Системы снижения нагрузок от дискретных порывов ветра

Анализ нагружения конструкции самолета обычно проводится для трех видов дискретных порывов ветра (см. рис. 9.18) — градиентного, "вихревого” и "единица минус косинус”, а также для интенсивной турбулентности.

При воздействии на самолет градиентного порыва ветра определяющим для расчета самолета на прочность является первый максимум нагрузок, возникающий почти одновременно с достижением максимума скорости порыва. По мере увеличения длины участка нарастания скорости градиентного порыва максимум нагрузки уменьшается.

При действий на самолет вихревого порыва имеется несколько максимумов нагрузок и первый из них не обязательно является наибольшим. Более сложная зависимость имеется в этом случае между максимальными изгибающими моментами и длиной участка нарастания порыва.

При минимальной длине участка нарастания скорости • порыва (30 м) нагружение конструкции самолета происходит за сравнительно короткое время; для дозвукового пассажирского самолета на крейсер­ской скорости полета оно составляет 0,2-0,3с. Такое резкое на­

растение нагрузок значительно усложняет задачу их снижения с помощью автоматических систем управления. Определяющими в этом случае являются быстродействие исполнительных органов системы, своевременность и достоверность используемой информации о дей­ствующих на самолет порывах ветра.

В качестве чувствительных элементов могут быть использованы датчики истинных углов атаки, перегрузки, углового ускорения, изгибающих или крутящих моментов, действующих на конструкцию; нагрузки снижаются с помощью органов управления на крыле. В схеме одного из вариантов такой системы, представленной на рис.

9.6 а, используется датчик перегрузки, установленный вблизи центра масс самолета. Его сигналы через вычислительное устройство поступают на приводы органов управления. По своему принципу эта схема аналогична контуру непосредственной разгрузки крыла системы СРР. Эффективность систем этого типа зависит от места расположения и размеров органов управления и от максимальной скорости их перекладки.

Очевидно, что степень снижения расчетных нагрузок опреде­ляется тем, на какой угол отклонится орган управления системы до достижения максимума нагрузок, и характеристиками переходного процесса возникновения сил от органов управления. Поэтому при синтезе системы снижения нагрузок от дискретных порывов ветра и оценке ее эффективности необходимо учитывать упругие колебания конструкции самолета, запаздывание в возникновении аэродинамичес­ких сил при воздействии порывов ветра и отклонении органов уп­равления. Влияние упругости конструкции проявляется не только в изменении эффективности органов управления, но и в изменении значений максимальных нагрузок и, кроме того, в дополнительном запаздывании (0,08 — 0,2 с) максимумов изгибающих моментов относительно начала действия порыва. Влияние постепенности входа самолета в порыв и нестационарности аэродинамических сил приводит к дополнительному увеличению запаздывания возникновения максимума изгибающего момента при действии градиентного порыва ветра. Таким образом, имеется некоторый резерв времени для отклонения органов управления системы и уменьшения с их помощью

действующих на конструкцию самолета нагрузок.

В качестве органов управления системы снижения нагрузок от дискретных порывов ветра могут быть использованы элероны и ин­терцепторы; аэродинамические силы от этих органов управления отличаются не только статическими характеристиками, но и пере­ходными процессами при их отклонении. Аэродинамическая сила при резком отклонении элеронов монотонно возрастает до установивше­гося значения за сравнительно короткое время. Более сложный ха­рактер имеет переходный процесс при отклонении интерцептора. При выдвижении его в поток возможно возникновение положительной подъемной силы в начальные моменты — времени; запаздывание возни­кновения отрицательной подъемной силы от интерцептора уменьшает эффективность системы снижения нагрузок от дискретных порывов ветра так же, как наличие зоны нечувствительности в статической характеристике силы от интерцептора на больших углах атаки само­лета.

За основу системы снижения нагрузок от дискретных порывов ветра может быть принята система СРР (см. рис. 9.11) с большими углами отклонения органов управления и более высоким уровнем надежности. Было проведено моделирование движения самолета в аэродинамической трубе с системой снижения нагрузок, в которой используются симметрично отклоняемые элероны с относительной площадью $9=0,05,. расположенные на расстоянии 0,7-^0,9 полуразмаха крыла от оси самолета. Воздействие дискретных порывов ветра на динамически подобную модель неманевренного самолета с моделью системы снижения нагрузок воспроизводилось путем резкого отклонения направляющей решетки. Для натурных условий полета и максимальной скорости порыва Ж = 15 u/cchw — 30 м эффективность системы снижения нагрузок от дискретных порывов ветра характеризуется табл.9.7, в которой А

—относительное уменьшение

изгибающего момента в корневом сечении крыла при воздействии градиентного порыва ветра с учетом нагрузок в горизонтальном полете ( Мг. п); Mw —приращение изгибающего момента от

Таблица 9.7 Орган управления лЛїизг. $ э град/с д Элерон одо 100 12Г 0,02 25 3′

Как следует из данных таблицы, для уменьшения максимальных нагрузок на 10% необходима скорость перекладки элеронов порядка 100град/с, что намного превышает скорости отклонения элеронов, необходимые для управления по крену. Использование обычных значений скоростей перекладки элеронов приводит к значительно меньшему эффекту.

Система снижения нагрузок от дискретных порывов ветра. реа­лизована на самолете А320 (12). Управляющий сигнал формируется с помощью датчика перегрузки, установленного на фюзеляже, кор­ректирующих фильтров и нелинейных звеньев. В качестве органов управления используются концевые элероны и по две внешних секций интерцепторов на каждой половине крыла; эти же органы использу­ются при управлении самолетом по крену. Высокие значения ско­ростей отклонений — 100Vс для элеронов и 200°/с для интерцепторов позволили снизить расчетные изгибающие моменты в корне крыла на 15%. Эта система разрабатывалась на ранней стадии про­ектирования самолета, .опытный образец отрабатывался на специаль­но оборудованном самолете АЗЮ. Расчетными возмущениями при выборе параметров системы являлись "единица минус косинус” и интенсивная турбулентность (рис. 9.18г) с максимумом скорости порыва 21 м/с. Органы управления системы отклоняются при пре вышении приращения перегрузки величины 0,3.

Потребность в больших скоростях органов управления в зна­чительной мере можно было бы уменьшить при измерении скорости порыва ветра на некотором расстоянии перед самолетом. В этом случае можно рассматривать в качестве органов управления и руль высоты, с помощью которого можно соответствующим образом изменять угол атаки самолета. Проработки такой системы измерения

скорости порывов делались с использова-нием лазерных датчиков, однако промышленного образца создано не было.

9.3. Системы увеличения демпфирования упругих колебаний конструкции самолета

Необходимые запасы по критической скорости флаттера

-самолета (Vkp) или приемлемые значения декрементов колебаний конструкции обычно обеспечиваются соответствующим выбором ее жесткостных и инерционных характеристик.

Критическая скорость флаттера в ряде случаев, как показали исследования, может быть увеличена с помощью автоматических ус­тройств, выполненных на современном уровне техники. Ниже рас­сматриваются два примера оценки эффективности таких систем для тяжелых самолетов с крыльями большого удлинения и умеренной {х = 25°-г 30°) стреловидности.

Повышение критической скорости флаттера крыла.

Демпфирование изгибных и крутильных колебаний крыла низших тонов может быть обеспечено с помощью системы, блок-схема которой приведена на рис.9.19. Система включает датчики

Рис.9.19. Блок-схема автоматической системы увеличения демпфирования упругих колебаний конструкции перегрузок, расположенные симметрично на левой и правой половинах крыла, корректирующие фильтры, исполнительные элементы и элероны. В зависимости от симметричности или антисимметричности

колебаний конструкции при рассматриваемой форме флаттера в системе используется сумма или разность сигналов датчиков перегрузки и соответствующие отклонения элеронов.

Передаточную функцию разомкнутой системы по перегрузке можно представить в виде

№.,<*><9-4>

где А (р)—характеристический полином системы,

А о(/>)—полином, коэффициенты которого зависят от места установки датчика и коэффициентов обобщенных сил от элерона; корни этого полинома обозначим через Л Ы.

Поведение корней замкнутой системы в зависимости от коэф­фициента усиления существенно зависит от взаимного расположения полюсов А*—корней полинома А(/>)и нулей (Лої) передаточной функции. Предпочтительным обычно является расположение нулей в левой полуплоскости и их чередование с полюсами, близко расположенными к мнимой оси.

Необходимым условием обеспечения эффективности системы является достаточно большое расстояние от неустойчивого полюса до ближайшего к нему нуля.

Для рассматриваемого ниже примера самолета массой 150т с крылом стреловидности Я=25° и удлинением 7,5 в качестве органа управления рассматривался концевой элерон площади S9=0,025. При скорости полета V= Ущ> корень уравнения для системы, соответствующий четвертому тону колебаний конструкции с частотой w = 20Vc, находится в правой полуплоскости (рис. 9.20). Здесь же показана зависимость значений нулей передаточной функции Wny(p) от места расположения датчика перегрузки по размаху (ядл.) и хорде крыла (-Хдл)для рассматриваемого случая. Положение датчика 0,7 оказывается приемлемым для всех полюсов, и дальнейшие результаты приведены для. него. _

Зависимость граничного коэффициента КПу от A V={V— — Fkp)/ Fkp приведена на рис.9.21. Как видно из графика, критическая скорость флаттера может быть увеличена с помощью линейной системы более чем на 30% при соответствующем выборе
параметров системы.

Возможность увеличения критической скорости флаттера на 20 — г 30% с помощью системы указанной структуры подтверждена рядом экспериментов в аэродинамических трубах с использованием динамически подобных моделей самолетов и моделей систем подавления флаттера Н>].

Наличие в натурных чувствительных и исполни­тельных элементах системы нелинейностей типа зон нечувствительности и огра­ничений скорости заставляет рассматривать устойчивость системы "в малом” и "в ‘ большом”. Влияние зоны нечувствительности В

рулевой машине, так же как и в бустере, приводит к уменьшению эквивалентного коэффициента усиления и увеличению фазового запаздывания системы с уменьшением входного сигнала, и, наоборот, ограничение максимальной скорости перекладки органа управления приводит к тем же результатам при увеличении входного сигнала в систему, начиная с некоторого уровня. Эта особенность натурной системы обусловливает наличие в ней двух предельных циклов (при полете на скоростях, превышающих критическую скорость флаттера самолета без системы): один из них—устойчивый с малыми амплитудами, второй — с большими амплитудами, но неустойчивый. На рис. 9.22 приведены параметры предельных циклов

в зависимости от коэффициента (F=1,2Fkp). Амплитуды

колебаний органа управления и перегрузки в месте установки датчика отнесены к величине зоны нечувствительности рулевого агрегата (А). Устойчивость системы при больших ветровых возмущениях определя­ется максимальной скоростью отклонения органа управления и коэф­фициентом Кпу (рис. 9.23). При скорости полета, превышающей на 20% критическую скорость флаттера самолета без системы, для обеспечения устойчивости системы с Яя,=0.03 рад/ед. перегр. при действии дискретного градиентного порыва ветра с максимальной скоростью Wi =15 м/с оказывается достаточной максимальная скорость отклонения элерона, равная 22 град/с, причем потребная величина ее уменьшается с уменьшением коэффициента Кпу.

Повышение демпфирования антисимметричных упругих колебаний тяжелого самолета с двигателями, расположенными на /шдо«ахИссдед<жания проверились ‘ для
пассажирского самолета с взлетной массой 210 т, крылом большого удлинения со стреловидностью по передней кромке = 30°. Четыре двигателя самолета установлены на пилонах в сечениях крыла z = 0,42 и 0,7. Первоначально рассматривалась задача увеличения критической скорости антисимметричного флаттера крыла самолета. Для значения собственной частоты боковых колебаний внешних двигателей 2,2 гц флаттер возникал при F=180M/c.

Рис.9.22. Зависимость амплитуд автоколебаний по перегрузке и отклонению элеронов ОТ коэффициента усиления А — зона нечувствительности рулевой машины, (1) — индекс малого предельного цикла, (2) — индекс большого предельного цикла.

Увеличение критической скорости флаттера с помощью системы рассматриваемой структуры осложняется из-за трудности обеспечения устойчивости замкнутой системы. Более эффективна в этом случае система, в которой используется дополнительный орган управления, установленный на пилоне и создающий боковую силу.

*

Орган управления отклоняется по сигналу датчика боковой перегрузки, установленного на двигателе. При площади его поверхности 5 = 0,1S пкюнз, угле отклонения 3° — Ь 4° и угловой скорости 50 — г 60 град/с критическая скорость флаттера может быть увеличена на 25-г 30%. Для достижения такого же эффекта с помощью весовой балансировки на каждый внешний двигатель должен быть установлен балансир весом 400 кг.

Рис.9.23. Границы устойчивости в зависимости от скорости порыва ветра, максимальной скорости отклонения элеронов и коэффициента усиления Л

Результаты расчетных исследований, испытаний динамически подобных моделей самолетов с активными системами управления в аэродинамических трубах и летных испытаний показали, что можно увеличить демпфирование упругих колебаний конструкции и повысить критическую скорость флаттера некоторых форм, с помощью автоматических систем при соответствующем выборе мест располо­жения чувствительных датчиков и органов управления, а также