УСТРОЙСТВО ДЛЯ ДЕМПФИРОВАНИЯ КОЛЕБАНИЙ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Советский патент 2010 года по МПК B64C13/16 

Изобретение относится к элементам летательных аппаратов для демпфирования колебаний, в частности для демпфирования колебаний крыльев летательных аппаратов.

Известно противофлаттерное устройство, содержащее непосредственный гиростабилизатор, механический демпфер и упругий узел, установленные внутри отсека несущей поверхности на его силовом наборе, причем непосредственный гиростабилизатор выполнен в виде двухстепенного гироскопа, ось вращения кожуха (карданово кольцо) которого лежит в плоскости отсека крыла перпендикулярно его оси жесткости, ось чувствительности гиростабилизатора в исходном положении расположена в плоскости отсека крыла и совмещена с осью жесткости. Кожух гироскопа соединен с силовым набором отсека крыла посредством механического демпфера и упругого узла. В концевой части крыла установлены датчики перегрузок и угловых скоростей, выходы которых через сменный блок программы бортового вычислительного устройства электрически связаны с управляющим электродвигателем, установленным соосно с кожухом двухстепенного гироскопа и жестко связанным с этим кожухом.

В этом устройстве двухстепенный гироскоп имеет вращающееся тело в виде цилиндра и соответствующую этому телу внешнюю рамку-кожух. Такое выполнение гироскопа приводит к тому, что расстояние между осью вращения внешней рамки и торцом гироскопа велико, а упругий узел и механический демпфер обладают массой, связанной с движением гироскопа. Поэтому центр тяжести гироскопа смещается к торцу вращающегося тела. Все это увеличивает момент инерции гироскопа вокруг оси вращения его кожуха. В то же время вращающееся тело в совокупности с сопротивлением упругого узла и механического демпфера вызывает значительное увеличение момента сил инерции вокруг оси вращения кожуха. Кроме того, вращающееся тело в виде цилиндра имеет меньший момент инерции вокруг своей оси вращения. Упругий узел совместно с механическим демпфером ограничивают угол поворота оси гироскопа от нейтрального положения значительно больше чем ±1°. Это все уменьшает значения гироскопических моментов, а следовательно, снижает эффективность устройства.

Особый интерес представляет собой управление с помощью гироскопического момента, когда гирометр позволяет объединить все функции системы управления и тем самым достичь ее предельной простоты и надежности (см. статью Меркулова В.И. «Демпфирование колебаний крыла самолета автоматически управляемыми внутренними силами», опубликованную в журнале «Прикладная механика и техническая физика», №5, 1980, с.91-99).

Целью предлагаемого изобретения является повышение эффективности демпфирования.

Поставленная цель достигается тем, что в известном устройстве для демпфирования колебаний крыла летательного аппарата, содержащем гиромоторы, установленные по одному или более на силовом каркасе каждой консоли крыла летательного аппарата симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии летательного аппарата, и демпферы, ротор гиромотора выполнен в виде диска, а внешняя рамка - в виде кольца, причем ось вращений ротора параллельна продольной оси летательного аппарата. Демпферы представляют собой пары вилочных консолей, установленные на верхней и нижней частях силового каркаса крыла, а гиромотор установлен между парами вилочных консолей.

Выполнение ротора гиромотора в виде диска, а внешней рамки в виде кольца позволило уменьшить расстояние между осью вращения внешней рамки (статора) и торцом гиромотора и тем самым уменьшить момент сил инерции гиромотора вокруг оси вращения статора и увеличить момент инерции ротора вокруг оси гиромотора, что повышает значения гироскопических моментов демпфирования колебаний крыла летательного аппарата.

Выполнение демпферов в виде пары вилочных консолей, установленных на верхней и нижней частях силового каркаса крыла, а также установка гиромоторов между парами вилочных консолей позволили значительно ограничить угол отклонения оси гироскопа от нейтрального положения и, тем самым, уменьшить угловое ускорение гиромотора вокруг оси внешней рамки. Это приводит к уменьшению момента сил инерции вращения вокруг той же оси и увеличению составляющей угловой скорости вращения ротора. Поэтому увеличивается гироскопический момент, закручивающий гиромотор вокруг оси внешней рамки, а как следствие, за счет возрастания угловой скорости вращения гиромотора вокруг той же оси внешней рамки - увеличение гироскопического момента, препятствующего колебаниям крыла, в особенности высокочастотных.

Все это позволяет повысить эффективность демпфирования колебаний крыла летательного аппарата.

Отличительные признаки устройства, обеспечивающие повышение эффективности демпфирования в известных технических решениях, не найдены, поэтому предлагаемое изобретение соответствует критерию "существенные отличия".

На фигуре 1 изображено предлагаемое устройство для демпфирования колебаний крыла летательного аппарата, на фигуре 2 - кинематическая схема устройства.

Устройство содержит (см. фиг.1):

1 - силовой каркас крыла,

2 - внешняя рамка гиромотора (статор),

3 - ротор гиромотора,

4 - демпфер.

Гиромоторы установлены по одному или более на силовом каркасе 1 каждой консоли крыла летательного аппарата симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии самого аппарата. Ротор 3 гиромотора имеет форму диска, а внешняя рамка 2 - форму кольца. Гиромотор устанавливается на крыле таким образом, что ось вращения (Х-Х) ротора 3 параллельна продольной оси летательного аппарата, а ось вращения (У-У) внешней рамки 2 гиромотора лежит в плоскости, перпендикулярной плоскости отсека крыла. Ось вращения внешней рамки 2 шарнирно закреплена на силовом каркасе 1 крыла, представляющем жесткое соединение нервюр, стрингеров и лонжерона. Кроме того, на верхней и нижней частях силового каркаса 1 установлены демпферы 4, представляющие собой пары вилочных консолей. Гиромоторы установлены между парами вилочных консолей, причем длина основания вилочной консоли выбирается из условия, что угол поворота оси гиромотора не более ±1°. При установке гиромоторов в носке крыла по его размаху в сечении, близком к пучности колебаний крыла, может повысить критическая скорость флаттера, поэтому размещение гиромоторов производится с учетом весовой балансировки крыла.

На фигуре 2 приведены следующие условные обозначения действующих моментов и сил.

- вектор гироскопического момента, разворачивающего гиромотор вокруг оси внешней рамки, где

- момент инерции ротора вокруг оси гиромотора,

- вектор угловой скорости вращения,

- вектор угловой скорости крутильных колебаний крыла летательного аппарата вокруг оси его жесткости, причем

,

где

ψ - угол поворота оси гиромотора,

- вектор гироскопического момента, препятствующего крутильным колебаниям крыла летательного аппарата вокруг оси, параллельной оси жесткости крыла и проходящей через центр массы гироскопа,

где

- вектор угловой скорости оси гиромотора вокруг оси внешней рамки, причем .

- вектор гироскопического момента, закручивающего силовой каркас крыла вокруг оси гиромотора;

- момент инерции гиромотора вокруг оси внешней рамки.

Значение момента M₃ мало в силу преобладания угловой скорости ω по сравнению с и , что вызвано необходимостью демпфирования высокочастотных колебаний крыла.

- вектор момента сил инерции ротора, препятствующих его вращению вокруг оси гиромотора.

При равенстве момента внешних сил М_вр, раскручивающего ротор с моментом сил сопротивления среды и сил трения в подшипниках М_{тр х}, препятствующего вращению ротора ω=const.

Тогда М₄=0.

- вектор момента сил инерции устройства, препятствующего его кручению вокруг оси жесткости крыла совместно с действием момента сил сопротивления и трения крыла М_{тр z};

- момент инерции устройства вокруг оси жесткости крыла.

- вектор момента сил инерции гиромотора вокруг оси вращения внешней рамки, совместно с моментом трения и сопротивления внешней среды, препятствующих вращению внешней рамки с ротором гиромотора.

- вектор момента сил инерции и сопротивления силового каркаса крыла его изгибу.

- вектор сил демпфирования колебаний гиромотора вокруг оси вращения внешней рамки от упругого удара его с вилочными консолями.

На фигуре 2 приведены вектора моментов и сил при определенных направлениях вращения ротора вокруг оси гиромотора и отклонения гиромотора относительно оси жесткости (о.ж.) крыла летательного аппарата z'-z' . Но и при других сочетаниях направлений векторов и гироскопический момент М₂ всегда направлен на демпфирование крутильных колебаний крыла, а на стреловидных крыльях - и изгибных колебаний. Гироскопические моменты M₁ и M₃ также всегда рассеивают энергию колебаний крыла в тепло.

При воздействии на конструкцию крыла внешним крутящим моментом М_вн, создаваемым как порывами ветра, атмосферной турбулентностью, так и вибрациями силовых установок, и вращающим ротор моментом М_вр на диске ротора возникает суммарный момент кориолисовых сил инерции или гироскопический момент М₁, разворачивающий гиромотор вокруг оси вращения внешней рамки со скоростью . В то же время вращения внешней рамки и ротора вызывают на роторе еще один гироскопический момент M₂, закручивающий силовой каркас крыла против действия внешнего момента М_вн. На вращающейся внешней рамке статора при кручении крыла со скоростью от внешнего момента М_вн возникает гироскопический момент М₃, закручивающий силовой каркас крыла вокруг оси гиромотора. Кроме того, всем трем гироскопическим моментам и внешнему сопутствуют моменты сил инерции, сопротивления и трения. Так гироскопическому моменту М₁ препятствует момент сил инерции М₆ и момент сил трения и сопротивления среды М_{тр y}, а моменту М₂ способствуют момент инерции крыла М₅ и момент трения и сопротивления крыла М_{тр х}. Моменту М₃ препятствует М_{тр z}. Моменту вращения ротора М_вр, как указано выше, противостоят момент трения в подшипниках и среды М_{тр х} и момент сил инерции ротора М₄. При повороте гиромотора вокруг оси внешней рамки возможен упругий удар его внешней рамки о демпферы в виде вилочных консолей. В результате удара возникают силы демпфирования F_демп, частично рассеивающие энергию удара в тепло, частично разворачивающие гиромотор в противоположную сторону. Система электропитания гиромоторов стандартная.

Предлагаемое устройство по сравнению с прототипом является более эффективным, так как выполнение ротора гиромотора в виде диска, внешней рамки - в виде кольца, а также выполнение демпферов в виде пар вилочных консолей, установленных на силовом каркасе крыла, позволило увеличить значение гироскопических моментов демпфирования колебаний крыла летательного аппарата.

Кроме того, предлагаемое устройство по сравнению с прототипом позволяет повысить критическую скорость флаттера за счет повышения эффективности демпфирования колебаний крыла и за счет расположения гиромоторов в носке крыла с учетом его балансировки, т.е. использовать его в качестве противофлаттерного груза, тогда как в прототипе гиромоторы расположены на оси жесткости крыла и создают только гироскопические моменты демпфирования колебаний крыла.

Предлагаемое устройство по сравнению с прототипом имеет меньший вес, более надежно в работе и характеризуется простотой в обслуживании, так как ротор выполнен в виде диска, внешняя рамка - в виде кольца, а также вследствие малого угла отклонения внешней рамки, т.е. поворота оси, гиромотора от нейтрального положения всего на ±1°. Отпадает необходимость выставлять ее в нейтральное положение, когда ось гиромотора параллельна продольной оси летательного аппарата, для чего в прототипе используется система управления гиромоторами. Все это упрощает конструкцию устройства.

Изобретение относится к области авиационной техники. Устройство для демпфирования колебаний крыла летательного аппарата содержит гиромотор, ротор которого выполнен в виде диска, а внешняя рамка - в виде кольца, которые установлены на силовом каркасе консоли крыла, и демпферы. Ось вращения ротора параллельна продольной оси летательного аппарата. Демпферы выполнены в виде пары вилочных консолей, закрепленных на силовом каркасе. Гиромотор установлен между парами вилочных консолей. Изобретение направлено на повышение эффективности демпфирования. 2 ил.

Устройство для демпфирования колебаний крыла летательного аппарата, содержащее гиромотор, ротор которого выполнен в виде диска, а внешняя рамка - в виде кольца, установленный на силовом каркасе консоли крыла, и демпферы, отличающееся тем, что, с целью повышения эффективности демпфирования, ось вращения ротора параллельна продольной оси летательного аппарата, а демпферы выполнены в виде пары вилочных консолей, закрепленных на силовом каркасе крыла, при этом гиромотор установлен между парами вилочных консолей.