Результат интеллектуальной деятельности: УПРУГОДЕФОРМИРУЕМАЯ ПАНЕЛЬ АДАПТИВНОЙ НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ

Изобретение может быть использовано в той области техники, где необходимо гибкое и плавное соединение элементов конструкции непрерывной поверхностью с возможностью воспринимать нормальную к этой поверхности заданную нагрузку. Особенно актуально данное изобретение в области авиации при проектировании адаптивных частей несущих поверхностей летательных аппаратов.

Область применения - авиа- и машиностроение.

Известна конструкция упругодеформируемой панели, способной принимать заданную форму. Она содержит подвижный каркас, к которому жестко прикреплен один из краев гибкой обшивки, имеющей также подвижные стержневые точечные опоры. Другой край обшивки (и панели) выполнен подвижным (D.Pierce. Патент США №3716209, кл. В64С 3/48, 1972 г.).

Недостатком этой конструкции является то, что на подвижном крае панели качество поверхности ухудшается из-за имеющегося уступа, а наличие точечных опор существенно усложняет и утяжеляет конструкцию.

Известны усовершенствованные конструкции упругодеформируемой панели, относящиеся к аэродинамическим профилям. Они также состоят из гибкого подвижного каркаса на верхней несущей поверхности и продольных элементов жесткого каркаса, установленных на нижней несущей поверхности и шарнирно связанных между собой (D.Pierce. Патент Великобритания №1536331, кл. В 64 С 3/44, 1978).

Недостатком таких конструкций является то, что на верхней поверхности, как и в предыдущем случае, на подвижном крае панели качество поверхности ухудшается из-за наличия уступа, а нижняя поверхность представляет собой ломаную линию, имеющую продольные уступы в местах установки шарниров.

Известна также "эластомерная армированная панель" (упругодеформируемая панель), "каркас которой выполнен из жестко или шарнирно соединенной цепочки ячеек. Каждая из ячеек выполнена из четырех расположенных симметрично и вытянутых вдоль (ячейки) жестких элементов, два из которых образуют центральную пару. Элементы соединены по краям расположенными поперек ячейки и связанными с ними жестко или с помощью шарниров двумя парами разнесенных вдоль ячейки упругих элементов. В средней части этих элементов своими краями закреплены жестко или с помощью шарниров два других жестких элемента ячейки, расположенными тандемно в одной плоскости" (Амирьянц Г.А. Авторское свидетельство на изобретение №2070137, кл. В64С 3/26, 1996 г.).

Недостаток этой панели состоит в том, что при ее изгибе каркас образует неравномерно ступенчатую форму поверхности как вдоль, так и поперек панели, и получить плавную непрерывную форму каркаса не представляется возможным.

Известна принятая за прототип армированная эластомерная панель адаптивного крыла (упругодеформируемая панель), которая содержит каркас, образованный упругими и жесткими элементами, стенки которых расположены по нормали к срединной поверхности панели, а также связанный со стенками эластомерный заполнитель. Внутри панелей пропущены по скользящей посадке гибкие шомпола, края которых моментно заделаны в элементах жесткого подвижного каркаса. Панель покрыта предварительно растянутой эластичной оболочкой (Амирьянц Г.А. Авторское свидетельство СССР, №1762488, кл. В 64 С 3/48, 1990 г.).

Недостатками прототипа являются отсутствие плавной линии соединения поверхностей, сложность конструкции, связанная с наличием шомполов, наличие эластомерного заполнителя, занимающего внутренние объемы конструкции и мешающего размещению внутри конструкции коммуникаций и управляющих приводов. К тому же изгибная жесткость панели без шомполов может оказаться недостаточной, а жесткость панели на растяжение-сжатие слишком высокой.

Задачей изобретения является создание конструкции, которая обеспечивала бы гибкое и плавное соединение элементов (например, элементов конструкции органов управления) непрерывной поверхностью с заданной формой упругой линии, и способная воспринимать нормальную к этой поверхности заданную нагрузку, а также отличающаяся простотой и легкостью монтажа (демонтажа).

Техническим результатом является получение упругодеформируемой панели адаптивной несущей поверхности, обладающей гладкой плавной формой поверхности соединения подвижных и неподвижных элементов конструкции при отклонении панели на определенный угол и одновременно способной воспринимать заданную по нормали нагрузку.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в упругодеформируемой панели адаптивной несущей поверхности для моделей летательных аппаратов, содержащей сотовый каркас, образованный жесткими продольными и упругими поперечными элементами и покрытой предварительно растянутой эластичной оболочкой, на нейтральной поверхности панели расположена упругая пластина переменного сечения вдоль линии изгиба, а эластичная оболочка и упругие поперечные элементы сотового каркаса изготовлены из эластомера, армированного высокомодульными материалами с модулем упругости не менее 5 ГПа.

Упругая пластина может быть выполнена из металла с памятью формы или биметалла с возможностью изменения формы под действием управляющей команды.

Упругая пластина обеспечивает необходимую форму упругой линии при отклонении подвижной несущей поверхности относительно неподвижной. Она может иметь сквозные окна или облегчения, а также рассчитанные методом конечных элементов переменные сечения вдоль линии изгиба. Концы пластины моментно закреплены в жестких элементах неподвижной и подвижной несущей поверхности или свободно скользят в этих элементах в зависимости от материала пластины.

Пример.

В ЦАГИ изготовлена упругодеформируемая панель адаптивной несущей поверхности внутреннего элерона динамически подобной модели (ДПМ) тяжелого магистрального самолета.

На фиг.1 изображен поперечный разрез конструкции.

На фиг.2 изображен вид сверху.

На фиг.3 изображен сотовый каркас панели.

На фиг.4 и 5 показано деформированное состояние конструкции при комплексном нагружении: аэродинамическая нагрузка и отклонение на фиксированный угол.

На фиг.6 представлена испытанная в аэродинамической трубе Т-103 ДПМ крыла с адаптивным внутренним элероном.

На фиг.7-11 представлены результаты испытаний ДПМ крыла с адаптивным и обычным внутренним элероном.

На фиг.10-11 экспериментальные данные сопоставлены с результатами расчетов производных момента крена и подъемной силы самолета по углу отклонения внутреннего и внешнего элеронов в зависимости от скорости потока АДТ с использованием пакета программ АРГОН.

Конструкция состоит из подвижного 1 и неподвижного 2 каркаса. На нейтральной поверхности расположена упругая пластина переменного сечения вдоль линии изгиба 3. На пластину опирается внутренний набор сотового каркаса 4. Он состоит из продольных жестких 6 и упругих поперечных 7 элементов, армированных высокомодульными материалами с модулем упругости не менее 5 ГПа. С внешней стороны сотовый каркас закрыт эластичной оболочкой 5, армированной высокомодульными материалами с модулем упругости не менее 5 ГПа.

Упругодеформируемая панель работает следующим образом. При перемещении подвижного каркаса 1 относительно неподвижного 2 происходит изгиб упругой пластины 3, деформация эластичного армированного материала поперечных элементов сотового каркаса 7, а также растяжение и сжатие эластичной армированной оболочки 5.

Упругая пластина может также изменять свою форму под воздействием управляющей команды, то есть играть роль привода для случая, когда достаточны малые (2-3°) перемещения подвижного каркаса относительно неподвижного. Это, например, необходимо для оптимизации профиля крыла путем отгибания его задней кромки во время различных фаз и высот полета. В этом случае пластина может менять свою форму под действием, например, температуры, как в случае выполнения ее из сплава с памятью формы или биметалла.

Таким образом, в данной конструкции изгибная жесткость поверхности, от которой зависит восприятие нормальной к этой поверхности заданной нагрузки, определяется следующим:

1) жесткостью упругих элементов сотового каркаса на растяжение-сжатие и на сдвиг. При этом жесткость на сдвиг может быть существенно повышена армированием высокомодульным материалом эластомера, из которого изготовлены упругие элементы;

2) изгибной жесткостью упругой пластины. В случае восприятия основной доли заданной нормальной нагрузки упругой пластиной она является задатчиком формы упругой линии. В случае восприятия основной доли заданной нормальной нагрузки сотовым каркасом упругая пластина является корректором формы упругой линии;

3) жесткостью оболочки на растяжение-сжатие. При этом восприятие оболочкой заданной нормальной нагрузки может быть повышено с помощью армирования эластомера, из которого она изготовлена, высокомодульным материалом (с модулем упругости не менее 5 ГПа), а также с помощью формирования выступов на внутренней стороне обшивки.

Методом конечных элементов с использованием комплекса NASTRAN были проведены предварительные расчеты напряженно-деформированного состояния панели при работе в системе элерона, общие и местные формы потери устойчивости, собственные формы и частоты колебаний конструкции. Расчеты показали работоспособность конструкции. При ее изгибе образуется достаточно плавная поверхность с возможностью воспринимать действующую нормально к поверхности нагрузку (в данном случае аэродинамическую). Используя данные о допускаемых напряжениях в материалах, полученная информация была применена для оценки прочности конструкции.

Конструкция панели адаптивной несущей поверхности, установленная на элероне ДПМ крыла, успешно прошла испытания в АДТ Т-103 ЦАГИ. Проведен анализ аэродинамических и статических аэроупругих характеристик адаптивного элерона.

Для сравнения аэродинамических характеристик были проведены испытания ДПМ крыла с обычным внутренним элероном. Производная подъемной силы отсека крыла с внутренним элероном по углу отклонения адаптивного элерона примерно в 1,2 раза выше, чем производная подъемной силы по углу отклонения обычного элерона. Производная момента тангажа отсека крыла с внутренним элероном по углу отклонения адаптивного элерона примерно в 1,15 раза выше, чем производная момента тангажа по углу отклонения обычного элерона. Отмечается незначительное отличие в положении аэродинамического фокуса (отношения производной момента тангажа к производной подъемной силы по углу отклонения элерона) отсека крыла с внутренним элероном для обычного и адаптивного внутреннего элерона в зависимости от скорости потока АДТ. Производные силы сопротивления отсека крыла с внутренним элероном по углу отклонения адаптивного и обычного элерона отличаются примерно на 10%, причем более высокое сопротивление имеет адаптивный элерон. Однако для всех исследованных скоростей потока АДТ отношение производной подъемной силы по углу отклонения к производной сопротивления отсека крыла с внутренним элероном для адаптивного элерона примерно в 1,15 раза больше, чем отношение производной подъемной силы к производной сопротивления для обычного элерона.

Кроме того, полученные данные были сопоставлены с результатами расчетов производных момента крена и подъемной силы самолета по углу отклонения внутреннего и внешнего элеронов в зависимости от скорости потока АДТ с использованием пакета программ АРГОН. Сравнение расчетных зависимостей исследованных производных для обычного внутреннего элерона от скорости потока трубы с соответствующими экспериментальными данными продемонстрировало их хорошее соответствие.

Таким образом, основное преимущество при использовании упругодеформируемой панели адаптивной несущей поверхности в конструкции элерона состоит в повышении эффективности поперечного (продольного) управления, а также в получении более предпочтительных характеристик аэродинамического сопротивления.