Системы снижения нагрузок от мелкомасштабной турбулентности атмосферы

Ниже рассматриваются системы снижения расходуемого ресурса конструкции крыла самолета (СРР), снижающие нагрузки от воздействия мелкомасштабной турбулентности.

Основным видом нагружения, определяющим усталостные повреждения крыла самолета, являются изгибающие моменты. Эффективность системы СРР при полете на заданном режиме может быть оценена по следующим параметрам [1]: бм = Ч Sm(cu) dco]112 — среднеквадратичный изгибающий

момент;

$ = [ J Sm((o’)21 md(om/2 — повреждаемость элемента конструкции

при ее случайном нагружении;

здесь =[—]2S»p(<w) — спектральная плотность

изгибающего момента;

rf (£) — передаточная функция изгибающего момента при действии порывов ветра; т — показатель кривой усталости [31;

5и'(со) — спектральная плотность вертикальных порывов ветра.

Суммарная повреждаемость і х элемента конструкции с учетом профиля типового полета определяется выражением

І ^Ti(Plibu + P2ibli) (9.1)

где Tt — время полета на і-м режиме, отнесенйое к времени всего полета;

Pit, Ptt, bu, bu — характеристики турбулентности атмосферы на і-м режиме полета [2].

Степень снижения усталостной повреждаемости от турбулент­ности атмосферы при использовании системы СРР определяется по отношению величин & самолета с этой системой и is самолета без нее. Следует отметить, что расходуемый ресурс конструкции самолета определяется переменными нагрузками, возникающими в конструкции при маневрах, полете в турбулентной атмосфере, а также от цикла земля-воздух-земля. На рис. 9.9 а) приведены оценки

выигрыш в ресурсе конструкции нижней панели крыла магистрального пассажирского самолета в зависимости от эффективности системы с учетом всех факторов. Если эффективность системы снижения ресурса конструкции учитывается на этапе проектирования самолета, то это позволяет уменьшить массу конструкции крыла путем увеличения допускаемого напряжения (рис. 9.9 б). Приведенные данные показывают, что целесообразная степень снижения величины $ с помощью системы СРР лежит в пределах 4—6, ‘так как дальнейшее увеличение эффективности системы не приводит к существенному уменьшению расходуемого ресурса кон­струкции. Частотные характеристики ) и Sm(co)со21т, (т= =3), определяющие величины среднеквадратичного изгибающего момента и повреждаемости для тяжелого самолета, представлены на рис. 9.10. В-зависимости от конструкции самолета и режима полета вклад упругих гармоник в-величины и <гм различен, однако, как показал анализ динамических характеристик ряда тяжелых самолетов нормальной схемы, основной вклад (порядка 80-^90%) в эти величины вносят движения самолета как твердого тела и упругие колебания по первому тону изгиба крыла.

Поскольку система СРР работает в диапазоне малых возмущений по перегрузке, при ее синтезе следует проверять возможные изменения характеристик управляемости.

В общем случае система СРР состоит из следующих контуров (рис. 9.11):

—контура непосредственной разгрузки крыла, включающего симметрично отклоняемые управляющие поверхности на крыле (элероны, интерцепторы), управляемые сигналами датчиков нормальной перегрузки (ДПі) и угловой скорости тангажа (ДУС), установленных на фюзеляже; !

—контура повышения демпфирования упругих колебаний конструкции, включающего орган управления на крыле, управляемый сигналами упругих колебаний; необходимые сигналы для этого контура могут быть получены комбинацией сигналов датчиков нормальной перегрузки, установленных на консолях крыла (ДПг, ДП3) и датчика нормальной перегрузки, установленного на фюзеляже (ДПі);

Тс сист, б расч—срок службы

расчетные напряжения конструкции самолета при использовании СРР.

контура компенсации продольных моментов, включающего руль высоты, управляемый сигналами датчиков нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, установленных на фюзеляже.

Целесообразность использования сигнала перегрузки в контуре непосредственной разгрузки можно объяснить следующими

Рис.9.11. Структурная схема системы снижения расходуемого ресура конструкции ДП-датчики перегрузки, ДУС-датчик угловой скорости,

Кх Кг — коэффициенты усиления,

Фі, Фг—Фильтры РМ— рулевые машины,

Б — бустера

причинами. Передаточные функции перегрузки в центре масс самолета и изгибающего момента в некотором сечении крыла можно представить в виде суммы двух слагаемых:

=-§-(РХ. т (9.2)

М ИЗГ ( М изг ( i I Л/иЗГу-.Ч y-Q п

ЦТ ip) ~ уу С/Ут. ТТ упр, СУ. о)

Здесь индексы "Т. Т” и "упр” соответствуют составляющим движения самолета как твердого тела и упругим колебаниям конструкции.

Составляющую изгибающего момента Мтг, тл можно считать

— _дм

практически пропорциональной перегрузке в диапазоне частот от

нуля до частоты первого тона упругих колебаний. Поэтому отклонение элеронов (интерцепторов), пропорциональное приращению перегрузки, позволяет при соответствующем выборе коэффициента практически полностью компенсировать составляющую изгибающего момента в диапазоне частот от нуля до частоты первого тона упругих колебаний.

Влияние запаздывания в отклонении органов управления на крыле по отношению к сигналу перегрузки, вносимого исполнительными элементами, иллюстрируется на рис. 9.12; рулевые машины и бустеры элеронов моделировались запаздывающими звеньями первого порядка с постоянными времени Тр. м=0,04с и Тб=0,05с соответственно. Видно, что запаздывание, вносимое исполнительными элементами системы, приводит к снижению эффективности системы с увеличением частоты. Введение опережающе-запаздывающего фильтра (Фі на рис. 9.11), обеспечивающего частичную компенсацию этого запаздывания на частотах от нуля до частоты упругих колебаний по первому тону, позволяет существенно увеличить эффективность системы по снижению усталостной повреждаемости в диапазоне низких частот (см. рис. 9.12). Используемый для непосредственной разгрузки крыла сигнал • пу обеспечивает одновременно и уменьшение составляющей изгибающого момента на частоте упругих колебаний по первому тону. Следует отметить, что для других тонов упругих колебаний отклонение органов управления на крыле по этим сигналам может привести к усилению возбуждения упругих колебаний (рис. 9.12).

Уменьшение нагрузок на крыло на частотах упругих колебаний в

ряде случаев может быть достигнуто увеличением демпфирования

■»

651

о ю го so

СО^’/с/

Рис.9.12. Частотные характеристики изгибающего момента при использовании в СРР управления только по сигналам движения самолета как твердого тела.

1— без системы СРР, і

2— СРР с идеальными приводами,

3— СРР с реальными приводами,

4— СРР с реальными приводами и опережающими фильтрами.

этих колебаний. Для этого датчики ДГЪ и ДПз устанавливаются в том же месте, что и управляющие органы. Если из сигнала перегрузки выделить составляющую, зависящую от упругих деформаций, и пропустить через корректирующий фильтр Ф2 с отрицательным коэф­фициентом усиления, который обеспечивает вместе с запаздыванием от исполнительных органов на частотах упругих колебаний запазды­вание в 90°, это позволяет создать управляющую силу, увеличиваю­щую демпфирование упругих колебаний:

Ниже приводятся результаты синтеза систем снижения нагрузок от воздействия атмосферной турбулентности для ряда отечественных

самолетов, основные характеристики которых и оценка эффективнос­ти систем СРР сведены в табл. 9.5, 9.6, где х — угол стреловид­ности крыла по линии 1/4 хорд; z, — расстояние от оси самолета до точки приложения сил от органов управления на крыле; vi, V2,Vs — собственные частоты упругих колебаний в пустоте, в Гц.

Для каждого самолета (кроме самолета А) приведены результаты оценки эффективности системы трех типов;

система 1, включающая только контуры разгрузки и компенсации продольных моментов при идеальных приводах;

система 2 — то же, что система 1, но при неидеальных приводах (рулевые машины и бустеры моделировались запаздывающими звеньями первого порядка с постоянными времени 0,04-0,05с);

система 3, включающая все три контура с неидеальными приво­дами.

Оценивалось изменение среднеквадратичных изгибающих момен­тов и повреждаемости конструкции в корневом сечении крыла и пе­регрузки в центре тяжести самолета. Результаты расчетов при 1м/с представлены в табл. 9.6.

Таблица 9.5 Самолет т, Т X С9′ У Z Иг Vi V3 А 94 51“ 0,25 0,52 3,0 3,88 6,8 Б 125 37“ 0,3 0,8 1,2 2,8 4,2 В 175 0“ 0,37 0,8 1.2 2,5 3,1 Г 114 25“ 0,35 0,75 1.7 3,5 4,2

Таблица 9.6 Самолет Ом с сист/Ом без сист для систем: $ с сист/ $ без сист для систем: с системой 3 1 2 3 1 2 3 & 9 <5эград/с А — 0,57 0,31 — 0,37 0,06 0,37“ 3,5 Б 0,41 0,62 0,62 0,13 0,4 0,4 1.1“ 5,5 В 0,3 0,41 0,3 0,008 0.2 0,05 1,1" 5,5 Г 0,6 0,62 0,6 0,11 0,42 0,14 1,2” 10,5

Данные таблицы 9.6 показывают, что, во-первых, эффективность системы СРР существенно зависит от динамических харектеристик приводов, а, во-вторых, что роль контура демпфирования определяется компоновкой самолета, и целесообразная структура системы СРР определяется в каждом конкретном случае после подробного анализа.

В последних двух столбцах таблицы 9.6 приводятся среднеквад­ратичные значения углов отклонения и угловых скоростей органов управления. Как показали исследования, проведенные с учетом статистических данных по среднеквадратичным скоростям порывов ветра в турбулентных зонах, основные усталбстные повреждения накапливаются при воздействии порывов со среднеквадратичными скоростями до 4 м/с, следовательно, максимальные углы отклонения и скорости отклонения органов управления желательно иметь в 4^5 раз больше приведенных в табл. 9.6.

Большое влияние на работу системы оказывает ограничение максимальной скорости отклонения органов управления, расположенных на крыле. Ш рис. 9.13 для самолета Г представлена зависимость эффективности системы 3 от максимальной скорости отклонения элеронов. Эффективность системы СРР может быть оценена при испытаниях динамически подобных моделей самолета с моделью системы СРР в аэродинамической трубе, где ветровые возмущения моделируются с помощью отклрняемых решеток, установленных на входе в рабочую часть трубы. Результаты испытаний модели самолета Б с системой СРР приведены на рис.

9.14.

Завершающая фаза создания системы СРР включает ее летные испытания, которые должны проводиться в три этапа:

— определение частотных характеристик самолета при возбуж­дении его колебаний органами управления системы и на основании этого расчетная коррекция параметров системы с целью обеспечения нормируемых запасов устойчивости и заданной эффективности;

Рис.9.13. Зависимость эффективности системы СРР от максимальной скорости отклонения элеронов

— определение частотных характеристик замкнутого контура при возбуждении колебаний органами СРР и другими органами, не включенными в СРР, для уточнения расчетной эффективности системы;

— полет в турбулентной атмосфере с попеременным включением и выключением системы с записью нагрузок на конструкцию.

Такой цикл испытаний проведен на самолете Ил-86 ИИ, где была установлена система СДК-86 (система демпфирования колебаний). Блок-схема системы приведена на рис. 9.15. В продольном канале используются три датчика перегрузки, установленные на фюзеляже и концах крыла. Для снижения нагрузок, вызванных движением самолета в вертикальной плоскости, используется симметричное отклонение- элеронов. Для восстановления устойчивости самолета, снижаемой контуром разгрузки крыла используется сигнал перегрузки, поступающий на руль высоты* Помимо демпфирования

симметричных колебаний самолета система СДК-86 демпфирует антисимметричные колебания крыла. Это осуществляется. специальным контуром, в котором используется разность сигналов датчков перегрузки, установленных на концах крыла, и антисимметричное отклонение элеронов. Каждый из контуров содержит функциональные фильтры, формирующие необходимые частотные характеристики, и фильтры подавления высокочастотных сигналов. В качестве последних использовались кворум-фильтры. Располагаемые отклонения элеронов по сигналам системы СДК-86 ограничены в пределах ±3°.

Рис.9.14. Результаты исследования эффективности системы СРР в аэродинамической трубе 1 — без системы, 2 — с контуром разгрузки W$(P)

3 — с контуром разгрузки Wj>(/>)=0,4 од/>+1

4 — с контуром демпфирования упругих колебаний,

…., 1+0.1Р+0.02Й2

5 — с контуром разгрузки И’фц’;— i+o, l/>+0,01/>* и контуром демпфирования упругих колебаний.

Рис.9Л 5. Блок-схема системы СДК-86

Kit К39 Кз, Ка—коэффициенты усиления,

Ф, Фгі Ф*—фильтры.

На рис. 9.16 приводятся частотные характеристики самолета при возбуждении колебаний рулем высоты. Как следует из приведенных данных, при включении системы снижаются нагрузки как в области частот короткопериодического движения, так и низших тонов упругих колебаний. Результаты полетов в турбулентной атмосфере приводятся на рис.9.17 в виде отношения спектралььных плотностей изгибающего момента в сечении л =0,45 для самолета без системы и при включении СДК-86. В области низких частот модуль спектральной плотности снижается системой примерно в два раза, на частоте первого тона изгиба крыла — в 6 раз. Выигрыши в повреждаемости конструкции крыла от воздействия турбулентной атмосферы в различных сечениях крыла иллюстрируются также на рис. 9.17 в виде отношения соответствующих параметров для самолета без системы и с включенной СДК-86.

Таким образом, теоретические исследования, моделирование ди­намики самолета в аэродинамической трубе и летные испытания по­казали, что с помощью установленных на крыле органов управления с обычными размерами и скоростями перекладки усталостная повреж­даемость в различных сечениях крыла может быть существенно снижена с помощью системы СРР. Потребные отклонения органов управления достаточно малы, чтобы обеспечить отказобезопасность системы.

Рис.9Л7. эффективность системы СДК-86 ~ ^пр=600км/час. ]/Пр—500км/час. ]/Пр=зоокм/час>