1.18 Применение обобщенной флаттерной характеристики; опыты в аэродинамических трубах малых скоростей

На базе формулы (20) выполним интерпретацию результатов, которые могли бы быть получены по методики моделирования флаттера без учета сжимаемости воздуха. Предположим, что испытания проводятся в аэродинамических трубах с открытой рабочей частью.

Условия для возникновения флаттера модели достигаются за счет увеличения в аэродинамической трубе скорости потока, которая обычно не превышает 100-120 м/с.

Так как плотность воздуха в аэродинамической трубе малых скоростей с открытой рабочей частью практически не может быть изменена, то, чтобы получить флаттерную характеристику исследуемого аппарата на различных высотах полета Н, достаточно провести серию испытаний модели в вариантах, отличающихся друг от друга только масштабом масс К_m = K_L³/_H , где _H является известной функцией Н. Результаты этих испытаний в предположении о существовании области автомодельности по числу М позволяют получить зависимость q_кр(), изображающуюся цилиндрической поверхностью с образующими, параллельными оси М (рис. 26).

В тех же случаях, когда это возможно, ограничиваются испытаниями модели только в варианте К_m = K_L³. Через пересчитанную к натурным величинам экспериментальную точку тогда можно провести плоскость, параллельную координатной плоскости (М, ) (рис. 27).

В той ее части, где выполняются уcловия автомодельности по М и ρL³/m, эта плоскость действительно изображает часть поверхности q_кр() и по расположению ее относительно поверхности q_H можно оценить безопасность от флаттера соответствующих режимов полета.

Требования РДК по безопасности от флаттера пассажирских самолетов, для которых исследования флаттера в аэродинамических трубах малых скоростей позволяют получить достаточно полные материалы, будут удовлетворены, если плоскость, проведенная через точку q=q_кp/(1,25)², не пересечет поверхность q_H в области интересующих значений скоростей и если влиянием сжимаемости воздуха можно пренебречь.

В отечественной практике моделирования флаттера, как в аэродинамических трубах малых скоростей, так и в скоростных аэродинамических трубах имеется сравнительно небольшое число опытов с варьированием массы модели m при сохранении неизменным закона ее распределения. В части этих опытов не было обнаружено существенного влияния изменения m на q_кp. Такой же вывод был сделан на основании расчетов для несжимаемого потока (рис. 28).

Рис. 28. Влияние пропорционального изменения массы m крыла на V_кp

1.19 Применения обобщенной флаттерной характеристики; опыты в скоростных аэродинамических трубах

Создавать для испытания в аэродинамических трубах малых скоростей модели с масштабом масс, удовлетворяющим равенству К_m = K_L³, удается только потому, что при малых скоростях потока для достижения флаттера требуется иметь малую жесткость модели (обычно в 50-100 раз меньше натурной в сопоставимых величинах).

Иным оказывается положение при моделировании флаттера в скоростных аэродинамических трубах, где достижение натурных значений числа М_тр = М_H происходит при скоростных напорах q_тр того же порядка, что и в полете. По этой причине модель для скоростной аэродинамической трубы должна быть по сравнению с моделью для аэродинамической трубы малых скоростей в 50-100 раз относительно более жесткой. Вследствие этого при применении освоенных конструктивных схем и типов моделей в большинстве случаев удавалось создавать лишь модели с К_m > K_L³, точнее, К_m = K_пK_L³, где К_п = 2-8- коэффициент перетяжеления. В редких случаях коэффициент К_п достигал меньшего значения.

Методика испытаний моделей при исследовании флаттера в скоростных аэродинамических трубах состоит в том, что, изменяя по какому-либо закону _тр и М_тр, определяют значение q_кр тр, при котором в аэродинамической трубе возникает флаттер исследуемой модели. Варьируя закон изменения _тр и М_тр, получают некоторую совокупность значений q_кр тр при различных _тр и М.

Пересчитав результаты испытаний модели, можно в координатах (М, , q) построить пространственную кривую, изображающую зависимость q_H кр от _н и М (рис. 29).

Рисунок 29. Форма флаттерной поверхности при автомодельности по 

При К_п = 2-8 эта кривая будет располагаться в области малых значений _H, соответствующим условиям полета на больших высотах, где достижимые скоростные напоры малы. Вследствие этого полет на таких высотах не должен оказаться опасным по условиям возникновения флаттера.

Однако полученные результаты не позволяют ответить на вопрос о безопасности от флаттера исследуемого летательного аппарата во всей области интересующих значений _H. И до тех пор, пока будут применяться конструктивные схемы моделей, не позволяющие в должной степени уменьшить К_п, придется при анализе результатов испытаний моделей в скоростной аэродинамической трубе пользоваться в первом приближении тем же самым предположением о существовании для ряда случаев области автомодельности по величине ρL³/m. В рамках предположения о существовании при флаттере области автомодельности по величине ρL³/m вплоть до ρL³/m для сжимаемого потока можно через кривую на рисунке 29 провести цилиндрическую поверхность с образующими, параллельными оси , и считать, что она изображает зависимость q_H кр во всей области изменения _н. Пересечение этой поверхности с поверхностью q_H(_H, М) определит границу области флаттера для реальных условий полета. Обычно на практике при сделанных предположениях удобно пользоваться проекцией пространственной кривой q_H кр(_H, М) на координатную плоскость (М, q), предварительно нанеся на эту плоскость семейство кривых, изображающих зависимость величины q_H для различной высоты полета Н (рис. 30).

Рисунок 30. Проекция флаттерной поверхности на плоскость (М, q)

По точкам пересечения q_H кр с семейством q_H можно в рамках принятых допущений приближенно определить границу области флаттера исследуемого летательного аппарата в координатах (М, Н).

Очевидно, что точность опытов с перетяжеленными моделями зависит от того, насколько близкими окажутся значения _тр/К_п и _H при которых q_Hкр = q_H. Следовательно, перетяжеленные модели больше подходят для исследования флаттерных характеристик высотных самолетов. Подчеркнем, что степень достоверности предположения об автомодельности по параметру ρL³/m, будет тем выше, чем относительно более тяжелым является исследуемый летательный аппарат и чем при больших высотах Н находится интересующая область полетов. Но существенное уменьшение массы летательного аппарата m, должно привести к увеличению q.