Aeroelasticitet

NASA testar en skalenlig modell Lockheed Electra i en vindtunnel för fladder

Aeroelasticitet är grenen av fysik och ingenjörskonst som studerar växelverkan mellan de tröghets- , elastiska och aerodynamiska krafterna som uppstår medan en elastisk kropp utsätts för ett vätskeflöde . Studiet av aeroelasticitet kan brett klassificeras i två områden: statisk aeroelasticitet som handlar om det statiska eller stabila tillståndssvaret hos en elastisk kropp på ett vätskeflöde; och dynamisk aeroelasticitet som handlar om kroppens dynamiska (typiskt vibrationella ) svar.

Flygplan är benägna att få aeroelastiska effekter eftersom de måste vara lätta och tåla stora aerodynamiska belastningar. Flygplan är designade för att undvika följande aeroelastiska problem:

divergens där de aerodynamiska krafterna ökar anfallsvinkeln för en vinge vilket ytterligare ökar kraften;
kontrollomkastning där kontrollaktivering producerar ett motsatt aerodynamiskt moment som minskar, eller i extrema fall, reverserar kontrolleffektiviteten; och
fladder som är den fria vibrationen som kan leda till att ett flygplan förstörs.

Aeroelasticitetsproblem kan förebyggas genom att justera massan, styvheten eller aerodynamiken hos strukturer som kan fastställas och verifieras genom användning av beräkningar, markvibrationstester och flygfladderförsök . Fladring av kontrollytor elimineras vanligtvis genom noggrann placering av massbalanser .

Syntesen av aeroelasticitet med termodynamik är känd som aerotermoelasticitet , och dess syntes med kontrollteori är känd som aeroservoelasticitet .

Historia

Det andra misslyckandet med Samuel Langleys prototypplan på Potomac tillskrevs aeroelastiska effekter (specifikt, vridningsdivergens). Ett tidigt vetenskapligt arbete i ämnet var George Bryans Theory of the Stability of a Rigid Airplane publicerad 1906. Problem med vridningsdivergens plågade flygplan under första världskriget och löstes till stor del genom försök och misstag och ad hoc-förstärkning av vingen. Det första registrerade och dokumenterade fallet av fladder i ett flygplan var det som inträffade för en Handley Page O/400 bombplan under en flygning 1916, när den drabbades av en våldsam svanssvängning, vilket orsakade extrem förvrängning av den bakre flygkroppen och hissarna att röra sig. asymmetriskt. Trots att flygplanet landade säkert rådfrågades i den efterföljande utredningen FW Lanchester . En av hans rekommendationer var att vänster och höger hissar skulle vara styvt förbundna med ett styvt schakt, vilket senare skulle bli ett designkrav. Dessutom National Physical Laboratory (NPL) att undersöka fenomenet teoretiskt, vilket sedan utfördes av Leonard Bairstow och Arthur Fage.

1926 publicerade Hans Reissner en teori om vingdivergens, vilket ledde till mycket ytterligare teoretisk forskning i ämnet. Själva termen aeroelasticitet myntades av Harold Roxbee Cox och Alfred Pugsley vid Royal Aircraft Establishment (RAE), Farnborough i början av 1930-talet.

I utvecklingen av flygteknik vid Caltech startade Theodore von Kármán en kurs "Elasticitet tillämpad på Aeronautics" . Efter att ha undervisat kursen under en termin överlämnade Kármán den till Ernest Edwin Sechler , som utvecklade aeroelasticitet i den kursen och i publiceringen av läroböcker i ämnet.

År 1947 definierade Arthur Roderick Collar aeroelasticitet som "studiet av den ömsesidiga interaktionen som äger rum inom triangeln av tröghetskrafter, elastiska och aerodynamiska krafter som verkar på strukturella delar som exponeras för en luftström, och inverkan av denna studie på design".

Statisk aeroelasticitet

I ett flygplan kan två signifikanta statiska aeroelastiska effekter uppstå. Divergens är ett fenomen där vingens elastiska vridning plötsligt blir teoretiskt oändlig, vilket vanligtvis gör att vingen misslyckas. Kontrollomkastning är ett fenomen som endast inträffar i vingar med skevroder eller andra kontrollytor, där dessa kontrollytor vänder på sin vanliga funktionalitet (t.ex. rullningsriktningen som är förknippad med ett givet skevrodermoment är omvänd).

Divergens

Divergens uppstår när en lyftyta avböjs under aerodynamisk belastning i en riktning som ytterligare ökar lyftet i en positiv återkopplingsslinga. Det ökade lyftet avleder strukturen ytterligare, vilket så småningom för strukturen till punkten för divergens.

Ekvationer för divergens av en enkel stråle

Divergens kan förstås som en enkel egenskap hos differentialekvationen ( er) som styr vingavböjningen . Om man till exempel modellerar flygplansvingen som en isotrop Euler-Bernoulli-stråle , är den okopplade vridningsekvationen för rörelse

GJ{\frac {d^{2}\theta }{dy^{2}}}=-M',

där y är spännvidden, θ är balkens elastiska vridning, GJ är balkens vridstyvhet, L är balkens längd och M ' är det aerodynamiska momentet per längdenhet. Under en enkel lyftkraftsteori är det aerodynamiska momentet av formen

{\displaystyle M'=CU^{2}(\theta +\alpha _{0}),

₀ där C är en koefficient, U är den fria strömningsvätskehastigheten och α är den initiala anfallsvinkeln. Detta ger en vanlig differentialekvation av formen

{\frac {d^{2}\theta }{dy^{2}}}+\lambda ^{2}\theta =- \lambda ^{2}\alpha _{0},

var

\lambda ^{2}=C{\frac {U^{2}}{GJ}}.

Gränsvillkoren för en spännfri balk (dvs en fribärande vinge) är

\theta |_{y=0}=\left.{\frac {d\theta }{dy}}\right|_{y=L}=0,

som ger lösningen

\theta =\alpha _{0}[\tan(\lambda L)\sin(\lambda y)+\cos(\lambda y)-1].

Som kan ses, för λL = π /2 + nπ , med godtyckligt heltal n , är tan( λL ) oändlig. n = 0 motsvarar punkten för vridningsdivergens. För givna strukturella parametrar kommer detta att motsvara ett enda värde på friströmshastigheten U . Detta är torsionsdivergenshastigheten. Observera att för vissa speciella randvillkor som kan implementeras i ett vindtunneltest av en bäryta (t.ex. en vridningsbegränsning placerad framför det aerodynamiska centrumet) är det möjligt att eliminera fenomenet divergens helt och hållet.

Kontrollomkastning

Reversering av kontrollytan är förlusten (eller vändningen) av det förväntade svaret från en kontrollyta på grund av deformation av huvudlyftytan. För enkla modeller (t.ex. enkelskevroder på en Euler-Bernoulli-stråle) kan styrväxlingshastigheter härledas analytiskt som för vridningsdivergens. Kontrollomkastning kan användas till aerodynamisk fördel och är en del av Kaman servoklaffsrotordesign.

Dynamisk aeroelasticitet

Dynamisk aeroelasticitet studerar växelverkan mellan aerodynamiska, elastiska och tröghetskrafter. Exempel på dynamiska aeroelastiska fenomen är:

Fladdra

Fladder är en dynamisk instabilitet hos en elastisk struktur i ett vätskeflöde, orsakad av positiv återkoppling mellan kroppens avböjning och kraften som utövas av vätskeflödet. I ett linjärt system är "fladderpunkt" den punkt där strukturen genomgår enkel harmonisk rörelse - noll nettodämpning - och så kommer varje ytterligare minskning av nettodämpningen att resultera i en självsvängning och eventuellt fel. "Nettodämpning" kan förstås som summan av konstruktionens naturliga positiva dämpning och den negativa dämpningen av den aerodynamiska kraften. Fladder kan delas in i två typer: hårt fladder , där nätdämpningen minskar mycket plötsligt, mycket nära fladderpunkten; och mjukt fladder , där nätdämpningen minskar gradvis.

I vatten är massförhållandet mellan stigningströgheten hos folien och den för den omgivande vätskecylindern i allmänhet för lågt för att binärt fladder ska uppträda, vilket framgår av en explicit lösning av den enklaste stignings- och hävfladderstabilitetsbestämningsfaktorn.

Video av Tacoma Narrows Bridge som förstörs möjligen genom aeroelastiskt fladdrande

Strukturer som utsätts för aerodynamiska krafter – inklusive vingar och aerofoils, men även skorstenar och broar – utformas i allmänhet noggrant inom kända parametrar för att undvika fladder. Trubbiga former, som skorstenar, kan avge en kontinuerlig ström av virvlar som kallas en Kármán-virvelgata , vilket kan framkalla strukturella svängningar. Stråk lindas vanligtvis runt skorstenar för att stoppa bildningen av dessa virvlar.

I komplexa strukturer där både aerodynamiken och de mekaniska egenskaperna hos strukturen inte är helt förstådda, kan fladder uteslutas endast genom detaljerade tester. Även om man ändrar massfördelningen för ett flygplan eller styvheten hos en komponent kan det framkalla fladder i en till synes orelaterade aerodynamisk komponent. Som mildast kan detta uppträda som ett "surr" i flygplanets struktur, men när det är som mest våldsamt kan det utvecklas okontrollerat med hög hastighet och orsaka allvarliga skador på flygplanet eller leda till dess förstörelse, som i Northwest Airlines Flight 2 i 1938, Braniff Flight 542 1959, eller prototyperna till Finlands VL Myrsky stridsflygplan i början av 1940-talet. Kända, den ursprungliga Tacoma Narrows Bridge förstördes möjligen som ett resultat av aeroelastiskt fladdrande.

Aeroservoelasticitet

I vissa fall har automatiska kontrollsystem visats hjälpa till att förhindra eller begränsa fladderrelaterade strukturella vibrationer.

Propeller virvelfladder

Propellervirvelfladder är ett specialfall av fladder som involverar de aerodynamiska och tröghetseffekterna av en roterande propeller och styvheten hos den stödjande nacellstrukturen . Dynamisk instabilitet kan uppstå som involverar stignings- och giringsgrader av propellerns och motorstöden, vilket leder till en instabil precession av propellern. Fel på motorstöden ledde till virvelfladder som inträffade på två Lockheed L-188 Electra flygplan, 1959 på Braniff Flight 542 och igen 1960 på Northwest Orient Airlines Flight 710 .

Transonisk aeroelasticitet

Flödet är mycket icke-linjärt i det transoniska regimen, dominerat av rörliga stötvågor. Att undvika fladder är uppdragskritiskt för flygplan som flyger genom transoniska Mach-tal. Chockvågornas roll analyserades först av Holt Ashley . Ett fenomen som påverkar stabiliteten hos flygplan, känt som "transonic dip", där fladderhastigheten kan komma nära flyghastigheten, rapporterades i maj 1976 av Farmer och Hanson från Langley Research Center .

Buffé

Buffning av fenan orsakad av nedbrytningen av virveln på NASA HARV F/A-18-vingen.

Buffetning är en högfrekvent instabilitet som orsakas av luftflödesseparation eller stötvågssvängningar från ett föremål som träffar ett annat. Det orsakas av en plötslig belastningsimpuls som ökar. Det är en slumpmässig påtvingad vibration. I allmänhet påverkar det flygplanskonstruktionens stjärtenhet på grund av luftflödet nedströms vingen. ^{[ citat behövs ]}

Metoderna för buffédetektering är:

Tryckkoefficientdiagram
Tryckdivergens vid bakkant
Beräkningsseparation från bakkant baserat på Mach-nummer
Normal kraft fluktuerande divergens

Förutsägelse och bot

Massbalanser som sticker ut från ett skevroder som används för att undertrycka fladder

Under perioden 1950–1970 utvecklade AGARD manualen om aeroelasticitet som beskriver de processer som används för att lösa och verifiera aeroelastiska problem tillsammans med standardexempel som kan användas för att testa numeriska lösningar.

Aeroelasticitet involverar inte bara de yttre aerodynamiska belastningarna och hur de förändras utan också flygplanets struktur, dämpning och massa. Förutsägelse innebär att man gör en matematisk modell av flygplanet som en serie massor förbundna med fjädrar och dämpare som är avstämda för att representera de dynamiska egenskaperna hos flygplanets struktur. Modellen innehåller även detaljer om applicerade aerodynamiska krafter och hur de varierar.

Modellen kan användas för att förutsäga fladdermarginalen och vid behov testfixar potentiella problem. Små noggrant utvalda förändringar av massfördelning och lokal strukturell styvhet kan vara mycket effektiva för att lösa aeroelastiska problem.

Metoder för att förutsäga fladder i linjära strukturer inkluderar p-metoden , k -metoden och pk-metoden .

För icke-linjära system tolkas fladder vanligtvis som en limit cycle oscillation (LCO), och metoder från studiet av dynamiska system kan användas för att bestämma hastigheten med vilken fladder kommer att inträffa.

Media

Dessa videor beskriver Active Aeroelastic Wing tvåfas NASA - Air Force flygforskningsprogrammet för att undersöka potentialen av att aerodynamiskt vrida flexibla vingar för att förbättra manövrerbarheten hos högpresterande flygplan vid transoniska och överljudshastigheter , med traditionella kontrollytor som skevroder och ledande- kantflikar som används för att framkalla vridningen.

Tidsförloppet film av Active Aeroelastic Wing (AAW) Wing belastningstest, december, 2002
F/A-18A (nu X-53) Active Aeroelastic Wing (AAW) flygtest, december 2002

Anmärkningsvärda aeroelastiska misslyckanden

Den ursprungliga Tacoma Narrows Bridge förstördes som ett resultat av aeroelastiskt fladdrande.
Propellervirvelfladder från Lockheed L-188 Electra på Braniff Flight 542 .
1931 Transcontinental & Western Air Fokker F-10 krasch .
Kroppsfrihetsfladder från GAF Jindivik -drönaren.

Se även

Vidare läsning

Bisplinghoff, RL, Ashley, H. och Halfman, H., Aeroelasticity . Dover Science, 1996, ISBN 0-486-69189-6 , 880 sid.
Dowell, EH, En modern kurs om aeroelasticitet . ISBN 90-286-0057-4 .
Fung, YC, en introduktion till teorin om aeroelasticitet . Dover, 1994, ISBN 978-0-486-67871-9 .
Hodges, DH och Pierce, A., Introduction to Structural Dynamics and Aeroelasticity , Cambridge, 2002, ISBN 978-0-521-80698-5 .
Wright, JR och Cooper, JE, Introduction to Aircraft Aeroelasticity and Loads , Wiley 2007, ISBN 978-0-470-85840-0 .
Hoque, ME, "Active Flutter Control", LAP Lambert Academic Publishing , Tyskland, 2010, ISBN 978-3-8383-6851-1 .
Collar, AR, "The first fifty years of aeroelasticity", Aerospace, vol. 5, nr. 2, s. 12–20, 1978.
Garrick, IE och Reed WH, "Historisk utveckling av flygplansfladder", Journal of Aircraft, vol. 18, s. 897–912, nov. 1981.
Patrick R. Veillette (23 augusti 2018). "Låghastighetsbuffé: High-Altitude, Transonic Training Weakness Continues" . Affärs- och kommersiell luftfart . Aviation Week Network.

externa länkar