Улучшение аэроупругих характеристик летательного аппарата с крылом большого удлинения

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 полётарезультаты расчётно-экспериментальных исследований аэроупругого поведения ЛА с крылом БУ и вязкоупругими подкосамирезультаты 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 = 11 850 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.

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 пилонеполучено, 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 критическихнайдено, 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 критическихпараметрическими 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.