RU2696138C1 - Controlled swivel wing - Google Patents
Controlled swivel wing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2696138C1 RU2696138C1 RU2018144421A RU2018144421A RU2696138C1 RU 2696138 C1 RU2696138 C1 RU 2696138C1 RU 2018144421 A RU2018144421 A RU 2018144421A RU 2018144421 A RU2018144421 A RU 2018144421A RU 2696138 C1 RU2696138 C1 RU 2696138C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- pipe
- laying
- section
- rib
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
- B64C3/44—Varying camber
- B64C3/48—Varying camber by relatively-movable parts of wing structures
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
Заявленное изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции крыла самолета из композитных материалов. Его реализация позволяет получить управляемый с помощью силового прибора угол закрутки части или всего крыла за счет определенного распределения слоев композиционного материала по конструктивным элементам.The claimed invention relates to the field of aviation, in particular to the construction of an aircraft wing made of composite materials. Its implementation makes it possible to obtain a twist angle of a part or the whole wing controlled by a power device due to a certain distribution of layers of composite material over structural elements.
Крыло из композиционных материалов, применяемое на современных самолетах, обычно изготавливается путем формирования его конструкционных элементов из монослоев однонаправленного углеродного волокна, пропитанного связующим. Толщина монослоев составляет 0.1…0.25 мм. При этом, обычно, используется 4 основных направления укладки относительно продольной оси крыла: 0°, 90°, +45° и -45°, как показано на фиг. 1.The wing of composite materials used on modern aircraft is usually made by forming its structural elements from monolayers of unidirectional carbon fiber impregnated with a binder. The thickness of the monolayers is 0.1 ... 0.25 mm. In this case, usually 4 basic laying directions are used with respect to the longitudinal axis of the wing: 0 °, 90 °, + 45 ° and -45 °, as shown in FIG. one.
Такие направления укладки, в частности, используются для элементов, формирующих внешний контур силового кессона крыла: верхняя и нижняя панели, стенки переднего и заднего лонжеронов. Несмотря на то, что все эти монослои составляют единую толщину обшивки панели, каждый из них противостоит различным силовым факторам нагружения крыла, представленными в соответствии с системой координат на фиг. 1:Such laying directions, in particular, are used for elements forming the external contour of the power wing box: upper and lower panels, walls of the front and rear side members. Despite the fact that all these monolayers make up the same thickness of the panel skin, each of them resists various force factors of wing loading, presented in accordance with the coordinate system in FIG. one:
- 0° слои нагружены, в основном, изгибом крыла от момента MY;- 0 ° layers are loaded mainly by the bend of the wing from the moment M Y ;
- 90° слои нагружены, в основном, поперечными линейными силами TY, возникающими от узлов подвески и приводов механизации крыла - закрылков, элеронов, предкрылков и связанных с ними поясов нервюр;- 90 ° layers are loaded mainly with transverse linear forces T Y arising from suspension units and wing mechanization drives — flaps, ailerons, slats and associated rib belts;
- +45°/-45° слои противостоят кручению крыла от момента MX; они также нагружены и изгибающим моментом MY, но эффективность для данного силового фактора ниже, чем слоев 0°.- + 45 ° / -45 ° layers resist torsion of the wing from the moment M X ; they are also loaded with bending moment M Y , but the efficiency for a given force factor is lower than for layers of 0 °.
Если слои +45°/-45° полностью удалить из панельных элементов внешнего силового контура крыла (панелей внешней обшивки и стенок лонжеронов), крыло будет иметь значительно сниженную жесткость на кручение. Она будет определяться, в основном, жесткостью на сдвиг связующего для оставшихся 0°/90° слоев, которая для эпоксидного связующего составляет около 4…5 ГПа. К сравнения, эффективная жескость на кручение крыла для удаленных +45°/-45° слоев углеродного композита составляет 40…50 ГПа.If the layers + 45 ° / -45 ° are completely removed from the panel elements of the external power contour of the wing (panels of the outer skin and the walls of the side members), the wing will have significantly reduced torsional rigidity. It will be determined mainly by the shear stiffness of the binder for the remaining 0 ° / 90 ° layers, which for the epoxy binder is about 4 ... 5 GPa. By comparison, the effective torsional rigidity of the wing for the removed + 45 ° / -45 ° layers of the carbon composite is 40 ... 50 GPa.
Жесткость крыла на общий изгиб и в плоскости нервюр упадет в этом случае незначительно и ее можно сохранить, добавив к панелям слоев 0° и 90°.The wing stiffness on the general bend and in the plane of the ribs will fall slightly in this case and it can be maintained by adding 0 ° and 90 ° layers to the panels.
Удаленные +45°/-45° слои во внешнем контуре крыла можно заменить, для сохранения сплошности панелей, небольшим количеством слоев более мягкого композита, например, композита с низкомодульными волокнами или тканью из стекловолокна.The removed + 45 ° / -45 ° layers in the outer contour of the wing can be replaced, to preserve the continuity of the panels, by a small number of layers of a softer composite, for example, a composite with low-modulus fibers or fiberglass fabric.
Модифицированный, таким образом, участок или все крыло можно закручивать с помощью силового устройства и трансмиссии, расположенных внутри крыла. В качестве трансмиссии может применяться труба, эффективно, как известно, работающая на кручение. Она может быть выполнена из углеродного композита с укладкой +45°/-45°, т.е. из слоев, удаленных с внешнего контура крыла.Thus, the modified section or the entire wing can be twisted using the power device and transmission located inside the wing. A pipe can be used as a transmission, which is known to work effectively on torsion. It can be made of a carbon composite with + 45 ° / -45 ° laying, i.e. from layers removed from the outer contour of the wing.
Наиболее близким, к предложенному техническому решению, аналогом, выбранного в качестве прототипа, является способ управления упругими изгибными и крутильными деформациями несущей поверхности и устройство для его реализации, который включает операцию деформирования кессона несущей поверхности с помощью системы управления, снабженной чувствительными элементами, приводами и вычислителем. При этом закручивают и изгибают концевую часть несущей поверхности, изменяя распределение местных углов атаки сечений и распределение прогибов кессона по размаху, для чего изгибают передний и задний лонжероны каждый в своей плоскости. С помощью силового привода изменяют расстояние между торцом полки соответствующего лонжерона и торцом силового упругого элемента. Внутри верхней и нижней полок переднего и заднего лонжерона выполняют сквозное отверстие, внутри которого размещают пруток или трос из высокопрочных нитей. Упругий элемент жестко заделан в полке лонжерона в начале деформируемого участка, а противоположный конец соединен с силовым приводом (патент на изобретение РФ №2574491, дата публикации: 10.02.2016 г.).Closest to the proposed technical solution, an analogue selected as a prototype is a method for controlling elastic bending and torsional deformations of a bearing surface and a device for its implementation, which includes the operation of deforming the caisson of the bearing surface using a control system equipped with sensitive elements, drives and a calculator . At the same time, the end part of the bearing surface is twisted and bent, changing the distribution of local angles of attack of the cross sections and the distribution of the deflections of the caisson in magnitude, for which the front and rear spars are bent each in its own plane. Using a power drive, the distance between the end face of the shelf of the corresponding side member and the end of the power elastic element is changed. Inside the upper and lower shelves of the front and rear spars, a through hole is made, inside which a rod or cable of high-strength threads is placed. The elastic element is rigidly sealed in the spar shelf at the beginning of the deformable section, and the opposite end is connected to the power drive (patent for the invention of the Russian Federation No. 2574491, publication date: 02/10/2016).
Основными и существенными недостатками данной конструкции является.The main and significant disadvantages of this design is.
1. Закрутка сечений крыла и его изгиб реализуются за счет принудительного изгиба переднего и заднего лонжеронов в их плоскости, т.е. за счет растяжения-сжатия поясов этих лонжеронов и прилегающих к этим поясам панелей крыла. Эффективная площадь поперечного сечения этих элементов на современных магистральных самолетах составляет большую величину и определяется, в первую очередь, необходимостью воспринять изгибающий момент крыла от максимальной расчетной аэродинамической подъемной силы, превышающей массу самолета в 2.5-4 раза. Эти элементы составляют основную массу конструкции крыла. Потребные усилия, которые должны быть созданы силовыми приводами для реализации деформации растяжения или сжатия в этих элементах, будут соизмеримы с массой самого самолета, т.е. реализация такой системы потребует чрезмерного прироста массы самолета за счет массы этих приводов и массы проложенных внутри поясов лонжеронов силовых канатов/стержней. К тому же элементы крыла получают предварительные напряжения от канатов, которые затем суммируются с напряжениями растяжения-сжатия от изгиба под действием внешних нагрузок. Это приводит к необходимости дополнительного резервирования их площади и массы.1. The twist of the wing sections and its bending are realized due to the forced bending of the front and rear side members in their plane, i.e. due to the tension-compression of the belts of these spars and wing panels adjacent to these belts. The effective cross-sectional area of these elements on modern long-range planes is large and is determined, first of all, by the need to perceive the bending moment of the wing from the maximum calculated aerodynamic lift, exceeding the mass of the plane by 2.5-4 times. These elements make up the bulk of the wing structure. The required efforts that must be created by the power drives to realize tensile or compression deformations in these elements will be commensurate with the mass of the aircraft itself, i.e. the implementation of such a system will require an excessive increase in aircraft mass due to the mass of these drives and the mass of power ropes / rods spars laid inside the belts. In addition, the wing elements receive preliminary stresses from the ropes, which are then summed with tensile-compression stresses from bending under the influence of external loads. This leads to the need for additional reservation of their area and mass.
2. Протянутый внутри пояса лонжерона высокопрочный канат/стержень имеет большую поверхность трения между ним и телом пояса. Это приведет к возникновению дополнительных усилий на преодоление этого трения и потерям в массе приводов.2. A high-strength rope / rod stretched inside the spar belt has a large friction surface between it and the belt body. This will lead to additional efforts to overcome this friction and losses in the mass of drives.
3. Натянутый с большим усилием канат в искривленной от нагрузок полке лонжерона будет вызывать паразитные боковые усилия между канатом и полкой. В ходе длительной эксплуатации самолета (обычно 20-50 тыс. летных циклов) функционирование такой системы приведет к износу силовой конструкции полок и их ослаблению к концу срока эксплуатации самолета. Т.е. нужно закладывать дополнительный материал и массу в эти полки для компенсации такого износа.3. The rope stretched with great effort in the spar flange curved from loads will cause stray lateral forces between the rope and the flange. During long-term operation of the aircraft (usually 20-50 thousand flight cycles), the operation of such a system will lead to deterioration of the power structure of the shelves and their weakening by the end of the aircraft's life. Those. additional material and mass must be laid in these shelves to compensate for such wear.
4. Отработка такого экзотического технического решения для реальной конструкции крыла пассажирского самолета с учетом возможного заклинивания каната при максимальных деформациях крыла от внешних нагрузок и, исходя из требований сертификации, потребует большого времени и финансовых затрат на проведение испытаний.4. The development of such an exotic technical solution for the real design of the wing of a passenger aircraft, taking into account the possible jamming of the rope at maximum wing deformations from external loads and, based on certification requirements, will require a lot of time and financial costs for testing.
В отличие от прототипа предлагаемое изобретение содержит отработанные конструктивные решения и, таким образом, меньшие риски в ходе испытаний и реализации.Unlike the prototype, the present invention contains proven design solutions and, thus, lower risks during testing and implementation.
В предлагаемом изобретении основные элементы конструкции крыла, воспринимающие его изгиб, т.е. пояса лонжеронов и уложенные вдоль оси крыла слои композитных панелей, не нагружаются в ходе принудительного закручивания. Поворот сечений происходит за счет деформации сдвига панелей кессона крыла, определяемой жесткостью связующего. Эти панели, также как и конструкция внутренней трубы, получают предварительное напряжение сдвига. Но, поскольку кручение вносит значительно меньшую часть, по сравнению с изгибом, в напряженное состояние конструкции крыла большого удлинения, применяемого на современных пассажирских самолетах, то дополнительные потери массы будут небольшие.In the present invention, the main structural elements of the wing, perceiving its bend, i.e. spars belts and layers of composite panels laid along the axis of the wing are not loaded during forced twisting. The rotation of the sections occurs due to the shear deformation of the panels of the wing box, determined by the stiffness of the binder. These panels, as well as the design of the inner pipe, receive a preliminary shear stress. But, since torsion makes a much smaller part, compared with bending, in the stress state of the wing structure of large elongation used on modern passenger aircraft, the additional mass loss will be small.
Техническим результатом заявленного изобретения является возможность изменения угла атаки и подъемной силы сечений крыла без излома его хорды, как при отклонении его традиционной механизации, что приведет к уменьшению потерь аэродинамического качества на управление. Более детально, предложенное изобретение позволяет:The technical result of the claimed invention is the ability to change the angle of attack and the lifting force of the wing sections without breaking its chord, as with the rejection of its traditional mechanization, which will lead to a reduction in aerodynamic quality losses for control. In more detail, the proposed invention allows:
- оптимизировать конфигурацию крыла под различные режимы полета (взлет, набор высоты, режимы крейсерского полета, снижение, посадка) с целью реализации максимального аэродинамического качества на каждом их этих режимов;- optimize the wing configuration for various flight modes (take-off, climb, cruise flight modes, descent, landing) in order to achieve maximum aerodynamic quality at each of these modes;
- выполнять более оптимальным образом функцию разгрузки концов и уменьшения изгибающего момента в корне крыла вместо элеронов на режиме максимальной полетной нагрузки (Load Alleviation Function);- perform in a more optimal way the function of unloading the ends and reducing the bending moment in the root of the wing instead of the ailerons at maximum flight load (Load Alleviation Function);
- увеличить предельно допустимый угол атаки самолета на режиме сваливания;- increase the maximum allowable angle of attack of the aircraft in the stall mode;
- более рационально, по сравнению с элеронами, управлять самолетом по крену за счет отсутствия ломаного сечения профиля крыла.- it is more rational, in comparison with ailerons, to control the plane along the roll due to the absence of a broken section of the wing profile.
Технический результат достигается за счет того, что крыло с управляемой закруткой характеризуется тем, что состоит из трех секций по размаху, при этом корневая и концевая секции имеют полную укладку композита, внешний контур крыла в средней секции имеет укладку 0°/90°, а внутренняя труба имеет укладку +45°/-45°, при этом в своей концевой зоне труба жестко соединена с внутренней нервюрой В концевой секции, а через нее - с внешним контуром крыла, при этом на другом конце труба закреплена на внешней нервюре А корневой секции крыла с помощью подшипника, к тому же к концу трубы присоединено силовое устройство через червячную передачу.The technical result is achieved due to the fact that the wing with a controlled swirl is characterized by the fact that it consists of three sections in scope, while the root and end sections have a full composite laying, the outer contour of the wing in the middle section has a laying of 0 ° / 90 °, and the inner the pipe has a laying of + 45 ° / -45 °, while in its end zone the pipe is rigidly connected to the inner rib B of the end section, and through it to the external contour of the wing, while at the other end the pipe is fixed to the external rib A of the wing root section using bearings In addition, a power device is connected to the end of the pipe via a worm gear.
При этом в полной укладке композита использовано четыре основных направления укладки относительно продольной оси крыла: 0°, 90°, +45° и -45°.At the same time, four main laying directions with respect to the longitudinal axis of the wing were used in the complete laying of the composite: 0 °, 90 °, + 45 ° and -45 °.
При этом в качестве силового устройства выступает гидравлический привод.In this case, a hydraulic drive acts as a power device.
Заявленное устройство поясняется чертежами.The claimed device is illustrated by drawings.
На фиг. 1 показаны четыре основных направления укладки слоев композиционного материала относительно продольной оси крыла, образующих полную укладку, применяющуюся обычно в самолетостроении.In FIG. Figure 1 shows the four main directions of laying the layers of composite material relative to the longitudinal axis of the wing, forming a complete laying, usually used in aircraft construction.
На фиг. 2 показан главный вид устройства.In FIG. 2 shows the main view of the device.
На фиг. 3 показана приблизительная диаграмма угла закручивания ϕ внешнего контура крыла вдоль его размаха, т.е. вдоль оси X.In FIG. Figure 3 shows an approximate diagram of the twist angle ϕ of the outer contour of the wing along its span, i.e. along the x axis.
На фиг. 4 показана консоль крыла самолета A320 в плане.In FIG. Figure 4 shows the wing console of an A320.
На фиг. 5 показано условное сечение крыла с указанием площади контура, работающего на кручение.In FIG. 5 shows a conditional section of a wing indicating the area of the torsion contour.
На фиг. 6 показано сечение крыла самолета А320 в корневой части трубы с указанием зазора между трубой и регулярной нервюрой средней секции крыла, а также с вариантом размещения силового привода на заднем лонжероне.In FIG. Figure 6 shows a section of the wing of an A320 aircraft in the root of the pipe indicating the gap between the pipe and the regular rib of the middle section of the wing, as well as with the option of placing the power drive on the rear spar.
На фиг. 7 показан вариант компоновочного решения трубы в зоне ее соединения с нервюрой В концевой секции крыла самолета A320.In FIG. 7 shows a variant of the layout solution of the pipe in the zone of its connection with the rib In the end section of the wing of the aircraft A320.
На фиг. 8 показано силовое устройство, представляющее собой силовой гидравлический привод с червячной передачей, применяемый в системе управления переставным горизонтальным стабилизатором самолета А320.In FIG. 8 shows a power device, which is a hydraulic worm gear power drive, used in the control system of a horizontal horizontal stabilizer of an A320 airplane.
На этих фигурах позициями обозначены:In these figures, the positions indicated:
1 - Корневой участок крыла с полной укладкой композита.1 - The root section of the wing with the full laying of the composite.
2 - Концевой участок крыла с полной укладкой композита.2 - The end section of the wing with the full laying of the composite.
3 - Внешний контур крыла с укладкой 0°/90°.3 - The outer contour of the wing with laying 0 ° / 90 °.
4 - Внутренняя труба с укладкой +45°/-45°.4 - Inner pipe with laying + 45 ° / -45 °.
5 - Соединение трубы и нервюры через подшипник в зоне нервюры А корневой секции.5 - Connection of the pipe and ribs through the bearing in the area of the ribs And the root section.
6 - Зона жесткого соединения внутренней трубы и внешнего контура крыла по нервюре В концевой секции.6 - The zone of rigid connection of the inner tube and the outer contour of the wing along the rib In the end section.
7 - Силовое устройство с червячной передачей.7 - Power device with a worm gear.
8 - Зазор в зоне пересечения трубы и регулярной нервюры средней секции крыла самолета А320.8 - The gap in the zone of intersection of the pipe and the regular ribs of the middle section of the wing of the A320 aircraft.
9 - Рычаг, преобразующий линейное усилие от силового привода в крутящий момент на внутренней трубе.9 - Lever that converts the linear force from the power drive to the torque on the inner pipe.
Также на фигурах приведены следующие геометрические размеры:The figures also show the following geometric dimensions:
L - длина модифицированного участка крыла вдоль его продольной оси S.L is the length of the modified wing section along its longitudinal axis S.
F - площадь поперечного сечения силового контура крыла, работающего на кручение.F is the cross-sectional area of the torsion force wing contour.
D - диаметр силовой внутренней трубы: D=0.37 м в зоне нервюры А и D=0.25 м в зоне нервюры В крыла самолета А320.D is the diameter of the power inner tube: D = 0.37 m in the area of rib A and D = 0.25 m in the area of rib B of the wing of the A320 aircraft.
R - длина рычага силового привода: R=0.6 м.R is the length of the lever of the power drive: R = 0.6 m
t - длина силовой хорды крыла: t=1.52 м в зоне нервюры А и t=0.82 м в зоне нервюры В.t is the length of the force chord of the wing: t = 1.52 m in the area of rib A and t = 0.82 m in the area of rib B.
H1 - высота переднего лонжерона: H1=0.32 м в зоне нервюры А и H1=0.22 м в зоне нервюры В.H 1 - the height of the front spar: H 1 = 0.32 m in the area of the rib A and H 1 = 0.22 m in the area of the rib B.
H2 - высота заднего лонжерона: H2=0.37 м в зоне нервюры А и Н2=0.25 м в зоне нервюры В.H 2 - the height of the rear spar: H 2 = 0.37 m in the area of the rib A and H 2 = 0.25 m in the area of the rib B.
δ - толщина панелей внешнего силового контура крыла, в зоне нервюры В эта величина принята равной δВ=4 мм.δ is the thickness of the panels of the external power contour of the wing, in the area of rib B, this value is taken equal to δ B = 4 mm.
Крыло условно разделено на три секции по размаху. Корневая и концевая секции имеют полную укладку композита, т.е. четыре основных направления укладки относительно продольной оси крыла: 0°, 90°, +45° и -45°. Средняя секция имеет вышеуказанное разделение слоев композита, т.е. внешний контур крыла в средней секции имеет укладку 0°/90°, а внутренняя труба - укладку +45°/-45°. В своей концевой зоне труба жестко соединена с внутренней нервюрой В внешней секции, а через нее с внешним контуром крыла. На другом конце труба закреплена на внешней нервюре А корневой секции крыла с помощью подшипника, т.е. может поворачиваться относительно нервюры. К этому же концу трубы присоединено силовое устройство через червячную передачу. Создаваемое этим устройством усилие с помощью рычага создает крутящий момент MT на трубе, передающийся на нервюру В внешней секции крыла и, далее, на внешний контур крыла в зоне этой нервюры. За счет этого момента и низкой жесткости на кручение средней секции крыла нервюра В закручивается относительно нервюры А на угол ϕmax. Вместе с нервюрой В концевая секция крыла также поворачивается на этот же угол относительно корневой секции. Приблизительная диаграмма угла закручивания ϕ внешнего контура крыла вдоль его размаха, т.е. вдоль оси X, показана на фиг. 3. Здесь же показана и кривая крутящего момента MT, приложенного к силовым элементам как внутренней трубы, так и внешнего контура крыла. В зоне средней секции крыла моменты для трубы и внешнего контура взаимно уравновешены и противоположны по направлению.The wing is conditionally divided into three sections in scope. The root and end sections have a full composite laying, i.e. The four main directions of laying relative to the longitudinal axis of the wing: 0 °, 90 °, + 45 ° and -45 °. The middle section has the above separation of the layers of the composite, i.e. the outer wing contour in the middle section has a laying of 0 ° / 90 °, and the inner pipe - laying + 45 ° / -45 °. In its end zone, the pipe is rigidly connected to the inner rib B of the outer section, and through it to the outer contour of the wing. At the other end, the pipe is mounted on the external rib A of the wing root section using a bearing, i.e. can rotate relative to the ribs. A power device is connected to the same end of the pipe through a worm gear. The force created by this device using the lever creates a torque M T on the pipe, transmitted to the rib In the outer wing section and, further, to the outer wing contour in the region of this rib. Due to this moment and low torsional stiffness of the middle section of the wing, rib B spins relative to rib A at an angle ϕ max . Together with rib B, the wing end section also rotates by the same angle relative to the root section. An approximate diagram of the twist angle ϕ of the outer contour of the wing along its span, i.e. along the x axis, shown in FIG. 3. The curve of torque M T applied to the power elements of both the inner pipe and the outer wing contour is also shown here. In the area of the middle section of the wing, the moments for the pipe and the external contour are mutually balanced and opposite in direction.
Пример силового устройства для создания необходимого усилия и управления закруткой крыла показан на фиг. 8. Это гидравлический привод с червячной передачей, применяемый в системе управления переставным горизонтальным стабилизатором самолета А320. Он установлен на переднем лонжероне стабилизатора. Далее будет рассмотрен вариант применения такого устройства для данного изобретения.An example of a power device for generating the necessary force and controlling the spin of a wing is shown in FIG. 8. This is a hydraulic worm gear drive used in the control system of a horizontal horizontal stabilizer of an A320 airplane. It is mounted on the front side member of the stabilizer. Next will be considered an application of such a device for the present invention.
Для уменьшения крутящего момента MT и, соответственно, усилия силового агрегата, необходимого для реализации определенного угла ϕmax, желательно использовать на средней секции крыла связующее с более низким модулем упругости на сдвиг, чем эпоксидное. К примеру, может быть использовано термопластичное или эластомерное связующее, упомянутое в аналогах к этому изобретению. Если первое уже используется в авиации в соединении с углеродными волокнами, то применение второго, имеющего еще более низкий модуль упругости, требует дополнительных испытаний и отработки.To reduce the torque M T and, accordingly, the efforts of the power unit necessary to realize a certain angle ϕ max , it is desirable to use a binder with a lower shear modulus than epoxy on the middle section of the wing. For example, a thermoplastic or elastomeric binder mentioned in the analogs of this invention can be used. If the former is already used in aviation in conjunction with carbon fibers, then the use of the latter, having an even lower modulus of elasticity, requires additional testing and testing.
Внешние аэродинамические моменты MX и MY, как и другие линейные усилия, действующие на крыло, на концевом и корневом участках крыла воспринимаются традиционными композиционными панелями крыла и лонжеронами. Внешний контур среднего участка крыла воспринимает только изгибающий момент MY и линейные нагрузки вдоль осей X и Y, поскольку имеет укладку композита только 0°/90°. Крутящий момент MX воспринимается внутренней трубой, которая передает его с концевой на корневую секцию крыла. Этим внешним моментом, соответственно, нагружена трансмиссия и силовой агрегат в зоне нервюры А. Для эффективного восприятия этого усилия и передачи его на конструкцию корневой секции через узлы крепления силового агрегата, желательно использовать червячный тип трансмиссии, подобный трансмиссии, реализованной в схеме переставного хвостового стабилизатора на пассажирских самолетах.External aerodynamic moments M X and M Y , as well as other linear forces acting on the wing, at the end and root sections of the wing are perceived by traditional composite wing panels and side members. The outer contour of the middle section of the wing perceives only the bending moment M Y and linear loads along the X and Y axes, since it has a composite laying of only 0 ° / 90 °. Torque M X is perceived by the inner tube, which transfers it from the end to the root section of the wing. This external moment, respectively, is loaded with the transmission and the power unit in the area of rib A. To effectively absorb this effort and transfer it to the root section through the power unit attachment points, it is advisable to use a worm type of transmission similar to the transmission implemented in the rear tail stabilizer on passenger airplanes.
Конструкция внутренней трубы кроме слоев +45°/-45° может включать и слои углеродного композита с другими направлениями укладки волокон с целью консолидации конструкции. В конструкцию же внешнего контура средней секции крыла возможно добавление +45°/-45° слоев только «мягкого» композита, с низким модулем упругости волокон, в количестве 20…25% по толщине для улучшения локальной сплошности композитной конструкции. К примеру, такого рода слои из стеклопластика будут иметь эффективный модуль сдвига на кручение крыла около 10 ГПа, что приблизительно в 2 раза выше, чем эффективный модуль сдвига эпоксидного связующего, определяющего жесткость на кручение средней секции крыла без этих слоев. Такое добавление приведет к увеличению крутильной жесткости секции крыла на 20…25% и, соответственно, мощности силового привода.The design of the inner pipe, in addition to layers + 45 ° / -45 °, can also include layers of a carbon composite with other directions of fiber laying in order to consolidate the structure. In the design of the external contour of the middle section of the wing, it is possible to add + 45 ° / -45 ° layers of only a “soft” composite, with a low elastic modulus of fibers, in an amount of 20 ... 25% in thickness to improve the local continuity of the composite structure. For example, such fiberglass layers will have an effective wing torsion shear modulus of about 10 GPa, which is about 2 times higher than the effective epoxy binder shear modulus, which determines the torsional stiffness of the wing middle section without these layers. Such an addition will increase the torsional stiffness of the wing section by 20 ... 25% and, accordingly, the power of the power drive.
Изобретение осуществляется следующим образом.The invention is as follows.
Приведенный ниже пример реализации базируется на геометрии крыла самолета А320. Он показывает реальность получения углов закрутки порядка ϕmax=5° для концевой части крыла при использовании имеющегося на данном самолете силового привода, приемлемых толщинах панелей и низком уровне возникающих при этом напряжений в конструкции. Приведенные расчеты приблизительные, имеют аналитический характер и имеют лишь цель показать реализуемость изобретения.The following implementation example is based on the wing geometry of an A320. It shows the reality of obtaining twist angles of the order of ϕ max = 5 ° for the wing end portion using the power drive available on this aircraft, acceptable panel thicknesses and low level of stresses arising from this in the structure. The above calculations are approximate, have an analytical character and have only the goal to show the feasibility of the invention.
Размер и положение модифицированного участка крыла с разделением силовых слоев композита, а также положение силового привода могут быть отличные от приведенных в данном примере и зависят от потребностей деформирования той либо иной части крыла по условиям аэродинамики.The size and position of the modified wing section with separation of the composite power layers, as well as the position of the power drive can be different from those in this example and depend on the needs of deformation of one or another part of the wing according to aerodynamics.
На фиг. 4 показана консоль крыла самолета А320 с возможным вариантом модификации ее конструкции в соответствии с данным изобретением. Крыло разделено по размаху на три секции. Корневая и концевая секции имеют конструкцию кессона с полной укладкой композита. Внешний контур кессона средней секции имеет только укладку 0°/90°. Коническая внутренняя труба имеет укладку +45°/-45°, имеет жесткое соединение с нервюрой В и подшипниковую опору на нервюре А. Соединение трубы с нервюрами средней секции крыла может отсутствовать, а может быть реализовано также в виде подшипниковых опор. Во втором случае труба будет нагружаться внешним изгибающим моментом крыла вместе с его внешним контуром, что менее рационально с весовой точки зрения, особенно с учетом веса дополнительных подшипников. В нижеприведенном расчете предполагается отсутствие какого-либо стыка трубы с нервюрами средней секции, т.е. между ними существует зазор, как обозначено поз. 8 на фигурах.In FIG. 4 shows the wing console of an A320 aircraft with a possible modification of its structure in accordance with this invention. The wing is divided in scope into three sections. The root and end sections have a caisson construction with full composite laying. The outer contour of the middle section caisson has only 0 ° / 90 ° laying. The conical inner tube has a laying of + 45 ° / -45 °, has a rigid connection with rib B and a bearing support on rib A. There may be no connection between the pipe and ribs of the middle section of the wing, or it can also be implemented as bearing supports. In the second case, the pipe will be loaded with the external bending moment of the wing together with its external contour, which is less rational from a weight point of view, especially taking into account the weight of the additional bearings. In the calculation below, it is assumed that there is no junction of the pipe with ribs of the middle section, i.e. there is a gap between them, as indicated by pos. 8 in the figures.
Силовой привод с червячной передачей на корневой участок трубы в зоне нервюры А предполагается установленным на стенку заднего лонжерона.A power drive with a worm gear to the root portion of the pipe in the area of rib A is assumed to be mounted on the wall of the rear spar.
Для удобства вывода аналитических формул применена система координат, начало которой располагается в точке пересечения заднего и переднего силовых лонжеронов кессона крыла с продольной осью S, направленной от носка к корню крыла.For the convenience of deriving analytical formulas, a coordinate system is used, the origin of which is located at the intersection of the rear and front power side members of the wing box with the longitudinal axis S directed from the nose to the wing root.
Удельный (вдоль оси S) угол закрутки сечений крыла, имеющего однозамкнутый силовой контур, можно посчитать по известной формуле прочности:The specific (along the S axis) twist angle of the wing sections having a single-closed power circuit can be calculated using the well-known strength formula:
где: MT - крутящий момент крыла на данной дистанции,where: M T is the torque of the wing at a given distance,
G - эффективный модуль сдвига материала силовых панелей контура,G is the effective shear modulus of the material of the power panels of the circuit,
JT - момент инерции кручения контура.J T is the moment of inertia of the torsion of the contour.
В данном случае рассматривается закрутка внешнего контура крыла в концевой и средней его секций от крутящего момента, создаваемого силовым приводом, и передающегося на нервюру В посредством внутренней трубы. Величина этого момента постоянна на участке между крайними нервюрами средней секции крыла, как показано на фиг. 3.In this case, the twist of the outer contour of the wing in its end and middle sections from the torque generated by the power drive and transmitted to the rib B through the inner tube is considered. The magnitude of this moment is constant in the area between the extreme ribs of the middle section of the wing, as shown in FIG. 3.
JT рассчитывается для однозамкнутого контура по известной формуле:J T is calculated for a single-closed loop according to the well-known formula:
где: F - площадь контура сечения силового кессона крыла, работающего на кручение,where: F is the cross-sectional area of the power torsion box, working on torsion,
δ - средняя толщина панелей этого контура,δ is the average thickness of the panels of this circuit,
Если бы крыло имело постоянное сечение на рассматриваемом участке длиной L, то абсолютный угол закручивания можно бы посчитать путем умножения удельного угла поворота на длину участка:If the wing had a constant section in the section under consideration of length L, then the absolute twist angle could be calculated by multiplying the specific angle of rotation by the length of the section:
В случае же сужающегося крыла, т.е. с переменными параметрами контура, необходимо произвести интегрирование вдоль координаты S в рассматриваемой на фиг. 4 системе координат:In the case of a tapering wing, i.e. with variable contour parameters, it is necessary to integrate along the coordinate S in the one considered in FIG. 4 coordinate system:
Для создания функциональной зависимости JT=JT(S) необходимо иметь конструктивное оформление конструкции кессона крыла в этой зоне. В данном случае, когда речь идет о получении приблизительных инженерных оценок, можно сделать следующее предположение по изменению параметров кессона крыла вдоль его размаха на рассматриваемом участке:To create a functional dependence J T = J T (S), it is necessary to have a structural design of the wing box in this zone. In this case, when it comes to obtaining approximate engineering estimates, the following assumption can be made on changing the parameters of the wing box along its span in the considered section:
где 
Подставив эти зависимости в формулу (1), получим зависимость момента инерции кручения кессона крыла от координаты S:Substituting these dependences in formula (1), we obtain the dependence of the torsion moment of inertia of the wing box on the coordinate S:
где: 
Теперь можно произвести интегрирование формулы (3) на среднем участке крыла с дистанцией нервюр SB и SA. Опуская сложные преобразования, формула для угла закручивания сужающегося крыла будет иметь следующий вид, отличающийся от формулы (2) для прямого крыла одним сомножителем, содержащим коэффициент k=SA/SB, который отражает степень этого сужения:Now it is possible to integrate formula (3) in the middle section of the wing with the distance of ribs S B and S A. Omitting complex transformations, the formula for the angle of rotation of the tapering wing will have the following form, which differs from formula (2) for the straight wing by one factor containing the coefficient k = S A / S B , which reflects the degree of this narrowing:
где: FB, 
На основании имеющихся данных по геометрии этого крыла, указанные выше параметры среднего участка крыла имеют следующие приближенные значения: L=5.65 м; 
Предполагается, что в качестве конструкционного материала использованы слои однонаправленного углеродного композита с термопластичным связующим, например, стандарт AIMS 05-09-001 предприятия AIRBUS. В соответствие со спецификацией, он имеет модуль сдвига в плоскости слоя G=5.1 ГПа = 5.1*109 Па.It is assumed that, as a structural material, layers of a unidirectional carbon composite with a thermoplastic binder are used, for example, AIMS standard 05-09-001 from AIRBUS. In accordance with the specification, it has a shear modulus in the plane of the layer G = 5.1 GPa = 5.1 * 10 9 Pa.
Для расчета возможного угла закручивания крыла рассмотрен реальный силовой привод, применяемый для переставного стабилизатора самолета A320 и показанный на фиг. 8. Этот привод имеет червячную передачу с усилием на штоке около 4 т при скорости подачи около 6 см/сек и длине штока чуть более полуметра. Для возможности компоновки этого привода в зоне нервюры А крыла самолета A320 шаг червячной передачи предполагается уменьшить в 3 раза. Это позволит сократить длину штока и увеличить усилие на штоке до 11 т при аналогичном уменьшении скорости подачи до 2 см/сек. Вариант размещения силового привода с креплением к заднему лонжерону крыла показаны на фиг. 6. Здесь же показана возможная схема создания крутящего момента на внутренней трубе за счет рычага длиной R. Рабочая длина штока червячной передачи принята равной 130 мм. При длине рычага R=0.6 м максимальный крутящий момент, приложенный к трубе со стороны привода, составит: MT = 11 т * 0.6 м = 6.6 т*м = 66000 н*м. Этот момент передается вдоль трубы на нервюру В крыла, с которой труба имеет жесткое соединение. Вариант компоновочного решения трубы в зоне нервюры В показан на фиг. 7.To calculate the possible angle of twisting of the wing, a real power drive is considered, which is used for the adjustable stabilizer of an A320 airplane and shown in FIG. 8. This drive has a worm gear with a rod force of about 4 tons at a feed rate of about 6 cm / sec and a rod length of just over half a meter. In order to be able to arrange this drive in the area of rib A of the wing of an A320 airplane, the worm gear pitch is supposed to be reduced by 3 times. This will reduce the length of the rod and increase the force on the rod to 11 tons with a similar decrease in feed rate to 2 cm / sec. An arrangement of a power drive with attachment to the rear wing spar is shown in FIG. 6. Here is shown a possible scheme for creating torque on the inner pipe due to a lever of length R. The working length of the worm gear rod is taken to be 130 mm. With a lever length of R = 0.6 m, the maximum torque applied to the pipe from the drive side will be: M T = 11 t * 0.6 m = 6.6 t * m = 66000 n * m. This moment is transmitted along the pipe to the rib B of the wing, with which the pipe has a rigid connection. An embodiment of the pipe layout solution in the area of rib B is shown in FIG. 7.
Подставив все вышеприведенные значения переменных в формулу (4) получим значение максимального угла закрутки концевой секции крыла за счет упругой деформации кручения контура средней части крыла (см. диаграмму для ϕ на фиг. 3):Substituting all the above values of the variables into formula (4), we obtain the value of the maximum twist angle of the end section of the wing due to the elastic torsional deformation of the contour of the middle part of the wing (see the diagram for ϕ in Fig. 3):
Модифицированную среднюю секцию крыла можно удлинить вдоль координаты S вплоть до корневой нервюры крыла. При этом возможный угол закручивания будет выше при той же мощности силового привода.The modified middle section of the wing can be extended along the S coordinate up to the root rib of the wing. In this case, the possible twist angle will be higher at the same power of the power drive.
Необходимо оценить уровень действующих напряжений в обшивке внешнего контура средней части крыла на предмет запаса прочности при такой деформации. Очевидно, что максимальный уровень сдвиговых напряжений будет в зоне нервюры В, имеющей минимальную толщину панелей и площадь контура. Это напряжение можно определить по известной аналитической формуле для однозамкнутого контура:It is necessary to evaluate the level of current stresses in the casing of the outer contour of the middle part of the wing for the margin of safety under such deformation. Obviously, the maximum level of shear stresses will be in the area of rib B, which has the minimum thickness of the panels and the contour area. This voltage can be determined by the well-known analytical formula for a single-closed loop:
Этот уровень напряжений составляет всего 23% от допустимого уровня 180 МПа сдвиговых напряжений для монослоя выбранного композиционного материала AIMS 05-09-001 на основе углеродных волокон и термопластичного связующего.This stress level is only 23% of the permissible level of 180 MPa shear stresses for the monolayer of the selected composite material AIMS 05-09-001 based on carbon fibers and a thermoplastic binder.
Оценим также минимально необходимую по условию прочности толщину стенки внутренней трубы, состоящую из слоев этого же композита, но с укладкой +45°/-45°. Сдвиговые напряжения в панели с такой укладкой трансформируются в напряжения растяжения-сжатия вдоль волокон. Допустимые напряжения на растяжение вдоль волокон для этого композита составляют 2000 МПа, на сжатие - 1000 МПа, т.е. сжатие является более критическим. Последнее значение определяет допустимое эквивалентное напряжение сдвига для композита с симметричной +45°/-45° укладкой. Можно показать, что оно равно 50% от допустимого напряжения вдоль волокон, т.е.We will also evaluate the wall thickness of the inner pipe, which is the minimum required by strength condition, consisting of layers of the same composite, but with laying + 45 ° / -45 °. Shear stresses in panels with such a laying are transformed into tensile-compression stresses along the fibers. Permissible tensile stresses along the fibers for this composite are 2000 MPa, and compression - 1000 MPa, i.e. compression is more critical. The last value determines the permissible equivalent shear stress for a composite with symmetrical + 45 ° / -45 ° laying. It can be shown that it is equal to 50% of the allowable stress along the fibers, i.e.
Аналитическую часть формулы (5) можно выразить относительно толщины панели δ при известных площади контура и величине крутящего момента. Величина крутящего момента MT для трубы совпадает с величиной момента, действующего на внешний контур крыла. Принимая во внимание дополнительный коэффициент безопасности по прочности ƒ=2, потребная минимальная толщина трубы будет равна:The analytical part of the formula (5) can be expressed with respect to the panel thickness δ with known contour area and torque value. The magnitude of the torque M T for the pipe coincides with the magnitude of the moment acting on the outer contour of the wing. Taking into account an additional safety factor for strength ƒ = 2, the required minimum pipe thickness will be equal to:
где: Fmin=0.05 м2 - минимальная площадь поперечного контура трубы в зоне нервюры В (диаметр 0.25 м, см. фиг. 7).where: F min = 0.05 m 2 is the minimum cross-sectional area of the pipe in the area of rib B (diameter 0.25 m, see Fig. 7).
В реальности толщина трубы будет несколько больше по причине дополнительного усиления трубы за счет действия внешних аэродинамических нагрузок крыла, включая возможное усиление, связанное с обеспечением аэроупругой устойчивости крыла. Это связано с тем, что на среднем, модифицированном участке крыла, крутящий момент воспринимается практически только трубой, а изгибающий момент воспринимается внешним контуром крыла.In reality, the thickness of the pipe will be slightly larger due to the additional reinforcement of the pipe due to the action of external aerodynamic loads of the wing, including possible reinforcement associated with providing aeroelastic stability of the wing. This is due to the fact that in the middle, modified section of the wing, the torque is perceived almost exclusively by the pipe, and the bending moment is perceived by the external contour of the wing.
Анализ совокупности всех существенных признаков предложенного изобретения доказывает, что исключение хотя бы одного из них приводит к невозможности полного обеспечения достигаемого технического результата.Analysis of the totality of all the essential features of the proposed invention proves that the exclusion of at least one of them leads to the inability to fully ensure the achieved technical result.
Анализ уровня техники показывает, что неизвестно такое крыло с управляемой закруткой, которому присущи признаки, идентичные всем существенным признакам данного технического решения, что свидетельствует о его неизвестности и, следовательно, новизне.The analysis of the prior art shows that it is unknown such a wing with a controlled twist, which is characterized by features identical to all the essential features of this technical solution, which indicates its unknownness and, therefore, novelty.
Вышеперечисленное доказывает также соответствие заявленного устройства критерию изобретательского уровня.The above also proves the conformity of the claimed device to the criterion of inventive step.
При осуществлении изобретения действительно реализуется наличие предложенного объекта, что свидетельствует о его промышленной применимости.When carrying out the invention, the presence of the proposed object is really realized, which indicates its industrial applicability.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018144421A RU2696138C1 (en) | 2018-12-14 | 2018-12-14 | Controlled swivel wing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018144421A RU2696138C1 (en) | 2018-12-14 | 2018-12-14 | Controlled swivel wing |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2696138C1 true RU2696138C1 (en) | 2019-07-31 |
Family
ID=67586802
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018144421A RU2696138C1 (en) | 2018-12-14 | 2018-12-14 | Controlled swivel wing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2696138C1 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3179357A (en) * | 1962-02-27 | 1965-04-20 | Donald G Lyon | Variable shaped airfoil |
| US6070834A (en) * | 1996-12-21 | 2000-06-06 | Daimlerchrysler Ag | Aerodynamic body with internal actuating drives |
| RU2574491C2 (en) * | 2014-06-10 | 2016-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Control over resilience and twisting of airfoils and device to this end |
-
2018
- 2018-12-14 RU RU2018144421A patent/RU2696138C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3179357A (en) * | 1962-02-27 | 1965-04-20 | Donald G Lyon | Variable shaped airfoil |
| US6070834A (en) * | 1996-12-21 | 2000-06-06 | Daimlerchrysler Ag | Aerodynamic body with internal actuating drives |
| RU2574491C2 (en) * | 2014-06-10 | 2016-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Control over resilience and twisting of airfoils and device to this end |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10155581B2 (en) | Bonded and tailorable composite assembly | |
| EP1674389B1 (en) | Structure for an aerodynamically active surface of an air vehicle | |
| Kintscher et al. | Design of a smart leading edge device for low speed wind tunnel tests in the European project SADE | |
| US6010098A (en) | Aerodynamic structure, for a landing flap, an airfoil, an elevator unit or a rudder unit, with a changeable cambering | |
| AU2012226306B2 (en) | Diamond shaped window for a composite and/or metallic airframe | |
| EP3476719A1 (en) | Wing segment and aircraft having a wing segment | |
| Amendola et al. | Preliminary design of an adaptive aileron for next generation regional aircraft | |
| Rasmussen et al. | Joined-wing sensor-craft configuration design | |
| CN109573091A (en) | A kind of aircraft big opening structure vertical stiffness design method | |
| RU2696138C1 (en) | Controlled swivel wing | |
| EP2895389B1 (en) | Passive load alleviation for aerodynamic lift structures | |
| Roberts et al. | Sensor-craft structural optimization and analytical certification | |
| CN109543345A (en) | A kind of aircraft big opening construction torsion stiffness design method | |
| Wildschek et al. | An all-composite, all-electric, morphing trailing edge device for flight control on a blended-wing-body airliner | |
| CA2612590C (en) | Double-shell design centre box | |
| Abouhamzeh et al. | A Geometrically Nonlinear Structural Model For Aerostructural Optimization of Ultra-High Aspect Ratio Composite Wings | |
| Kaur et al. | Spars and stringers-function and designing | |
| US20130270392A1 (en) | Interface arrangement for aircraft lifting surface | |
| Park | Advanced turboprop composite propeller design and analysis using fluid–structure interaction method | |
| DE102014011441B4 (en) | Gyrocopter | |
| Chinni et al. | Design and analysis of front spar wing-tip segment for a small transport aircraft | |
| CN109711015A (en) | A kind of lateral stiffness design method of aircraft big opening structure | |
| Action | Structural layout of a hybrid wing body transport | |
| Manjari et al. | Numerical and analytical analysis of wing spar made with different composite material | |
| Goraj | Load composite structure in aeronautical engineering |