АДАПТИВНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СТРУКТУРА И КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА НА ЕЕ ОСНОВЕ
ADAPTIVE AERODYNAMIC STRUCTURE AND AIRCRAFT WING BASED THEREON

Настоящая группа изобретений относится к области аэродинамики и может найти применение в авиационной технике, например в конструкциях трансформируемой несущей поверхности адаптивных крыльев, обеспечивающей заданное плавное изменение их профиля.
Для летных аэродинамических характеристик летательных аппаратов большое значение имеют геометрия крыла, площадь его поверхности и профиль сечения. Для улучшения летных характеристик, в том числе в режимах взлета и посадки, предпринимают различные меры по увеличению подъемной силы крыла летательного аппарата, в частности т.н. механизацию крыла.
Применяется также технология адаптивного крыла (morphing/adaptive airfoil), которая позволяет плавно изменять кривизну обтекаемой потоком поверхности крыла и, тем самым, снизить аэродинамическое сопротивление (расход топлива) и аэродинамические нагрузки, и повысить качество на различных режимах полета.
Известна адаптивная трансформируемая аэродинамическая структура, содержащая сетку удлиненных трубчатых ячеек, каждая из которых имеет клеточные стенки с шестиугольным поперечным сечением, образуя, таким образом, сотовую структуру, каждая стенка проходит перпендикулярно плоскости поперечного сечения ячеек от первого конца до периферийного конца, где первый конец и периферийный конец закрыты, образуя герметичную ячейку; указанная сотовая структура, ограниченная с одной стороны фиксированной внешней пограничной обшивкой и на противоположной стороне свободной границей; упомянутые клеточные стенки имеют структуру материала, которая радиально деформируется вдоль плоскости поперечного сечения, реагирующего на изменения давления окружающей среды; при этом фиксированная внешняя пограничная обшивка имеет структуру материала для изменения, реагирующего на деформацию указанных стенок ячейки (патент US 8366057 В2, дата публикации 05.02.2013 г.).
К недостаткам известной адаптивной трансформируемой аэродинамической структуры можно отнести возможность деформации (изменения профиля) только в одной плоскости - радиальной, что снижает возможности по повышению аэродинамических качеств крыла.
Известна упругая структура адаптивного крыла летательного аппарата, способная изменять его контуры, которая содержит опорный элемент, первый упругий изменяемый элемент рамы, имеющий соответствующую первую внешнюю поверхность и первую внутреннюю поверхность, и второй упругий изменяемый элемент рамы, имеющий соответствующую вторую внешнюю поверхность и вторую внутреннюю поверхность. Первая и вторая внешние поверхности сообщаются с соответствующими первой и второй совместимыми поверхностями. Соединительные элементы соединены первым концом с первой внутренней поверхностью, а вторым концом - со второй внутренней поверхностью. Рамный соединитель соединяет первый упругий изменяемый элемент рамы с опорным элементом. Привод прикладывает усилие ко второму изменяемому элементу рамы относительно опорного элемента, что приводит к соответствующему изменению в контуре первых и вторых совместимых поверхностей (патент US 7384016 В2, опубликовано 10.06.2008 г.).
Недостатком известной упругой структуры адаптивного крыла летательного аппарата являются ограниченные варианты изменения кривизны поверхности крыла, а также наличие деформаций, обусловленных упругой структурой крыла.
В качестве ближайшего аналога для заявляемой адаптивной аэродинамической структуры выбрана адаптивная аэродинамическая поверхность (структура), содержащая панель, включающую сегменты профиля и соединенный с ними механизм преобразования профиля, который состоит из звеньев, соединенных в цепь. Звенья n и n+2 дополнительно связаны механической связью таким образом, что вращение звена n приводит к вращению звена n+2 в обратном направлении. Механическая связь выполнена посредством зубчатого зацепления, Х-образного цепного зацепления, Х-образного тросового зацепления, посредством Z-образного рычажного механизма. Передаточное отношение механической связи звеньев n и n+2 различно для разных пар. Отдельные сегменты профиля соединены с механизмами преобразования профиля (патент RU 2657062 С1, опубликовано от 08.06.2018 г.).
Недостатком ближайшего аналога является отсутствие деформации в продольном сечении крыла, что приводит к ограничению показателей аэродинамической эффективности крыла. Кроме того, отсутствует возможность изменение настроек формы профиля крыла во время движения летательного аппарата. Для создания другой геометрии крыла необходимо перенастраивать изменение профиля крыла.
Известен изменяемый профиль крыла, содержащий опорный элемент и внешнюю обшивку, при этом опорный элемент содержит фиксированный в продольном направлении лонжерон, который простирается от корневой области до внешней торцевой области, несколько адаптивных каркасных сегментов в поперечном направлении, каждый из которых содержит множества натянутых вместе треугольных отсеков, которые образованы направляющими элементами фиксированной длины и направляющими элементами с регулируемой длиной, причем каркасные сегменты соединены с фиксированным лонжероном и удерживают внешнюю обшивку (заявка US 2016159456 А1, дата публикации 09.06.2016 г.).
К недостатку известного профиля крыла можно отнести то, что в каркасном сегменте прочностные свойства реализуются за счет нагрузки на направляющие элементы с регулируемой длиной, что может снижать энергоэффективность привода элементов крыла.
Известен аэродинамический профиль крыла, содержащий носовую часть крыла и хвостовую часть крыла, при этом вблизи носовой части крыла и поддерживающего элемента носовой части расположено устройство деформации, которое содержит множество упругих соединительных элементов, соединенных на своих соответствующих первых концах с соответствующей верхней несущей поверхностью и на соответствующих ее вторых концах с сервоприводом, а между хвостовой частью крыла и опорным элементом носовой части расположено дополнительное устройство деформации, которое снабжено множеством упругих соединительных элементов (патент US 6491262 В1, опубликовано 10.12.2002 г.).
Недостатком известного профиля крыла является отсутствие технического решения, обеспечивающего требуемую геометрию крыла в продольном сечении, что ограничивает показатели аэродинамической эффективности крыла.
В качестве ближайшего аналога выбрано адаптивное крыло летательного аппарата, содержащее несущую поверхность, представляющую собой тонкостенную обшивку, включающую центральную часть с неподвижной оболочкой и связанную с ней конструктивно подвижную часть крыла, содержащую, по меньшей мере, предкрылки и закрылки, снабженные приводами и устройствами управления, выполненными с возможностью поворота и фиксации положения подвижных частей относительно неподвижной оболочки. Обшивка выполнена двухслойной и дополнительно снабжена наружной подвижной оболочкой, связанной конструктивно через прорези, выполненные на смежной с подвижной оболочкой стороне неподвижной оболочки, с устройством управления положением подвижной оболочки, дополнительно расположенным во внутреннем пространстве обшивки крыла, ограниченным неподвижной оболочкой центральной части, с обеспечением возможности изменения формы и профиля сечения, по меньшей мере, верхней поверхности подвижной оболочки (патент RU 155659 U1, опубликовано 20.10.2015 г.).
Недостатками ближайшего аналога являются невысокие показатели аэродинамической эффективности, обусловленные отсутствием возможности изменять геометрию крыла в продольном направлении, а также ограничения в изменении геометрии крыла в связи с тем, что отклоняются закрылки, а геометрия центральной части крыла изменяется незначительно. К недостаткам ближайшего аналога можно отнести также сложность конструкции крыла и систем управления.
Задачей заявляемой группы изобретений является создание новой адаптивной управляемой аэродинамической структуры (поверхности), используемой в качестве ячеистого заполнителя, например, адаптивного крыла летательного аппарата, и обеспечивающей плавное (не ступенчатое) и согласованное изменение (трансформацию) конфигурации профиля и поверхности крыла в продольной и поперечной плоскостях, обеспечивающие улучшение аэродинамического качества крыла.
Технический результат группы изобретений заключается в повышении эффективности аэродинамических показателей крыла благодаря достижению плавных и согласованных изгибов крыла, в свою очередь обусловленных использованием ячеистой аэродинамической структуры как заполнителя крыла, а также упрощение конструкции аэродинамической структуры и ее системы управления.
В соответствии с пунктом 1 формулы изобретения технический результат достигается тем, что адаптивная аэродинамическая структура, содержащая, по меньшей мере, два ячеистых блока, каждый из которых выполнен из, по меньшей мере, двух ячеек гексагональной формы, при этом ячейка соединена одной боковой гранью с соседней ячейкой посредством шарнира двойного действия и противоположной боковой гранью с другой соседней ячейкой посредством шарнира двойного действия, и, по меньшей мере, одно расположенное между ячеистыми блоками промежуточное звено, выполненное в виде, по меньшей мере, двух пар смежных элементов, между которым расположен первый связующий элемент, выполненный с отверстием, причем смежные элементы одной пары соединены шарнирами двойного действия с двумя гранями ячейки гексагональной формы одного ячеистого блока, а смежные элементы другой пары соединены шарнирами двойного действия с двумя гранями ячейки гексагональной формы другого ячеистого блока, при этом структура содержит, по меньшей мере, один привод, расположенный между ячеистыми блоками, и выполненный в виде последовательно расположенных, по меньшей мере, двух шарниров двойного действия, соединенных друг с другом вторым связующим элементом, проходящим через отверстие первого связующего элемента, и соединенный с приводом, по меньшей мере, один сервопривод.
При этом согласно изобретению привод может быть выполнен гидравлическим или пневматическим или электромеханическим.
При этом согласно изобретению привод может содержать тяговый трос.
При этом согласно изобретению привод может содержать цепную передачу.
При этом согласно изобретению привод может содержать ременную передачу.
В соответствии с пунктом 6 формулы изобретения технический результат достигается тем, что крыло летательного аппарата, содержащее адаптивную аэродинамическую структуру, выполненную по п. 1, при этом структура выполнена чередованием ячеистых блоков и промежуточных звеньев и расположена в центральной части крыла между носовой и хвостовой частями.
При этом согласно изобретению сервопривод может быть расположен в носовой части, а крайний второй связующий элемент привода расположен в хвостовой части крыла.
Настоящая группа изобретений поясняется чертежами (фиг. 1-8), пример выполнения адаптивной аэродинамической структуры и крыла на ее основе на которых, однако, не является единственно возможным, но наглядно демонстрируют возможность достижения заявленного технического результата.
На фигуре 1 представлена часть адаптивной структуры, на фиг. 2 изображен один из вариантов выполнения шарнира двойного действия, связывающего две ячейки гексагональной формы, на фиг. 3 - адаптивная структура, встроенная в крыло летательного аппарата, на фиг. 4 изображено расположение привода в адаптивной структуре, на фиг. 5 представлена схема изменения геометрии крыла летательного аппарата, на фиг. 6 - изображение шарнира двойного действия привода адаптивной структуры, на фиг. 7 привод адаптивной структуры, на фиг. 8 - внешний вид фрагмента адаптивного крыла с демонстрацией «эффекта крутки».
В основе предлагаемой группы изобретений лежит конструкция каркаса адаптивного крыла и использование реконфигурируемого ячеистого заполнителя крыла в виде ячеистой структуры в совокупности с приводами, которые призваны обеспечить упрощение конструкции структуры и заданный угол согласованного изменения положения между элементами в структуре адаптивного крыла.
Реконфигурируемый ячеистый заполнитель адаптивного крыла представляет собой управляемую динамическую пространственную структуру (флексагонную сетку), подвижные сочленения ячеек которой составляют шарниры двойного действия (шарниры со скрытыми топологическими поверхностями). Для конструкции шарниров двойного действия, как механического узла, характерно наличие упругих взаимообратных связей и непрерывно изменяющаяся ось вращения.
Согласно изобретению адаптивная аэродинамическая структура 1 содержит ячеистые блоки 2, каждый из которых выполнен из, по меньшей мере, двух ячеек 3 гексагональной формы (фиг. 1). На фиг. 1 изображена структура 1, содержащая два ячеистых блока 2 по две ячейки 3, на фиг. 3 представлена структура 1, которая содержит два ячеистых блока 2 по четыре ячейки 3. Количество блоков 2 и ячеек 3 в них определяется размером крыла летательного аппарата. Ячейка 3 соединена одной своей боковой гранью с соседней ячейкой блока 2 посредством шарнира 4 двойного действия и противоположной боковой гранью с другой соседней ячейкой этого же блока 2 посредством шарнира 4 двойного действия (фиг. 1, 2).
Аэродинамическая структура 1 содержит расположенные между ячеистыми блоками 2 промежуточные звенья 5 (фиг. 1). Звено 5 выполняется в виде двух пар смежных элементов 6 и 7, между которыми расположен первый связующий элемент 8, выполненный с отверстием 9 (фиг. 1, 4). Два смежных элемента 6 одной пары соединены двумя шарнирами 10 двойного действия с двумя гранями ячейки 3 гексагональной формы одного ячеистого блока 2, а два смежных элемента 7 другой пары соединены шарнирами 11 двойного действия с двумя гранями ячейки 3 гексагональной формы другого ячеистого блока 2 (фиг. 1, 3).
Адаптивная аэродинамическая структура 1 содержит также приводы 12, расположенные между ячеистыми блоками 2 (фиг. 3-5). Привод 12 выполнен в виде последовательно расположенных шарниров 13 двойного действия. Шарниры 13 соединены друг с другом вторыми связующими элементами 14, проходящими через отверстия 9 первых связующих элементов 8 (фиг. 3-7). Структура 1 также содержит, по меньшей мере, один сервопривод 15, который связан с приводом 12.
Привод 12 может быть выполнен гидравлическим или пневматическим или электромеханическим, механическим, с использованием электромеханических, пьезо-, пневматических и гидравлических актуаторов, а также «материалов с памятью». При выполнении привода 12 электромеханическим, он может содержать тяговый трос 16 (фиг. 5, 7).
Шарниры 4, 10, 11 и 13 двойного действия могут иметь различное исполнение, например шарниры 4, 10 и 11 могут быть выполнены плоскими, а шарниры 13 - цилиндрическими. Ячейки 3 гексагональной формы, образующие ячеистую структуру, могут быть выполнены деформируемыми в ребрах.
В соответствии со вторым аспектом изобретения заявлено крыло летательного аппарата, которое содержит адаптивную аэродинамическую структуру 1. Структура 1 выполнена чередованием ячеистых блоков 2 и промежуточных звеньев 5 и расположена в центральной части 17 крыла между носовой 18 и хвостовой 19 частями. В соответствии с одним из вариантов выполнения сервопривод 15 располагается в носовой части 18, а крайний второй связующий элемент 14 привода 12 располагается в хвостовой части 19 крыла (фиг. 3, 4).
Сопряжение привода 12 (мехатронного узла) с элементами реконфигурируемого ячеистого заполнителя (т.е. с ячеистыми блоками и промежуточными звеньями) выполнено в виде скользящего поворотного соединения (фиг. 6). Данный вид подвижного соединения призван скомпенсировать деформации ячеистого заполнителя в процессе изменения его пространственной формы, в результате работы смежных мехатронных узлов. В заявляемой адаптивной аэродинамической структуре управление ее пространственным положением осуществляется путем натяжения-ослабления тягового троса 16, переброшенного через шкив, связанный с валом сервопривода 15 (рис. 5-7), изгибая ячеистую структуру крыла и, тем самым, изменяя его геометрию с учетом аэродинамических и технологических требований, предъявляемых к конструкции, с плавным переходом системы из одного положения в другое (фиг. 5 и 8).
Согласованная работа приводов 12 и сервоприводов 15, интегрированных в структуру реконфигурируемого ячеистого заполнителя обеспечивает требуемые изменения положения между элементами конструкции крыла (фиг. 5, 8).