Улучшение аэроупругих характеристик летательного аппарата с крылом большого удлинения тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.06 ВАК РФ

Мазутский Андрей Юрьевич

На правах рукописи

ф

/

Улучшение аэроупругих характеристик летательного аппарата с крылом большого удлинения

01 02 06 —Динамика, прочность машин, приборов и аппаратуры 01 02 05 — Механика жидкости, газа и плазмы

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

□□3444723

Новосибирск — 2008

003444729

Работа выполнена в Федеральном государственном унитарном предприятии «Сибирский научно-исследовательский институт авиации имени С А Чаплыгина» (ФГУП «СибНИА им С А Чаплыгина»)

Научный руководитель — доктор физико-математических наук,

профессор Меркулов В И Научный консультант — доктор физико-математических наук,

профессор Курзин В Б Официальные оппоненты — доктор технических наук,

профессор Филимонов Б П, — кандидат технических наук, Пинаков В И

Ведущая организация — ФГУП «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н Е Жуковского», г Жуковский

Защита состоится " 29 " сентября 2008 г в 13 ч 30 мин на заседании диссертационного совета Д 003 054 02 в Институте гидродинамики им М А Лаврентьева СО РАН

Адрес института- г Новосибирск-90, 630090, пр-т академика Лаврентьева, 15

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Института гидродинамики им М А Лаврентьева СО РАН

Автореферат разослан " 3 " си-о^^я^ 2008 г

Ученый секретарь диссертационного совета,

доктор технических наук

Леган М А

1. Общая характеристика работы

Диссертация посвящается исследованию динамических аэроупругич явлений (флаттер, воздействие вертикальных однократных (дискретных) и циклических порывов ветра) в дозвуковой области полета на летательных аппаратах (ЛА) с крыльями большого удлинения (БУ), малой и умеренной стреловидности и вопроса статической аэроупругости — дивергенция крыла БУ 1.1. Актуальность проблемы

В соответствии с Федеральной целевой программой «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002 — 2010 годы и на период до 2015 года» (часть III, редакция от 24 07 06 г) по проблемам прочности JIA формируются новые подходы к весовым и эксплуатационным характеристикам В данной работе рассмотрено снижение динамических нагрузок на ЛА от вертикальных порывов ветра и повышение критических скоростей флаттера и дивергенции

На ЛА, особенно на легких ЛА (ЛЛА) со взлетной массой до 8600 кг, применяют крылья БУ (удлинение X = L2/S> 3, где L — размах крыла, 5— его площадь) Скорость флаттера консольной формы этих крыльев может быть наименьшей В доф-латтерной области полета в силовых элементах крыльев БУ возможно значительное увеличение напряжений из-за воздействия порывов ветра или временного нарастания резонансных амплитуд колебаний (как и появления «ложного максимума» на кривых «Амплитуды форм колебаний, участвующих во флаттере — Скорость полета», когда при небольшом изменении параметров ЛА возникает флаттер)

Динамическое поведение крыла БУ в потоке воздуха усложняется увеличением амплитуд изгибных колебаний по первой и второй гармоникам от внешнего возмущения При аэроупругих испытаниях на упругих динамически подобных моделях (ДПМ) не всегда моделируются статические прогибы и углы закручивания конструкции ЛА, только для натурных изделий выполняется подобие по числу Рейнольд-са (Re) В результате искажается аэродинамическое воздействие на крыто ДПМ, в том числе из-за изменения течения при ламинарно-т\ рбулентном переходе в пограничном слое и срыве потока По существующим аэродинамическим теориям, применяемым в аэроупругих расчетах, получаются лишь приближенные результаты, особенно при значительных амплитудах колебаний Для обеспечения безопасности ЛА значение критической (далее это определение опущено) скорости флаттера должно уточняться в натурном эксперименте, в дофлаттерной зоне полета В эти\ условиях требуются достоверные рекомендации по улучшению аэроупр\гих характеристик ЛА с крыльями БУ

1.2. Цель работы: разработка новых рекомендаций для увеличения критических скоростей флаттера и дивергенции, снижения нагрузок на ЛА от порывов ветра на основе расчетного и экспериментального уточнения аэроупругого поведения ЛА с крыльями БУ, а также с прямым крылом, содержащем вязкоупругие подкосы

1.3. Методы исследования

Основной акцент в работе сделан на экспериментальном определении характеристик аэроупругости ЛА Расчет имел вспомогательный характер и проводился для подтверждения правильности интерпретации опытных результатов, выявления и уточнения особенностей аэроупругого поведения ДПМ или натурного ЛА

Экспериментальные исследования ДПМ ЛА проведены в аэродинамической трубе (AT) малых скоростей Т-203 СибНИА, проанализированы летные и наземные частотные испытания натурных ЛА Расчеты выполнены по программе определения динамической реакции упругого самолета на порывы ветра, составленной автором на языке Fortran по алгоритму Центрального аэрогидродинамического института (ЦАГИ) им профессора Н Е Жуковского, по программам ЦАГИ и Опытного конструкторского бюро (ОКБ) им А Н Туполева расчета ЛА на флаттер В расчетах использовалась балочная схематизация ЛА с крылом БУ по схеме «дерево» Для определения собственных частот и форм колебаний применялись метод последовательных приближений и матричной прогонки Майклстеда (начальных параметров) Расчетные схемы корректировались по результатам частотных испытаний ДПМ и натурных изделий Аэродинамическое воздействие на ЛА задавалось по нестационарной (метод С М Белоцерковского) и квазистационарной теории (гипотеза стационарности) Применялась плоская аэродинамическая схема несущих поверхностей

1.4. Научная новизна работы

1) Выявлены особенности «ложного максимума» Л А с несущими поверхностями БУ, вызванные аэродинамическим влиянием возмущенного потока и течением вокруг крыла, что может приводить как к увеличению, так и к уменьшению амплитуд колебаний «максимума»

2) Определено влияние удлинения крыла при неизменных жесткостных и массово-инерционных характеристиках на его деформации у корня при динамических нагрузках от порывов ветра

3) Исследовано аэроупругое поведение ДПМ ЛА с прямым крылом БУ и вязко-упругими подкосами Определены оптимальные характеристики конструкции таких подкосов для снижения динамических нагрузок на ДПМ от порывов ветра при незначительном уменьшении скорости флаттера

4) Исследовано влияние на рулевые и консольные формы флапера дшюр!опцию, а также на динамическую реакцию ЛА от порыва ветра устройства управления обтеканием крыла БУ, в состав которого входила жесткозакрепленная или шарнир-нозакрепленная вспомогательная аэродинамическая поверхность (ВАП), установленная на верхней поверхности крыла, на высоте пограничного слоя

5) Исследовано влияние вращающихся масс, создающих гироскопический эффект, при ограничении их поворота демпфером и пружинами, возвращающими устройство в исходное положение, на флаттер ДПМ ЛА и реакцию от порывов ветра

1.5. Достоверность

Показано, что результаты расчетов удовлетворительно согласуются с данными экспериментов Программы расчетов тестировались, проводилось сравнение результатов, полученных по разным программам

1.6. Практическая значимость диссертации заключается в следующем:

— выполнены расчетно-экспериментальные исследования новых конструкций ЛА с крыльями БУ с целью обеспечения их аэроупругой безопасности от флаттера, дивергенции и симметричных вертикальных порывов ветра,

— разработаны устройства для увеличения скорости флаттера и уменьшения нагрузок в силовых элементах крыльев БУ от порывов ветра с помощью изменения их аэродинамических, жесткостных, массово-инерционных и демпфирующих характеристик при высокой весовой отдаче крыла,

— выявлены особенности аэроупругого поведения новых конструкций ЛА с крыльями БУ в дофлаттерной области и прямого крыла БУ с вязкоупругими подкосами

1.7. Внедрение результатов

Результаты аэроупругих расчетно-экспериментальных исследований внедрены на самолете 1Ш-95 (881-100) ЗАО «ГСС», г Москва при доводке, а на ЛЛА СА-20П ОАО КнААПО им Ю А Гагарина, г Комсомольск-на-Амуре и на автожире А-002 ОКБ ЛА НПК «Иркут», г Иркутск при выдаче заключения на первый вылет

Результаты параметрических расчетно-экспериментальных исследований аэроупругого поведения ЛА при полете в дофлаттерной области использовались в ОКБ им В М Мясищева, г Жуковский на ДПМ самолета 63С, в АТК «Аэро» г Харьков на ЛЛА «Аэро-15» Разработанные устройства для улучшения аэроупругих характеристик крыла БУ ВАП, вязкоупругий подкос, вращающиеся массы, вызывающие гироскопический эффект, проверены на ДПМ в АТ Т-203

1.8. На защиту выносятся:

— результаты параметрических расчетно-экспериментальных исследований динамического аэроупругого поведения ЛА с крылом БУ в дофлаттерной области,

— результаты расчетно-экспериментальных исследований аэроупругого поведения JIA с крылом БУ и вязкоупругими подкосами,

— результаты расчетно-экспериментальных исследований аэроупругого поведения ЛА с крылом БУ и ВАП на его верхней поверхности

1.9. Апробация работы и публикации

Основные результаты работы докладывались в Новосибирске на пятой (1983 г ), шестой (1986 г) и седьмой (1991 г) научно-технических конференциях молодых ученых и специалистов в СибНИА, на научно-техническом совете СибНИА (неоднократно с 1989 г ), на седьмом (1991 г) и восьмом (1994 г ) Всесоюзных межведомственных симпозиумах «Колебания упругих конструкций с жидкостью», на четвертой Российско-китайской научно-технической конференции по проблемам авиационной прочности (1995 г ), на Всероссийской научно-технической конференции, посвященной 60-летию отделений аэродинамики ЛА и прочности авиационных конструкций СибНИА (2004 г), на пятых Чаплыгинских чтениях (2005 г) и на научно-техническом семинаре по аэроупругости ЦАГИ (2007 г), г Жуковский

По теме диссертации опубликовано 9 статей (одна в рецензируемом журнале) В основном исследования выполнены лично автором, в двух совместных работах вклад автора — 50 %

1.10. Структура и объем диссертации

Диссертация состоит из введения, пяти глав, содержащих разделы, заключения и списка литературы (98 наименований) Общий объем диссертации составляет 130 страниц, она содержит 68 рисунков, 6 таблиц, 5 приложений

2. Содержание работы Во введении отмечается, что улучшение аэроупругих характеристик ЛА с крыльями БУ в условиях неспокойной атмосферы проводится рассеиванием энергии их колебаний в тепло или отводом части энергии порывов ветра от конструкции, а при флаттере — пространственно-временным перераспределением аэродинамических, инерционных, упругих и демпфирующих сил

Методы увеличения скорости флаттера и снижения динамических нагрузок на ЛА в нашей стране разработали Келдыш М В , Гроссман Е П , Пархомовский Я М , Макаревский А И , Минаев А Ф (ЦАГИ), значительную роль в исследованиях по демпфированию аэроупругих колебаний сыграли работы Ананьева И В , Бунькова В Г (ЦАГИ), Морозова В И (Военно-воздушная инженерная академия им Н Е Жуковского), Викторова Ю В (СибНИА), Меркулова В И (Институт теоретической и прикладной механики им С А Христиановича СО РАН), Курзина В Б (Институт

гидродинамики им М А Лаврентьева СО РАН), из зарубежных исследований необходимо отметить работы Н \У РогесЫгщ

В первой главе рассматриваются методы проведения исследований За основу численных исследований принимается система дифференциальных уравнений движения схематизированного упругими балками ЛА (схема «дерево») в неспокойной атмосфере (симметричные циклические и однократные порывы ветра) [/1 1я1 + (Ю 1 + <С1) 1<7 !+ (\в 1+ 'К ) ц = (1)

I 1 I | 1 ] 1 ) I \ ; 1 ]

где д,^) — элемент столбца матрицы обобщенных координат, зависящих от времени Г и нормированных к коэффициенту кинетической энергии тона,

[7-] — матрица обобщенных сил, зависящих от структуры порыва ветра, его скорости Уу (в расчетах и экспериментах ее значение задавалось пропорционально величине скорости К полета ЛА), при порыве ветра изменение угла атаки Аа=У1/У, (2) при определении скоростей флаттера и дивергенции [/<] = О,

[/], [£>], [С], [В], [А-] — матрицы коэффициентов инерционных, аэродинамического и конструкционного демпфирования, аэродинамической и конструкционной жесткости (возможно представление [£>] = [7)'] У, [В] = [В']У2) размером I ху I, у — индексы тонов колебаний, причем, при симметричном порыве значение / = -1 относится к вертикальным перемещениям, а г = 0 — к повороту вокруг центра тяжести ЛА как жесткого целого (для ДПМ задаются ее частоты на упругой подвеске, а для натурного ЛА — частота короткопериодического движения), индексы г,) = 1—п соответствуют формам упругих колебаний ЛА (максимальное значение итах=30)

Определение значений д, и их производных в системе уравнений (1) для случая [.Р] Ф 0 ведется методом Рунге-Кутта четвертого порядка точности с использованием коэффициентов и Ьу для системы (1), полученных по известным программам

В расчетах используются исходные данные ДПМ самолетов 17ДМ, 63П, 63С, Су-26, Ту-204, лопасти вертолета Ка-26 и натурных ЛА «Аэро-15», Ан-38, СА-20П, автожира А-002, а также данные агрегатов других ЛА При проведении испытаний ДПМ ЛА в АТ Т-203 применяется методика испытательного центра СибНИА

Во второй главе приводятся результаты параметрических исследований динамической реакции ЛА с крылом БУ от порывов ветра и отмечаются ее особенности

В качестве крыла БУ бралась ДПМ лопасти вертолета Ка-26 [1] (X = 40,6, масштаб длин А^г.=1/4) с жестким закреплением ее в корне для четырех вариантов лонжеронов При однократных вертикальных порывах ветра в АТ Т-203 получено изменение относительных приращений изгибающего момента ДЛ//ДА/тах (определяющий параметр) у корня крыла в зависимости от удлинения X и выявлено влияние на

ДПМ вихрей Кармана от одной из двух колеблющихся впереди аэродинамических поверхностей, установленных на срезе сопла АТ и создающих порывы. Массово-инерционные характеристики ДПМ сохранялись при имитации уменьшения площади изменяемого крыла за счёт снятия отсеков и сохранения грузов на лонжероне.

Расчётом по системе (1) с учётом сил от вихрей Кармана, сходящих с поверхностей, создающих однократный порыв, и от самого порыва получено как уменьшение значений АМ/ДЛ/тах по сравнению со случаем без вихрей, так и увеличение для других фаз сил. Частота силы от вихрей была равна частоте первого тона кручения. В расчёте использовалось до восьми упругих тонов. При продувках наблюдалось демпфирующее влияние вихрей на ДПМ при её исходном невозмущённом обтекании (Яе< Яекр- Ю5). Замеченная особенность изменения амплитуд колебаний крыла БУ состоит во взаимодействии разных форм колебаний крыла с вихрями Кармана.

Далее рассматриваются результаты динамического нагружения самолёта 63С нормальной схемы, полученные на основе поведения полной ДПМ в ядре потока АТ Т-203 [2] (рис. 1). Крыло самолёта имеет БУ (1=12,9), сужение 3,8 и малый угол стреловидности по оси жёсткости 2°35'. В корневых частях крыла располагается по двигателю, которые упруго закреплены на лонжеронах крыла. Центры тяжести двигателей находятся вблизи задней кромки крыла. Лонжерон фюзеляжа очень жёсток. Моделируемые порывы ветра для симметричного нагружения ДПМ создавались отклонением аэродинамических поверхностей, установленных на срезе сопла АТ.

Пружинно-тросовая подвеска ДПМ: поворотное коромысло жёсткого крепления тросов продольной страховки: , одна из двух пружин, обеспечивающих вертикальные и тангажные колебания ДПМ (вторая не видна); направляющая одного из двух тросов для продольной страховки.

Рисунок 1. ДПМ 63С в АТ Т-203

При исследовании воздействия на ДПМ циклических вертикальных порывов получен «ложный максимум», выраженный в росте динамических составляющих из-гибных и крутильных деформаций крыла. Относительные приращения изгибающих моментов ДМ/ЬМтх, в сечениях 21И = 0,33; 0,55; 0,76 (отсчёт / от середины крыла вдоль размаха Л) показаны на рисунке 2. Преобладающими формами колебаний наряду с симметричным вертикальным изгибом крыла первого тона (СВИКр!) явились

1 -| 0,8 -0,6 -0,4 -0,2 -О

0

Рисунок 2 Зависимости относительных приращений изгибающего момента ДЛ//ДМт„ от скорости потока К для различных сечений крыла ДПМ 63С с топливом (руф 0) при действии циклических

порывов ветра с частотой/а 7,0 Гц

второй тон вертикального изгиба крыла (СВИКрП) и вертикальные тангажные колебания двигателей по первому тону (СВКДв1) При установке в срединных отсеках крыла грузов, имитирующих топливо 0), динамические изгибные деформации в узлах формы СВИКрП уменьшились до 10 раз по сравнению со случаем = 0 «Ложный максимум» в случае Ф 0 наблюдался на скорости К и 22 м/с (рис 2) и частоте/и 7,0 Гц (что ~ в 2 раза < частоты СВКДв1), но максимальные изгибные деформации крыла были на частоте/» 4,5 Гц, близкой к резонансной частоте СВИКр1 Аналогичные явления просматривались по показаниям тензо- и вибродатчиков, расположенных вдоль жесткого фюзеляжа Показания вибродатчиков дублировали показания тензодатчиков с той лишь разницей, что максимум перегрузок не всегда совпадает с максимумом изгибных деформаций В случае бу ^ 0 по сравнению с вариантом (7т= 0 для резонансной частоты7,0 Гц значения перегрузок носовой части фюзеляжа увеличивались При загрузке крыла топливом становятся сопоставимыми массы фюзеляжа и крыла В этом случае происходили слабодемпфированные колебания фюзеляжа относительно масс топлива при большем демпфировании колебаний крыла «Ложный максимум» в случае Ст ^ 0 слабо выражен из-за разъединения размытого по частотам резонанса на два с частотами /» 7,0 Гц и /а 4,5 Гц Условий, необходимых для поддержания «ложного максимума», не оказалось на малой скорости К» 15 м/с (случай (п=0) и частоте /« 7,5 Гц Резонанс сместился в сторону увеличения энергии потока на скорости V » 22 м/с С приближением к скорости Ка25 м/с для концевых отсеков число Яе становится критическим — начинается переход ламинарного течения в турбулентное в пограничном слое на этих отсеках крыла, ЯеКР» 105 Поэтому можно полагать, что когда происходили изменения в

-+~21/Л=0,33 -Ш~21/Ь=0,55 -Ьг21/Ь=0,76

10

15

20

Км/с

25

потоке вокруг крыла, тона, участвующие во флаттере: СВИКр!, СВИКрП, СВКДв1, демпфировались пульсациями потока в пограничном слое крыла или самой АТ.

Причиной появления «ложного максимума» крыла БУ можно считать близость области флаттера по формам СВИКрП и СВКдв! при двукратное™ частоты циклических вертикальных порывов к резонансным частотам этих форм и участии формы СВИКр1. Через связанные изгибно-крутильные колебания крыла в колебательную систему ДПМ закачивалась энергия потока, но её оказалось недостаточно для возникновения флаттера (Ле < 10'). Известно, что основное влияние на консольный флаттер оказывает концевая часть крыла. Возбуждение флаттерных форм колебаний крыла БУ в АТ Т-203, по-видимому, демпфировалось течением вокруг его концов.

На модификации самолёта 63 — ДПМ 63П с крылом БУ (А. = 19,6) и двумя подкосами с осевыми продольными шарнирами крепления к модели (жёсткими и вязко-упругими с коэффициентами демпфирования С), установленными на относительном расстоянии 21/Ь = 0,3 без хвостового оперения с закреплением фюзеляжа на жёстком основании (рис. 3), продувками в АТ исследовано влияние порывов ветра. Вязкость обеспечивалась шарнирнозакреплёнными демпферами, упругость — пружинами.

Рисунок 3. ДПМ 63 П с вязкоупругими подкосами

Жёсткости пружин подкоса на растяжение и кручение подбирались по непревышению деформаций крыла по сравнению с жёстким подкосом при статической нагрузке в потоке. Получено, что у ДПМ 63П с вязкоупругими подкосами узлы колебаний формы СВИКр1 смещаются к фюзеляжу по сравнению с жёсткими, изменяется взаимодействие форм колебаний, нагрузка от ветра перераспределяется на ДПМ.

В третьей главе исследуется флаттер ЛА с крылом БУ и его особенность.

Расчётом ДПМ 63С с учётом упругости подвески получен флаттер на тех же скоростях, что и «ложный максимум» в эксперименте в АТ (см. выше графики «Амплитуда колебаний — Скорость потока» на рис. 2). При предполагаемом воздействии потока как увеличение (более чем в 10 раз) коэффициентов конструкционного демпфирования соответствующих тонов флаттер исчезал. Расчёт по системе (1) про-

водился и в новой форме — по переходным процессам с учетом экспериментальных значений частот подвесочных форм для симметричного нагружения однократными порывами ветра Получено, что основное влияние на флаттер ДПМ 63С оказывали тона тангажных колебаний двигателей и всей модели При сравнении экспериментальных и расчетных значений частот математическая модель корректировалась

На ДПМ 63П при изменении положения выносного груза на конце крыла (при варьировании относительным моментом инерции ///тах его концевого отсека) с помощью расчетов и продувок в АТ получены две формы флаттера (рис 4) Продувалась ДПМ без хвостового оперения с закреплением фюзеляжа на неподвижном основании Результаты расчетов и экспериментов скорости Уф и частоты /ф консольных форм флаттера для крыла с жесткими и вязкоупругими подкосами близки (отличие < 5 %), получена смена форм флаттера для вязкоупругих и жестких подкосов

Расчеты на флаттер ДПМ 63П проводились при варьировании значением конструкционного логарифмического декремента колебаний формы СВИКр1, что полагалось эквивалентно величине С демпферов (Стах/Спнп ~ 5) Математическая модель задавалась без подкосов, но с увеличенными значениями жесткостей доподкосной части крыла до значений, обеспечивающих совпадение расчетных величин частот с их экспериментальными значениями форм подкосного крыла СВИКр1, СВИКрН, симметричное кручение крыла первого тона (СККр1)

35 Уф, м/с;Уф, Гц

30 25 20 15 10 5 0

Форма симметричного флаттера — вертикальный изгиб крыла i и ii тона, его

кручение I тона (СВИКр1+СВИКрП+СККр1)

Форма симметричного фзаттера — вертикальный изгиб и кручение крыла I тона (СВИКр1+СККр1)

Частота

0 0,1 0 2 03 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1

—Опыт, жёсткий подкос ■■■ — Опыт, Стш ■ А Опыт, Ста\ ^/^тах

)( Расчёт без подкоса Ж Опыт, жёсткий подкос Ф Оп ыт, С ш 1 п

" 1' Опыт, Сшах " Расчёт без подкоса

Рисунок 4 Зависимости скорости I ф и частоты /ф флаттера ДПМ 63П от относительного момента

инерции выносного груза ///тах

Результаты расчета флаттера в новом виде по переходным процессам для ДПМ самолета Ту-204 представлены на рисунках 5 а, Ъ, где показаны относительные при-

ращения перегрузок | Аи/Аитах | в носовой части фюзеляжа в зависимости от частоты / гармонических порывов ветра и на рисунке 5 с, где приведена зависимость Д«/| Аитах| от времени / для однократного порыва ветра длительностью 0,1 с Частоты основных упругих тонов, участвующих во флаттере, при У=0 СВИКр1 — / = =2,3 Гц, СВКДв1—/=4,7 Гц, вертикальный изгиб фюзеляжа первого тона—/=5,4 Гц

У = 25,00 м/с, Ут- 1,00 м/с, |Л/гт.,| = 2,693 У = 40,00 м/с, У,= 1,00 м/с, |Ля„„| =

|Ал/Аи,.„|

\Ап/\п„„\ I

0,5

03

ь

Л

и и ) '

4 8 12 /,Гц 16

У= 41,00 м/с, Уг = 1,00 м/с, |Ли„„| = 0,083

Ля/|4лт„|

I

4 8 12 /Гц 16

На рисунках 5 а, Ъ видны пики резонансов подвесочных и упругих форм колебаний с различными амплитудами в потоке Резонансы некоторых пиков близких частот сливаются в один При увеличении скорости потока V пик тона, теряющего устойчивость, растет значительнее других (см рис 5 6), сближаются пики тонов, участвующих во флаттере Получена Рисунок 5 Результаты расчета динамической реакции скорость флаттера Уф= 41 м/с на ДПМ самолета Ту-204 на порывы ветра частоте /ф = 4>5 Гц> такие же зна.

чения зафиксированы в АТ В четвертой главе по результатам расчетов и экспериментов в АТ анализируются разработанные устройства для улучшения аэроупругих характеристик крыла БУ ВАП [3, 4], разрушающая крупные вихревые структуры; вязкоупругий подкос; вращающиеся массы, создающие гироскопический эффект, [5] и другие близкие по теме работы аспекты аэроупругого поведения ЛА с крылом БУ [6—9]

Наличие ВАП на жесткозафиксированном элероне крыла ДПМ самолета типа Су-26 при консольном закреплении крыла привело к увеличению до 10 % скорости его изгибно-крутильного флаттера на небольших углах отклонения элерона 8, (рис 6) при тех же массово-инерционных характеристиках элерона без ВАП Применением ВАП в виде проницаемой поверхности (сетки с размером ячеек порядка толщины пограничного слоя) скорость флаттера увеличилась более 10 %

40

30

20

10

Уф, м/с;/ф, Гц

--к——---->< —2

г—-я-- ---а------

скорость, без ВАП -е- скорость, с ВАП

частота, без ВАП частота, с ВАП

-*- скорость, с сеткой частота, с сеткой -

,-а-——————— ш —-а

10

15

20

25 30

5„ градусы

Рис>нок 6 Зависимости скорости Кф и частоты/ф флаттера крыла ДПМ самолета типа Су-26 от

угла отклонения элерона 6Э

При размещении в районе элеронов полной ДПМ Ту-204 (органы управления не моделировались) отклоняемых тросами двух ВАП площадью ~ 4 % площади крыла (рис 7) получено снижение приращений изгибающих моментов АМ от однократных вертикальных порывов ветра в АТ Т-203 у корня крыла до 20 % (параметры положения ВАП на крыле приведены в таблице) [4]

А Ось*_„

: V

К

Отклоненная ВАП

Рисунок 7 Схема отклонения ВАП при действии порыва ветра со скоростью Уу

Таблица

Спучаи положения ВАП Относительные координаты внутренней хорды /в и наружной хорды /н ВАП в долях полуразмаха крьпа 1/2 Положение )аднсй кромки ВАП по оси X относительно задней кромки крыта в дотях 6ВДП

2 У1 2/„А

1 (исходный) 0 73 0 86 0

2 0 73 0 86 Впереди на одн\ треть

3 0 73 0 86 Сзади на одн\ треть

4 0 595 0 725 0

Отклонение ВАП происходило за счет изгиба крыла при действии порывов ветра с помощью тросов, связанных шарнирно с ВАП и с демпфером у комля крыла, на верхней и нижней поверхностях крыла из-за разницы деформации этих поверхностей Движение штоков демпферов происходило от низкочастотных и отсутствовало от высокочастотных динамических нагрузок Снижение нагрузок получилось из-за уменьшения подъемной силы крыла при срыве потока с ВАП, когда крыло изгибалось вверх Увеличение подъемной силы крыла с ВАП при изгибе его вниз произошло, по-видимому, из-за уменьшения трения на верхней поверхности крыла

Зависимости относительного приращения изгибающего момента у корня крыла АМ/АЛ/тах за первый период колебаний при симметричных вертикальных однократных порывах ветра от скорости потока V для различных положений ВАП с погрешностью менее 5 % показаны на рисунке 8 Измерения дважды повторялись Сравнивая поведение кривых, приходим к выводу о том, что лучшим положением для ВАП с меньшим нагружением модели от порывов ветра являются положения ее передней кромки (случаи 1 и 2), в котором она попадает в менее возмущенное течение (ближе к передней кромке крыла)

—♦-ВАП в исходном положен и и, случай 1

Рисунок 8 Зависимости относительного приращения изгибающего момента АМ/ДА/тах у корня крыла ДПМ Ту-204 при порыве ветра от скорости потока V с работающей системой снижения нагрузок (случаи 1—4) и отключенной (случай 1)

Эффект от отклонения ВАП, расположенных ближе к фюзеляжу (случай 4), при порыве ветра получается противоположным увеличивается приращение изгибающего момента у корня крыла по сравнению с расположением поверхностей ближе к концу крыла (случаи 1—3) и отключенной системой (ВАП отсоединена от тросов,

случай 1) Происходит это, по-видимому, за счет возрастания амплитуд вертикального изгиба крыла второго тона по координате у (рис 9) Например, при движении

-0 4

Рисунок 9 Экспериментальные значения амплитуд колебаний крыла ДПМ (для передней и заднеи

кромок амплитуды равны)

конца крыла вверх для второго тона изгиба (см случай 4), часть крыла, на котором расположена ВАП, движется вниз (см рис 9) Для данной системы снижения нагрузок это, наоборот, приводит к их увеличению

Выступающая за контур крыла часть поверхности (случай 3) также увеличивает приращение изгибающего момента у корня крыла модели от порыва ветра при больших скоростях потока Это, по-видимому, вызвано ростом к задней кромке крыла высоты пограничного турбулентного слоя, что снижает эффект действия системы, а также увеличивается площадь крыла, повышаются нагрузки на него

Для середины фюзеляжа получены аналогичные зависимости ДМДА/тач от скорости V, но с меньшей разницей этих значений для тех же случаев положения ВАП, как и для амплитуд высокочастотных отклонений от среднего значения ДМ

В расчетах влияние ВАП учитывалось долей аэродинамического демпфирования системы (1) Получено снижение приращений изгибающих моментов у корня крыла АМ до 20 % как в эксперименте При продувках ДПМ самолета Ту-204 и расчетом (при тех же значениях коэффициентов с/,,) получено увеличение скорости консоль-но-пилонного флаттера при установке этой ВАП более чем на 12 % Из-за появтения на предкритических углах атаки незначительного дополнительного момента на пикирование повышается критическая скорость дивергенции крыла БУ

В работе рассмотрено известное [8] применение гироскопического устройства, установленного на ЛА с крылом БУ и имеющего в своей конструкции демпфер, пружины, возвращающие устройство в исходное положение На ДПМ 17ДМ с двух-балочной схемой крепления оперения и электродвигателем в хвосте центральной балки фюзеляжа наблюдалась тенденция увеличения скорости флаттера в АТ и декремента колебаний амплитуд перегрузок носовой части фюзеляжа от вертикальных

у/у

-0 2

21/Ь

порывов ветра при создании вращательных колебаний двигателя вокруг вертикальной оси, энергия которых рассеивалась в демпфере

Параметрическими расчетами симметричного консольно-пилонного флаттера самолета с характеристиками, близкими к Ан-38, показано, что при наличии внутреннего резонанса (равенство потенциальных энергий деформаций форм СВИКр1 и горизонтальных боковых колебаний двигателей первого тона без учета аэродинамических нагрузок на пилоне и двигателе и участии формы СККр1) скорость флаттера минимальна Подобные результаты получены и для самолета типа Ту-204

Продувками полной ДПМ 63П найден вариант, когда снижение перегрузок фюзеляжа при действии симметричных циклических вертикальных порывов ветра с вязкоупругими подкосами с уменьшенным углом атаки (см формулу (2)) составило 1,25 раза при неизменности деформации у корня крыла по сравнению с жесткими подкосами При этом получено незначительное снижение скорости флаттера (5 %)

Для ДПМ самолета Ту-204 расчетом и экспериментом в АТ показано [9], что небольшое повышение скорости флаттера возможно при демпфировании изгибных колебаний крыла первого тона с помощью системы автоматического управления (САУ), незначительно подкручивающей концевые части крыла

В пятой главе рассмотрены особые случаи дофлаттерного поведения горизонтального оперения (ГО) БУ

«Ложный максимум» на кривой «Амплитуда — Скорость» может быть усилен внешним воздействием турбулентной струи от винта Покажем это на примере ЛЛА СА-20П, одна из форм колебаний которого отражена сплошной линией (кручение киля и изгиб пилона двигателя из плоскости симметрии ЛЛА первого тона, рис 10

20

С - 2 06 г

Хоти - 14 1

Тон

Частота - 5 13 Гц.

Рисунок 10 Форма колебаний самолета СА-20П бокового изгиба пилона двигателя и кручения

кипя первою юна

(7 — масса, [т], х0ш — центровка, % средней аэродинамической хорды, масштабы М1_, — длин, МО — деформаций) Отличие резонанса от бафтинга — в связанности упругих колебаний ЛЛА и колебаний источника внешнего воздействия (увеличенной силы трения на ГО в струе от винта), что в расчетах учитывалось уменьшением коэффициента демпфирования вышеуказанной формы в матрице [С] системы (1)

Результаты обработки экспериментальных данных, полученных в полете, представлялись в виде зависимостей изгибающих и крутящих моментов от времени (переходные процессы) для киля БУ, правой и левой половин стабилизатора БУ, пилона двигателя и отклонений рулей высоты и направления, элеронов для разных скоростей полета Из-за податливости конструкции и длительности импульсов более 0,5 секунды происходило затухание движения самолета как твердого тела с учетом упругости конструкции Определение логарифмических декрементов упругих форм колебаний затруднено влиянием других тонов колебаний Однако из-за податливости конструкции хвостовой части самолета и действия высокорасположенного работающего двигателя как вибратора оказалось возможным исследовать аэроупругое поведение самолета СА-20П методом Шлиппе

На указанных графиках значения частот колебаний близки к величинам собственных колебаний агрегатов С учетом поправок на показания скорости и особенностей полета отсутствие сильных возмущений полета внешними (порывы ветра, криволинейный полет) и внутренними факторами (отклонение органов управления и регулировка работы двигателя), получены зависимости максимальных амплитуд колебаний вышеуказанных агрегатов от скорости полета Монотонные зависимости для Мх стабилизатора (правая и левая половины), Мх и М- киля от скорости V свидетельствуют о нескором приближении флаттера с участием этих форм колебаний Быстро нарастающая зависимость М- для руля высоты, особенно для правой половины, свидетельствует о близости флаттера в районе 300 км/ч, что получено и расчетом Для зависимостей моментов Л/, киля (кручение) и А/, пилона двигатетя от скорости V получены «ложные максимумы» (рис 11) При уменьшении размаха ста-

0 10 20 30 40 50 60 7 0

V м/с

Рисунок 11 Зависимости максимальных амплнт) I изгибающею момента пи юна дшп леля \/, и крутящего момента киля ,Ц самолета СА-20П при вынужденных колебаниях от его скорое! и

поле!а I

билизатора самолета СА-20П амплитуды «ложного максимума» значительно снизились на той же форме колебаний Викторовым Ю В получено, что появление «ложного максимума» всегда связано с близостью в некотором диапазоне скоростей области флаттера, зарождающегося из той формы совместных колебаний, при возбуждении резонансных амплитуд которой возникает «максимум» Небольшое изменение конструкционных параметров самолета, возможное в процессе серийного производства или в процессе налета, может привести к возникновению флаттера

Отметим, что значения логарифмических декрементов, полученные в результате частотных экспериментов, в процессе эксплуатации самолета изменяются, что может привести к флаттеру

На самолете нормальной схемы «Аэро-15» с Т-образным оперением наблюдалась борьба рулевой (отклонения руля направления — кручение киля БУ) и безрулевой (боковой изгиб киля и антисимметричный вертикальный изгиб крыла БУ первого тона ) форм флаттера (расчетные скорости близки), зависящая от скорости и угла отклонения элеронов в дофлаттерной области полета Это подтверждает положение о влиянии дополнительного внешнего воздействия на параметры флаттера (в данном случае импульсного и аэродинамического)

Визуализацией дымом струи толкающего винта автожира А-002 получено, что влияние индуцированных скоростей несущего винта на его земной резонанс нет, но есть незначительное влияние на ГО БУ и вертикальное оперение в полете

3. Основные выводы Выявлены новые аэроупругие особенности ЛА с крылом большого удлинения

— установлено, что временное увеличение резонансных амплитуд в дофлаттерной области полета в виде «ложного максимума» может усиливаться дополнительным колебательным внешним аэродинамическим воздействием, приближая развитие флаттера — на самолете СА-20П это была турбулентная струя от винта двигателя, закрепленного на упругом пилоне,

— получено, что «ложный максимум» динамически подобной модели 63С ЛА нормальной схемы с крылом БУ и двигателями у корневых нервюр при воздействии на нее симметричных вертикальных циклических порывов ветра, выраженный в росте динамических составляющих изгибных и крутильных деформаций всей модели и особенно крыла на определенной скорости потока при участии первой и второй гармоник вертикального изгиба крыла, тангажных колебаний двигателей и всей модели, не развивается во флаттер из-за течения вокруг крыла, демпфирующего колебания модели для чисел Рейнольдса, меньших критических,

— найдено, что при продувках динамически подобной модели крыла большого удлинения с неизменным распределением масс, жесткостей и почти постоянной хордой может появиться особенность в динамическом поведении, которая состоит в том, что приращения изгибающего момента у корня крыла, возникающие от вертикальных однократных порывов ветра, изменяются из-за влияния вихрей Кармана от поверхностей, создающих порывы, для чисел Рейнольдса, меньших критических,

— параметрическими расчетами консольно-пилонного флаттера самолетов типа Ан-38 и Ту-204 (без учета аэродинамических сил на пилоне и двигателе) показано, что при внутреннем резонансе в виде равенства относительных потенциальных энергий деформаций форм колебаний или парциальных частот агрегатов, участвующих во флаттере, критическая скорость флаттера минимальна

Предложены новые решения для улучшения аэроупругих характеристик ЛА с крылом большого удлинения

— установлено, что возможно уменьшить перегрузки на фюзеляже ЛА с крылом большого удлинения и вязкоупругими подкосами от симметричных вертикальных порывов ветра до 1,25 раза при сохранении величин напряжений в конструкции крыла за счет невосприятия части энергии ветра и отвода ее части в тепло при незначительном уменьшении критической скорости флаттера (5 %),

— получено, что для определенных случаев расположения жесткозакрепленной вспомогательной аэродинамической поверхности на верхней поверхности крыла, на высоте пограничного слоя увеличиваются скорости консольных и рулевых форм флаттера и дивергенции, а для шарнирнозакрепленной поверхности, расположенной в районе элеронов, при заданном законе ее отклонения уменьшаются нагрузки на крыло от вертикальных порывов ветра до 20 % и увеличивается скорость консольно-пилонных форм флаттера более чем на 12 %,

— установлено, что гироскопическое устройство, размещенное на крыле ЛА и имеющее в своей конструкции демпфер, пружины, возвращающие устройство в исходное положение, и ограничители поворота, повышает критическую скорость флаттера, увеличивает декремент колебаний амплитуд перегрузок от вертикальных порывов ветра

Основное содержание диссертации опубликовано в работах:

1 Мазутский А Ю Исследование динамической реакции легкого летательного аппарата (ЛЛА) с крылом сверхбольшого удлинения / А Ю Мазутский // Деп в ВИМИ сборнике рефератов депонированных рукописей, выпуск 12, 1989 — 4 с

2 Мазутский А Ю О дофлаттерном резонансе крыла большого удлинения / А Ю Мазутский // Докл VII симпозиума «Колебания упругих конструкций с жидкостью» — Новосибирск СибНИА, 1992 —С 187—190

3 Мазутский А Ю Приспособление для улучшения аэродинамических и аэроупругих характеристик крыла / А Ю Мазутский // Докл VII научно-технической конференции молодых ученых и специалистов —Новосибирск СибНИА, 1991 — С 50—55

4 Мазутский А Ю О снижении нагрузок от вертикальных порывов ветра на упругую модель самолета с помощью поверхностей типа щелевых интерцепторов / А Ю Мазутский//Теплофизика и аэромеханика —2007 Т 14, №2 —С 195—200

5 Мазутский А Ю Расчетные оценки влияния гироскопического эффекта двигателей самолёта на его аэроупругие характеристики / А Ю Мазутский // Докл VII научно-технической конференции молодых ученых и специалистов — Новосибирск СибНИА, 1991 —С 65—70

6 Мазутский А Ю Параметрические исследования крыльев замкнутого типа большого удлинения на динамическую реакцию / А Ю Мазутский // Докл VII на-уч-тех конф молодых ученых и специалистов —Новосибирск СибНИА, 1991 — С 40—43

7 Мазутский А Ю Исследование малых отклонений исходных жесткостных характеристик планера самолета на динамическую реакцию при действии порыва ветра / А Ю Мазутский, JI В Шпак // Докл V науч -тех конф молодых ученых и специалистов. — Новосибирск СибНИА, 1985 —С 265—272

8 Мазутский А Ю О флаттере безмоментной обшивки с присоединенными массами конструкции крыла / А Ю Мазутский // Деп в ВИМИ «Сборнике рефератов НИОКР», выпуск 4 серии МШ, 1996 — 9 с

9 Мазутский А Ю Исследование вопросов аэроупругости самотета с САУ при температурах эксплуатационного диапазона / А Ю Мазутский, Н П Нечепуренко // Тр Всерос науч -техн конф , посвященной 60-летию отделений аэродинамики летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций — Новосибирск СибНИА, 2005 —С 299—301

Отпечатано в ОНТИ ФГУП «Сибирский научно-исследовательский институт авиации им С А Чаплыгина» 630051, г Новосибирск-51, ул Ползунова, 21 Формат 60x84 1/16, объем 1,16 уел печ л , тираж 80 экз Заказ 246 Подписано в печать 04 06 2008

Введение.

Глава 1. Обзор методов исследования аэроупругих колебаний летательного аппарата.

1.1. Теоретическая модель для определения критической скорости флаттера полукрыла большого удлинения.

1.2. Расчётные методы исследования аэроупругих колебаний летательного аппарата при симметричном вертикальном порыве ветра.

1.3. Экспериментальные методы исследования аэроупругих колебаний летательного аппарата в аэродинамической трубе.

Глава 2. Исследования в аэродинамической трубе Т-203 динамической реакции от порывов ветра модели летательного аппарата с крылом большого удлинения.

2.1. Особенности динамической реакции крыла очень большого удлинения.

2.2. Дофлаттерный резонанс динамически подобной модели.

2.3. Влияние крыльевых вязкоупругих и жёстких подкосов динамически подобной модели на её реакцию от порывов ветра при консольном закреплении фюзеляжа.

2.4. Выводы к главе 2.

Глава 3. Исследования флаттера летательного аппарата с крылом малой стреловидности и большого удлинения.

3.1. Расчётные модели упруго-массовых схем летательного аппарата.

3.2. Расчётные модели аэродинамических схем летательного аппарата.

3.3. Влияние крыльевых вязкоупругих и жёстких подкосов динамически подобной модели на её флаттер при консольном закреплении фюзеляжа.

3.4. Выводы к главе 3.

Глава 4. Способы улучшения аэроупругих характеристик летательного аппарата с крылом большого удлинения.

4.1. Состояние задачи улучшения аэроупругих характеристик.

4.2. Управление аэродинамическими силами на поверхности крыла.

4.3. Использование гироскопического эффекта от вращающихся масс летательного аппарата при ограничении угла их поворота.

4.4. Вариации жёсткостей и весовой загрузки крыла с двигателем.

4.5. Введение в конструкцию подкосов крыла вязкоупругих элементов.

4.6. Активное управление колебаниями крыла летательного аппарата.

4.7. Выводы к главе 4.

Глава 5. Дофлаттерное поведение несущих частей большого удлинения летательного аппарата в спутной струе от винта двигателя и при импульсных нагрузках.

5.1. Результаты расчётов аэроупругой устойчивости самолёта СА-20П.

5.2. Результаты обработки экспериментальных данных проверки запасов по скорости при обеспечении аэроупругой безопасности самолёта СА-20П.

5.3. Дофлаттерное поведение несущих частей большого удлинения самолёта «Аэро-15» при импульсных нагрузках и в струе от несущего винта автожира А-002.

В работе исследуются динамические аэроупругие явления, возникающие на летательном аппарате (ДА) с крылом большого удлинения (БУ) малой и умеренной стреловидности: флаттер, воздействие симметричных вертикальных однократных (дискретных) и циклических порывов ветра в дозвуковой области полёта, и вопрос статической аэроупругости — дивергенция крыла БУ.

В соответствии с Федеральной целевой программой «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002 — 2010 годы и на период до 2015 года» (часть III, редакция от 24.07.06 г.) по проблемам прочности JIA формируются новые подходы к весовым и эксплуатационным характеристикам. В этой работе решены актуальные задачи по снижению динамических нагрузок на JIA от порывов ветра и повышению его скоростей флаттера и дивергенции.

На разрабатываемых и эксплуатируемых JIA, особенно на лёгких JIA (JIJIA) со взлётной массой до 8600 кг, применяют крылья БУ (с удлинением X = л L /S > 3 и до ~ 80, где L — размах крыла, a S — его площадь). Скорость флаттера консольной формы этих крыльев может быть наименьшей среди других для JIA. В дофлаттерной области полёта в силовых элементах крыльев БУ возможно значительное увеличение напряжений из-за воздействия порывов ветра или временного нарастания резонансных амплитуд колебаний JIA [1, 2] (как и появления «ложного максимума» на кривых «Амплитуды форм колебаний, участвующих во флаттере (флаттерные тона), — скорость полёта», когда при небольшом изменении конструкционных параметров ДА возникает флаттер [1]).

Поведение крыла БУ в потоке воздуха усложняется увеличением как статических прогибов, так и амплитуд изгибных колебаний по первой и второй гармоникам. При испытаниях на упругих динамически подобных моделях (ДПМ) не всегда моделируются статические прогибы и углы закручивания конструкции J1A. Не всегда удаётся выполнить подобие по числу Рейнольдса (Re), числу Маха (М). На ДПМ JIA, выполненных по отсечно-балочной схеме, существуют щели между отсеками. В результате отличается аэродинамическое воздействие на крыло ДПМ от натурного, в том числе из-за изменения течения при ламинарно-турбулентном переходе в пограничном слое (критическое ReKp) и при срыве потока. По существующим аэродинамическим теориям, применяемым в аэроупругих расчётах, можно получить лишь приближённые результаты, особенно при значительных амплитудах колебаний. Ранее не акцентировалось аэродинамическое влияние на «ложный максимум». Для обеспечения безопасности JIA значение критических (далее это определение опущено) скоростей флаттера и дивергенции должно уточняться в натурном эксперименте.

Для выполнения этих условий требуются новые достоверные рекомендации по улучшению флаттерных и аэроупругих характеристик JIA с крыльями БУ от вертикальных порывов ветра.

Цель работы: разработка новых рекомендаций для увеличения критических скоростей флаттера и дивергенции, снижения нагрузок на JIA от порывов ветра на основе расчётного и экспериментального уточнения аэроупругого поведения JIA с крыльями БУ и крылом, содержащем вязкоупругие подкосы.

Основной акцент в работе сделан на экспериментальном определении характеристик аэроупругости ЛА. Расчёт проводился для подтверждения правильности интерпретации опытных результатов, выявления и уточнения особенностей аэроупругого поведения ДПМ или натурного JIA.

Экспериментальные исследования проведены на ДПМ в аэродинамической трубе (AT) малых скоростей Т-203 СибНИА, проанализированы лётные и наземные испытания натурных JIA. Расчёты выполнены с помощью программы определения динамической реакции упругого самолёта на вертикальные порывы ветра, составленной автором по алгоритму Центрального аэрогидродинамического института (ЦАГИ) им. Н.Е. Жуковского, а также с помощью программ ЦАГИ и Опытного конструкторского бюро (ОКБ) им. А.Н. Туполева определения характеристик флаттера JIA. Расчёты собственных частот и форм проводились методами последовательных приближений и матричной прогонки Майкл-стеда [3] (начальных параметров) для балочной схематизации JIA с крылом БУ по схеме «дерево». Расчётные схемы корректировались по результатам частотных испытаний ДПМ и натурных изделий. Аэродинамическое воздействие на ЛА определялось по методу С.М. Белоцерковского из Военно-воздушной инженерной академии (ВВИА) им. Н.Е. Жуковского по нестационарной и квазистационарной теории (по гипотезе стационарности) и по гипотезе плоских сечений. В расчётах JIA применялась только плоская аэродинамическая схема несущих поверхностей и органов управления.

Методы увеличения скорости флаттера и снижения динамических нагрузок на JIA в нашей стране разработали Келдыш М.В., Гроссман Е.П., Пархо-мовский Я.М. [4 — 6], значительную роль в исследованиях по нормированию нагрузок сыграли работы Макаревского А.И. и др. [7], по демпфированию аэроупругих колебаний с учётом системы автоматического управления (САУ) — Минаева А.Ф. и др. [8, 9], по ударным демпферам — Ананьева И.В. и др. [10], по оптимальным флаттерным характеристикам — Бунькова В.Г. [11] (ЦАГИ), по математическому моделированию сложных аэроупругих систем — Морозова В.И. и др. [12] (ВВИА), по внутренним автоматически управляемым силам — Меркулова В.И. [13] (Институт теоретической и прикладной механики (ИТПМ) им. С.А. Христиановича СО РАН), по аэроупругой безопасности вращающихся упругих аэродинамических решёток — Курзина В.Б. и др. [14] (Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева СО РАН), из зарубежных исследований необходимо отметить работы [15,16].

Научная новизна данной работы. 1.Выявлены особенности «ложного максимума» ЛА с несущими поверхностями БУ, вызванные аэродинамическим влиянием возмущённого потока и течением в пограничном слое, что может приводить как к увеличению, так и к уменьшению амплитуд колебаний этого «максимума».

2,Определено влияние удлинения крыла для неизменных его жёсткостных, массово-инерционных характеристик на его деформации у корня при динамических нагрузках от порывов ветра.

3 .Исследовано аэроупругое поведение ДПМ ЛА с прямым крылом БУ и вязко-упругими подкосами. Определены оптимальные характеристики конструкции таких подкосов для снижения динамических нагрузок на ДПМ от порывов ветра при незначительном уменьшении скорости флаттера.

4.Исследовано влияние на рулевые и консольные формы флаттера, дивергенцию, динамическую реакцию ДА от порыва ветра устройства управления обтеканием крыла БУ, в состав которого входила жёсткозакреплённая или шарнир-нозакреплённая вспомогательная аэродинамическая поверхность (ВАЛ), установленная на верхней поверхности крыла, на высоте пограничного слоя.

5.Исследовано влияние вращающихся масс, создающих гироскопический эффект, при ограничении их поворота демпфером и пружинами, возвращающими устройство в исходное положение, на аэроупругое поведение ДПМ JIA.

В работе показано, что результаты расчётов удовлетворительно согласуются с данными экспериментов. Программы расчётов тестировались, проводилось сравнение результатов, полученных по разным программам. Практическая ценность диссертации.

1.Выполнены расчётно-экспериментальные исследования новых конструкций ДА с крыльями БУ и определены условия обеспечения их аэроупругой безопасности от флаттера, дивергенции и при вертикальных порывах ветра.

2.Разработаны устройства для увеличения скорости флаттера и уменьшения нагрузок в силовых элементах крыльев БУ от вертикальных порывов ветра с помощью изменения их аэродинамических, жёсткостных, массово-инерционных и демпфирующих характеристик при высокой весовой отдаче крыла.

3.Выявлены особенности аэроупругого поведения крыльев БУ в дофлаттерной области и прямого крыла, содержащего вязкоупругие подкосы.

Основные результаты работы докладывались в Новосибирске: на пятой (11 — 13 октября 1983 г.), на шестой (11 — 13 ноября 1986 г.) и седьмой (1991 г.) научно-технических конференциях молодых учёных и специалистов СибНИА, на научно-техническом совете СибНИА (с 1989 г. по 2008 г.), на седьмом (23 — 29 сентября 1991 г.) и восьмом (19 — 23 сентября 1994 г.) Всесоюзных межведомственных симпозиумах «Колебания упругих конструкций с жидкостью», на четвёртой Российско-китайской научно-технической конференции по проблемам авиационной прочности (25 — 30 июля 1995 г.), на Всероссийской научно-технической конференции, посвящённой 60-летию отделений аэродинамики JIA и прочности авиационных конструкций СибНИА (15 — 17 июня 2004 г.), на пятых Чаплыгинских чтениях (15 апреля 2005 г.) и в г. Жуковский на научно-техническом семинаре по аэроупругости ЦАГИ (26 июня 2007 г.). На защиту выносятся: результаты параметрических расчётно-экспериментальных исследований динамического аэроупругого поведения ЛА с крылом БУ в дофлаттерной области полёта; результаты расчётно-экспериментальных исследований аэроупругого поведения ЛА с крылом БУ и вязкоупругими подкосами; результаты расчётно-экспериментальных исследований аэроупругого поведения ЛА с крылом БУ и ВАЛ на его верхней поверхности.

В работе 5 глав и 5 приложений, в пятом — три акта внедрения её результатов.

В первой главе рассматриваются экспериментальные и расчётные методы проведения аэроупругих исследований.

Во второй главе приводятся результаты параметрических исследований динамической реакции ЛА с крылом БУ от вертикальных порывов ветра и отмечаются её особенности в AT.

В третьей главе исследуется флаттер ЛА с крылом БУ и отмечаются его особенности. Проводится идентификация упруго-массовых и аэродинамических расчётных схем моделей ЛА.

В четвёртой главе по результатам расчётов и экспериментов в AT анализируются разработанные устройства для улучшения аэроупругих характеристик крыла БУ: ВАЛ, вязкоупругий подкос, вращающиеся массы, создающие гироскопический эффект и имеющие демпфер, и другие.

В пятой главе рассматриваются особенности аэроупругого поведения при импульсных нагрузках в полёте и особые случаи дофлаттерного поведения несущих частей БУ хвостового оперения ЛА.

Основные результаты получены в СибНИА в период с 1983 по 2007 годы.

4.7. Выводы к главе 4

1 .Установлено, что при фиксированном расположении ВАП на верхней поверхности крыла эквидистантно этой поверхности на высоте турбулентного пограничного слоя, от задней кромки крыла до одной четверти хорды в районе закрылка 0,5 полуразмаха крыла) расширяется диапазон докритических углов атаки, а максимальное аэродинамическое качество при этом несколько уменьшается при сохранении практически неизменной (в пределах точности измерений) подъёмной силы на малых углах атаки.

2.Установлено, что для определённых случаев расположения жёстко-закреплённой ВАП на верхней поверхности крыла можно увеличить скорость консольных и рулевых форм флаттера, а для шарнирнозакреплённой ВАП, расположенной в районе элеронов, при определённом законе её отклонения уменьшаются нагрузки на крыло от порывов ветра и увеличивается скорость консольно-пилонных форм флаттера.

3 .Установлено, что гироскопические устройства, размещённые на JIA с крылом БУ и имеющие в своей конструкции демпфер, пружины, возвращающие устройство в исходное положение, ограничители поворота, повышают скорость флаттера и уменьшают перегрузки от порывов ветра.

4.Параметрическими расчётами консольно-пилонного флаттера самолётов типа Ан-38 и Ту-204 (без учёта аэродинамических сил на пилоне и двигателе), показано, что при внутреннем резонансе (равенство относительных потенциальных энергий деформаций определённых форм колебаний или парциальных частот схематизированных балками агрегатов, участвующих во флаттере) скорость флаттера минимальна.

5.Установлено, что возможно уменьшить перегрузки на фюзеляже JIA с крылом БУ и вязкоупругими подкосами от порывов ветра при сохранении величин напряжений в конструкции крыла до 1,25 раза за счёт отвода части энергии ветра от конструкции, а части — в тепло через демпфер при незначительном уменьшении скорости флаттера (5 %).

6.Показано на ДПМ самолёта Ту-204 расчётом и экспериментом в AT, что повышение скорости флаттера возможно при демпфировании изгибных колебаний крыла первого тона с помощью САУ, незначительно подкручивающей концевые части крыла.

Глава 5. Дофлаттерное поведение несущих частей большого удлинения летательного аппарата в спутной струе от винта двигателя и при импульсных нагрузках

5.1. Результаты расчётов аэроупругой устойчивости самолёта СА-20П Полный объём расчётов аэроупругой устойчивости самолёта СА-20П (модернизация Бе-103) представлен в [89]. В приложении 1, таблице П. 9 приведены расчётные и экспериментальные значения частот собственных форм колебаний хвостовой части. Использовались три системы расчёта на флаттер: с жёсткой заделкой условного конца фюзеляжа при горизонтальном расположении аэродинамической поверхности киля для определения параметров безрулевого флаттера (без аэродинамических нагрузок на ГО); свободный самолёт, совершающий прямолинейный горизонтальный полёт, со схематизацией руля высоты для определения параметров рулевого флаттера (без аэродинамических нагрузок на киль); свободный самолёт, совершающий прямолинейный горизонтальный полёт, для определения параметров безрулевого флаттера (пунктир на рис. 5.1).

Рисунок 5.1

Первоначальным критерием правильности задания исходных данных было сопоставление расчётных и экспериментальных массово-инерционных параметров самолёта и его агрегатов. Получено взвешиванием и расчётом: масса условного конца фюзеляжа (начиная со шпангоута № 17) равна 123,435 кг, масса G всего самолёта по расчёту — 2056 кг, центровка для этого случая .т0ТН= =14,11 % Ьсах, моменты инерции: 1ХК = 5880 кг-м2,1УУ = 11850 кг-м2, = 8735

2 п кг-м ,1ху= 1401 кг-м (предварительные данные).

Вторым критерием являлось сравнение результатов расчёта жёсткостей агрегатов, полученных по чертежам, по имеющимся программам [89], и данных жёсткостных испытаний.

Третьим критерием стали результаты частотных испытаний [90]. Отметим некоторые недочёты этих испытаний. Сильное искажение форм колебаний вызывала задняя пневмоопора под реданом, демпфирующая колебания при горизонтальных силах возбуждения, что выяснилось из сравнения эксперимента и расчёта.

Расчёты проводились как для старого горизонтального оперения [90], так и для нового (укороченного), для высот полёта 0 — 3 км, при варьировании массы самолёта от 1757 кг (25,04 % ЬСлх) до 2270 кг (15,56 % Ьсах)- Рассматривались два случая учёта конструкционного демпфирования: 1 — нулевое и 2 — по результатам частотных испытаний [90]. Воздействие на хвостовое оперение внешней силы от струи винта двигателя происходит при упругих колебаниях определённой формы (см. форму собственных колебаний (сплошная линия) на рис. 5.1, где обозначены масштабы: ML — длин, MD — деформаций).

Проведём более детальный анализ наиболее важных полученных результатов для нового укороченного горизонтального оперения.

Расчёт по первой схеме для случая нулевого конструкционного демпфирования (случай 1) дал значения критической скорости флаттера Кф = 158 км/ч и частоты/ф — 6,8 Гц с потерей устойчивости формы крутильных колебаний киля, для случая 2 скорость Кф = 370 км/ч, частота /ф = 6,48 Гц. Отметим, что при увеличении внешней силы в виде турбулентной струи от винта двигателя, действующей на конструкцию ГО, амплитуда автоколебаний из-за нелинейных эффектов имеет ограниченную величину [52].

При расчёте по второй схеме с учётом ненулевого конструкционного демпфирования получен симметричный изгибно-рулевой флаттер горизонтального оперения, при этом скорость Уф = 295 км/ч, частота/ф = 11,55 Гц.

Расчёт по третьей схеме проводился как для симметричного и антисимметричного спектра, так и совместных форм колебаний (флаттер рассчитывался для одной половины конструкции от плоскости симметрии самолёта (ПСС)). Для случая нулевого конструкционного демпфирования (случай 1) посчитаны значения: Уф = 133 км/ч, /Ф = 6,69 Гц. Зависимость коэффициента затухания (демпфирования) крутильных колебаний киля 5 в потоке от скорости полёта У для этого случая представлена на рисунке 5.2. В случае 2 получены значения: скорость флаттера Уф = 414 км/ч, его частота/ф = 5,23 Гц. б, 1/с

Рисунок 5.2

Доработкой хвостовой части фюзеляжа с целью увеличения крутильной жёсткости нижней части киля в 2,2 раза можно исключить аэроупругую неустойчивость самолёта в диапазоне скоростей полёта V - 140 — 170 км/ч. Расчётом по упрощённым методам получена скорость изгибно-рулевого флаттера киля Уф = 659,7 км/ч, частота/ф = 26,3 Гц. Дивергенция несущих поверхностей и реверс органов управления не получены в диапазоне скоростей полёта V = О — 300 км/ч. Следует отметить, что в районе скорости V= 250 км/ч возможны срывные явления с мотогондолы двигателя с частотой продольных колебаний киля [91]. Расчёт резонансов тяг управления проведён. Соответствующие изменения внесены в конструкцию самолёта. На основе вышесказанного было выдано заключение по аэроупругости на первый вылет самолёта СА-20П [89].

5.2. Результаты обработки экспериментальных данных проверки запасов по скорости при обеспечении аэроупругой безопасности самолёта СА-20П Основы метода исследования флаттера при лётных испытаниях изложены в [92]. Отметим, что на самолёте Бе-103, подобном СА-20П, проводились лётные эксперименты по влиянию струй от двух двигателей на формы колебаний хвостового оперения [93], где получено их воздействие на руль направления до скоростей ~ 260 км/ч. Результаты обработки экспериментальных данных для самолёта СА-20П [94], полученных в полёте, представлены в виде зависимостей изгибных и крутильных моментов, отклонений рулей высоты и направления, элеронов, скорости полёта от времени для киля, правой и левой половин стабилизатора, руля высоты и пилона двигателя. На этих графиках видны переходные процессы. Из-за податливости конструкции и длительности импульсов более 0,5 с происходило затухание движения самолёта как твёрдого тела с учётом упругости конструкции. Определение логарифмических декрементов упругих форм колебаний затруднено влиянием других тонов колебаний. Однако из-за податливости конструкции хвостовой части самолёта и действия высокорасположенного работающего двигателя как вибратора оказалось возможным исследовать аэроупругое поведение самолёта СА-20П методом Шлиппе [4].

Суть этого метода: скорость полёта увеличивают ступенями, причём на каждой ступени вызывают резонанс колебания соответствующего агрегата, замеряют максимальную амплитуду. Строят график максимальных амплитуд от скорости. При быстром нарастании амплитуд испытания прекращают, так как критическая скорость близка. Затем ищут положение асимптоты, которая определяет значение критической скорости флаттера. На указанных графиках значения частот колебаний близки к величинам собственных колебаний агрегатов. С учётом поправок на показания скорости [94] и особенностей полёта: отсутствие существенных внешних возмущений (порывы ветра, криволинейный полёт) и сильных внутренних воздействий (отклонение органов управления и регулировка работы двигателя) — получены зависимости максимальных амплитуд колебаний вышеуказанных агрегатов от скорости полёта [94].

Монотонные зависимости для Мх стабилизатора (правая и левая половины), М: и Мх киля (см. графики на рис. 5.3) свидетельствуют о нескором при

М,Ни

V, км/ч

Рисунок 5.3 ближении флаттера с участием этих форм колебаний. Быстро нарастающая зависимость М2 для руля высоты, особенно для правой половины, свидетельствует о близости флаттера в районе 300 км/ч (см. рис. 5.4), что получено расчётом. В связи с этим следует обратить внимание на балансировку правой половины руля высоты — проверить экспериментально. Она должна быть нулевой, либо отрицательной — до 1 %, т. е. центр тяжести должен находиться перед осью вращения (см. по потоку), причём желательно в каждом сечении. Возможно, действие триммера влияет на незначительный рост амплитуды М2 левой половины руля высоты. Для момента кручения киля Му и момента изгиба из ПСС

Mz руля высоты, Н-м

V, км/ч

Рисунок 5.4

Мх пилона двигателя получены «ложные максимумы» (см. рис. 5.5), причём для Mv нагрузки достигают 50 % расчётной эксплуатационной.

2000 1500 1000 500 0

0 50 100 150 200 250

V, км/ч

Рисунок 5.5 — Зависимости максимальных амплитуд изгибающего момента пилона двигателя Мх и крутящего момента киля Му самолёта СА-20П при вынужденных колебаниях от скорости полёта V

Известно [1], что временное нарастание резонансных амплитуд (появление «ложного максимума» на кривой «Амплитуда — Скорость») всегда связано с

М, Н-м

Му Mr близостью в некотором диапазоне скоростей области флаттера, зарождающегося из той формы совместных колебаний, при возбуждении резонансных амплитуд которой возникает «ложный максимум».

Поскольку появление «ложного максимума» связано с близостью в этом диапазоне скоростей области неустойчивости, то небольшое изменение конструкционных параметров самолёта, возможное в процессе серийного производства или в процессе налёта, может привести к возникновению флаттера. В нашем случае такими параметрами являются жёсткость киля на кручение и коэффициенты конструкционного демпфирования. Отметим, что значения логарифмических декрементов, полученные в результате частотных экспериментов [90], верны, но в процессе эксплуатации самолёта изменяются. В подтверждение положения о влиянии струи от винта двигателя на дофлаттерный резонанс хвостовой части получено, что при уменьшении размаха стабилизатора самолёта СА-20П, амплитуды «ложного максимума» снизились на той же форме колебаний из-за меньшей силы трения от турбулентной струи.

5.3. Дофлаттерное поведение несущих частей большого удлинения самолёта «Аэро-15» при импульсных нагрузках и в струе от несущего винта автожира А-002

Отметим влияние на дофлаттерное поведение киля БУ импульсных нагрузок. На самолёте нормальной схемы «Аэро-15» с Т-образным оперением наблюдалась борьба рулевой (отклонения руля направления и кручение киля БУ, по расчёту Уф= 237 км/час,/ф= 4,69 Гц) и безрулевой (боковой изгиб киля и антисимметричный изгиб центроплана крыла БУ, по расчёту ¥ф = 231,7 км/час, /ф = 6,125 Гц) форм флаттера (расчётные скорости Уф близки), зависящая от скорости и угла отклонения элеронов в дофлаттерной области полёта [95, 96]. В лётном эксперименте [96] обнаружены слабодемпфированные колебания вышеуказанных двух форм флаттера в дофлаттерной области полёта на скорости К ^ 182 км/час (логарифмический декремент крутильных колебаний киля в полёте 5 = 0,127, в частотном эксперименте [95] 5 = 0,27). На осциллограммах деформаций киля видно, что при меньшем отклонении элеронов киль изгибается вбок, а при большем их отклонении за тоже время — крутится. Расчёт аэроупругой устойчивости самолёта «Аэро-15» проводился по программе ЦАГИ (версия 1986 г.).

Влияние индуцированных скоростей несущего винта (скошенной колонны) на земной резонанс автожира А-002 [74] (см. рис. 5.6) нет, что подтверждено визуализацией дымом от струи толкающего винта, но есть незначительное на ГО БУ и ВО в полёте (воздушный резонанс).

Амортизатор шасси

Рисунок 5.6 — Общий вид автожира А-002

Хвос товая балка

Раскручивающиеся от набегающего потока в полёте лопасти несущего винта

Работающий толкающий винт

У вертолётов плоскость вращения несущего винта имеет угол атаки отрицательный, В отличие от вертолётов у автожиров он положительный. Поэтому вероятность попадания скошенной колонны на хвостовое оперение велико. Тем более её влияние возрастает при совпадении и кратности частот вращения несущего винта с собственными частотами агрегатов хвостового оперения. Видеосъёмкой зафиксировано попадание дымной струи от маршевого двигателя на руль направления и отклонение его синхронно проходу над ним лопасти несущего винта. Рекомендовано увеличить жёсткость тросовой проводки и жёсткость хвостовой балки, а также уменьшить площади хвостового оперения.

98

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Выявлены новые особенности аэроупругого поведения J1A с крылом большого удлинения и уточнены методы их определения: установлено, что временное увеличение резонансных амплитуд в дофлат-терной области полёта в виде «ложного максимума» может усиливаться внешним аэродинамическим воздействием, приближая развитие флаттера — на самолёте СА-20П это была турбулентная струя от винта двигателя, закреплённого на упругом пилоне; получено, что «ложный максимум» ДПМ 63 С ДА нормальной схемы с крылом большого удлинения и двигателями у корневых нервюр при воздействии на неё симметричных вертикальных циклических порывов ветра, выраженный в росте динамических составляющих изгибных и крутильных деформаций всей модели и особенно крыла на определённой скорости потока при участии первой и второй гармоник вертикального изгиба крыла, тангажных колебаний двигателей и всей модели, не развивается во флаттер из-за течения вокруг крыла, демпфирующего колебания модели для чисел Re, меньших критических; найдено, что при продувках ДПМ крыла большого удлинения с неизменным распределением масс, жёсткостей и почти постоянной хордой может появиться особенность в динамическом поведении, которая состоит в том, что приращения изгибающего момента в корне крыла, возникающие от вертикальных однократных порывов ветра, изменяются из-за влияния вихрей Кармана от поверхностей, создающих порывы, для чисел Re, меньших критических; параметрическими расчётами консольно-пилонного флаттера самолётов типа Ан-38 и Ту-204 (без учёта аэродинамических сил на пилоне и двигателе) показано, что при внутреннем резонансе в виде равенства относительных потенциальных энергий деформаций форм колебаний или парциальных частот агрегатов, участвующих во флаттере, критическая скорость флаттера минимальна.

Исследованы новые устройства для улучшения аэроупругих характеристик JIA с крылом большого удлинения: установлено, что возможно уменьшить приращения перегрузок на фюзеляже

JIA с крылом большого удлинения и вязкоупругими подкосами от симметричных вертикальных порывов ветра до 1,25 раза при сохранении величин напряжений в конструкции крыла большого удлинения за счёт невосприятия части энергии ветра и отвода её части в тепло через демпфер при незначительном уменьшении критической скорости флаттера (5 %); получено, что для определённых случаев расположения жёсткозакреплённой ВАП на высоте пограничного слоя относительно верхней поверхности крыла, увеличиваются скорости консольных и рулевых форм флаттера, дивергенции, а для шарнирнозакреплённой ВАП, расположенной в районе элеронов, при заданном законе её отклонения уменьшаются нагрузки на крыло от вертикальных порывов ветра до 20 % и увеличивается скорость консольно-пилонных форм флаттера более 12 %; экспериментально подтверждено, что гироскопическое устройство, размещённое на JIA с крылом большого удлинения и имеющее в своей конструкции демпфер, пружины, возвращающие устройство в исходное положение, и ограничители поворота, повышает скорость флаттера, увеличивает декремент колебаний для перегрузок от вертикальных порывов ветра.

Проведено сравнение результатов расчётов и экспериментов на флаттер JIA, его динамическую реакцию от вертикальных порывов ветра. Получено удовлетворительное совпадение расчёта и опыта. Предложения по внутреннему резонансу пилона двигателя внедрены на самолёте RRJ-95, уменьшения амплитуд колебаний «ложного максимума» крыла большого удлинения — на самолёте СА-20П, а снижения влияния струи несущего винта при резонансе — на автожире А-002 (см. приложение 5). Разработанные устройства для улучшения аэроупругих характеристик крыла: вспомогательная аэродинамическая поверхность, вязкоупругий подкос, гироскопическое устройство с демпфером и пружинами — проверены на динамически подобных моделях JIA. Рассмотренные выше положения могут быть использованы в СибНИА, ЦАГИ и ОКБ отрасли для увеличения скоростей флаттера, дивергенции и уменьшения нагрузок на JIA от симметричных вертикальных порывов ветра, устранения резонансов.

1. Викторов Ю.В. Динамическое поведение самолёта при скоростях, близких к критической скорости флаттера: Дис. . канд. технич. наук. Новосибирск, 1958. — 162 с.

2. Бунъков В.Г., Мосунов В.А. Использование интеграла действия по Ляпунову для оценки устойчивости неконсервативной линейной системы // Учёные записки ЦАГИ. — 1988. Том XIX, № 2. — С. 110 — 113.

3. Швилкин В.А., Чудаев Б.Я., Башкин В.Н. Расчёт частот и форм собственных колебаний самолёта с крылом большого удлинения методом начальных параметров // Труды ЦАГИ. — 1975. Вып. 1662. — С. 1 — 15.

4. Гроссман ЕЛ. Курс вибраций частей самолёта. — М.: Оборонгиз, 1940. — 312 с.

5. Пархомовский Я.М. Инерционные демпферы как средство повышения критической скорости флаттера // Труды ЦАГИ. — 1941. Вып. 542. — 17 с.

6. Келдыш М.В. О демпферах с нелинейной характеристикой // Труды ЦАГИ. — 1944. Вып. 557. — С. 26 — 37.

7. Макаревский А.И., Чижов В.М. Основы прочности и аэроупругости летательных аппаратов. — М.: Машиностроение, 1982. — 238 с.

8. Довбищук В.И., Минаев А. Ф., Самодуров А.А. Исследование системы активного демпфирования упругих колебаний на динамически подобных моделях в аэродинамической трубе // Труды ЦАГИ. — 1977. Вып. 1871. — С. 3 — 13.

9. Довбищук В.И., Зиченков Ч.Д., Минаев А. Ф. и др. Исследование системы активного подавления флаттера // Труды ЦАГИ. — 1979. Вып. 1989. — 16 с.

10. Ананьев И.В., Колбин Н.М., Серебрянский Н.П. Динамика конструкций летательных аппаратов. —М.: Машиностроение, 1972. — 416 с.11 .Бунъков В.Г. Расчёт оптимальных флаттерных характеристик методом градиента // Труды ЦАГИ. — 1977. Вып. 1871. — С. 3 — 37 с.

11. Морозов В.И., Пономарёв А.Т., Рысев О.В. Математическое моделирование сложных аэроупругих систем. —М.: Физматлит, 1995. — 736 с.

12. Меркулов В. И. Демпфирование колебаний крыла самолёта автоматически управляемыми внутренними силами // Журнал прикладной механики и технической физики. — 1980. №5. — С. 91 — 99.

13. Горелов Д.Н., Курзин В.Б., Сарен В.Э. Аэродинамика решёток в нестационарном потоке. Новосибирск: Издательство «Наука» СО АН СССР, 1971.272 с.

14. Tang Deman, Dawell Earl H. Experimental and theoretical study on aeroelastic response of high-aspect-ration wing // AIAA Journal. 2001, 39, №8, P. 1430-1441 (// Экспресс-информация "Авиастроение", 2003. №7. - С. 33 - 47).

15. Фершинг Г. Основы аэроупругости / Перевод с нем. под ред. Г.М. Фомина.

16. М.: Машиностроение, 1984. — 600 с.

17. Мазутский А.Ю., Шпак JI.B., Шандаров Л.Г. и др. Методика испытаний МИ 06.006.-2001 «Исследование аэроупругости ЛА» Испытательного центра СибНИА. — Новосибирск, 2001. — 127 с.

18. Ш.Воробьёв В.И., Шандаров Л.Г., Мазутский А.Ю. и др. Исследование вопросов аэроупругости и шимми самолётов перспективных схем. — Новосибирск. Отчёт СибНИА № 67-99, 1999. — 52 с.

19. Мазутский А.Ю. Исследование динамической реакции лёгкого летательного аппарата с крылом сверхбольшого удлинения // Рукопись деп. в ВИМИ сборнике рефератов депонированных рукописей, выпуск 12, — 1989. — 4 с.

20. Мазутский А.Ю. О дофлаттерном резонансе крыла большого удлинения // Сб. докл. седьмого симпозиума «Колебания упругих конструкций с жидкостью» / Под ред. А.Н. Серьёзнова и Р.Е. Лампера. — Новосибирск. СибНИА, 1992. —С. 187 — 190.

21. Шпак Л.В., Золотарёва Р.И., Мазутский А.Ю. и др. Исследование аэроупругости динамически подобной модели 63 ДПМ-С. — Новосибирск. Отчёт СибНИА № 194-89,1989. — 92 с.

22. Эриксон Л.Э. Влияние перехода в пограничном слое на динамические характеристики профиля и интерпретации результатов модельных испытаний // Аэрокосмическая техника. — М., Мир, № 6. —1990. — С. 98 — 108.

23. Стрелков С.П., Бендриков Г.А., Смирнов Н.А. Пульсации в аэродинамических трубах и способы демпфирования их // Труды ЦАГИ. — 1946. Вып. 593. —57 с.

24. Шпак Л.В., Золотарёва Р.И., Мазутский А.Ю. и др. Разработка пассивных, полуактивных систем демпфирования динамических деформаций самолётов. — Новосибирск. Отчёт СибНИА № 122-90,1990. — 103 с.

25. Шандаров Л.Г., Золотарёва Р.И., Мазутский А.Ю. и др. Расчёт и экспериментальные исследования аэроупругости лёгких самолётов. — Новосибирск. Отчёт СибНИА № 38-93, 1993. — 116 с.

26. Шереметев Б.Н. Планеры. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 188 — 190.

27. Porter R.E. and Brown J.H. The gust-alleviation characteristics and handling qualities of a free-wing aircraft // AIAA Paper. — №70-947, 14 p, ill. Bill 11. — 1970.

28. Лундте B.M., Петров Ю.В., Стародубцев В.Я. Авторское свидетельство «Убирающийся подкос крыла самолёта» № 1073986 кл. В 64 С 1/26. — 1982.

29. Келдыш М.В. Вибрации в воздушном потоке крыла с подкосами // Труды ЦАГИ. — 1938. Вып. 369. — С. 1 — 119.

30. Ъ2.Судитт В.А. Вибрации крыла с учётом массы моторов и упругости подкоса // Труды ЦАГИ. — 1938. Вып. 357. — С. 3 — 40.

31. Майлыбаев А.А., Сейранян А.П. Влияние места крепления подкоса на аэроупругую устойчивость прямого крыла // Учёные записки ЦАГИ. — 1997. Том XXVIII, № 3 — 4. — С. 171 — 186.

32. Ъ А.Баранов Н.И., Комаров А.И., Махлин КМ. и др. О влиянии жёсткости крепления крыла на устойчивость аэроупругих колебаний // Учёные записки ЦАГИ. — 1975. Том VI, № 6. — С. 82 — 88.

33. ЪЪ.Коротков О.Ю., Шумекгш Г.М. Численное исследование динамического срыва на профилях: Препринт — 2-92. СибНИА, 1992. — 43 с.

34. Аракелов Н.В., Берне В.А., Самуилов В.Ф. и др. Частотные испытания первого самолёта Ан-38 производства НАПО им. В.П. Чкалова. — Новосибирск. Отчёт СибНИА № 3.95,1995. 249 с.

35. Пановко Я.Г. Основы прикладной теории упругих колебаний. — М.: Машиностроение, 1967. — 316 с.

36. Галкин М. С. Вопросы идентификации в аэроупругости // Сб. докл. "I Чаплы-гинские чтения" / Под ред. В.Г. Сувернева. — Новосибирск: ЦНТИ "Волна", 1983. —С. 84 —97.

37. Воробьёв В.К, Шандаров Л.Г., Мазутский А.Ю. и др. Исследование методов оптимизации упруго-массовой схемы самолёта. — Новосибирск. Отчёт СибНИА № 39-98,1998. — 106 с.

38. Фёдорова С.И. К вопросу о точности метода дискретных вихрей при расчёте флаттера // Учёные записки ЦАГИ. — 1972. Том III, №4. — С. 149 — 152.

39. Дедов В.П. Лётные исследования системы для уменьшения перегрузок самолёта при полёте в турбулентной атмосфере // Труды СибНИА. — 1968.— 8 с.

40. Лампер Р.Е. Введение в теорию флаттера. — М.: Машиностроение, 1990. — 144 с.

41. Петров Ю.В. Экспериментальные методы моделирования параметров упру-гоприкреплённых грузов при испытаниях динамически подобной модели самолёта // Изв. вузов. Авиационная техника. № 2. — 1995. — С. 89 — 91.

42. Седое Л.И. Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики. — М.-Л.: Государственное издательство технико-теоретической литературы, 1950.— 444 с.

43. Sl.Schneider G., Godel Н. Aeroelastic considerations for automatic structural design procedures. — International symposium on aeroelasticity. Nuremberg / W. Germany. — 1981. October 5 — 7. — P. 196 — 207.

44. Мазутский А.Ю., Пицкалёв С.И., Шпак JI.B. Трек для испытания моделей летательных аппаратов // Сб. докл. V науч.-тех. конф. молодых учёных и специалистов. — Новосибирск. СибНИА, 1985. — С. 151 —153.

45. ЪЪ.Мазутский А.Ю. О флаттере безмоментной обшивки с присоединёнными массами конструкции крыла // Рукопись деп. в ВИМИ «Сборнике рефератов НИОКР», выпуск 4 серии МШ, 1996. — 9 с.

46. Мазутский А.Ю. О снижении нагрузок от вертикальных порывов ветра на упругую модель самолёта с помощью поверхностей типа щелевых интер-цепторов // Теплофизика и аэромеханика. — 2007. Том 14, № 2. — С. 195 — 200.

47. Белов И.А., Литвинов В.М. Возможность управления процессом ламинарно-турбулентного перехода с помощью разрушителей вихревых структур //Сб. науч. трудов / Отв. ред. В.В. Струминский. — М.: Наука, 1992. — С. 208 — 212.

48. Мазутский А.Ю. Авторское свидетельство «Крыло летательного аппарата» № 233261 по заявке № 3106527 от 24 января 1985 г.

49. Дейч М.Е. Техническая газодинамика. — M.-JL: Государственное энергетическое издательство, 1961. — 670 с.

50. Мазутский А.Ю. Авторское свидетельство «Адаптивная система крыла» № 271797 по заявке № 3133239 от 17 января 1986 г.

51. Мазутский А.Ю. Приспособление для улучшения аэродинамических и аэроупругих характеристик крыла // Сб. докл. VII науч.-тех. конф. молодых учёных и специалистов. — Новосибирск. СибНИА, 1991. — С. 50 — 55.

52. Корнилов В.И. Проблемы снижения турбулентного трения активными и пассивными методами (обзор) // Теплофизика и аэромеханика. — 2005. Том 12, №2. —С. 183 — 208.

53. Корнилов В.И. Прямые измерения сопротивления тела вращения в несжимаемом потоке в условиях воздействия устройств разрушения вихрей // Теплофизика и аэромеханика. — 2006. Том 13, № 4. — С. 541 — 550.

54. Шутенков B.C., Усенко Ю.И., Мазутский А.Ю. и др. Исследование аэроупругости спортивных самолётов. Исследование динамической прочности летательных аппаратов.— Новосибирск. Отчёт СибНИА № 117-89,1989.—48с.

55. А.Мазутский А.Ю. Расчёт земного резонанса автожира А-002. — Новосибирск. Отчёт СибНИА № 22-02, 2002. — 22 с.

56. Степанов А.В. Гашение свободных колебаний упругих систем при помощи гироскопов // Прикладная математика и механика. Том 63. Вып. 1. — 1999. С. 26 — 29.

57. Мазутский А.Ю. Авторское свидетельство «Устройство демпфирования колебаний крыла ЛА» № 252462 по заявке № 3143483 от 30 апреля 1986 г.

58. Шпак Л.В., Меркулов В.И., Мазутский А.Ю. и др. Исследование характеристик аэроупругости самолётов с учётом гироскопического эффекта двигателей. — Новосибирск. Отчёт СибНИА № 28-89,1989. — 61 с.

59. Воробьёв В.Г., Кадышев Н.К. Авиационные приборы управляющих систем. — М.: Транспорт, 1978. — 157 с.

60. Мазутский А.Ю. Расчётные оценки влияния гироскопического эффекта двигателей самолёта на его аэроупругие характеристики // Сб. докл. VII науч.тех. конф. молодых учёных и специалистов. — Новосибирск. СибНИА, 1991. —С. 65 — 70.

61. Бесекерский В.А., Герасимов А.Н. и др. Лекции по теории автоматического управления. — М.: Министерство обороны СССР, 1968. — 582 с.

62. Шпилев К.М., Круглое А.Б. Самолёт и природно-климатические условия. — М.: Воениздат, 1972. — 176 с.

63. Мазутский Ю.И., Ивлева Л.И. Исследование характеристик амортизации стоек шасси при пониженной температуре. Вопросы динамической прочности конструкций. (Сб. науч. докл. I научно-технической конференции). — М.: Машиностроение, 1979. — С. 30 — 41.

64. Баранов Н.И., Нуштаев П.Д., Нуштаев Ю.П. Флаттер органов управления самолётов и ракет. — М.: Русавиа, 2003. — 360 с.

65. Келдыш М.В., Пархомовский Я.М, Слезингер И.И. О гидравлических демпферах // Техн. отчёт ЦАГИ. — 1944, № 22. — С. 5 — 11.

66. Мазутский А.Ю., Нечепуренко Н.П., Соболев А.В. Проведение исследований и разработка заключения по аэроупругости самолёта СА-20П. — Новосибирск. Отчёт СибНИА № 08-03, 2003. — 39 с.

67. Гудков А.И., Лешаков П. С. Методы и техника лётных испытаний самолётов на прочность. — М.: Машиностроение, 1972. — 248 с.

68. Клепцов В. И. К методологии выявления формы колебаний авиационных конструкций в полёте // Сб. докл. V науч. конф. по гидроавиации «Гидро-авиасалон-2004» (3 — 5 сентября 2004 г.). — М.: Издательский отдел ЦАГИ, ч. I, 2004. — С. 263 — 269.

69. Аракелов Н.В., Морозов О.Д., Самуилов В.Ф. и др. Частотные испытания самолёта «Аэро-15». — Новосибирск. Отчёт СибНИА № 154-91,1991. — 45 с.

70. Усенко Ю.И., Мазутский А.Ю., Шандаров Л.Г. и др. Исследование аэроупругих характеристик самолёта «Аэро-15». — Новосибирск. Отчёт СибНИА № 55-92,1992. — 80 с.

71. Семёнов В.Н. Конструкции самолётов замкнутой и изменяемой схем. — М.: Издательский отдел ЦАГИ, 2006. — 229 с.