крыло летательного аппарата

Формула изобретения

1. Крыло летательного аппарата с регулируемой несущей поверхностью, выполненное в виде кессона с силовым набором и панелями, состоящего из корневой и концевой частей, отличающееся тем, что панели концевой части кессона выполнены из слоистого композиционного материала, слои которого несимметрично ориентированы относительно направления продольной оси кессона и расположены по толщине материала панели таким образом, что при нагружении крыла его концевая часть изгибается и поворачивается относительно потока воздуха, вызывая снижение аэродинамической нагрузки, действующей на крыло за счет изменения формы крыла, которая восстанавливается при снятии нагрузки.

2. Крыло по п.1, отличающееся тем, что слои композиционного материала, ориентированные несимметрично относительно направления продольной оси кессона, расположены на различном расстоянии от плоскости, проходящей через середину толщины панели кессона.

3. Крыло по п.1, отличающееся тем, что слои композиционного материала, ориентированные несимметрично относительно направления оси кессона, выполнены из разнородных или однородных материалов с различными упругими свойствами.

4. Крыло по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что длина концевой части кессона с панелями из слоистого композиционного материала составляет 20-50% от размаха крыла.

5. Крыло по любому из пп.1-4, отличающееся тем, что слои композиционного материала верхней и нижней панелей концевой части кессона расположены зеркально симметрично.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области создания аэродинамических элементов летательных аппаратов, а именно к регулированию формы несущей поверхности крыла путем его закрутки, в авиационной промышленности, а также в машиностроении.

Известно устройство управления аэродинамической круткой - механизм крутки крыла, который содержит один работающий на кручение вал, расположенный внутри каждого крыла и прикрепленный к фюзеляжу. Валы жестко прикреплены к конструктивным элементам крыла около законцовки последнего. К внутреннему концу каждого вала прикреплен силовой привод, соединенный с летательным аппаратом. Силовой привод содержит соленоид с электрическим возбуждением. Соленоид прикреплен к вращающемуся рычагу, который прикреплен к валу. Вал упруго соединен приспособлением с несущими конструкционными элементами крыла в промежуточных точках крыла (патент США 4330100, кл. В 64 С 3/52, 1982г.).

Однако его использование приводит к увеличению веса крыла и требует участия пилота в управлении процессом его крутки, а также снижает надежность конструкции вследствие введения в нее самостоятельного элемента.

Известно изобретение, защищенное патентом США 4232844 под названием "Профиль с композиционным концевым участком из сдвинутых волокон". Изобретение относится к несущей лопасти вертолета, выполненной в виде полого профиля, и направлено на снижение нагрузки на концевой участок лопасти, уменьшение вибраций за счет снижения лобового сопротивления, сохранение неизменной геометрии лопасти при ее вращении.

Для достижения этих целей используется эффект закрутки концевой части профиля лопасти, достигаемая за счет сдвига определенной части волокон однонаправленного композиционного материала в концевой части профиля лопасти.

Недостатком известного изобретения является то, что его невозможно использовать в крыле летательного аппарата, конструкция которого предполагает наличие кессона с обшивками из композиционного материала.

Наиболее близким по технологической сущности к изобретению является крыло летательного аппарата кессонной конструкции с регулируемой поверхностью крыла (патент США 5222699, кл. В 64 С 3/52, 1994г.). Крыло выполнено в виде кессона с силовым набором и верхней и нижней панелями и состоит из корневой и концевой части. Неподвижные верхние и нижние панели (обшивки) присоединены к соответствующим участкам перемещающихся верхней или нижней панелей, снабженных приводом, обеспечивающим их перемещение. Эластомерные лонжероны закреплены между верхней и нижней перемещающимися обшивками поверхности, что обеспечивает регулирование профиля крыла и его ориентации (угла атаки) относительно потока воздуха.

Недостатком такой конструкции крыла является наличие силового привода, который приводит в действие подвижную часть обшивок крыла для изменения его геометрии при его нагружении и разгружении аэродинамическими силами; наличие привода значительно утяжеляет конструкцию, требует дополнительного внутреннего объема для размещения. Он приводится в действие при участии членов экипажа, что снижает надежность и безопасность летательного аппарата.

Технической задачей изобретения является создание облегченной конструкции крыла летательного аппарата с саморегулируемым изменением геометрии крыла при его нагружении и разгружении аэродинамическими силами и моментами без использования специального привода и снижение величины нагрузок, действующих на крыло, особенно в его корневой части, что обеспечивает большую безопасность при эксплуатации летательного аппарата.

Для достижения поставленной задачи предложено крыло летательного аппарата с регулируемой несущей поверхностью, выполненное в виде кессона с силовым набором и панелями, состоящего из корневой и концевой части, отличающееся тем, что панели концевой части кессона выполнены из слоистого композиционного материала, слои которого несимметрично ориентированы относительно направления продольной оси кессона и расположены по толщине материала панели таким образом, что при нагружении крыла его концевая часть изгибается и поворачивается относительно потока воздуха, вызывая снижение аэродинамической нагрузки, действующей на крыло, за счет изменения формы крыла, которая восстанавливается при снятии нагрузки.

Длина концевой части кессона крыла с панелями из слоистого композиционного материала (с несимметричной ориентацией слоев) составляет 20-50% от длины размаха крыла. Она зависит от размеров и формы крыла в плане, его строительной высоты, толщины и жесткости обшивок, возникающих деформаций изгиба, поскольку связаны с последней коэффициентом взаимного влияния.

Несимметричность (несбалансированность) структуры слоистого композиционного материала, используемого в панелях концевой части кессона, достигают различными способами:

1) слои композиционного материала, ориентированные несимметрично по отношению к продольной оси кессона, располагают на различном расстоянии от плоскости, проходящей через середину толщины панели кессона, выполненной из композиционного материала;

2) слои композиционного материала, ориентированные несимметрично по отношению к продольной оси кессона, выполняют из разнородных материалов или однородных материалов с различными упругими свойствами;

3) слои композиционного материала располагают несимметрично по отношению к продольной оси кессона под углом 8-45^o;

На чертеже 1 представлена схема адаптивного крыла, состоящая из корневой части, конструкция которой традиционна и выполнена из металла и концевой части, выполненной в виде кессона с обшивками из слоистого композиционного материала с несимметричной ориентацией слоев, относительно оси кессона.

На фиг.2 показаны некоторые возможные варианты несимметричной ориентации слоев в обшивках кессона концевой части крыла, где 2а - в плоскости, 2б - по высоте панели.

На фиг.3 представлена типовая эпюра распределения аэродинамической нагрузки по размаху цельнометаллического крыла и адаптивного крыла с концевой частью с обшивками из композиционного материала, где 1 - крыло цельнометаллическое, 2 - крыло с концевой частью из КМ.

На фиг. 4 представлен конструктивно-подобный образец кессона концевой части адаптивного крыла.

Особенностью слоистых композиционных материалов с несимметричной (несбалансированной) структурой относительно произвольно выбранной оси или плоскости анизотропии является возникновение в них при их деформации, наряду с нормальными, крутильных напряжений.

В случае, если слои композиционного материала расположены в плоскости слоев несимметрично относительно оси х (см. фиг.2а) под различными углами +₁;-₂ и -₃ и их суммарные жесткости составляют соответственно E₁, E₂, и Е₃, то суммы проекций жесткостей на ось х не равны нулю, т.е неуравновешенны (несбалансированны).

E₁cos(+₁) [(E₂cos(-₂)+E₃cos(-₃))]

при этом суммарная жесткость E_i в направлении ₁ , например E₁, равна E_i = E_мn_i, где Е_м - модуль упругости слоя.

В случае, если слои композиционного материала, выполненные из однородных или разнородных материалов с различными упругими свойствами E₁ и Е₂ и ориентированные несимметрично относительно оси х, расположены на различной высоте h₁ и h₂ (фиг.26) относительно плоскости, проходящей через середину толщины материала, то суммы моментов жескостей не равны нулю, т.е. материал имеет неуравновешенную (несбалансированную) структуру.

E₁cos(₁)h₁ E₂cos(₂)h₂

Под действием этих сил и моментов происходит изменение геометрической формы конструкции, выполненной из композиционных материалов с несимметричной (несбалансированной) ориентацией слоев, относительно оси нагружения, приводящей при рациональной структуре композита к адаптации материала и конструкции, которые могут быть реализованы, например, в снижении нагрузок, действующих на крыло.

В конструкциях летательных аппаратов возможно использование панелей из композиционных материалов, в которых используют как отдельные способы достижения несбалансированной структуры, так и их совокупность.

Изобретение также предусматривает выполнение слоев композиционного материала верхней и нижней панелей концевой части кессона зеркально симметричными.

Основное отличие предлагаемой конструкции крыла от известной (см. фиг.1) заключается в том, что при нагружении такого крыла аэродинамическими силами и моментами происходит изгиб и кручение всего крыла, однако вследствие несимметричности (несбалансированности) структуры композиционного материала в панелях концевой части кессона возникающие в них нормальные напряжения растяжения-сжатия вызывают появление крутильных (касательных) напряжений, что, в свою очередь проявляется в дополнительной закрутке профиля концевой части крыла. При этом изменяется угол атаки крыла относительно набегающего аэродинамического потока и происходит перераспределение аэродинамических сил, действующих на крыло таким образом (см. фиг.3), что подъемная сила, действующая на концевую часть крыла уменьшается, вызывая уменьшение изгибающего момента, действующего на крыло в целом, и разгрузку его корневой части. Этот эффект саморазгрузки или самоадаптации крыла происходит автоматически по мере возрастания действующих сил и моментов, особенно при перегрузках, связанных с маневрами, выполняемыми летательным аппаратом, и может быть реализовано либо в снижении массы крыла, либо в увеличении коэффициента безопасности конструкции, что проявляется в повышении надежности летательного аппарата. По мере уменьшения действующей нагрузки крыло возвращается к первоначальной форме.

Пример осуществления изобретения.

Для экспериментальной проверки эффекта адаптации под нагрузкой был спроектирован и изготовлен конструктивно подобный образец (фиг.4) кессона концевой части крыла размером: длина 1500 мм, ширина 200 мм, высота 40 мм, схема которого приведена на фиг.4. Силовой набор, состоящий из двух лонжеронов и нервюр, выполнен из алюминиевого сплава Д-36 и верхней и нижней панелей из углепластика на основе углеродных перекрестно уложенных слоев, однонаправленных лент УОЛ-300-1А и углеродных тканей УТ-900-2,5. Укладка слоев обшивки по отношению к продольной оси кессона: 1 слой УТ-900-2,5 в направлении 0^o, 90^o, 3 слоя УОЛ-300-1А в направлении 15^o, 1 слой УТ-900-2,5 в направлении45^o, 3 слоя УОЛ-300-1А в направлении 15^o, 1 слой УТ-900-2,5 в направлении 0^o, 90^o, 3 слоя УОЛ-300-1А в направлении 15^o, 1 слой ткани УТ-900-2,5 в направлении45^o, 3 слоя УОЛ-300-1А в направлении 15^o, 1 слой УТ-900-2,5 в направлении 0^o, 90^o. Всего 17 слоев, толщина панели 3,38 мм.

Характеристики слоев приведены в таблице.

Испытания кессона проводились при его консольном нагружении сосредоточенной силы, приложенной по оси кессона, длина рабочей части которого составляла 1200 мм. При приложении нагрузки, равной 200 кгс, прогиб при изгибе в средней части кессона составил 28 мм, а угол закрутки в сторону переднего лонжерона составил -1,8^o. При снятии нагрузки форма кессона восстанавливалась к исходной. Кессон подвергался испытаниям 3 раза, каждый раз разброс измеряемых значений деформаций не превышал 2,5%.

По результатам экспериментальных данных был проведен сравнительный анализ обычного крыла и крыла предлагаемой конструкции. Был рассмотрен случай нагружения крыла при маневренных нагрузках согласно требованиям АП-25 и выбран наиболее тяжелый случай нагружения с максимальным силовым набором 1380 кгс/см² при эксплуатационной нагрузке 2,5 при высоте полета 10000 м и скорости 0,88 Мах для самолета с полетной массой 585 т. Полученные снижения массы при длине концевой части, составляющей 0,31 (при общем размахе крыла 90 м), обеспечило в 1,5 раза изменение угла атаки поточных сечений крыла и снижение подъемной силы, как следствие снижение на 4% изгибающего момента в корневой части крыла. Это обеспечивает снижение его массы на 3500 кг по сравнению с аналогичным крылом, выполненным из алюминиевых сплавов.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволило создать облегченную конструкцию крыла летательного аппарата с саморегулируемым изменением его геометрии без использования специального привода. Предлагаемая конструкция позволит снизить величину нагрузок, действующих на крыло, и обеспечить большую безопасность при эксплуатации летательных аппаратов.