Реконфигурируемая упругодеформируемая панель и адаптивное крыло летательного аппарата на ее основе

Группа изобретений относится к области адаптивных управляемых крыльев летательных аппаратов. Реконфигурируемая упругодеформируемая панель имеет единое эластичное подвижное сочленение и состоит из множества блоков, соединенных между собой последовательным объединением связей с переменным положением относительно поворотной оси, образующей собой каркас, при этом каркас служит несущей поверхностью крыла самолета. Крыло летательного аппарата содержит вышеописанную реконфигурируемую упругодеформируемую панель, при этом конструкция панели имеет форму крыла летательного аппарата с обшивкой, состоящей из сдвижных пластинчатых покрывных элементов, при этом обшивка имеет непрерывную поверхность. Каркас крыла состоит из трех модулей, соединенных между собой, а в центральной части крыла, между двумя модулями, расположен узел изменения геометрии крыла, состоящего из искривлённого в одной плоскости вала-рычага, проходящего через пазы в промежуточных элементах панели. Технический результат заключается в повышении эффективности аэродинамических показателей крыла, обладающего непрерывной плавной формой покровных поверхностей при отклонении панели на определенный угол, обусловленных применением реконфигурируемой упругодеформируемой панели, а также упрощении конструкции аэродинамической структуры и ее системы управления. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Настоящая группа изобретений относится к области аэродинамики и может найти применение в авиационной технике, например в конструкциях трансформируемой несущей поверхности адаптивных крыльев, обеспечивающей заданное плавное изменение геометрии крыла.

Одним из направлений повышения аэродинамического качества на крейсерском режиме полёта и улучшения взлётно-посадочных характеристик летательного аппарата, например, самолёта является управление обтеканием несущих и управляющих аэродинамических поверхностей.

Для повышения аэродинамического качества крыла классическим подходом является применение системы адаптивной «щелевой» механизации крыла, которая обеспечивает плавное (в пределах необходимой точности /или ступенчатое) изменение углов установки носков и закрылков в зависимости от угла атаки и числа Маха. Однако эта система допускает разрывное изменение аэродинамических производных во всём диапазоне параметров. Данный классический подход, применяемый при создании летательных аппаратов, позволяет лишь незначительно повысить аэродинамическое качество и улучшить взлётно-посадочные характеристики самолёта. Механизация крыла в виде простых отклоняемых носков и хвостиков профилей или изменения стреловидности не позволяет достичь высоких значений максимального коэффициента подъёмной силы при изменяющихся режимах работы.

Классическое управление летательным аппаратом осуществляется с помощью локального изменения кривизны несущей поверхности (крыла) посредством элеронов, которые отклоняются на углы, противоположные по знакам, создавая момент крена. При изменении угла тангажа отклоняется руль высоты, меняя кривизну, и, как следствие, меняя подъемную силу на горизонтальном оперении, которая в свою очередь создает момент тангажа. Аналогично происходит управление углом рысканья. Изменение подъемной силы основной несущей аэродинамической поверхности осуществляется отклонением предкрылков и закрылков.

Во всех указанных случаях для обеспечения отклонения элементов управления летательного аппарата необходима сложнейшая система приводов, направляющих, узлов крепления и усилений, что неизбежно ведет к усложнению конструкции и увеличению веса аппарата в целом. Кроме того, при классической системе управления возникают негативные эффекты от щелевых элементов, например наличие щелей между крылом и элероном увеличивает сопротивление и стимулирует срыв потока, к тому же профиль получается с резкими изменениями кривизны (изломами), что негативно влияет на его аэродинамические характеристики.

В последние годы, в связи с развитием технической базы и появлением новых авиационных материалов всё большее внимание обращается на возможность улучшения аэродинамических характеристик самолёта за счёт изменения геометрии крыла в зависимости от режима полёта — применения адаптивного крыла.

Профиль адаптивного управляемого крыла принимает форму, близкую к оптимальной на каждом заданном режиме полёта. Конструкция такого крыла позволяет плавно (за счёт гибкой обшивки) отклонять носовую и хвостовую часть крыла, изменяя, таким образом, кривизну вдоль размаха в зависимости от высоты, скорости полёта и нагрузки. При этом не возникают процессы, приводящие к образованию ненужных турбулентностей и срыва потока. Перспективным направлением работ является реализация безотрывного обтекания поверхностей крыла путём изменения кривизны элементов. Адаптивная механизация крыла, благодаря упрощённой кинематике, привлекательна тем, что позволяет отказаться от применения сложных по конфигурации систем механизации крыла, кроме того, такое адаптивное крыло позволяет уменьшить потери несущих свойств на балансировку.

Адаптация несущей системы самолёта может осуществляться за счёт изменения размаха и стреловидности крыла, а также формы, кривизны и толщины профиля. И если по первым двум направлениям имеется достаточно много наработок, созданы не только опытные образцы, но и серийные машины, то работы по изменению кривизны и толщины профиля получили широкое развитие сравнительно недавно. Это связано с появлением новых материалов и новых технологий.

Известно, что дополнительная механизация и сложность системы управления кривизной, а также возрастание массы конструкции не всегда оправдывают некоторого улучшения топливной эффективности самолёта и его взлетно-посадочных свойств. Современная технологическая база и развитие авиационных материалов позволяют обеспечить создание исполнительных механизмов адаптивной системы управления обтеканием несущей системы на более высоком уровне.

Известно устройство аэродинамическое крыло летательного аппарата с адаптивно изменяющейся поверхностью, патент России № RU2660191 [1], приоритет от 30.11.2016г. Устройство аэродинамическое крыло с адаптивно изменяющейся поверхностью для компенсации турбулентности содержит подвижные пластины, которые имеют две оси вращения, опирающиеся на элементы каркаса крыла. На поверхности каждой пластины расположен датчик, измеряющий внешнее давление. Вращение пластин осуществляется посредством двух исполнительных сервомеханизмов под управлением отдельного микрокомпьютера, в который поступает информация с датчика пластины и о текущем положении пластины. Все микрокомпьютеры связаны в сеть, в которой каждый микрокомпьютер связан только с микрокомпьютерами соседних пластин.

Недостатком такого аэродинамического крыла летательного аппарата являются ограниченные варианты изменения кривизны поверхности крыла, а также наличие деформаций, обусловленных структурой крыла.

Известно устройство аэродинамический элемент с деформируемой внешней обшивкой, патент Германии № DE102009026457 [2], приоритет от 25.05.2009г. Изобретение относится к аэродинамическому элементу, в частности к крылу, посадочному закрылку, руля высоты тангажа, руля направления рыскания, киля или хвостового оперения. Аэродинамический компонент содержит внешнюю оболочку и по меньшей мере один поддерживающий элемент, поддерживающий указанную внешнюю оболочку. Привод вращает опорный элемент. Между опорным элементом и внешней оболочкой создается поддерживающая область. Опорная область передает деформационные силы от привода через опорный элемент к внешней оболочке. Опорный элемент разработан и сконфигурирован для изменения расстояния от опорной области от продольной плоскости аэродинамического элемента с вращением опорного элемента. На внешней оболочке имеется область упругой деформации.

К недостаткам технического решения можно отнести возможность деформации (изменения профиля) только в одной плоскости - радиальной, что снижает возможности по повышению аэродинамических качеств крыла. Также к недостаткам данного аналога можно отнести сложность конструкции крыла и системы управления.

Наиболее близким по технической сущности является упругодеформируемая панель адаптивной несущей поверхности, патент РФ №2299833 [3], приоритет от 24.11.2005г. Деформируемая панель содержит сотовый каркас, образованный жесткими продольными и упругими поперечными элементами, причем панель покрыта предварительно растянутой эластичной оболочкой. На нейтральной поверхности панели расположена упругая пластина переменного сечения вдоль линии изгиба. Эластичная оболочка и упругие поперечные элементы сотового каркаса изготовлены из эластомера, армированного высокомодульными материалами. Упругая пластина может быть выполнена из металла с памятью формы или биметалла с возможностью изменения формы под действием управляющей команды.

Недостатками такого технического решения являются невысокие показатели аэродинамической эффективности, обусловленные отсутствием возможности изменять геометрию крыла в продольном направлении. Кроме того, отсутствует возможность изменение настроек формы профиля крыла во время движения летательного аппарата.

Предлагается новое устройство свободное от вышеупомянутых недостатков.

Задачей заявляемой группы изобретений является создание новой адаптивной реконфигурируемой упругодеформируемой управляемой аэродинамической структуры, используемой в качестве каркаса адаптивной конструкции крыла летательного аппарата для обеспечения плавного изменения пространственной конфигурации аэродинамического профиля и поверхности крыла и обеспечения улучшения аэродинамического качества крыла.

Важным отличительным свойством адаптивного крыла является сохранение гладкости его профилей при деформации срединной поверхности. Уменьшение сопротивления может быть достигнуто по двум направлениям.

Во-первых, за счёт оптимального изменения, в зависимости от режима полёта, деформации срединной поверхности. Это позволяет на крейсерских режимах делать крыло практически плоским, что уменьшает сопротивление при нулевой подъёмной силе, а при манёвре — оптимально деформированным с распределением циркуляции по размаху крыла, близким к эллиптическому, что уменьшает индуктивное сопротивление.

Во-вторых, на больших углах атаки в местах излома верхней поверхности крыла при отклонении обычной механизации возникает местный отрыв потока. Применение на адаптивном крыле носков с большой относительной хордой и гибкой обивкой позволяют решить эту проблему.

Отклонение подвижных элементов с сохранением плавности его обводов по некоторому закону, подобранному на основании экспериментальных и расчётных исследований, позволяет перераспределить давление на поверхности крыла таким образом, чтобы предотвратить срыв потока или существенно ослабить его развитие на выбранном режиме полёта. В результате граница возникновения тряски и автоколебаний (бафтинга) смещается на большие углы атаки, повышается эффективность поворотных поверхностей, работающих в режиме органов управления. Во время маневра, за счёт предотвращения отрыва потока, адаптивное крыло даёт ощутимый выигрыш аэродинамического качества.

Если изменение формы адаптивного крыла подчинить условиям, при выполнении которых критическая точка в каждом сечении крыла смещается в носок профиля, а распределение циркуляции скорости по размаху становится эллиптическим, то при выбранном значении коэффициента подъёмной силы обеспечивается минимальный коэффициент сопротивления. В первом случае снижаются пики разрежения в окрестности передней кромки, которые на обычном крыле приводят по достижении некоторого угла атаки к отрыву потока и потерям подсасывающей силы, то есть к увеличению сопротивления. При выполнении второго условия минимизируется индуктивное сопротивление.

Отклонение элементов адаптивного крыла, осуществляемое так, чтобы центр давления действующих на самолёт аэродинамических сил не менял своего положения, даёт возможность осуществить непосредственное управление аэродинамической подъёмной силой.

Данное изобретение актуально в области авиации, при проектировании адаптивных частей несущих поверхностей летательных аппаратов. Панель также может быть использована в тех случаях, когда необходимо гибкое и плавное соединение элементов конструкции непрерывной поверхностью.

Технический результат заключается в повышении эффективности аэродинамических показателей крыла благодаря достижению плавной формы покрывных поверхностей крыла, обусловленных использованием реконфигурируемой упругодеформируемой панели как несущую конструкцией крыла, а также упрощение конструкции и системы управления адаптивным крылом.

В соответствии с пунктом 1 формулы изобретения технический результат достигается тем, что реконфигурируемая упругодеформируемая панель, характеризующаяся блочной формой и эластичным каркасом, который имеет единое упругодеформируемое/эластичное подвижное сочленение, и которая может состоять из множества блоков соединенных между собой последовательным объединением связей с переменным положением относительно поворотной оси образующей собой каркас, при этом каркас может служить несущей поверхностью, например, каркасом крыла самолета, при этом переменное положение блочной формы имеет три комбинации состояний.

В соответствии с пунктом 2 формулы изобретения технический результат достигается тем, что крыло летательного аппарата содержит реконфигурируемую упругодеформируемую панель, выполненную по п.1 формулы, при этом конструкция панели имеет единую сочлененную форму крыла летательного аппарата с обшивкой состоящей из сдвижных пластинчатых покрывных элементов обладающими пружинящим свойством, при этом обшивка имеет непрерывную поверхность, при этом каркас крыла состоит из трех модулей соединенных между собой, а в центральной части крыла, между двумя модулями, расположен узел изменения геометрии крыла состоящего из искривлённого в одной плоскости вала-рычага, проходящего через пазы в промежуточных элементах реконфигурируемой упругодеформируемой панели.

Кроме того, крыло летательного аппарата, по п.2 формулы изобретения может содержать привод с эффектом памяти формы с изменением геометрии профиля под действием управляющей команды.

Сущность группы изобретений поясняется фигурами.

На Фиг. 1 показана упругодеформируемая панель подвижного сочленения.

На Фиг. 2 показана упругодеформируемая панель подвижного сочленения с переменной поворотной осью в трех стадиях.

На Фиг. 2А показаны эластичные (упругодеформируемые) элементы панели (выделены красным цветом)

На Фиг. 3 показана упругодеформируемая панель подвижного сочленения в форме крыла самолета.

На Фиг. 4 показана реконфигурируемая упругодеформируемая аэродинамическая панель в виде конструкции крыла самолета (летательного аппарата).

На Фиг. 5 показана структура конструкции крыла самолета с разбивкой по элементам реконфигурируемой упругодеформируемой аэродинамической панели

На Фиг. 6 показан узел изменения геометрии упругодеформируемой аэродинамической панели (вал-рычаг встроенный в реконфигурируемую упругодеформируемую панель в виде крыла самолета).

На Фиг. 7 показана схема зависимости пространственной формы упругодеформируемой панели от угла поворота вала-рычага привода.

На Фиг. 8 показан узел изменения геометрии упругодеформируемой аэродинамической панели с «рычажным» приводом в системе крыла.

В основе предлагаемой группы изобретений лежит конструкция каркаса реконфигурируемого упругодеформируемой панели, представляющей собой вариант реализации «механической» версии тритетрафлексагона, которая призвана обеспечить упрощение конструкции структуры и заданный угол согласованного изменения положения между элементами в структуре адаптивного крыла. Тритетрафлексагон - это плоская модель из области математической топологии, имеющая три поверхности, из которых одна, скрытая в складках конструкции, становится явной после того, как, путем выворачивания, стала невидимой одна из двух ранее открытых поверхностей.

Тритетрафлексагон, реализованный в виде упругодеформируемой панели, представляет собой подвижное сочленение с переменной поворотной осью (Фиг. 1) за счет литеры 0 и 0', которая служит как шарнирный узел. Данная упругодеформируемая панель в процессе работы может пребывать в трех стадиях (а), (б) и (в) (Фиг. 2), с плавным переходом из одного состояния в другое, за счет эластичных (упругодеформируемымых) элементов в конструкции (Фиг. 2А).

Согласно изобретению (Фиг. 3) реконфигурируемая упругодеформируемая аэродинамическая панель представлена в виде единого профильного элемента в виде крыла самолета, где δ – зазор. При этом конструкция крыла представляет собой эластичный каркас, которого аналогичен cross-axis flexural hinge pivots [4], [5], [6] обеспечивающий плавное (не ступенчатое) и согласованное изменение (трансформацию) конфигурации профиля и поверхности крыла в продольной и поперечной плоскостях, обеспечивающие улучшение аэродинамического качества крыла.

Реконфигурируемая упругодеформируемая панель (Фиг. 4) представляет собой последовательное, вдоль хорды профиля крыла, объединение шарниров с переменной поворотной осью (1), вписанных в контур профиля крыла. Упругодеформируемая аэродинамическая панель снабжена сдвижными пластинчатыми покровными элементами (2), которые обеспечивают непрерывность поверхностей крыла, выступая в качестве обшивки. Профильные элементы реконфигурируемой упругодеформируемой аэродинамической панели располагаются послойно в комбинации (2)-(3)-(2) (Фиг. 5). При этом на Фиг. 4 указаны сдвижные пластинчатые покровные элементы (1); взаимообратное расположение связей узлов подвижных сочленений с переменной поворотной осью (а) и шарнир с переменной поворотной осью (b). Сдвижные пластинчатые покровные элементы удерживаются в конструкции посредством соединения «ласточкин хвост», обеспечивая панели законченный собранный вид (Фиг. 4 и Фиг. 5).

Согласно изобретению, структура конструкции крыла самолета (Фиг. 5) показана с разбивкой по элементам реконфигурируемой упругодеформируемой аэродинамической панели, где 1 – сдвижные пластинчатые покровные элементы; 2 – единый профильный элемент; 3 – элементы сборного промежуточного профиля, а - связь.

Согласно изобретению, (Фиг. 6) в конструкции крыла расположен узел изменения геометрии крыла состоящего из искривлённого в одной плоскости вала-рычага (6) соединенного с мотором-редуктором (5), проходящего через пазы в промежуточных элементах (4) реконфигурируемой упругодеформируемой панели. В представленной на Фиг. 7 схеме зависимости пространственной формы аэродинамической панели от угла поворота вала-рычага (8) привода, управление пространственным положением ячеистого заполнителя (отклонение вниз, нейтральное положение и отклонение вверх) осуществляется путем вращения искривленного в одной плоскости рычага, одним концом связанного с валом электромеханического привода, при этом (7) – неподвижна часть конструкции; (9) – тело упругодеформируемой аэродинамической панели (показан условно). Вал-рычаг, вращаясь, перемещается в пазах промежуточный элементов упругодеформируемой панели и тем самым изменяет её геометрию с учетом аэродинамических и технологических требований, предъявляемых к конструкции, с плавным переходом системы из одного положения в другое, I – отклонение вниз; II – нейтральное положение; III - отклонение вверх.

Узел изменения геометрии упругодеформируемой аэродинамической панели (10) в системе крыла (Фиг. 8) располагается между двумя модулями с принудительно изменяемой пространственной формой (2). При этом пластинчатые покровные поверхности (1), обеспечивая непрерывность поверхностей крыла, делают представленную конструкцию функционально завершенной.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

[1] Патент на изобретение России № RU2660191

[2] Патент на изобретение Германии № DE102009026457

[3] Патент на изобретение России № RU 2299833

[4] Loudon, K., Bouferrouk, A., Coleman, B., Hughes, F., Lewis, B., Parsons, B., …Yao, Y. (2018, July). Further development of a variable camber morphing mechanism using the direct control airfoil geometry concept. Paper presented at International Symposium of Sustainable Aviation.

[5] Jensen, Brian & Howell, Larry. (2002). The modeling of cross-axis flexural pivots. Mechanism and Machine Theory. 37. 461-476.

[6] Merriam, Ezekiel G. “Stiffness Reduction Strategies for Additively Manufactured Compliant Mechanisms.” (2016).

[7] Yi, Zheng & Li, Yangmin. (2012). A new method to design robotic hand based on cross-axis flexural pivots. Chinese Control Conference, CCC. 5129-5134.

[8] L. Howel, Compliant Mechanisms, New York: Wiley, 2001.

[9] N. Lobontiu, Compliant mechanism: design of flexures hinges, CRC press, 2003.

1. Реконфигурируемая упругодеформируемая панель, характеризующаяся блочной формой и эластичным каркасом, отличающаяся тем, что панель имеет единое упругодеформируеме - эластичное подвижное сочленение и состоит из множества блоков, соединенных между собой последовательным объединением связей с переменным положением относительно поворотной оси, образующей собой каркас, при этом каркас может служить несущей поверхностью, например каркасом крыла самолета, при этом переменное положение блочной формы имеет три комбинации состояний.

2. Крыло летательного аппарата, содержащее каркас, обшивку и узел изменения геометрии крыла, отличающееся тем, что каркас состоит из реконфигурируемой упругодеформируемой панели, выполненной по п.1, при этом конструкция панели имеет единую сочлененную форму крыла летательного аппарата с обшивкой, состоящей из сдвижных пластинчатых покрывных элементов, обладающих пружинящим свойством, при этом обшивка имеет непрерывную поверхность, при этом каркас крыла состоит из трех модулей, соединенных между собой, а в центральной части крыла, между двумя модулями, расположен узел изменения геометрии крыла, состоящего из искривлённого в одной плоскости вала-рычага, проходящего через пазы в промежуточных элементах реконфигурируемой упругодеформируемой панели.

3. Крыло летательного аппарата по п.2, отличающееся тем, что имеет привод с эффектом памяти формы с изменением геометрии профиля под действием управляющей команды.