его на изгиб в своей плоскости очень высока по сравнению с жесткостью на изгиб по нормали к срединной плоскости . Представьте себе, что вы хотите изогнуть отдельно взятый руль в своей плоскости, то есть в направлении (фиг.2в). Этого вам не удастся сделать, руль не прогнется в этом направлении, он будет, если можно так сказать, " выкручиваться", то есть изгибаться в направлении и закручиваться, как это происходит с металлической линейкой, если вы хотите изогнуть ее в своей плоскости. В механике есть такое представление, что конструкция деформируется всегда так, чтобы энергия, необходимая для этого деформирования, была минимальной.

Вот и в данном случае для изгиба руля в своей плоскости нужна громадная энергия и он находит такие формы деформирования, при которых энергия меньше, то есть изгибается в направлении и закручивается от той нагрузки, которую создает ему крыло. Нагрузка руля в своей плоскости появляется лишь с отклонением его на угол и крыло, как более мощный элемент, " навязывает" рулю свои прогибы и, следовательно, нагрузки. Но руль реализует эти прогибы в зависимости от его конструкции в соответствии с минимумом энергии.

Руль и элерон имеют, как правило, одну качалку управления, расположенную в корневом сечении, наиболее близком к плоскости симметрии самолета. При деформировании, описанном выше, угол в этом сечении не изменится, в то время как в других сечениях появятся углы закручивания , величина которых может достигать значений . То есть произойдет переход к новой равновесной форме, которая изображена на фиг.З. Эти формы в задачах о катастрофических переходах называют " несмежными", то есть расположенными на достаточном удалении друг от друга, и физика разовых переходов от одной равновесной формы к другой была описана в первой лекции.

Нагружение крыла, находящегося в равновесном состоянии 0-0 (фиг.З) происходит за счет имеющегося угла атаки крыла и угла отклонения рулевой поверхности на угол . Аэродинамические нагрузки, определяемые этими углами, приведут к деформированию крыла. Кривая Y(P) определяет изменение прогиба крыла, - угла закручивания руля в концевом сечении. Если и таковы, что Y и достигнут точек 1 не соответствующих кривых, то начнется резкий, скачкообразный переход в точки 2 под действием аэродинамических сил . В момент перехода 1-2, указанный стрелками на кривых и Y(P), произойдет деформирование конструкции. Руль закрутится, угол отклонение руля, влияющий на величину подъемной силы, уменьшится, устремляясь к нулю. Аэродинамическая нагрузка, с переходом к точке 2, уменьшится на величину . Далее, если < , то система остановится в равновесном состоянии на участке 2-3, в точке, соответствующей . Сечение крыла при этом перейдет из положения 1-1 в положение 2-2. Произойдет катастрофическое изменение формы (прощелкивание).

Если же > , то система не останавливаясь под действием упругих сил пройдет через точку 3 и направится обратно, к точке 4, к своему исходному положению. Восстанавливается форма руля, который увеличивает подъемную силу на величину . Если < , то произойдет остановка соответствующая на участке кривой 4-1 - обратная катастрофа в область исходного равновесного состояния. Если же > , то система не остановится на участке 4-1, а свернет с направления 3-4, пройдет через точку 1 и вновь направится к точке 2, то есть крыло с рулем дойдет до положения 4-4 и цикл повторится вновь. Начнутся последовательные переходы из области одного равновесного состояния в другое и обратно - периодические колебания, которые названы автором колебаниями катастрофического изменения формы крыла.

Интересно заметить, что колебания эти, в отличии от флаттера, могут происходить и без инерционных сил, поэтому все рассуждения велись для руля, центр тяжести которого С совпадает с осью шарниров В (фиг.З).

§6. Экспериментальные Исследования колебаний катастрофического изменения формы крыла (оперения)

Описания обнаруженных колебаний, аналогичные приведенным в § 5, и тем более статьи автора, где это доказывалось на основе предложенных математических моделей [5], были убедительными не для всех и для самого автора оставались вопросы. Хотя уже в начале 70-х годов были построены не только демонстрационные модели, на которых можно было увидеть явление катастрофического изменения формы, но и проведены экспериментальные исследования в аэродинамической трубе Казанского авиационного института, которые подтвердили возможность появление колебаний " прощелкивания", впоследствии [5] названных колебаниями. катастрофического изменения формы крыла.

Вся сложность доказательства, что получены именно те колебания, о которых мы говорили, заключалась в том, что даже для посвященного человека они могут показаться колебаниями изгибно-рулевого флаттера. Именно так было на первом сообщении в КБ у Андрея Николаевича Туполева, где я показывал снятый мной фильм. Часть ученых, а в КБ Туполева было много докторов наук, считали, что это обычный изгибно-рулевой флаттер. А.Н.Туполев так не считал и поддержал меня. Но доказать необходимо было всем, а больше всего, развеять собственные сомнения.

Модель оперения, каждая половина которого навешена на пяти шарнирах, изготовленная по принципу отсечно-балочных (иногда их называют шашлычными), устанавливалась в аэродинамической трубе. При определенных углах и (фиг.З) постепенно увеличивалась скорость потока, и на скорости 29 м/с начинались периодические колебания, амплитуда которых при дальнейшем увеличении скорости оставалась постоянной, а на скоростях более 35 м/с колебания прекращались, и оперение принимало вторую форму равновесия при больших перемещениях, то есть и Y принимали значения, соответствующие (фиг.З). Производилась запись с осциллографа нормальной кривизны руля, в районе среднего кронштейна, зависящей от реакций R, и лобовой кривизны, определяемой реакциями Н (фиг.4а), при колебаниях в указанном диапазоне скоростей.

На фиг. 4в изображена осциллограмма, из которой видно (фиг. 4с), что за один период изменения нормальной кривизны, равной примерно (Z - осьшарниров руля), а точнее , лобовая кривизна имеет два максимума, что вполне соответствует теоретическому изменению Н(р), изображенному на фиг. 4d. При колебаниях (вспомним рассуждения §5), когда > , не происходит перехода в точку 2, а через точку 3, не останавливаясь к точке 4. Переход этот из точки 1 в направлении точки 3 реализуется по двум участкам Н(р): сначала по 1-4, а после пересечения по 2-3. Вот здесь и получается провал лобовой кривизны, наблюдаемый на осциллограмме, а затем система перемещается в район точки 4 к глобальному минимуму.

Для того, чтобы обособится от других видов колебаний, а их много [6], кронштейны навески были выполнены так, чтобы при необходимости можно было осуществить податливость точек навески руля в направлении Н и, следовательно, превратить Н в ноль при любом (см.фиг. 4а). Так вот в таком оперении никаких колебаний не возникало при всех возможных скоростях (до 60 м/сек) аэродинамической трубы КАИ. Естественно была выполнена правильная балансировка руля, то есть статическая балансировка практически во всех сечениях.

Это говорит о многом. По крайней мере, о том, что эти колебания не были предметом рассмотрения других исследователей. И я счастлив, что могу помочь конструкторам и избавить их от возможных катастроф и гибели людей, таких, которые сопровождали появление флаттера.