УСТРОЙСТВО ДЛЯ ДЕМПФИРОВАНИЯ КОЛЕБАНИЙ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
DEVICE FOR DAMPING OSCILLATION MOVEMENTS OF AIRCRAFT WING

Изобретение относится к элементам летательных аппаратов для демпфирования колебаний, в частности для демпфирования колебаний крыльев летательных аппаратов.
Известно противофлаттерное устройство, содержащее непосредственный гиростабилизатор, механический демпфер и упругий узел, установленные внутри отсека несущей поверхности на его силовом наборе, причем непосредственный гиростабилизатор выполнен в виде двухстепенного гироскопа, ось вращения кожуха (карданово кольцо) которого лежит в плоскости отсека крыла перпендикулярно его оси жесткости, ось чувствительности гиростабилизатора в исходном положении расположена в плоскости отсека крыла и совмещена с осью жесткости. Кожух гироскопа соединен с силовым набором отсека крыла посредством механического демпфера и упругого узла. В концевой части крыла установлены датчики перегрузок и угловых скоростей, выходы которых через сменный блок программы бортового вычислительного устройства электрически связаны с управляющим электродвигателем, установленным соосно с кожухом двухстепенного гироскопа и жестко связанным с этим кожухом.
В этом устройстве двухстепенный гироскоп имеет вращающееся тело в виде цилиндра и соответствующую этому телу внешнюю рамку-кожух. Такое выполнение гироскопа приводит к тому, что расстояние между осью вращения внешней рамки и торцом гироскопа велико, а упругий узел и механический демпфер обладают массой, связанной с движением гироскопа. Поэтому центр тяжести гироскопа смещается к торцу вращающегося тела. Все это увеличивает момент инерции гироскопа вокруг оси вращения его кожуха. В то же время вращающееся тело в совокупности с сопротивлением упругого узла и механического демпфера вызывает значительное увеличение момента сил инерции вокруг оси вращения кожуха. Кроме того, вращающееся тело в виде цилиндра имеет меньший момент инерции вокруг своей оси вращения. Упругий узел совместно с механическим демпфером ограничивают угол поворота оси гироскопа от нейтрального положения значительно больше чем ±1°. Это все уменьшает значения гироскопических моментов, а следовательно, снижает эффективность устройства.
Особый интерес представляет собой управление с помощью гироскопического момента, когда гирометр позволяет объединить все функции системы управления и тем самым достичь ее предельной простоты и надежности (см. статью Меркулова В.И. «Демпфирование колебаний крыла самолета автоматически управляемыми внутренними силами», опубликованную в журнале «Прикладная механика и техническая физика», №5, 1980, с.91-99).
Целью предлагаемого изобретения является повышение эффективности демпфирования.
Поставленная цель достигается тем, что в известном устройстве для демпфирования колебаний крыла летательного аппарата, содержащем гиромоторы, установленные по одному или более на силовом каркасе каждой консоли крыла летательного аппарата симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии летательного аппарата, и демпферы, ротор гиромотора выполнен в виде диска, а внешняя рамка - в виде кольца, причем ось вращений ротора параллельна продольной оси летательного аппарата. Демпферы представляют собой пары вилочных консолей, установленные на верхней и нижней частях силового каркаса крыла, а гиромотор установлен между парами вилочных консолей.
Выполнение ротора гиромотора в виде диска, а внешней рамки в виде кольца позволило уменьшить расстояние между осью вращения внешней рамки (статора) и торцом гиромотора и тем самым уменьшить момент сил инерции гиромотора вокруг оси вращения статора и увеличить момент инерции ротора вокруг оси гиромотора, что повышает значения гироскопических моментов демпфирования колебаний крыла летательного аппарата.
Выполнение демпферов в виде пары вилочных консолей, установленных на верхней и нижней частях силового каркаса крыла, а также установка гиромоторов между парами вилочных консолей позволили значительно ограничить угол отклонения оси гироскопа от нейтрального положения и, тем самым, уменьшить угловое ускорение гиромотора вокруг оси внешней рамки. Это приводит к уменьшению момента сил инерции вращения вокруг той же оси и увеличению составляющей угловой скорости вращения ротора. Поэтому увеличивается гироскопический момент, закручивающий гиромотор вокруг оси внешней рамки, а как следствие, за счет возрастания угловой скорости вращения гиромотора вокруг той же оси внешней рамки - увеличение гироскопического момента, препятствующего колебаниям крыла, в особенности высокочастотных.
Все это позволяет повысить эффективность демпфирования колебаний крыла летательного аппарата.
Отличительные признаки устройства, обеспечивающие повышение эффективности демпфирования в известных технических решениях, не найдены, поэтому предлагаемое изобретение соответствует критерию "существенные отличия".
На фигуре 1 изображено предлагаемое устройство для демпфирования колебаний крыла летательного аппарата, на фигуре 2 - кинематическая схема устройства.
Устройство содержит (см. фиг.1):
1 - силовой каркас крыла,
2 - внешняя рамка гиромотора (статор),
3 - ротор гиромотора,
4 - демпфер.
Гиромоторы установлены по одному или более на силовом каркасе 1 каждой консоли крыла летательного аппарата симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии самого аппарата. Ротор 3 гиромотора имеет форму диска, а внешняя рамка 2 - форму кольца. Гиромотор устанавливается на крыле таким образом, что ось вращения (Х-Х) ротора 3 параллельна продольной оси летательного аппарата, а ось вращения (У-У) внешней рамки 2 гиромотора лежит в плоскости, перпендикулярной плоскости отсека крыла. Ось вращения внешней рамки 2 шарнирно закреплена на силовом каркасе 1 крыла, представляющем жесткое соединение нервюр, стрингеров и лонжерона. Кроме того, на верхней и нижней частях силового каркаса 1 установлены демпферы 4, представляющие собой пары вилочных консолей. Гиромоторы установлены между парами вилочных консолей, причем длина основания вилочной консоли выбирается из условия, что угол поворота оси гиромотора не более ±1°. При установке гиромоторов в носке крыла по его размаху в сечении, близком к пучности колебаний крыла, может повысить критическая скорость флаттера, поэтому размещение гиромоторов производится с учетом весовой балансировки крыла.
На фигуре 2 приведены следующие условные обозначения действующих моментов и сил.
- вектор гироскопического момента, разворачивающего гиромотор вокруг оси внешней рамки, где
- момент инерции ротора вокруг оси гиромотора,
- вектор угловой скорости вращения,
- вектор угловой скорости крутильных колебаний крыла летательного аппарата вокруг оси его жесткости, причем
,
где
ψ - угол поворота оси гиромотора,
- вектор гироскопического момента, препятствующего крутильным колебаниям крыла летательного аппарата вокруг оси, параллельной оси жесткости крыла и проходящей через центр массы гироскопа,
где
- вектор угловой скорости оси гиромотора вокруг оси внешней рамки, причем .
- вектор гироскопического момента, закручивающего силовой каркас крыла вокруг оси гиромотора;
- момент инерции гиромотора вокруг оси внешней рамки.
3
Значение момента M мало в силу преобладания угловой скорости ω по сравнению с  и , что вызвано необходимостью демпфирования высокочастотных колебаний крыла.
- вектор момента сил инерции ротора, препятствующих его вращению вокруг оси гиромотора.
вр
тр х
При равенстве момента внешних сил М, раскручивающего ротор с моментом сил сопротивления среды и сил трения в подшипниках М, препятствующего вращению ротора ω=const.
4
Тогда М=0.
тр z
- вектор момента сил инерции устройства, препятствующего его кручению вокруг оси жесткости крыла совместно с действием момента сил сопротивления и трения крыла М;
- момент инерции устройства вокруг оси жесткости крыла.
- вектор момента сил инерции гиромотора вокруг оси вращения внешней рамки, совместно с моментом трения и сопротивления внешней среды, препятствующих вращению внешней рамки с ротором гиромотора.
- вектор момента сил инерции и сопротивления силового каркаса крыла его изгибу.
- вектор сил демпфирования колебаний гиромотора вокруг оси вращения внешней рамки от упругого удара его с вилочными консолями.
2
1
3
На фигуре 2 приведены вектора моментов и сил при определенных направлениях вращения ротора вокруг оси гиромотора  и отклонения гиромотора относительно оси жесткости (о.ж.) крыла летательного аппарата z'-z' . Но и при других сочетаниях направлений векторов  и  гироскопический момент М всегда направлен на демпфирование крутильных колебаний крыла, а на стреловидных крыльях - и изгибных колебаний. Гироскопические моменты M и M также всегда рассеивают энергию колебаний крыла в тепло.
вн
вр
1
2
вн
вн
3
1
6
тр y
2
5
тр х
3
тр z
вр
тр х
4
демп
При воздействии на конструкцию крыла внешним крутящим моментом М, создаваемым как порывами ветра, атмосферной турбулентностью, так и вибрациями силовых установок, и вращающим ротор моментом М на диске ротора возникает суммарный момент кориолисовых сил инерции или гироскопический момент М, разворачивающий гиромотор вокруг оси вращения внешней рамки со скоростью . В то же время вращения внешней рамки и ротора вызывают на роторе еще один гироскопический момент M, закручивающий силовой каркас крыла против действия внешнего момента М. На вращающейся внешней рамке статора при кручении крыла со скоростью  от внешнего момента М возникает гироскопический момент М, закручивающий силовой каркас крыла вокруг оси гиромотора. Кроме того, всем трем гироскопическим моментам и внешнему сопутствуют моменты сил инерции, сопротивления и трения. Так гироскопическому моменту М препятствует момент сил инерции М и момент сил трения и сопротивления среды М, а моменту М способствуют момент инерции крыла М и момент трения и сопротивления крыла М. Моменту М препятствует М. Моменту вращения ротора М, как указано выше, противостоят момент трения в подшипниках и среды М и момент сил инерции ротора М. При повороте гиромотора вокруг оси внешней рамки возможен упругий удар его внешней рамки о демпферы в виде вилочных консолей. В результате удара возникают силы демпфирования F, частично рассеивающие энергию удара в тепло, частично разворачивающие гиромотор в противоположную сторону. Система электропитания гиромоторов стандартная.
Предлагаемое устройство по сравнению с прототипом является более эффективным, так как выполнение ротора гиромотора в виде диска, внешней рамки - в виде кольца, а также выполнение демпферов в виде пар вилочных консолей, установленных на силовом каркасе крыла, позволило увеличить значение гироскопических моментов демпфирования колебаний крыла летательного аппарата.
Кроме того, предлагаемое устройство по сравнению с прототипом позволяет повысить критическую скорость флаттера за счет повышения эффективности демпфирования колебаний крыла и за счет расположения гиромоторов в носке крыла с учетом его балансировки, т.е. использовать его в качестве противофлаттерного груза, тогда как в прототипе гиромоторы расположены на оси жесткости крыла и создают только гироскопические моменты демпфирования колебаний крыла.
Предлагаемое устройство по сравнению с прототипом имеет меньший вес, более надежно в работе и характеризуется простотой в обслуживании, так как ротор выполнен в виде диска, внешняя рамка - в виде кольца, а также вследствие малого угла отклонения внешней рамки, т.е. поворота оси, гиромотора от нейтрального положения всего на ±1°. Отпадает необходимость выставлять ее в нейтральное положение, когда ось гиромотора параллельна продольной оси летательного аппарата, для чего в прототипе используется система управления гиромоторами. Все это упрощает конструкцию устройства.