DE2349354A1

DE2349354A1 - Frequency response measurement of flutter characteristics - in aircraft depends on observation of damped oscillations

Info

Publication number: DE2349354A1
Application number: DE19732349354
Authority: DE
Inventors: Guenther Haidl; Josef Dr Rer Nat Dr Schoen; Wolfgang Dipl Ing Seidel
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1973-10-02
Filing date: 1973-10-02
Publication date: 1975-04-10
Also published as: DE2349354B2

Abstract

Oscillations of different frequencies are used in the case of aircraft this allows a graph of flutter amplitude against aircraft velocity to be drawn, which gives an easy estimation of the critical velocity. A burst of oscillation is applied to the structure at a particular frequency and the amplitude of oscillation of the structure is observed. This grows over a period to some maximum value, and this time is observed. The drive is then removed and the oscillation of the structure decays over another period which is also observed. From the times involved a flutter characteristic is constructed.

Description

Verfahren und Einrichtung zur Messung der Schwingungsdämpfung flatterfähiger GebildeMethod and device for measuring the vibration damping of flutterable structures

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und auf eine Einrichtung zur Messung der Schwingungsdämpfung flatterfKhiger Gebilde, wie beispielsweise Flugzeuge.The invention relates to a method and a device for measuring the vibration damping more fluttering Structures such as airplanes.

Das sogenannte Flattern ist generell für Flugzeuge problematisch, Es ist eine über Luftkräfte selbsterregte Eigenschwingungsart der Struktur. Neben einer rechnerischen Überprüfung bedarf diese Schwingungsform unbedingt einer parallel verlaufenden, experimentellen untersuchung. Diese erfolgt im Entwurfs- beziehungsweise Konstruktionsstadium an dynamisch ähnlichen Modellen im Windkanal, und später nach Fertigstellung des Flugzeugprototyps durch einen sogenannten Flugschwingungsversuch. In beiden Fällen wird die Dämpfung der interessierenden Schwingungsformen als Funktion der Fluggeschwindigkeit gemessen und registriert. Da-The so-called flutter is generally problematic for aircraft, It is a type of natural vibration of the structure that is self-excited by air forces. In addition to a mathematical check, this is required The waveform must be a parallel, experimental one investigation. This takes place in the design or construction stage on dynamically similar models in Wind tunnel, and later after completion of the aircraft prototype by a so-called flight vibration test. In both cases the damping of the waveforms of interest is called Airspeed function measured and recorded. There-

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bei ist am problematischsten die Geschwindigkeit, bei der die Schwingungsdämpfung in Richtung Null verläuft, was bei bzw. im Bereich der sogenannten kritischen Fluggeschwindigkeit der Fall ist.The most problematic for is the speed at which the vibration damping runs in the direction of zero. in the range of the so-called critical airspeed of the Case is.

Im Bereich der kritischen Fluggcschwindigkeit läßt sich nach den üblichen Berechnungsmethoden der genaueste Vergleich zwi schen Rechnung und Versuch erzielen. Leider ist es jedoch bislang nur möglich, die kritische Geschwindigkeit in Unterschallwindkanö1 en und an besonderen Modellen zu ermitteln, und zwar unter Einbeziehung geeigneter Schnellabschaltvorrichtungen des Windkanals. Bei Ilochgeschwindigkeitsmodellen, und vor allem bei Flugschwingungsvprsuchen, müssen aufwendige Dänvpfungsmpssungen außerhalb des kritischen Geschwindigkeitsbereichs durchgeführt werden, aus denen dann durch Extrapolieren die kritische Geschwindigkeit annähernd ermittelt werden kann. Dabei ist das Risiko, bei nichtgesicherter Lage des Flatterpunktes unvorhergesehen in diesen hineinzugeraten, sehr groß, was bei Fehleinschätzungen zur Katastrophe führt, d. h. das Versuchsobjekt wird durch anschwellende Resonanzschwingungen zerstört.In the critical flight speed range, the most accurate comparison between calculation and test can be achieved using the usual calculation methods. Unfortunately, it has so far only been possible to determine the critical speed in subsonic wind tunnels and on special models, specifically with the inclusion of suitable rapid shutdown devices for the wind tunnel. In the case of Iloch speed models, and above all in flight vibration tests, complex damping measurements must be carried out outside the critical speed range, from which the critical speed can then be approximately determined by extrapolating. The risk of unexpectedly getting into the flutter point if the position of the flutter point is not secured is very high, which leads to a catastrophe in the event of incorrect assessments, ie the test object is destroyed by swelling resonance vibrations.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, sowohl für Modelle als auch für Flugzeuge auch für den Ilochgeschwindigkeitsbereich eine einfache und sichere Ermittlung der kritischen Geschwindigkeit zu ermöglichen. Erreicht wird dies in einfacher Weise durch die Anwendung regelbarer Zusatzkräfte, die es je nach Bedarf gestatten, den Flattervorgang anzuregen oder zu dämpfen. Eine einfache Einrichtung zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht vor, am Versuchsobjekt aerodynamische Flächen anzuordnen, die derart einstellbar sind, daß sie den Flatterkräften entgegenwirken, oder sie auch bewußt unterstützen können. Die Erfindung ermöglicht es damit, nicht nur im Unterschall, sondern auch im Transsonic- und im überschau gebiet den gesamten Dämpfungsvnrlauf f1atteffähiger Gebilde, insbesondere von Flug-ZPUj5f>n, zu ermitteln, ohne daß im Rpreicli der kritischen Flug-"The invention is based on the object, both for models and for aircraft, as well as for the Iloch speed range enable a simple and reliable determination of the critical speed. This is achieved in a simple manner by the use of adjustable additional forces that allow the fluttering process to be stimulated or dampened as required. One simple device for carrying out the invention The method provides for aerodynamic surfaces on the test object to be arranged, which are adjustable in such a way that they counteract the flutter forces, or can also consciously support them. The invention thus makes it possible, not only in subsonic, but also in the Transsonic area and the entire area Damping flow of f1attable structures, in particular of flight ZPUj5f> n, to be determined without the critical flight "

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geschwindigkeit eine Katastrophe zu befürchten wäre. Eine Zerstörung des Flugkörpers durch Flatterschv;ingungen wird verhindert, da jedes Aufkommen einer Schwingung sofort durch die erfindungsgemäße Dämpfung unterdrückt werden kann.speed would be a disaster. A destruction of the missile due to flutter vibrations is prevented, since every occurrence of an oscillation is immediately caused by the Attenuation according to the invention can be suppressed.

Die erfindungsgeniäßen Zusatzkräfte werden vorteilhafterweise über einen Regler gesteuert. Dabei ist es von weiterem Vorteil, wenn.die Zusatzkräfte je nach Bedarf auf Anfachung oder Dämpfung kurzfristig umschaltbar sind.The additional forces according to the invention are advantageous controlled by a controller. It is of further advantage if the additional forces act on fanning or damping as required can be switched over at short notice.

Die Aufnahme der Pämpfungskurve eines flatterfähigen Gebildes erfolgt im Rahmen der Erfindung derart, daß zunächst im unterkritischen Geschwindigkeitsbereich für die stufenweise fortschreitenden Meßpunkte die auf Anfachung geschalteten Zusatzkräfte solange auf das Früfobjekt einwirken, bis sich ein Einschwingvorgang mit einer optimal zulässigen Amplitude eingestellt hat. Hiernach werden die Zusatzkräfte abgeschaltet und aus dem nachfolgenden Ausschwingvorgang die zu der betreffenden Geschwindigkeitsstufe gehörende Frequenz und die Dämpfung ermittelt. Im kritischen Geschwindigkeitsbereich und oberhalb desselben werden die Zusatzkrifte sodann auf Dämpfung geschaltet. Durch kurzzeitiges Aufheben der Dämpfung und nach Erreichen einer zulässigen Einschwingamplitude durch selbsttätiges •Finsetzen des Flattervorganges wird wieder gedämpft. Aus den in bestimmten Abständen aufgenommenen Einschwingkurven läßt sich somit die gesamte Dämpfungskurve eines flatterfähigen Gebildes ermitteln.The recording of the damping curve of a flutterable structure takes place within the scope of the invention in such a way that initially in the subcritical speed range for the gradually advancing Measuring points, the additional forces switched to amplification act on the fruit object until a transient process occurs set with an optimally permissible amplitude Has. The additional forces are then switched off and from the subsequent decay process that for the relevant one The frequency and the attenuation belonging to the speed level are determined. In the critical speed range and above it, the additional forces are then switched to damping. By temporarily canceling the damping and after reaching a permissible transient amplitude by automatic • The start of the fluttering process is dampened again. From the in Settling curves recorded at certain intervals, the entire damping curve of a flutter-capable structure can thus be determined determine.

In den Abbildungen ist die Erfindung zeichnerisch erklärt. Es zeigen:In the figures, the invention is explained graphically. Show it:

Fig.. 1 die Erläuterung des erfindungsgeinäßen VerfahrensFig. 1 the explanation of the process according to the invention

anhand eines Diagramms;
Fig. 2 Dämpfungskurven, die an einem Unterschallflattermodell gemessen wurden.based on a diagram;
2 attenuation curves measured on a subsonic flutter model.

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In Fig. 1 ist über der Luftgeschwindigkeit ν die Dämpfung D aufgetragen. Die kritische Fluggeschwindigkeit, die im Windkanal der entsprechenden Luftströmgeschwindigkeit vergleichbar ist, ist durch eine vertikal verlaufende, gestrichelte Linie K gekennzeichnet. Im. unterkritischen Boreich, d. h. im Diagramm links von der Linie K wird das Versuchsobjekt im Bereich A durch dir erfindungsgemäßen Zusatzkräfte angeregt. Im Bereich B ergibt sich sodann eine freie Ausschwingkurve-, anhand deren die zu der jewei.1 igen Strömungsgeschwindigkeit gehörende Frequenz und Dämpfung ermittelt xvird.In FIG. 1, the attenuation D is plotted against the air velocity ν applied. The critical airspeed, which is comparable to the corresponding airflow speed in the wind tunnel is indicated by a dashed line K running vertically. In the subcritical Boreich, d. H. in the diagram to the left of line K is the test object in area A. stimulated by you additional forces according to the invention. In the area B then results in a free swing-out curve, based on which the frequency belonging to the respective flow velocity and attenuation is determined xvird.

Im überkritischen Bereich liegen die Verhältnisse umgekehrt, d. h. im Bereich C liegt die selbsterregte Flattereinschwingkurve, die im Bereich F von den erfindungsgemäßen Zusatzkraften gedämpft werden muß. Auf diese Weise können beliebig viele Punkte a bis h der Eänipfungskurve D ermittelt werden.In the supercritical area, the situation is reversed, d. H. in area C is the self-excited flutter settling curve, those in the area F of the additional forces according to the invention must be dampened. In this way, any number of points a to h of the tapping curve D can be determined.

Die Fig. 2 veranschaulicht, wie eine einem Flugzeug eigene, unvorteilhafte Lämpfungskurve durch die erfindungsgemäßen Zusatzkräfte verbessert werden kann. Auch in diesem Diagramm ist über der Luftgeschwindigkeit ν die Dämpfung D aufgetragen. Die Kurve F stellt die wirkliche Dämpfungskurve eines Flugzeugs dar. Die kritische Luftgeschwindigkeit beginnt bei dem Punkt I, von wo aus sich das Flattergebiet in den Bereich zunehmender Luftgeschwindigkeit erstreckt.Fig. 2 illustrates how an aircraft inherent, disadvantageous Attenuation curve due to the additional forces according to the invention can be improved. In this diagram, too, the attenuation D is plotted against the air speed ν. The curve F represents the actual damping curve of an aircraft. The critical air speed starts at point I from where from where the flutter area extends into the area of increasing air speed.

Die Kurve G wurde an dem gleichen Flugobjekt ermittelt, nachdem an diesem eine geregelte Zusatzdämpfung gemäß der Erfindung vorgesehen war. Die Kurve G schneidet die Abszisse des Diagramms der Fig. 2 im Punkt II, was bedeutet, daß die kritische Geschwindigkeit zur Einleitung des Flatterns erst in einem beachtlich höheren Bereich eintritt.The curve G was determined on the same flight object after a regulated additional damping according to the invention was intended. The curve G intersects the abscissa of the diagram of FIG. 2 at point II, which means that the critical speed to initiate the flutter occurs only in a considerably higher area.

- Patentansprüche -- patent claims -

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Claims

Method for measuring the vibration damping of flutter-capable Forms, such as aircraft, characterized by the use of controllable Additional forces that allow the fluttering process as needed stimulate or dampen.

2. Device for performing the method according to claim 1, characterized in that the additional forces are generated by aerodynamic surfaces.

3 · device according to claim 2, characterized ekc g η η is characterized in that the additional forces, a controller is connected upstream.

4. Device according to claims 2 and 3i, characterized in that the Zusatzkri'fte short term can be switched from excitation to damping.

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