Алфавитный указатель

Флаттер

Флаттер (от англ. flutter — трепыхаться, бить крыльями) — явление аэроупругости, одна из разновидностей вибраций — незатухающих упругих колебаний частей ЛА, возникающих в полёте при скорости полёта, достигшей некоторого определённого значения — критической скорости флаттера Vкр. Эти колебания порождаются аэродинамическими воздействиями и относятся к автоколебаниям. Для своего возникновения они не требуют каких-либо периодических внешних воздействий и могут появляться внезапно и при установившемся полёте в спокойном воздухе; достаточно лишь случайного начального импульса, даже весьма малого. В зависимости от того, в какой части конструкции возникают наиболее интенсивные вибрации, самолёт может быть подвержен различным формам Ф.: крыла, оперения, элеронов, рулей и др. Ф. может возникать также на ракетах, несущих винтах вертолетов, лопастях воздушных винтов, лопатках турбин и компрессоров.

С точки зрения теории колебаний летящий самолёт представляет собой потенциально автоколебательную систему, источником энергии в которой служит набегающий поток, а обратная связь реализуется благодаря той упругости, которой обладает конструкция самолёта. В полёте могут создаваться условия, при которых начинают развиваться аэродинамические силы периодического характера. При этом природа этих сил, а следовательно, и механизма автоколебаний, определяется режимом полёта. Механизм автоколебаний может быть различным: при автоколебаниях, возникающих в полёте на больших скоростях с малыми углами атаки (собственно Ф.); в полёте на малых скоростях при углах атаки, близких к срывным (срывной флаттер); при неустойчивом обтекании на трансзвуковом режиме полёта (buzz или «маховая тряска») и т. д.

Ф. среди автоколебаний и вообще среди многочисленных видов вибраций, которым подвержены ЛА, представляет особую опасность, заключающуюся в том, что возникающие при этих интенсивных колебаниях динамические напряжения а конструкции ЛА могут быстро (иногда в течение несколько секунд) достигнуть разрушающих, результатом чего является разрушение ЛА в полёте. Поэтому возникновение Ф. любой формы недопустимо.

Ф. стал препятствием на пути создания скоростной авиации. Развитие скоростной авиации во всём мире сопровождалось большим числом катастроф и аварий в результате возникновения Ф. Впервые с массовыми случаями Ф. столкнулись в 30‑е гг. ΧΧ в. (в период стремительного роста скоростей), после чего началось интенсивное изучение явлений Ф. и отыскание способов его предупреждения. Ещё не всё об этом сложном явлении достаточно хорошо известно; с созданием новых схем ЛА проявляются его новые аспекты. Статистика лётных происшествий насчитывает очень много случаев, связанных с Ф. Например, анализ, выполненный в 1958, показал, что в 40—50‑х гг. в США произошло более 100 лётных происшествий из-за Ф. (главным образом Ф. управляющих органов и триммеров). В Германии в 1935—43 произошло около 150 случаев аварий и катастроф от Ф., из них почти 80% относилось к органам управления.

Случаи Ф. отмечались в СССР, но массовых лётных происшествий, которые пришлось пережить зарубежной авиации, не наблюдалось. Работы по изучению Ф. в ЦАГИ проводили МВКелдыш, ЕПГроссман, Я. М. Пархомовский, С. П. Стрелков, Н. В. Альхимович и др. Келдышем и его сотрудниками сформулированы основные задачи о Ф., намечены пути их решения и получен ряд важнейших результатов, которые открыли возможность предсказывать для каждого конкретного ЛА, при какой скорости полёта ему грозит Ф. Эти работы позволили авиаконструкторам найти средства для гашения Ф., в дальнейшем продолжалось интенсивное развитие научных основ Ф. Практические работы, анализ флаттерных характеристик новых конструкций связаны, как правило, с постановкой специальных опытов и с решением новых теоретических задач, позволяющих гарантировать безопасность от Ф. каждого нового ЛА. Необходимость гарантировать безопасность ЛА от Ф. обусловливает особые требования к проектируемой конструкции, которые не совпадают, а иногда преобладают над требованиями статической прочности, а в ряде случаев могут вызвать и изменение компоновки самолёта. Одно из основных условий гарантированной безопасности от Ф. — весовая балансировка элеронов и рулей.

Ф. характеризуется критической скоростью, видом колебаний, частотой. Для конкретного самолёта существует вполне определённая для данной высоты полёта скорость полёта V = Vкр; при V<Vкр колебания затухают, а при V>Vкр колебания нарастают. Критическая скорость Ф.Vкр — «внутренняя» характеристика, присущая конкретному ЛА данной конструкции (подобно собственной частоте, массе и пр.). Значение Vкр ЛА с заданными обводами определяется массовыми и жёсткостными характеристиками конструкции. При этом влияние внутреннего трения конструкции в большинстве случаев пренебрежимо мало. Колебания конструкции при Ф. происходят по меньшей мере с двумя степенями свободы, что возможно, если конструкция способна колебаться по двум (или более) различным формам. Частота Ф. близка к частотам первых тонов собственных колебаний конструкции. Колебания могут происходить на любых, в том числе и на малых, углах атаки и при безотрывном обтекании несущей поверхности. Эти особенности Ф. определяют способы его предотвращения на самолёте. Среди них главное место занимают те способы, которые так изменяют «внутренние» свойства конструкции, что нарушается или ослабляется связь между степенями свободы, то есть совместность колебаний по различным формам (примером может служить весовая балансировка).

Основной критерий безопасности от Ф. — соотношение между критической скоростью Ф. Vкр и максимальной (предельной) скоростью полёта Vпред, которую может достигнуть самолёт. Vкр должна превышать Vпред в некоторое число k раз; k — коэффициент запаса, задаваемый Нормами прочности. Это условие должно выполняться не только в исходном варианте конструкции, но и при некотором изменении её параметров. Поэтому наряду с запасом по скорости конструкция должна иметь запасы по значению параметров. Значение Vкр зависит от целого ряда конструктивных параметров самолёта: жёсткости, относительной толщины профиля, размещения масс, положения и способа крепления двигателей, степени весовой балансировки органов управления и др. Эта зависимость не монотонна, и изменение какого-либо параметра в одну и ту же сторону может в одних случаях приводить к увеличению Vкр, а в других — к снижению. В ряде случаев даже малое изменение конструктивного параметра влечёт за собой весьма сильное изменение Vкр.

При анализе безопасности от Ф. целесообразно условно разделять все виды Ф., которым может быть подвержен самолёт, на две основные группы: безрулевой Ф. и рулевой Ф., или Ф. органов управления. К первой группе относится Ф. тех видов, при которых можно пренебречь относительными перемещениями органов управления, то есть считать, что руль (или элерон) является как бы жёсткой, неотклоняемой частью основной несущей поверхности (крыла, стабилизатора, киля). Ко второй группе относится Ф. тех видов, в которых главную роль играют колебания органов управления (элеронов, элевонов, руля, триммера и др.). Внутри каждой группы Ф. существует большое число различных форм Ф., отличающихся как характером упругих деформаций и перемещений конструкции, так и значениями Vкр и частоты колебаний рфл. Во многих случаях название Ф. показывает, какие именно упругие деформации и перемещения конструкции (её степени свободы) являются в данном случае определяющими: например, различают изгибно-крутильный Ф. крыла (крыло при вибрациях изгибается и закручивается), изгибно-элеронный Ф. (крыло изгибается и отклоняется элерон), крутильно-элеронный Ф. (крыло закручивается и отклоняется элерон), изгибно-элеронно-триммерный Ф. (крыло изгибается, отклоняются элерон и триммер).

Изменением конструктивных параметров самолёта Vкр всегда может быть увеличена. Например, для изгибно-крутильного Ф. крыла к увеличению Vкр приводят: одновременное увеличение всех жёсткостей конструкции; увеличение жёсткости кручения крыла, приводящее к повышению частоты его крутильных колебаний; перемещение вперёд линии центров масс сечений крыла; уменьшение разноса масс по хорде (в особенности к концу крыла); увеличение сужения крыла; рациональные размещения больших сосредоточенных грузов на крыле (двигатель, баки, шасси и др.); увеличение жёсткости заделки корневого сечения. Для элеронного Ф. крыла к увеличению Vкр приводят: весовая балансировка элерона; одновременное увеличение всех жёсткостей конструкции; увеличение жёсткости силовых приводов и проводки управления (при котором, однако, не происходит сближения частот собственных колебаний крыла и элерона на проводке); присоединение к элерону гидравлического или инерционного демпферов; весовая балансировка триммера (если элерон имеет триммер) и увеличение жёсткости его проводки. Для «местного», так называемого панельного, Ф. обшивки к увеличению Vкр приводят: увеличение толщины обшивки; уменьшение линейных размеров «клетки», образуемой продольно-поперечными элементами набора (крыла, корпуса, головки ракеты и др.).

Для Ф. лопасти несущего винта вертолёта к увеличению Vкр (понимается критическое число оборотов несущего винта) приводят: уменьшение «поперечной центровки» лопасти, то есть перемещение вперёд линии центров масс поперечных сечений лопасти; использование профилей с возможно более задним положением аэродинамических фокусов; уменьшение передаточного числа регулятора взмаха; увеличение жёсткости защемления лопасти в комле на кручение.

Для Ф., каждой формы можно указать два — три конструктивных параметра, изменение которых особенно сильно изменяет значение Vкр. Эти характерные («определяющие») параметры различны для различных форм Ф. После задания линейных размеров самолёта к числу таких параметров будут относиться, например, жёсткость крыла на кручение или местоположение двигателя на крыле, расстояние от центра тяжести органа управления до его оси вращения (степень весовой балансировки).

Существуют 2 основных типа зависимости Vкр от определяющего параметра. Один из них типичен для безрулевого Ф., а другой — для рулевого Ф.. В тех случаях, когда имеет место зависимость первого типа, должны быть выдержаны такие значения определяющих параметров, при которых Vкр в достаточной степени превышает Vпред то есть должен быть выдержан запас по значению скорости полёта. В тех случаях, когда имеет место зависимость второго типа, должны быть выдержаны такие значения определяющих параметров, при которых Ф. невозможен при любой скорости полёта, то есть должен быть выдержан запас по параметру.

Для каждого конкретного ЛА значение Vкр устанавливается при проектировании в результате комплекса следующих работ: определения масс и жёсткостей конструкции; определения аэродинамических воздействий на колеблющееся крыло (стабилизатор, киль и др.); расчёта на Ф.; испытаний на Ф. в аэродинамических трубах динамически подобных флаттерных моделей, частотных испытаний натуры и модели; лётных испытаний на Ф.

Основная задача модельных испытаний и расчёта на Ф. — определить Vкр и убедиться в том, что для всех высот кривая наименьших Vкр данного ЛА лежит (с известным запасом) правее заданной техническими требованиями кривой Vпред (или, что вообще Vкр не существует, является мнимой величиной).

Определяя Vкр при различных значениях конструктивных параметров, устанавливают границу устойчивости в координатах (V, μi), где μi — некоторый конструктивный параметр. В результате испытаний и расчётов на Ф. определяют запасы по скорости полёта и запасы по параметрам. Другая основная задача испытаний и расчётов на Ф. — подбор весовой балансировки.

Как всякое автоколебание, Ф. может иметь предельный цикл. Однако достижение безопасности от Ф. должно исключать возможность самого появления Ф. в полёте, поэтому определение предельных циклов обычно не входит в задачу испытаний и расчётов на Ф.

Лит.: см. при ст. Аэроупругость.

Энциклопедия авиации