Спосіб зміни амплітудно-частотної характеристики крила літака

Спосіб зміни амплітудно-частотної характери 3 F( ) f1 sin( fn sin( nt 1t 15860 1) n n) f2 sin( i 1 2t fi sin( it 2) i)  , (2) це сума гармонічних випадкових складових процесу збудження коливань пластини. Рівняння (1) в частотній області має наступний вигляд: (T 2S2 де: F( ) (3) 2 TS 1)y m3 - стала часу системи; 3EI b - відносний коефіцієнт демпфування; 2m S=jw - змінна Лапласа. Рівняння (3) представляється амплітудночастотними характеристиками Фіг.3. і фазочастотними Фіг.4. характеристиками. В заявленому способі відмінною характеристикою є те, що ПВ 2 (див Фіг.2.) змінює своє положення відносно пластини вздовж осі X, змінюючи параметр  , що дає можливість змінювати АЧХ крила літака, тим самим здійснювати адаптацію T 4 АЧХ відносно зовнішніх збурень, на відміну від прототипу, де параметр  , та АЧХ крила літака фіксовані. Спосіб здійснюють наступним чином: Під час польоту літака його крило 1 (див Фіг.1.) під дією зовнішніх стахостичних аеродинамічних навантажень здійснює вібрації в площині, перпендикулярній площині крила. Інформація про інерційне прискорення вібропроцесу руху крила сприймається акселерометром 6 і через канали перетворення 7 коливань потрапляє на виконавчій пристрій 4. Так як ця інформація визначається параметрами збурень які є нестаціонарними в часі, результатом її виконання виконавчим пристроєм 4 є переміщення протифлаттерного вантажу 2 вздовж осі розмаху крила 5 по направляючим 3, що викличе зміну частотних характеристик крила. Таким чином будемо мати різного вигляду АЧХ, що адекватні діючим збуренням. Дня доведення запропонованого способу приведемо розрахунковий приклад. Розглянемо модель, параметри якої наведені в таблиці 1. Таблиця 1 A( ) ( ) I, м4 12*10-6 E, H/м 2*1011 F, H 100 F (1 T2 arctg 2 2 2 ) m, кг 10 0,3 положення вздовж розмаху крила протифлатерного вантажу (  ), з урахуванням наведених вище викладок наведено в таблиці 2. , 4 2T2 ,м 10 2 T 1 T2 2 Результати розрахунку А( ),та ( ) при зміні Таблиця 2 ,м 10 9 5 , рад/с А( ), дБ ( ), рад А1( ), дБ 1( ), рад А2( ), дБ 2( ), рад 1 101,6 -0,08 100,85 -0,061 100,02 -0,0104 5 150,47 -0,68 124,48 -0,39 100,62 -0,0524 Ці данні підтверджуються моделюванням результатів за допомогою програмного забезпечення MathCAD, результати у вигляді графіків наведені на Фіг.3, 4. З Фіг.3 та Фіг.4 видно, що рух ПВ вздовж осі крила зміщує резонансну частоту, з чого робимо висновок; діапазон частот в заявленому об'єкті ширший в порівнянні з діапазоном частот прототипу, це дає змогу використовувати об'єкт в неприйнятних, тобто критичних режимах, що підвищує швидкість польоту літака. Наведені розрахункові приклади наочно підт 7 170,68 -1,47 152,76 -0,7071 101,22 -0,07388 9 106,67 -2,21 174,69 -1,27 102,03 -0,0958 50 2,109 -3,05 4,0297 -3,0189 173,55 -1,1288 100 0,521 -3,09 0,98331 -3,0818 44,101 -2,6643 верджують працездатність такого способу, а також досягнення позитивного ефекту, розширення смуги пропускання АЧХ крила по відношенню до смуги дії зовнішнього аеродинамічного збурення це збільшує максимально допустиму швидкість літального апарата (ЛА), з якою він може рухатися без погрози появи аварійної ситуації. Література: 1. Кан С.Н. Расчет самолета на прочность. М.: Оборонгиз, 1958 - 292с. 5 15860 6 7 Комп’ютерна верстка А. Крулевський 15860 8 Підписне Тираж 26 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601