способ изменения формы профиля несущей поверхности летательного аппарата

Формула изобретения

Способ изменения формы профиля несущей поверхности ЛА, основанный на нагреве силовых элементов, отличающийся тем, что в каждую нервюру в ее нижней части вводят стержень, который для обеспечения искривления нервюры до заданной кривизны для режимов малых скоростей полета сжимают в ненагретом состоянии, а для режимов сверхзвуковых скоростей полета нагревают стержень посредством аэродинамического трения или с помощью нагревательных устройств, вызывая его удлинение, при котором накопленные внутренние напряжения в нервюре распрямляют профиль, при переходе обратно на малые скорости производят вновь укорачивание длины стержня и соответствующее искривление профиля за счет охлаждения.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкции самолетов. Оно может применяться для улучшения аэродинамических свойств несущих поверхностей преимущественно на сверхзвуковых летательных аппаратах (ЛА).

Аэродинамические свойства несущей поверхности обычно оцениваются с помощью коэффициента аэродинамического качества

K_a = C_ya/C_xa,

где C_ya, C_xa - соответственно коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления.

На режимах взлета, посадки и полета на малых скоростях лучшим аэродинамическим качеством обладают профили с большей аэродинамической кривизной. Соответствующая кривизна срединной поверхности при этом может обеспечить минимальное значение коэффициента C_xa за счет безударного обтекания и распределение циркуляции вдоль размаха по эллиптическому закону, а также увеличение допускаемой подъемной силы по срыву [Колесников Г.А., Марков В.К., Михайлюк А. А. и др. Аэродинамика летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1993. - 544 с., стр. 201]. На сверхзвуковых режимах полета большим аэродинамическим качеством обладают профили без кривизны. В типовой конструкции крыла для изменения формы в носовой и хвостовой частях профиля обычно используются традиционные средства механизации передней и задней кромок крыла ЛА, которые приспособлены для работы в сравнительно малом диапазоне скоростей (взлет и посадка).

Характерной особенностью современного самолетостроения является все большее объединение различных подвижных частей крыла в единую многофункциональную систему. Так называемые адаптивные профили (АП) - [Бушуев В.И. и др. Аэродинамическая компонова и характеристики ЛА. Под ред. М.И. Ништа. - М.: Машиностроение, 1991. - 256 с.] позволяют за счет изменения формы профиля получать на различных режимах полета наилучшие аэродинамические характеристики. С помощью специального устройства в носовой и хвостовой частях адаптивного крыла за счет гибкости обшивки обеспечивается изменение крутки и кривизны профиля. В результате поляра адаптивного крыла при плавном изменении его кривизны представляет собой огибающую поляр отдельных режимов. По оценке специалистов в приведенном выше источнике отмечается, что радиус действия ЛА за счет применения адаптивных профилей может быть увеличен до 15%.

Наиболее недоработанным местом с точки зрения аэродинамики в адаптивном крыле является центральная часть профиля, которая обычно представляет собой кессон, остающийся, как правило, жесткой частью конструкции. Его неизменяемая форма в целом отрицательно сказывается на получении более высоких аэродинамических характеристик. Возможность влияния на кривизну центральной части адаптивного крыла безусловно будет способствовать улучшению аэродинамических характеристик таких конструкций.

К традиционным недостаткам АП следует отнести также сложность изготовления гибкой конструкции крыла, увеличение массы за счет механизмов изменения кривизны, необходимость применения высокоточных систем управления этих устройств. Предлагаемая достаточно простой способ, обеспечивающий наличие кривизны на дозвуковых режимах полета, устранение кривизны на сверхзвуковых режимах и вновь придание кривизны на дозвуковых скоростях.

Наиболее близкими по технической сущности является изобретение А.С. Кретова, Д.А. Белика "Несущая поверхность с регулируемым центром жесткости", патент на изобретение N 2058246 от 20.04.96. В указанном изобретении предлагается изменять крутильную жесткость и положение центра жесткости за счет искусственного нагрева элемента, замыкающего контур, который обеспечивает основную крутильную жесткость конструкции. В результате нагрева этого элемента, вследствие снижения модуля сдвига материала элемента, происходит уменьшение жесткости конструкции на кручение, а также смещение центра жесткости. К недостатку прототипа следует отнести необходимость больших затрат энергии на нагрев до необходимой температуры, а также способность воздействия только на крутильные характеристики конструкции.

Решаемой задачей в данной заявке на изобретение является разработка способа изменения формы профиля несущей поверхности ЛА, основанного на нагреве силовых элементов, где в каждую нервюру в ее нижней части вводят стержень, который для обеспечения искривления нервюры до заданной кривизны режимов малых скоростей полета сжимают в ненагретом состоянии, а для режимов сверхзвуковых скоростей полета нагревают стержень посредством аэродинамического трения или с помощью нагревательных устройств, вызывая его удлинение, при котором накопленные внутренние напряжения в нервюре распрямляют профиль, при переходе обратно на малые скорости производят вновь укорачивание длины стержня и соответствующее искривление профиля за счет охлаждения.

Для пояснения сущности изобретения и подтверждения возможности его осуществления приводятся две фигуры. На фиг. 1 представлены:a - форма несущей поверхности в плане с расположенными на ней нервюрами; б - форма профиля, которую будет иметь поперечное сечение крыла на режимах сверхзвуковых скоростей полета; в - форма профиля для малых скоростей полета. На фиг. 1 обозначены: 1 - нервюра; 2 - стержень; 3 - устройство для изменения длины стержня; 4 - нагревательное устройство. На фиг. 2 показаны: а - конкретный вариант схематизации поперечного сечения и ее центральной части, описываемой одиннадцатью ферменными элементами; б - зависимость относительной вогнутости профиля от условной температуры стержней изменяемой длины, эквивалентной величине предварительного натяжения.

Перед началом эксплуатации ЛА производим укорачивание стержня 2 на нервюре 1 (фиг. 1) с помощью устройства 3, что обеспечивает профилю необходимую кривизну и увеличение коэффициента аэродинамического качества на малых скоростях полета. При выходе на большие скорости за счет естественного нагрева нижней поверхности и дополнительного подогрева устройством 4 происходит тепловое удлинение стержня 2 и освобождение нервюры от предварительного искривления с соответствующим увеличением K_a для этого режима полета. В качестве нагревательных устройств могут применяться устройства электрического типа, аналогичные тем, которые используются в противообледенительных системах самолета [Мещерякова Т.П. Проектирование систем защиты самолетов и вертолетов. М. Машиностроение, 1977. 232 с.]. Снижение скорости и естественное охлаждение стержня 2 вызывает за счет предварительного натяжения вновь искривление профиля до первоначальной величины.

Проведем численный эксперимент, подтверждающий возможность реализации данного изобретения. Представим условную нервюру кессонной части несущей поверхности в виде одиннадцати стержневой фермы прямоугольной формы - фиг. 2а, со следующими параметрами: модуль упругости материала E = 72 ГПа, площадь поперечного сечения каждого элемента a = 1 см², высота и хорда нервюры соответственно: h = 0,1 м; b = 1 м. Нижние элементы 2 и 7 этой фермы будут выполнять также функции предварительно сжатого стержня. На фиг. 2б показано изменение относительной вогнутости центральной части профиля (кривизны).

f^* = (f/b)100%,

где f - максимальная вогнутость, b - хорда кессона;

в зависимости от начальных деформаций (предварительного натяжения) нижних стержней 2, 7 - ₀ Для удобства анализа начальные деформации пересчитаны на условные начальные температуры этих стержней по формуле:

T₀₂ = T₀₇ = -₀/,

где - коэффициент линейного расширения материала, для алюминиевых сплавов = 0,000024.

Если ориентироваться на значения относительных вогнутостей профилей существующих околозвуковых самолетов, то эта величина составляет f^* = 0,2... 0,3%. Такая вогнутость обеспечивается при начальной деформации нижних стержней, соответствующей температуре - 70^oC.

Далее обратимся к распределению температур по поверхности крыла. Как показывают многочисленные эксперименты (например, [Зайцев В.Н. Рудаков В.Л. Конструкция и прочность самолетов. Киев. "Вища школа", 1978, стр. 45]), температура на нижней поверхности крыла выше температуры верхней поверхности. Эта разность составляет величину порядка (50 - 70)^oC. Таким образом этот пример доказывает возможность обеспечения "распрямления" профиля за счет более высокого нагрева предварительно сжатого стержня только от аэродинамического потока. Для более точного задания температурного состояния этого стержня возможно применение внутренних нагревательных устройств.

При реализации данного технического решения в каждом конкретном случае необходим более строгий расчет теплового и напряженно-деформированного состояния проектируемой несущей поверхности и соответствующий подбор жесткости вводимого стержня.

Сравнивая предлагаемое техническое решение с типовой конструкцией несущей поверхности, можно сделать вывод о том, что полет на сверхзвуковой скорости при отсутствии кривизны профиля и появление кривизны при дозвуковых скоростях позволит добиться более высокого аэродинамического качества и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение дальности полета по предварительной оценке на (5-10)%.