Гибкое крыло с изменяемым изгибом Российский патент 2025 года по МПК B64C3/26 

Настоящее изобретение относится к области аэродинамики и может найти применение в авиационной технике, например в конструкциях трансформируемой несущей поверхности адаптивных крыльев, обеспечивающей заданное плавное изменение его геометрии.

Основным преимуществом технологии деформированного крыла по сравнению с обычными конструкциями неподвижного крыла является возможность для оптимизации аэродинамического профиля на протяжении всего полета со значительными преимуществами в аэродинамических характеристиках, огибающей полета, устранении вибрации и флаттера, малозаметности, а также эффективности управления.

Чтобы обеспечить непрерывный изгиб крыла во время полета, конструкция должна соответствовать трем условиям: гибкая обшивка, которая может сглаживать деформацию, ребристая структура, которая может обеспечивать непрерывную деформацию, и привод, который может деформировать приводной механизм. Что касается традиционной обшивки, то ее основная функция заключается в переносе нагрузок и поддержании аэродинамической формы самолета. Однако обшивка деформированного крыла должна соответствовать требованиям к нагрузке и обеспечивать деформацию в функциональном направлении.

Известна конструкция упругодеформируемой панели, способной принимать заданную форму. Она содержит подвижный каркас, к которому жестко прикреплен один из краев гибкой обшивки, имеющей также подвижные стержневые точечные опоры. Другой край обшивки выполнен подвижным [1]

Недостатком этой конструкции является то, что на подвижном крае панели качество поверхности ухудшается из-за имеющегося уступа, а наличие точечных опор существенно усложняет и утяжеляет конструкцию.

Известны усовершенствованные конструкции упругодеформируемой панели, относящиеся к аэродинамическим профилям. Они также состоят из гибкого подвижного каркаса на верхней несущей поверхности и продольных элементов жесткого каркаса, установленных на нижней несущей поверхности и шарнирно связанных между собой [2].

Недостатком таких конструкций является то, что на верхней поверхности, как и в предыдущем случае, на подвижном крае панели качество поверхности ухудшается из-за наличия уступа, а нижняя поверхность представляет собой ломаную линию, имеющую продольные уступы в местах установки шарниров.

Известна также "эластомерная армированная панель", каркас которой выполнен из жестко или шарнирно соединенной цепочки ячеек.

Каждая из ячеек выполнена из четырех расположенных симметрично и вытянутых вдоль жестких элементов, два из которых образуют центральную пару. Элементы соединены по краям расположенными поперек ячейки и связанными с ними жестко или с помощью шарниров двумя парами разнесенных вдоль ячейки упругих элементов. В средней части этих элементов своими краями закреплены жестко или с помощью шарниров два других жестких элемента ячейки, расположенными тандемно в одной плоскости" [3]

Недостаток этой панели состоит в том, что при ее изгибе каркас образует неравномерно ступенчатую форму поверхности как вдоль, так и поперек панели, и получить плавную непрерывную форму каркаса не представляется возможным.

Известна армированная эластомерная панель адаптивного крыла, которая содержит каркас, образованный упругими и жесткими элементами, стенки которых расположены по нормали к срединной поверхности панели, а также связанный со стенками эластомерный заполнитель. Внутри панелей пропущены по скользящей посадке гибкие шомпола, края которых моментно заделаны в элементах жесткого подвижного каркаса. Панель покрыта предварительно растянутой эластичной оболочкой [4].

Недостатками являются отсутствие плавной линии соединения поверхностей, сложность конструкции, связанная с наличием шомполов, наличие эластомерного заполнителя, занимающего внутренние объемы конструкции и мешающего размещению внутри конструкции коммуникаций и управляющих приводов. К тому же изгибная жесткость панели без шомполов может оказаться недостаточной, а жесткость панели на растяжение-сжатие слишком высокой.

Известно устройство аэродинамическое крыло летательного аппарата с адаптивно изменяющейся поверхностью [5].

Устройство аэродинамическое крыло с адаптивно изменяющейся поверхностью для компенсации турбулентности содержит подвижные пластины, которые имеют две оси вращения, опирающиеся на элементы каркаса крыла. Каркас выполнен жестким и неподвижным, состоит из рядов несущих лонжеронов, на которые надеты ряды нервюр. К нервюрам с помощью поворотного соединения присоединены покрывные пластины имеющих форму правильных многоугольников. Вращение пластин осуществляется посредством двух исполнительных сервомеханизмов.

Недостатком такого аэродинамического крыла летательного аппарата является ограниченный лимит изменения кривизны поверхности крыла, что идет в ограничение характеристик крыла в процессе полета. Отсутствует единый неразрывный геометрический контур, что ухудшает устойчивость крыла.

Известен аэродинамический элемент с деформируемой внешней обшивкой, содержащий 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 [6].

Недостатком известной устройства являются ограниченные варианты изменения кривизны поверхности крыла из-за используемой конструкции кривого вала, криволинейную форму которого повторяет гибкая обшивка. Также наличие деформаций, обусловленных упругой структурой обшивки крыла при изменении геометрии профиля.

Наиболее близким по технической сущности является упругодеформируемая панель адаптивной несущей поверхности [7]. 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.

Каркас крыла состоит из трех модулей, соединенных между собой, а в центральной части крыла, между двумя модулями, расположен узел изменения геометрии крыла, состоящего из искривленного в одной плоскости вала-рычага, проходящего через пазы в промежуточных элементах панели.

Недостатками такого устройства является малый угол изгиба в шарнирном механизме с взаимообратными связями, что идет в ограничение характеристик крыла в процессе полета. Так же стоит отметить, что данная конструкция склонна к частым поломкам, поскольку имеет ненадежное подвижное сочленение, а в случае поломки, невозможно заменить поврежденные элементы, только заменить всю панель целиком.

Задачей заявляемого изобретения является создание новой адаптивной реконфигурируемой управляемой структуры крыла, обеспечивающей плавное изменение пространственной конфигурации и характеризующейся повышенной надежностью работы.

Поставленная задача решается за счет того что в гибком крыле с изменяемым изгибом, содержащем каркас, образованный жесткими и упругими элементами, покрытый упругодеформируемой эластичной оболочкой, согласно изобретению, оболочка является гибкой и состоит из многослойного высокоэластичного полимерного материала из композита углеродного волокна, где в качестве матрицы используется полиуретановая резина, а в качестве армирования пучок однонаправленного углеродного волокна, имеющего диаметр 7×10-3 мм.

Признаками, отличающими предлагаемое гибкое крыло с изменяемым изгибом от известных является то, что оболочка является гибкой и состоит из многослойного высокоэластичного полимерного материала из композита углеродного волокна, где в качестве матрицы используется полиуретановая резина, а в качестве армирования пучок однонаправленного углеродного волокна, имеющего диаметр 7×10-3 мм.

Роль оболочки крыла заключается в поддержании формы крыла, чтобы оно обладало хорошими аэродинамическими характеристиками. После того, как оболочка подвергается аэродинамическому воздействию, усилие передается на соединенный каркас крыла фюзеляжа. Сила воздействия сложна, и оболочка находится в непосредственном контакте с внешним миром. Следовательно, материал оболочки должен не только обладать высокой прочностью и пластичностью, но также иметь гладкую поверхность и высокую коррозионную стойкость. При проектировании деформированного крыла был выбран подходящий многослойный высокоэластичный полимерный материал для реализации гибкого изменения оболочки в любом направлении и под любым углом, то есть гибкая оболочка может изменяться синхронно с формой крыла. В предлагаемом изобретении используется модель многослойного высокоэластичного полимерного материала из композита углеродного волокна, где в качестве матрицы используется полиуретановая резина, а в качестве армирования пучок однонаправленного углеродного волокна, имеющего диаметр 7×10-3 мм. Традиционные деформируемые крылья, такие как подъемники и крылья с изменяемой стреловидностью, имеют жесткие шарнирные устройства, сложные конструкции, большой дополнительный вес и зазор между изменяемыми поверхностями (такими как передние и задние кромки закрылков и поверхности управления) и основным крылом, что приводит к чрезмерному шуму и вибрации фюзеляжа и даже к значительная потеря аэродинамических характеристик. Поэтому была разработана интеллектуальная оболочка крыла с простой конструкцией, высокой эффективностью и общей плавной деформацией превратился в развивающуюся исследовательскую точку доступа. Толкатель приводит в движение переднюю и заднюю кромки, заставляя их изгибаться и деформироваться. Угол изгиба определяется как угол между средней точкой балки крыла и точкой максимальной кривизны оболочки до и после деформации. В заявке в основном разрабатываются оболочка, гофрированное ребро и приводной стержень.

На фиг. 1, 2, 3, 4 схематично изображено механизм крыла, влияние толщины гофры на структурные напряжения и деформацию, крыло, векторная диаграмма распределения аэродинамического давления на крыле соответственно, где:

1 - крыло,

2 - усиленная нервюра,

3 - лонжерон,

4 - стрингеры

5 - нервюры,

6 - оболочка,

7 - гофрированное ребро.

Однонаправленное углеродное волокно диаметром 7×10-3 мм укладывается вдоль оси X в центре. Например, свойства материала пучка углеродного волокна приведены в таблице 1, а параметры свойств полиуретановой резины приведены в таблице 2, где Е, (и G соответственно представляют модуль упругости, основной коэффициент Пуассона и модуль сдвига материала.

Изгиб хорды крыла 1 завершается под действием аэродинамической нагрузки и движущей силы толкателя. Следовательно, изгиб хорды крыла 1 может быть упрощен как плоскостная деформация ребра крыла 1. Передний край передняя и задняя кромки крыла 1 снабжены гофрированными ребрами 7, а линейное изменение угла изгиба передней кромки и задней кромки осуществляется за счет растяжения и сжатия гофрированных ребер 7, приводимых в действие двигателем. Механизм показан на фиг. 1. После определения структуры крыла определяется оптимальная толщина гофрированной конструкции - гофрированных ребер 7 путем анализа влияния различной толщины гофры на максимальную деформацию и напряжение конструкции передней кромки при приложенной силе толкателя 40 Н, 50 Н и 60 Н. Как видно из фиг. 2, когда приложенная сила равна 60 и 50 Н, максимальный угол отклонения конструкции передней кромки достигает 60 мм, но максимальное напряжение велико, и она легко выходит из строя при малоцикловой усталостной нагрузке. Ось Y - отклонение передней кромки крыла (mm). Ось Y1 - напряжение (Мра). Ось X - толщина гофра (mm). Когда приложенная сила составляет 40 Н и толщина волнистости - гофра 7 составляет 3 мм, максимальная деформация передней кромки составляет около 35 мм, а максимальное напряжение конструкции невелико, что соответствует проектным требованиям. Основываясь на локальных изгибных характеристиках гофрированной конструкции, изгибная деформация градиента оптимизированы гофрированные ребра жесткости 7 в различных положениях крыла. Усиленная нервюра 2, лонжерон 3, стрингеры 4 и нервюры 5 монтируются в крыло самолета, как показано на фиг. 3. Конструкция ребристой пластины изготовлена из материала из алюминиевого сплава с помощью механической обработки с ЧПУ, резки проволоки и других процессов.

В рабочем состоянии деформированного крыла поверхностное аэродинамическое давление динамически изменяется с разницей скорости полета и высоты полета, и аэродинамическое давление, действующее на аэродинамический профиль, также динамически изменяется. Векторная диаграмма распределения показана на фиг. 4. Согласно области деформации передней и задней кромок деформированного крыла и векторной диаграмме распределения аэродинамического давления, область деформации передней и задней кромок находится в области низкого аэродинамического давления и изменение направления, которое может быть упрощено по мере увеличения аэродинамической нагрузки, действующей на внешний профиль реберной пластины. Была установлена гофрированная ребристая пластина, и к средней части конструкции были применены неподвижные опоры, а к переднему и заднему краям были приложены приводные нагрузки, как показано на фиг. 1. Для анализа конструкции использовалось программное обеспечение для анализа методом конечных элементов ANSYS. Результаты моделирования показывают, что максимальная деформация конструкции задней кромки составляет 76,59 мм, что соответствует углу отклонения 10,84°, а максимальная деформация передней кромки толщина конструкции составляет 33,6 мм, что соответствует углу отклонения 9,54°. Максимальное напряжение конструкции составляет 195,81 МПа, что ниже предела текучести при растяжении.

В распределенной управляемой деформационной структуре деформация деформационной структуры разделяется несколькими распределенными приводами. Его преимущества заключаются в следующем: уменьшаются габариты привода, и несколько приводов распределяют внешнюю нагрузку, что позволяет снизить требования к жесткости деформируемой конструкции и снизить вес деформируемой конструкции. Его деформационная форма более гибкая и прочная. Когда часть привода выходит из строя, самолет все еще может обеспечивать управляемость во время полета. То степень изгиба каждого ребра крыла можно регулировать в соответствии с фактическими условиями полета и обстановкой, контролируемой датчиками, что улучшает эксплуатационные характеристики крыла. Электрический толкатель приводится в движение двигателем постоянного тока с хорошей производительностью регулирования скорости и большим пусковым моментом, а редуктор в коробке передач используется для увеличения выходного крутящего момента. Толкатель использует положительный и отрицательный вращение двигателя завершает действие толкания и вытягивания стержня. Он обладает функцией абсолютной самоблокировки, которая позволяет осуществлять раздельное нажатие и вытягивание одной стороны ведущего стержня, а также может заставить обе стороны ведущего стержня работать одновременно. Положение хода толкателя определяется фотоэлектрическим датчиком.

Таким образом, в заявке представлено гибкое крыло с переменным изгибом и различная вариация крыла с переменным изгибом. На этой основе была спроектирована испытательная платформа крыла с переменным изгибом в аэродинамической трубе, построена система тестирования и сбора данных, а также проведено испытание крыла с переменным изгибом в сухой аэродинамической трубе. После анализа результатов испытаний в аэродинамической трубе до и после деформации крыла делается вывод:

- в качестве конструктивной схемы гибкого изгибаемого крыла гибкое изгибаемое крыло, предложенное в этом изобретении, имеет простую и надежную конструкцию и замечательный эффект деформации, имитационный расчет и испытания в аэродинамической трубе показали, что по сравнению с жестким крылом оно имеет очевидные преимущества в увеличении подъемной силы и снижении лобового сопротивления, обеспечивая высокое отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению и обеспечивая момент дифферента крыла.

- в ходе испытаний в аэродинамической трубе были подтверждены надежность конструкции и простота эксплуатации, что обеспечивает поддержку данных для имитационных расчетов.

Источники информации

Патент US №3716209.

Патент СВ №1536331.

А.С. №2070137.

А.С. №1762488.

Патент РФ №2660191.

Патент DE №102009026457.

Патент РФ №2749679 - прототип.

Изобретение относится к области аэродинамики и может найти применение в авиационной технике, например в конструкциях трансформируемой несущей поверхности адаптивных крыльев, обеспечивающей заданное плавное изменение его геометрии. Гибкое крыло с изменяемым изгибом содержит каркас, образованный жесткими и упругими элементами, покрытый упругодеформируемой эластичной оболочкой. При этом оболочка является гибкой и состоит из многослойного высокоэластичного полимерного материала из композита углеродного волокна, где в качестве матрицы используется полиуретановая резина, а в качестве армирования - пучок однонаправленного углеродного волокна, имеющего диаметр 7×10^-3 мм. Техническим результатом изобретения является создание новой адаптивной реконфигурируемой управляемой структуры крыла, обеспечивающей плавное изменение пространственной конфигурации и характеризующейся повышенной надежностью работы. 4 ил., 2 табл.

Гибкое крыло с изменяемым изгибом, содержащее каркас, образованный жесткими и упругими элементами, покрытый упругодеформируемой эластичной оболочкой, отличающееся тем, что оболочка является гибкой и состоит из многослойного высокоэластичного полимерного материала из композита углеродного волокна, где в качестве матрицы используется полиуретановая резина, а в качестве армирования пучок однонаправленного углеродного волокна, имеющего диаметр 7×10^-3 мм.