RU2574491C2 - Control over resilience and twisting of airfoils and device to this end - Google Patents
Control over resilience and twisting of airfoils and device to this end Download PDFInfo
- Publication number
- RU2574491C2 RU2574491C2 RU2014123638/11A RU2014123638A RU2574491C2 RU 2574491 C2 RU2574491 C2 RU 2574491C2 RU 2014123638/11 A RU2014123638/11 A RU 2014123638/11A RU 2014123638 A RU2014123638 A RU 2014123638A RU 2574491 C2 RU2574491 C2 RU 2574491C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- bearing surface
- shelves
- end part
- spars
- longitudinal
- Prior art date
Links
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 19
- 238000005452 bending Methods 0.000 claims description 16
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 claims description 15
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 claims description 15
- 210000000614 Ribs Anatomy 0.000 claims description 8
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 5
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 4
- 210000003660 Reticulum Anatomy 0.000 claims description 3
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims 1
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 210000003491 Skin Anatomy 0.000 description 5
- 230000003044 adaptive Effects 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 210000003371 Toes Anatomy 0.000 description 3
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 3
- DBMJMQXJHONAFJ-UHFFFAOYSA-M Sodium laurylsulphate Chemical group [Na+].CCCCCCCCCCCCOS([O-])(=O)=O DBMJMQXJHONAFJ-UHFFFAOYSA-M 0.000 description 2
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 2
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000006260 foam Substances 0.000 description 2
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 description 1
- 239000000806 elastomer Substances 0.000 description 1
- 239000006261 foam material Substances 0.000 description 1
- RZVAJINKPMORJF-UHFFFAOYSA-N p-acetaminophenol Chemical compound CC(=O)NC1=CC=C(O)C=C1 RZVAJINKPMORJF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области летательных аппаратов (самолетов, крылатых и оперенных ракет, вертолетов), в частности адаптивных, «умных» элементов их конструкций. Оно связано с совершенствованием методов и средств управления аэродинамическими нагрузками, управления летательным аппаратом, подавления вибраций, снижения шума за счет целесообразного изменения (адаптации) формы летательных аппаратов.The invention relates to the field of aircraft (aircraft, cruise and feathered missiles, helicopters), in particular adaptive, “smart” elements of their structures. It is associated with the improvement of methods and means of controlling aerodynamic loads, controlling an aircraft, suppressing vibrations, and reducing noise by reasonably changing (adapting) the shape of aircraft.
Современные транспортные самолеты близки к аэродинамическому совершенству как с точки зрения выбора их формы в плане, так и используемых аэродинамических профилей. Однако, если не предпринимать специальных мер, это совершенство достигается только на основном заданном (крейсерском) режиме полета. Особое значение приобретает режим взлета-посадки, на котором требуется предельно возможно поднять аэродинамическое качество самолета и минимизировать уровень его шума. Но не менее важно достижение высокой весовой отдачи конструкции, надежности и безопасности полета, в частности, по условиям аэроупругости при крейсерской и предельных скоростях полета летательных аппаратов.Modern transport aircraft are close to aerodynamic perfection both in terms of choosing their shape in plan and the aerodynamic profiles used. However, if no special measures are taken, this perfection is achieved only in the basic predetermined (cruising) flight mode. Of particular importance is the take-off and landing mode, at which it is extremely possible to increase the aerodynamic quality of the aircraft and minimize its noise level. But no less important is the achievement of high weight return of the structure, reliability and safety of the flight, in particular, under the conditions of aeroelasticity at cruising and maximum flight speeds of aircraft.
Известен еще со времен братьев Райт способ управления аэродинамическими характеристиками самолета путем изменения в полете профилей несущей поверхности. Известны также конструкции бесщелевых средств механизации, предназначенных для решения этой задачи и реализации концепции ламинарного крыла. Достигается это целесообразным изменением в полете формы профиля крыла, например, как на самолете братьев Райт, - отгибанием гибкой задней кромки.Since the time of the Wright brothers, a method for controlling the aerodynamic characteristics of an aircraft by changing the profiles of the bearing surface in flight has been known. Also known are the construction of gapless mechanization devices designed to solve this problem and implement the concept of the laminar wing. This is achieved by a suitable change in flight of the shape of the wing profile, for example, as on an airplane of the Wright brothers, by bending the flexible trailing edge.
К примеру, в европейском проекте SADE 7-й рамочной европейской программы (SADE - SmArt High Lift DEvices for Next Generation Wing - «Умные» элементы механизации крыла следующего поколения) исследованы возможности того же способа управления с использованием оригинальных конструкций «умных» элементов механизации, предложенных в ряде стран.For example, in the European project SADE of the 7th European Framework Program (SADE - SmArt High Lift DEvices for Next Generation Wing - “Smart” elements of mechanization of the next generation wing), the possibilities of the same control method using original designs of “smart” mechanization elements were studied, proposed in a number of countries.
Основной исследованный вариант «локального» управления профилем крыла - с помощью бесщелевого «умного» носка, предложенного специалистами DLR (Германия), базировался на использовании подкрепленной гибкой обшивки (1. Monner Н.Р. and Riemenschneider J., "Morphing high lift structures: Smart leading edge device and smart single slotted flap", Aerodays 2011, 30th March - 1st April 2011, Madrid, Spain.)The main investigated version of the "local" control of the wing profile - using the gapless "smart" sock proposed by DLR specialists (Germany), was based on the use of reinforced flexible casing (1. Monner N. P. and Riemenschneider J., "Morphing high lift structures: Smart leading edge device and smart single slotted flap ", Aerodays 2011, 30th March - 1st April 2011, Madrid, Spain.)
В числе исследованных способов «локального» управления профилем - управления носком крыла и закрылком - и устройств для их реализации в этом проекте были рассмотрены также основанные на так называемых SDS-конструкциях, или целесообразно деформируемых конструкциях. Каркас соответствующих элементов механизации, например «умного» носка, состоит из цепочки легко растяжимых, но жестких на изгиб и сдвиг «умных» ячеек, заполняемых эластомером. Существо этого способа представлено в следующих работах: 2. Амирьянц Г.А. Эластомерная армированная панель. Патент РФ №2070137, 1993; 3. Amiryants G. Adaptive Selectively Deformable Structures. Proceedings of 21-th ICAS Congress, Melbourne, 1998; 4. G.A. Amiryants G.A., Ishmuratov F.Z., Malyutin V.A., Timohin V.P. Selectively Deformable Structures for Design of Adaptive Wings "Smart" Elements. Proceedings of 27-th ICAS Congress, Nice, 2010.Among the investigated methods of “local” profile control — control of the wing toe and flap — and devices for their implementation in this project were also considered based on the so-called SDS structures, or expediently deformable structures. The frame of the corresponding elements of mechanization, for example, a smart sock, consists of a chain of easily extensible but rigid to bend and shift smart cells filled with an elastomer. The essence of this method is presented in the following works: 2. Amiryants G.A. Elastomeric reinforced panel. RF patent No. 2070137, 1993; 3. Amiryants G. Adaptive Selectively Deformable Structures. Proceedings of 21-th ICAS Congress, Melbourne, 1998; 4. G.A. Amiryants G.A., Ishmuratov F.Z., Malyutin V.A., Timohin V.P. Selectively Deformable Structures for Design of Adaptive Wings "Smart" Elements. Proceedings of 27th ICAS Congress, Nice, 2010.
Характерная особенность способа управления аэродинамическими характеристиками с помощью предложенных «умных» конструкций носка или закрылка состоит в возможности сильного, но локального изменения профиля, к примеру, плавного бесщелевого отклонения носка крыла на большие углы - десятки градусов. Это особенно важно для совершенствования профиля крыла на взлетно-посадочных режимах полета. Таким образом, становится возможным значительно повысить аэродинамическое качество, улучшить взлетно-посадочные характеристики самолета, снизить шум и вредные выбросы.A characteristic feature of the method of controlling aerodynamic characteristics using the proposed “smart” designs of the toe or flap is the possibility of a strong, but local profile change, for example, smooth gapless deviation of the wing toe at large angles - tens of degrees. This is especially important for improving the wing profile in takeoff and landing flight modes. Thus, it becomes possible to significantly increase aerodynamic quality, improve the take-off and landing characteristics of the aircraft, reduce noise and harmful emissions.
Недостаток подобных способов управления с использованием «умных» носков или закрылков состоит в локальности их воздействия, поскольку они ориентированы на управление относительно малой частью профиля несущей поверхности. Как следствие, их эффективность ограничена для решения более глобальных задач - более значительного изменения в распределении аэродинамических нагрузок. Для скоростных самолетов (а также лопастей вертолетов), подверженных явлениям аэроупругости (флаттер, реверс органов управления), особое значение приобретает возможность изменения не только (и не столько) профиля крыла, сколько существенного изменения распределения местных углов атаки по размаху крыла (или лопасти). Это необходимо для более масштабного управления аэродинамическими нагрузками - особенно на конце крыла и решения проблем прочности, подавления флаттера, снижения шума, повышения эффективности управления самолетом или вертолетом. Существенный недостаток бесщелевого «умного» носка - это также относительно низкая прочность гибкой обшивки на передней кромке крыла при ударе птицы.The disadvantage of such control methods using "smart" socks or flaps is the locality of their impact, since they are focused on controlling a relatively small part of the profile of the bearing surface. As a result, their effectiveness is limited to solve more global problems - a more significant change in the distribution of aerodynamic loads. For high-speed aircraft (as well as helicopter blades) subject to aeroelasticity phenomena (flutter, reverse controls), the possibility of changing not only (and not so much) the wing profile as a significant change in the distribution of local angles of attack along the wing span (or blades) is of particular importance. . This is necessary for more extensive control of aerodynamic loads - especially at the end of the wing and solving problems of strength, suppressing flutter, reducing noise, increasing the efficiency of controlling an airplane or a helicopter. A significant drawback of a gapless “smart” sock is also the relatively low strength of the flexible skin on the leading edge of the wing when a bird strikes.
Известна другая и наиболее близкая к предлагаемому изобретению разработка германских специалистов (DLR) совместно с партнерами из NASA, ONERA, JAXA. Ими разработан способ управления деформациями и распределением местных углов атаки по размаху лопасти винта вертолета на основе целесообразной деформации обшивки лопасти. 5. J. Riemenschneider. Active Twist Blades - Entwicklung der Hardware fur den Windkanal Institut fur Faserverbundleichtbau und Adaptornik DLR Braunschweig. 2013; 6. Breitbach E.J., Anchalt С., Monner H.P. Overview of adaptronics in aeronautical applications. Proceedings of IFASD Forum, 2001 (эта работа приведена в приложении).Known for another and closest to the proposed invention, the development of German specialists (DLR) together with partners from NASA, ONERA, JAXA. They developed a method for controlling the deformations and the distribution of local angles of attack along the span of a helicopter rotor blade based on the appropriate deformation of the blade skin. 5. J. Riemenschneider. Active Twist Blades - Entwicklung der Hardware fur den Windkanal Institut fur Faserverbundleichtbau und Adaptornik DLR Braunschweig. 2013; 6. Breitbach E.J., Anchalt C., Monner H.P. Overview of adaptronics in aeronautical applications. Proceedings of IFASD Forum, 2001 (this work is given in the appendix).
Эффективность предложенных способа и реализующего его устройства, включающего, помимо обшивки кессона, лонжероны и нервюры, была продемонстрирована испытаниями динамически-подобной модели в аэродинамической трубе. Возможность достижения главной цели разработки - снижения уровня вибраций и шума достигается тем, что целесообразно деформируют специальную композиционную обшивку, связанную с лонжероном и опирающуюся на образующий профиль пенопластовый заполнитель. В такую обшивку с определенной ориентацией волокон, изготовленную в автоклаве, интегрированы специальные приводы с проводкой управления к ним. Предложенный авторами способ управления и конструкция устройства, ориентированные на деформацию не профиля, а кессона лопасти вертолета (или крыла самолета), наиболее близки к предлагаемому изобретению и могут служить его прототипом.The effectiveness of the proposed method and the device that implements it, including, in addition to the casing of the caisson, spars and ribs, was demonstrated by testing a dynamically similar model in a wind tunnel. The ability to achieve the main goal of development - to reduce the level of vibration and noise is achieved by the fact that it is advisable to deform a special composite casing associated with the spar and based on the foam profile forming profile. In such a casing with a specific orientation of the fibers, made in an autoclave, special drives with control wiring to them are integrated. The control method and device design proposed by the authors, which are oriented not to deformation of the profile, but to the caisson of the helicopter blade (or wing of the aircraft), are closest to the proposed invention and can serve as its prototype.
Ценная особенность прототипа - относительная простота способа и конструкции, отсутствие щелей, которые весьма перспективны для малоразмерных и микроразмерных летательных аппаратов. Недостаток - в том, что такие способ и устройство, особенно привлекательные для использования при относительно малых скоростях потока и для относительно гибких несущих поверхностей, не столь перспективны для применения на летательных аппаратах с более жесткими конструкциями, при больших скоростных напорах, больших перегрузках.A valuable feature of the prototype is the relative simplicity of the method and design, the absence of gaps, which are very promising for small and micro-sized aircraft. The disadvantage is that such a method and device, especially attractive for use at relatively low flow rates and for relatively flexible bearing surfaces, are not so promising for use on aircraft with more rigid structures, at high speed heads, and large overloads.
Перспективность предлагаемых технических решений состоит в том, что в отличие от прототипа они могут быть применены на крыльях (и лопастях) произвольной, в том числе и большой жесткости, в широком диапазоне изменения перегрузки, скоростных напоров летательных аппаратов.The prospect of the proposed technical solutions lies in the fact that, unlike the prototype, they can be applied on the wings (and blades) of arbitrary, including high stiffness, in a wide range of changes in overload, high-speed pressure of aircraft.
Предлагаемыми изобретениями решается задача существенного, глобального изменения распределения местных углов атаки по размаху несущих поверхностей любой жесткости.The proposed inventions solve the problem of a significant, global change in the distribution of local angles of attack over the span of bearing surfaces of any rigidity.
Технический результат заключается в повышении эффективности оперативного (с минимально возможным запаздыванием) управления аэродинамическими нагрузками, в рациональном решении на этой основе проблем флаттера, реверса органов управления, повышения надежности и весовой отдачи конструкции, снижения шума летательного аппарата.The technical result consists in increasing the efficiency of operational (with the least possible delay) control of aerodynamic loads, in a rational solution on this basis of flutter problems, reverse of control elements, increasing the reliability and weight return of the structure, and reducing aircraft noise.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе управления упругими изгибными и крутильными деформациями несущей поверхности (крыла самолета или лопасти вертолета), включающем операцию деформирования кессона несущей поверхности, с помощью системы управления, снабженной чувствительными элементами, быстродействующими приводами и вычислителем, закручивают и изгибают в основном концевую часть несущей поверхности, при этом изменяют в соответствии с требованиями по прочности, аэродинамике и аэроупругости распределение местных углов атаки сечений и прогибов кессона по размаху несущей поверхности. Для этого изгибают передний и задний лонжероны - каждый в своей плоскости. Достигается это тем, что сжимают предпочтительно (но при необходимости и растягивают) пояса лонжеронов на участке деформируемой концевой части несущей поверхности с помощью предварительно натянутых продольных силовых упругих элементов, которые располагают вблизи полок лонжеронов, ориентированных соосно с направлением полок и не связанных с полками на деформируемой концевой части несущей поверхности. Продольные силовые упругие элементы соединяют с полками лонжеронов неподвижно в начале деформируемой концевой части несущей поверхности (например, с помощью штифта) и подвижно в ее конце, в месте расположения силового привода. С помощью этого силового привода регулируют расстояние между торцом полки соответствующего лонжерона и свободным подвижным в направлении, соосным с направлением полок, торцом соответствующего продольного силового упругого элемента.The solution of this problem and the technical result are achieved by twisting in a method of controlling elastic bending and torsional deformations of a bearing surface (airplane wing or helicopter blade), including the operation of deforming the caisson of the bearing surface, using a control system equipped with sensitive elements, high-speed drives and a calculator and bend mainly the end part of the bearing surface, while changing in accordance with the requirements for strength, aerodynamics and aeroelastic whith the distribution of local angles of attack of the cross sections and the troughs caisson spanwise airfoil. To do this, bend the front and rear side members - each in its own plane. This is achieved by preferably compressing (but if necessary stretching) the spar belts in the area of the deformable end part of the bearing surface with the help of pre-stretched longitudinal elastic force elements, which are located near the shelves of the spars oriented coaxially with the direction of the shelves and not connected with the shelves on the deformable end part of the bearing surface. Longitudinal force elastic elements are connected to the side member shelves motionless at the beginning of the deformable end part of the bearing surface (for example, using a pin) and movably at its end, at the location of the power drive. Using this power drive, the distance between the end face of the flange of the corresponding side member and the free movable in the direction coaxial with the direction of the shelves, the end face of the corresponding longitudinal elastic force element, is adjusted.
Технический результат достигается также тем, что в зависимости от потребных знака и величины приращения прогибов или местных углов атаки сечений деформируемой концевой части несущей поверхности варьируют натяжение (но при необходимости и сжатие) каждого из предварительно натянутых продольных силовых упругих элементов. Причем варьируют так, что для уменьшения (увеличения) изгибных деформаций деформируемой концевой части в большей (на 5-20%) степени сжимают нижние (верхние) полки переднего (заднего) лонжеронов, нежели верхние (нижние) полки этих лонжеронов. Для уменьшения (увеличения) местного угла атаки деформируемой концевой части в большей (на 5-20%) степени уменьшают (увеличивают) сжатие верхнего (нижнего) пояса переднего лонжерона по сравнению со сжатием нижнего (верхнего) пояса переднего лонжерона и уменьшают (увеличивают) сжатие нижнего (верхнего) пояса заднего лонжерона по сравнению со сжатием верхнего (нижнего) пояса заднего лонжерона.The technical result is also achieved by the fact that, depending on the required sign and magnitude of the increment of the deflections or local angles of attack of the cross sections of the deformable end part of the bearing surface, the tension (but, if necessary, compression) of each of the previously tensioned longitudinal elastic force elements is varied. Moreover, they vary so that to reduce (increase) the bending deformations of the deformable end part, lower (upper) shelves of the front (rear) side members are compressed to a greater (5-20%) degree than the upper (lower) shelves of these side members. To reduce (increase) the local angle of attack of the deformable end part to a greater (5-20%) degree, decrease (increase) the compression of the upper (lower) belt of the front spar compared to the compression of the lower (upper) belt of the front spar and reduce (increase) the compression the lower (upper) belt of the rear spar in comparison with the compression of the upper (lower) belt of the rear spar.
Технический результат достигается также тем, что в случае обрыва или отказа системы управления какого-либо из продольных силовых упругих элементов по сигналу соответствующего датчика сил отключают соответствующий привод и продолжают управлять упругими изгибными и крутильными деформациями деформируемой концевой части несущей поверхности за счет других продольных силовых упругих элементов, предпочтительно нижних, сообразно цели изменения деформаций полок переднего и заднего лонжеронов.The technical result is also achieved by the fact that in the event of a break or failure of the control system of any of the longitudinal elastic force elements, the corresponding drive is switched off by the signal of the corresponding force sensor and the elastic bending and torsional deformations of the deformable end part of the bearing surface are continued to be controlled by other longitudinal elastic elastic elements , preferably lower, in accordance with the purpose of changing the deformations of the shelves of the front and rear side members.
Для реализации предложенного способа предлагается устройство управления упругими изгибными и крутильными деформациями несущей поверхности (крыла или лопасти вертолета), содержащее лонжероны, нервюры, обшивку кессона. Внутри верхней и нижней полок переднего и заднего лонжеронов несущей поверхности на деформируемом участке концевой части несущей поверхности выполнено сквозное продольное отверстие. Внутри него, заполняя все пространство отверстия, размещен скользящий вдоль отверстия продольный силовой упругий элемент. В качестве такого элемента использован либо сплошной пруток, либо витой трос или трос, набранный из высокопрочных нитей, направленных вдоль оси сквозного продольного отверстия, с цилиндрической оплеткой. Этот продольный силовой упругий элемент жестко заделан в полке лонжерона в начале участка деформируемой концевой части несущей поверхности. Этот участок начинается на удалении от ее конца, составляющем 20-40% размаха несущей поверхности. Противоположный конец продольного силового упругого элемента, выходящий из отверстия в торце полки лонжерона, соединен с силовым приводом, закрепленным на торце полки лонжерона и связанным с торцом продольного силового упругого элемента, обеспечивающим возможность натяжения либо сжатия продольного силового упругого элемента требуемыми усилиями за счет соответствующего перемещения торцов продольных силовых упругих элементов относительно торцов полок, по сигналам датчика сил в соответствии с необходимой формой участка деформируемой концевой части несущей поверхности и напряженно-деформированным состоянием полок.To implement the proposed method, a device for controlling elastic bending and torsional deformations of a bearing surface (wing or blade of a helicopter) is proposed, containing spars, ribs, casing. Inside the upper and lower shelves of the front and rear side members of the bearing surface, a through longitudinal hole is made in the deformable section of the end portion of the bearing surface. Inside it, filling the entire space of the hole, a longitudinal elastic elastic element sliding along the hole is placed. As such an element, either a solid bar or a twisted cable or a cable drawn from high-strength threads directed along the axis of a through longitudinal hole with a cylindrical braid is used. This longitudinal elastic force element is rigidly embedded in the spar flange at the beginning of the section of the deformable end part of the bearing surface. This section begins at a distance from its end, comprising 20-40% of the magnitude of the bearing surface. The opposite end of the longitudinal elastic force element coming out of the hole in the end of the spar flange is connected to the power drive mounted on the end of the longitudinal spar shelf and connected to the end of the longitudinal elastic force element, providing the possibility of tension or compression of the longitudinal elastic force element by the required efforts due to the corresponding movement of the ends longitudinal force elastic elements relative to the ends of the shelves, according to the signals of the force sensor in accordance with the necessary shape of the plot is deformable th end part of the bearing surface and the stress-strain state of the shelves.
Технический результат достигается также тем, что передний и задний лонжероны несущей поверхности (крыла или лопасти вертолета) выполнены с минимальной собственной крутильной жесткостью. Достигается это благодаря тому, например, что они конструктивно связаны силовыми нервюрами, а также верхней и нижней панелями обшивки, воспроизводящими профиль несущей поверхности и воспринимающими аэродинамическую нагрузку, а верхняя и нижняя полки каждого из лонжеронов конструктивно связаны тонкостенной ферменной конструкцией, представляющей собой стенку с вырезами.The technical result is also achieved by the fact that the front and rear spars of the bearing surface (wing or blade of the helicopter) are made with minimal intrinsic torsional rigidity. This is achieved due, for example, to the fact that they are structurally connected by power ribs, as well as by the upper and lower panels of the skin, which reproduce the profile of the bearing surface and absorb the aerodynamic load, and the upper and lower shelves of each of the spars are structurally connected by a thin-walled truss structure, which is a wall with cutouts .
Технический результат достигается также тем, что верхняя и нижняя панели обшивки изготовлены из трехслойных, в частности, сотовых панелей с тонкой силовой обшивкой из ортотропного композиционного материала с направлением волокон по нормали к лонжеронам или вдоль лонжеронов.The technical result is also achieved by the fact that the upper and lower panels of the casing are made of three-layer, in particular, honeycomb panels with a thin power casing of orthotropic composite material with the direction of the fibers normal to the side members or along the side members.
Технический результат достигается также тем, что в качестве силового привода служит, например, пакетный пьезоэлектрический привод, привод с использованием сплавов с памятью формы, электро- или гидропривод.The technical result is also achieved by the fact that the power drive is, for example, a packet piezoelectric drive, a drive using alloys with shape memory, an electric or hydraulic drive.
Известные способы управления деформациями несущей поверхности и реализующие их устройства схематически представлены на следующих фигурах:Known methods for controlling deformations of a bearing surface and devices implementing them are shown schematically in the following figures:
- на фиг. 1 - схема известного устройства для осуществления известного способа [1], включающая гибкую композитную обшивку 1, ее опорные элементы 2 и распределенные по размаху адаптивного «умного» носка привода 3 рычагов 4;- in FIG. 1 is a diagram of a known device for implementing the known method [1], including a flexible
- на фиг. 2 - схема другого известного устройства для осуществления известных способов [2-4], включающая цепочку ячеек SDS-конструкций 5 с эластомерным заполнителем 6 и жестким лобовиком 7, отклоняемым с помощью рычага 8;- in FIG. 2 is a diagram of another known device for implementing the known methods [2-4], including a chain of cells of
- на фиг. 3 - схема известного устройства для осуществления известных способов [5, 6], принятого в качестве прототипа, включающего лонжерон лопасти вертолета 9, обшивку 10, опирающуюся на профиль, образованный вспененным материалом типа пенопласта 11, в том числе специальный участок обшивки, служащий приводом 12, осуществляющим целесообразное закручивание лопасти винта по ее размаху за счет сдвиговых деформаций обшивки-привода 12.- in FIG. 3 is a diagram of a known device for implementing known methods [5, 6], adopted as a prototype, including a
Предлагаемое изобретение иллюстрируется на фиг. 4-6.The invention is illustrated in FIG. 4-6.
На фиг. 4 приведена схема крыла с деформируемой концевой частью несущей поверхности 13, лонжеронами 14 и силовыми нервюрами 15.In FIG. 4 shows a diagram of a wing with a deformable end part of the bearing
На фиг. 5 показано сечение А-А крыла (фиг. 4), на котором представлен кессон 16 крыла, лонжероны 14, силовая нервюра 15, отверстия внутри полок лонжеронов 17, в которых расположены скользящие вдоль них продольные силовые упругие элементы 18; в деформируемый кессон включена также обшивка 19.In FIG. 5 shows a section A-A of the wing (Fig. 4), which shows the wing box 16, the
На фиг. 6 представлено сечение Б-Б, показанное на фиг. 5, с изображением обшивки 19, лонжерона 14, с его верхней и нижней полками 17, продольных силовых упругих элементов 18 (в виде прутка или витого троса или троса, набранного из высокопрочных нитей с цилиндрической оплеткой, направленных вдоль оси сквозного продольного отверстия). Продольные силовые упругие элементы 18 соединены с полками лонжеронов неподвижно в начале деформируемой концевой части несущей поверхности (например, с помощью штифтов 20) и подвижно в ее конце, в месте расположения силового привода 21, перемещающего торец 22 продольных силовых упругих элементов 18 относительно торца полок 17, по сигналам датчика сил 23. Полки лонжеронов 14 соединены стенками 24.In FIG. 6 is a section BB shown in FIG. 5, with the image of the
Устройство включает лонжероны 14, нервюры 15, обшивку 19 кессона 16. Внутри верхней и нижней полок переднего и заднего лонжеронов несущей поверхности выполнено сквозное продольное отверстие 17. Внутри него, заполняя все пространство отверстия, размещен в качестве скользящего вдоль отверстия продольного силового упругого элемента 18 пруток или витой трос или трос, набранный из высокопрочных нитей с цилиндрической оплеткой, направленных вдоль оси сквозного продольного отверстия. Этот продольный силовой упругий элемент 18 жестко заделан (например, с помощью штифтов 20, фиг. 6) в полке лонжерона 14 в начале участка деформируемой концевой части 13 несущей поверхности, на удалении от ее конца на 20-40% размаха. Противоположный конец продольного силового упругого элемента 18, выходящий из отверстия в торце полки лонжерона, соединен с силовым приводом 21. В качестве силового привода 21 служит, например, пакетный пьезоэлектрический привод, привод с использованием сплавов с памятью формы, электро- или гидропривод, закрепленный на торце полки лонжерона, обеспечивающий целесообразное в соответствии с необходимой формой участка деформируемой концевой части несущей поверхности и напряженно-деформированным состоянием полок натяжение в основном, но при необходимости также сжатие продольного силового упругого элемента требуемыми усилиями приводов. Силовые приводы 21 обеспечивают перемещение торцов 22 продольных силовых упругих элементов 18 относительно торцов полок 17, по сигналам датчика сил 23.The device includes
Верхняя и нижняя полки каждого из лонжеронов связаны тонкостенной ферменной конструкцией, например в виде стенки 24 с вырезами. Передний и задний лонжероны связаны силовыми нервюрами 15, а также верхней и нижней панелями обшивки 19 (трехслойными, в частности, сотовыми панелями с тонкой силовой обшивкой из ортотропного композиционного материала с направлением волокон по нормали к лонжеронам или вдоль лонжеронов), воспроизводящими профиль несущей поверхности, воспринимающими аэродинамическую нагрузку.The upper and lower shelves of each of the side members are connected by a thin-walled truss structure, for example in the form of a
Реализация предложенного способа с помощью разработанного устройства осуществляют следующим образом. Закручивают и изгибают в основном концевую часть несущей поверхности, изменяя распределение местных углов атаки сечений и прогибов кессона, для чего изгибают передний и задний лонжероны - каждый в своей плоскости. Для этого сжимают (растягивают) пояса лонжеронов на участке деформируемой концевой части несущей поверхности. Выполняют это с помощью располагаемых вблизи полок лонжеронов, независимо от них деформируемых, ориентированных соосно с направлением полок и не связанных с полками на деформируемой концевой части несущей поверхности продольных силовых упругих элементов. Они соединены с полками лонжеронов неподвижно в начале деформируемой концевой части несущей поверхности и подвижно в ее конце, в месте расположения силового привода. При этом с помощью силового привода регулируют расстояние между торцом полки соответствующего лонжерона и свободным подвижным в направлении, соосным с направлением полок, торцом соответствующего продольного силового упругого элемента.Implementation of the proposed method using the developed device is as follows. The end part of the bearing surface is twisted and bent mainly, changing the distribution of local angles of attack of the sections and the deflections of the caisson, for which the front and rear spars are bent - each in its own plane. To do this, compress (stretch) the side member belts in the area of the deformable end part of the bearing surface. This is done with the help of spars located near the shelves, independently deformable, oriented coaxially with the direction of the shelves and not connected with the shelves on the deformable end part of the bearing surface of the longitudinal elastic force elements. They are connected to the side member shelves motionless at the beginning of the deformable end part of the bearing surface and movably at its end, at the location of the power drive. In this case, using the power drive, the distance between the end face of the shelf of the corresponding side member and the free movable in the direction coaxial with the direction of the shelves, the end face of the corresponding longitudinal elastic force element, is adjusted.
Варьируют натяжение каждого из предварительно натянутых продольных силовых упругих элементов: для уменьшения (увеличения) изгибных деформаций деформируемой концевой части в большей (на 5-20%) степени сжимают нижние (верхние) полки переднего (заднего) лонжеронов, нежели верхние (нижние) полки этих лонжеронов, а для уменьшения (увеличения) местного угла атаки деформируемой концевой части в большей (на 5-20%) степени уменьшают (увеличивают) сжатие верхнего (нижнего) пояса переднего лонжерона по сравнению со сжатием нижнего (верхнего) пояса переднего лонжерона и уменьшают (увеличивают) сжатие нижнего (верхнего) пояса заднего лонжерона по сравнению со сжатием верхнего (нижнего) пояса заднего лонжерона.The tension of each of the pre-tensioned longitudinal force elastic elements is varied: to reduce (increase) the bending deformations of the deformable end part, lower (upper) shelves of the front (rear) side members are compressed to a greater (5-20%) degree than the upper (lower) shelves of these spars, and to reduce (increase) the local angle of attack of the deformable end part to a greater (5-20%) degree, the compression of the upper (lower) belt of the front spar is reduced (increase) compared to the compression of the lower (upper) belt of the front th spar and decrease (increase) compressing the lower (upper) rear spar belt compared with the compression top (bottom) of the rear spar belt.
В случае обрыва или отказа системы управления какого-либо из продольных силовых упругих элементов по сигналу соответствующего датчика сил отключают соответствующий привод и продолжают управлять упругими изгибными и крутильными деформациями деформируемой концевой части несущей поверхности за счет других продольных силовых упругих элементов, предпочтительно нижних, сообразно цели изменения деформаций полок переднего и заднего лонжеронов.In the event of a breakdown or failure of the control system of any of the longitudinal elastic force elements, the corresponding drive is switched off by a signal from the corresponding force sensor and the elastic bending and torsional deformations of the deformable end part of the bearing surface are continued to be controlled by other longitudinal elastic force elements, preferably lower ones, in accordance with the purpose of the change deformations of the shelves of the front and rear side members.
Таким образом, благодаря предложенным способу и устройству обеспечивается достижение ожидаемого технического результата, а именно целесообразное деформирование кессона несущей поверхности, снижение изгибающих моментов в корне крыла и по его размаху, снижение динамических нагрузок на всех этапах полета от взлета до посадки, подавление флаттера, снижение шума из-за отсутствия щелей, повышение эффективности управления по крену и т.д.Thus, thanks to the proposed method and device, the expected technical result is achieved, namely, the expedient deformation of the caisson of the bearing surface, the reduction of bending moments in the wing root and its span, the reduction of dynamic loads at all stages of flight from takeoff to landing, suppression of flutter, noise reduction due to the lack of gaps, increasing the efficiency of roll control, etc.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014123638/11A RU2574491C2 (en) | 2014-06-10 | Control over resilience and twisting of airfoils and device to this end |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014123638/11A RU2574491C2 (en) | 2014-06-10 | Control over resilience and twisting of airfoils and device to this end |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014123638A RU2014123638A (en) | 2015-12-20 |
| RU2574491C2 true RU2574491C2 (en) | 2016-02-10 |
Family
ID=
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2696138C1 (en) * | 2018-12-14 | 2019-07-31 | Акционерное общество "Инженерный центр ИКАР" (АО "ИЦ ИКАР") | Controlled swivel wing |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2191137C2 (en) * | 2000-12-19 | 2002-10-20 | Государственное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" | Flying vehicle wing |
| EP1674389A1 (en) * | 2004-12-22 | 2006-06-28 | Airbus Deutschland GmbH (HRB 43527) | Structure, in particular spar box, for forming aerodynamically active surfaces of air vehicles |
| RU2299833C1 (en) * | 2005-11-24 | 2007-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт им. профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Elastically deformable panel of adaptive lifting surface |
| WO2014041221A1 (en) * | 2012-09-13 | 2014-03-20 | Universidad De Sevilla | Deformable wing including a mobile upper surface |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2191137C2 (en) * | 2000-12-19 | 2002-10-20 | Государственное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" | Flying vehicle wing |
| EP1674389A1 (en) * | 2004-12-22 | 2006-06-28 | Airbus Deutschland GmbH (HRB 43527) | Structure, in particular spar box, for forming aerodynamically active surfaces of air vehicles |
| RU2299833C1 (en) * | 2005-11-24 | 2007-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт им. профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Elastically deformable panel of adaptive lifting surface |
| WO2014041221A1 (en) * | 2012-09-13 | 2014-03-20 | Universidad De Sevilla | Deformable wing including a mobile upper surface |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2696138C1 (en) * | 2018-12-14 | 2019-07-31 | Акционерное общество "Инженерный центр ИКАР" (АО "ИЦ ИКАР") | Controlled swivel wing |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5887828A (en) | Seamless mission adaptive control surface | |
| AU2004225883B2 (en) | Control of power, loads and/or stability of a horizontal axis wind turbine by use of variable blade geometry control | |
| US6375127B1 (en) | Active control surface modal system for aircraft buffet and gust load alleviation and flutter suppression | |
| US20160159456A1 (en) | Changeable wing profile | |
| KR101271485B1 (en) | Morphing wing of air vehicle | |
| US9856013B2 (en) | Deformable wing including a mobile upper surface | |
| WO2012103891A2 (en) | A wind turbine blade having a flap | |
| US9802699B2 (en) | Adaptively-twistable blade, and an aircraft including such a blade | |
| Sanders et al. | Aerodynamic performance of the smart wing control effectors | |
| RU2574491C2 (en) | Control over resilience and twisting of airfoils and device to this end | |
| US9908611B2 (en) | Changeable wing profile | |
| DE102015113347A1 (en) | Multifunctional flaps for improving energy efficiency and safety | |
| CN110073100A (en) | Wind turbine blade with variable deflection-dependent stiffness | |
| CN108100229B (en) | Retractable helicopter stub | |
| EP2228299B1 (en) | Anisotropic actuation of a helicopter rotor blade tip | |
| RU2299833C1 (en) | Elastically deformable panel of adaptive lifting surface | |
| RU2662591C1 (en) | Helicopter rotor blade | |
| Amoozgar et al. | Twist morphing of a hingeless rotor blade using a moving mass | |
| Perera et al. | Structural and dynamic analysis of a seamless aeroelastic wing | |
| RU2787983C1 (en) | Active wing tip | |
| Zaini et al. | A review of morphing wing | |
| RU2706678C1 (en) | Adaptive aerodynamic structure and aircraft wing based thereon | |
| CN113120220B (en) | Three-dimensional single-shaft driving system for rigid-flexible coupling variable camber wing front edge | |
| CN112537438B (en) | Flexible skin based on unit structure | |
| Barbarino et al. | Design of extendable chord sections for morphing helicopter rotor blades |