Способ регулирования распределения аэродинамических нагрузок на крыле летательного аппарата и крыло летательного аппарата (варианты)

Способ регулирования распределения аэродинамических нагрузок на крыле летательного аппарата и крыло летательного аппарата (варианты)

Реферат

 

Изобретение относится к авиационной технике. Цель изобретения - повышение летно-технических характеристик ЛА путем увеличения относительной массы полезного груза за счет снижения нагрузок на режимах, определяющих характеристики прочности и усталостной долговечности. Поворотные подвижные концевые части крыла на всех этапах полета в режиме флюгирования под начальной нагрузкой, соответствующей коэффициенту перегрузки , величину которой по мере приближения к крейсерскому режиму снижают до значений, равных 1. Способ может быть осуществлен выполнением крыла, у которого каждая поворотная концевая часть 2 связана с консолью 1 с помощью упругих элементов регулируемой жесткости, расположенных во взаимно-перпендикулярных плоскостях. Кроме того, имеются еще два варианта выполнения крыла. 2 с. и 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) тяжелее воздуха, а именно к способам регулирования положения или размеров крыла при изменении аэродинамической нагрузки, действующей на крыло ЛА, а также к конструкциям крыла.

Известен ряд способов регулирования распределения аэродинамических нагрузок, действующих на крыло ЛА, основанных на изменении в полете размаха, стреловидности, угла атаки крыла и т.д.

Известен способ регулирования распределения аэродинамических нагрузок на крыле ЛА, заключающийся в отклонении концевых поворотных частей по углу атаки, причем на взлетном режиме поворотные части устанавливают в режим флюгирования, а при выходе на крейсерский режим полета фиксируют и по мере выработки топлива изменяют угол атаки поворотных концевых частей до _кчкр, где _кч- угол атаки поворотных концевых частей крыла; _кр- угол атаки неподвижной части крыла [1].

Известное крыло ЛА, содержащее неподвижные консоли и поворотные концевые части, которые закреплены на консолях с возможностью отклонения по углу атаки, причем ось вращения каждой из поворотных концевых частей расположена впереди аэродинамического фокуса, при этом поворотные концевые части могут отклоняться относительно оси параллельной продольной оси ЛА [2].

Недостатком известных способов и крыла является то, что они имеют низкие ресурсные характеристики по условиям сопротивления усталости из-за значительных амплитуд циклических нагрузок от атмосферной турбулентности на указанных режимах полета.

Целью изобретения является повышение летно-технических характеристик ЛА.

Цель достигается тем, что в способе, включающем установку поворотных концевых частей в режим флюгирования и их отклонение, поворотные концевые части крыла устанавливают на всех этапах полета в режим флюгирования под начальной нагрузкой, соответствующей коэффициенту перегрузки InI>1, величину которой по мере приближения к крейсерскому режиму снижают до значений, равных 1.

Достижение цели возможно с помощью крыла, содержащего неподвижные консоли и поворотные концевые части, которые закреплены на консолях с возможностью отклонения по углу атаки, причем ось вращения поворотной концевой части расположена впереди аэродинамического фокуса и перпендикулярна продольной оси ЛА, при этом каждая поворотная концевая часть дополнительно связана с неподвижной консолью с помощью упругого элемента регулируемой жесткости, например пружины с изменяемым натяжением.

Цель может быть также достигнута с помощью крыла, содержащего неподвижные консоли и поворотные концевые части, которые закреплены на консолях с возможностью поворота относительно оси, параллельной продольной оси ЛА, при этом каждая поворотная концевая часть крыла дополнительно связана с консолью с помощью упругого элемента регулируемой жесткости. Кроме того, цель может быть достигнута с помощью крыла, содержащего неподвижные консоли и поворотные концевые части, каждая из которых связана с консолями с возможностью поворота относительно осей, одна из которых параллельна, а другая - перпендикулярна продольной оси летательного аппарата, при этом каждая поворотная концевая часть связана с консолью с помощью упругих элементов, расположенных во взаимно перпендикулярных плоскостях.

Во всех вариантах подвижная поворотная концевая часть крыла связана с неподвижной с помощью упругого элемента регулируемой жесткости.

На фиг.1 представлен ЛА в плане с поворотными концевыми частями, общий вид; на фиг.2 - узел I на фиг.1; на фиг.3 - сечение А-А на фиг.2; на фиг.4 - узел II на фиг.3; на фиг.5 - разрез Б-Б на фиг.4; на фиг.6 - иллюстрация распределения коэффициента подъемной силы вдоль размаха крыла в зависимости от действия способа; на фиг.7 - эпюра изгибающих моментов вдоль размаха крыла в зависимости от действия способа; на фиг.8 - ЛА в плане с поворотными концевыми частями, ось вращения которых параллельна продольной оси ЛА; на фиг. 9 - узел III на фиг.8; на фиг.10 - ЛА в плане с поворотными концевыми частями, одна из осей вращения каждой из которых параллельна, а другая перпендикулярна продольной оси ЛА; на фиг.11 - узел IV на фиг.10.

Способ можно осуществить с помощью одной из возможных конструкций крыла, содержащего концевые поверхности. Так, например, крыло ЛА содержит неподвижную консоль 1 и поворотные концевые части 2, которые выполнены поворотными относительно осей 3, перпендикулярных плоскости симметрии ЛА и расположенных впереди аэродинамического фокуса (фиг.3).

Поворот концевых частей 2 осуществляют с помощью одного из силовых приводов 4 и 5, а начальную подгрузку создают одновременным включением указанных силовых приводов 4 и 5. Для обеспечения флюгирования под начальной нагрузкой между силовыми приводами 4 и 5 и кронштейнами на осях 3 вращения установлены упругие элементы регулируемой жесткости, например пружины 6 и 7. С осями 3 связаны демпферы колебаний 8. На силовых приводах 4 и 5 установлены замки 9, на демпфере 8 колебаний - замок 10, выключающие из работы соответственно приводы 4 и 5 и демпфер 8.

Способ осуществляют следующим образом.

На взлете и режиме набора высоты (выхода на крейсерский режим полета) с помощью силового привода 4 подвижные концевые части 2 устанавливают путем поворота относительно оси 3 на угол атаки _кч<_крвплоть до создания ими отрицательной подъемной силы. При этом пружины 6, 7 получают некоторое натяжение за счет их закрутки. Затем, воздействуя одновременно на приводы 4 и 5, создают начальное натяжение пружин 6 и 7 также за счет их закрутки, соответствующее коэффициенту перегрузки n>1, при этом нагрузку по мере приближения к крейсерскому режиму снижают до значений, равных 1. На режиме взлета и набора высоты натяжение доводят до величин, соответствующих перегрузке 1,4n 1,5. Далее включением замков 9, установленных на силовых приводах 4 и 5, выключают последние из работы. Система управления приводами 4 и 5 устроена таким образом, что их включение в работу не может произойти без выключения замков 9 и наоборот. При этом поворотные концевые части 2 крыла под действием аэродинамических сил и усилий натяжения в пружинах 6 и 7 будут находиться в равновесии и в отклоненном на некоторый угол атаки положении.

Создание концевыми частями 2 отрицательной (или уменьшенной по сравнению с их нормальным положением) подъемной силы приводит к разгрузке центральной части крыла I (см. фиг.6, 7), причем изгибающий момент на крыле, определяющий прочностные характеристики крыла, будет ниже, что позволяет увеличить взлетную массу ЛА, не превышая допустимый уровень изгибных напряжений в элементах крыла, т.е. увеличить массу полезного груза. Кроме того, эффективное удлинение крыла в данном случае определяется полным размахом крыла с учетом концевых частей 2, а аэродинамическое нагружение (положительной подъемной силой) испытывают только неподвижные консоли 1, т.е. реализуется высокий уровень аэродинамического качества. Начальное натяжение пружин 6 и 7 обеспечивает флюгирование концевых частей 2 под начальной нагрузкой.

Осуществляется это следующим образом.

При воздействии на крыло ЛА вертикального порыва, например восходящего, величина подъемной силы, действующей на каждую из поворотных концевых частей 2, возрастает, что приведет к их повороту относительно оси 3 в сторону уменьшения угла атаки, так как ось вращения 3 находится впереди аэродинамического фокуса. В результате такого поворота подъемная сила, действующая на концевую часть 2, уменьшается. В целом величина аэродинамической нагрузки, передаваемой от каждой из поворотных концевых частей 2 на неподвижную центральную часть 1, сохранится практически неизменной несмотря на воздействие порыва. Поворот концевых частей 2, вызванный порывом, приводит к перераспределению нагрузок в пружинах 6 и 7, причем вращение происходит до поступления нового состояния равновесия между моментами аэродинамических нагрузок и моментами усилий в пружинах 6 и 7 относительно осей 3. После прекращения действия порыва состояние равновесия нарушается и пружины 6 и 7 возвращают концевую часть крыла 2 в исходное состояние. Наличие демпферов 8, связанных с поворотными концевыми частями 2, обеспечивает требуемый декремент затухания колебаний, который задается предварительной настройкой демпферов 8. При воздействии на крыло 1 порыва другого знака картина повторяется с отклонением концевых частей 3 в противоположном направлении.

В результате таких отклонений концевых частей 2 от воздействия порывов на неподвижную часть крыла 1 от поворотных концевых частей 2 передается практически постоянная нагрузка. В итоге амплитуда колебаний нагрузок (а следовательно, и напряжений) в крыле уменьшается, что повышает усталостную долговечность конструкции крыла.

После набора ЛА высоты Н 15 км, где вероятность больших порывов практически равна нулю, концевые части крыла 2 устанавливают на угол атаки _кч= _кри одновременно уменьшают с помощью силовых приводов 4 и 5 начальное натяжение пружин 6 и 7 до величин, соответствующих перегрузке 1,05n 1,1. Поворот концевых частей 2 на угол атаки _кч=_крприводит к тому, что несущая поверхность крыла и эффективное его удлинение увеличиваются, что приводит к увеличению продолжительности полета. При этом величина изгибных напряжений в крыле также будет в пределах допускаемого уровня. Уменьшение начального натяжения пружин 6 и 7 приводит к тому, что поворотные концевые части 2 "откликаются" на вертикальные порывы меньшей интенсивности, т.е. обеспечивается "парирование" концевыми частями крыла 2 атмосферной турбулентности, вызывающей колебания нагрузок малой амплитуды. По мере выработки топлива путем включения силовых приводов 5 концевые части 2 поворачивают на угол атаки _кч>_кр, что позволяет в большей степени использовать несущие свойства крыла, так как при этом реализуется максимум аэродинамического качества. На режимах снижения и посадки при достижении высот Н<15 км концевые части крыла 2 с помощью силовых приводов 4 и 5 поворачивают на угол атаки до_кч<_кр , вплоть до создания ими отрицательной подъемной силы и одновременно увеличивают предварительное натяжение пружин 6 и 7. Это как и на режимах взлета и набора высоты обеспечивает разгрузку неподвижных консолей крыла 1 и, следовательно снижение уровня изгибных напряжений. Работа крыла с концевыми поворотными частями в вариантах, когда оси вращения их параллельны продольной оси ЛА и когда одна из осей параллельна, а другая перпендикулярна продольной оси ЛА, аналогична работе рассмотренного варианта конструкции. Наличие замка 10 на демпфере колебаний дает возможность при необходимости по команде пилота выключить поворотные концевые части 2 из работы в режиме флюгирования под начальной нагрузкой, т.е. крыло 1 работает как единое целое.

Формула изобретения

СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК НА КРЫЛЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ЕГО ВАРИАНТЫ).

1. Способ регулирования распределения аэродинамических нагрузок на крыле летательного аппарата, включающий установку поворотных концевых частей в режим флюгирования и их отклонение, отличающийся тем, что, с целью повышения летно-технических характеристик летательного аппарата, поворотные концевые части крыла устанавливают на всех этапах полета в режим флюгирования под начальной нагрузкой, соответствующей коэффициенту перегрузки , величину которой по мере приближения к крейсерскому режиму снижают до значений, равных 1.

2. Крыло летательного аппарата, содержащее неподвижные консоли и поворотные концевые части, которые закреплены на консолях с возможностью отклонения по углу атаки, причем ось вращения каждой из поворотных концевых частей расположена впереди аэродинамического фокуса, отличающееся тем, что каждая поворотная концевая часть дополнительно связана с неподвижной консолью с помощью упругого элемента регулируемой жесткости, например пружины с изменяемым натяжением.

3. Крыло летательного аппарата, содержащее неподвижные консоли и поворотные концевые части, которые закреплены на консолях с возможностью поворота относительно оси, параллельной продольной оси летательного аппарата, отличающееся тем, что каждая поворотная концевая часть дополнительно связана с консолью с помощью упругого элемента регулируемой жесткости.

4. Крыло летательного аппарата, содержащее неподвижные консоли и поворотные концевые части, каждая из которых связана с консолями с возможностью поворота относительно осей, одна из которых параллельна, а другая - перпендикулярна к продольной оси летательного аппарата, отличающееся тем, что каждая поворотная концевая часть связана с консолью с помощью упругих элементов регулируемой жесткости, расположенных во взаимно перпендикулярных плоскостях.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11