RU2652536C1 - Адаптивное крыло - Google Patents
Адаптивное крыло Download PDFInfo
- Publication number
- RU2652536C1 RU2652536C1 RU2017102271A RU2017102271A RU2652536C1 RU 2652536 C1 RU2652536 C1 RU 2652536C1 RU 2017102271 A RU2017102271 A RU 2017102271A RU 2017102271 A RU2017102271 A RU 2017102271A RU 2652536 C1 RU2652536 C1 RU 2652536C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- caisson
- sections
- nose
- ribs
- Prior art date
Links
- 230000003044 adaptive effect Effects 0.000 title claims abstract description 21
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims description 11
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 claims description 2
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 abstract 3
- 238000000429 assembly Methods 0.000 abstract 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 description 1
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)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
Abstract
Адаптивное крыло содержит кессон, стрингеры, носовую и хвостовую части, электромеханические силовые приводы для деформации этих частей, каждая из которых включает каркас, состыкованный с центральным кессоном. Аэродинамическая поверхность крыла образована армированными эластомерными панелями, связанными с каркасом и размещенными соответственно на участках стыка звеньев носовой и хвостовой частей крыла. Панели и поверхность кессона покрыты эластичной пленкой. Носовая и хвостовая части выполнены в виде совокупности нервюр с гибкими кромками, состоящими из последовательных блоков кинематической цепи, соединенных друг с другом посредством шарниров и связанных стержневыми элементами. Стрингеры установлены параллельно кессону и закреплены на соответствующих участках нервюр. Силовые приводы закреплены на кессоне. Изобретение направлено на повышение ресурса за счет снижения механических нагрузок. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области проектирования летательных аппаратов и связано с конструкцией трансформируемой несущей поверхности адаптивных крыльев, обеспечивающих заданное плавное изменение формы поверхности на участках сопряжения подвижных элементов каркаса летательных аппаратов, имеющих лучшие аэродинамические характеристики.
Особенностью адаптивного крыла является возможность заданного плавного изменения кривизны обтекаемой потоком поверхности крыла, позволяющая снизить аэродинамическое сопротивление (расход топлива) и повысить качество на различных режимах полета, снизить аэродинамические нагрузки, улучшить управление по крену и т.д.
Известна система изменения поверхностного контура крыла [патент US №5971328, кл. В63Н 25/38, В64С 3/48, В63В 1/24, В63В 39/06, 1998 г.], содержащая аэродинамический профиль, выполненный из гибкой рамы с внутренними опорными элементами, передней и задней кромок, исполнительный механизм передней кромки крыла, механизмом приведения в действие задней кромки, снабженной линейным выходным звеном.
Известно адаптивное крыло [патент US №7384016 В2, кл. В64С 27/615, B63G 8/18, B63G 13/02, В63Н 1/26, В63В 1/32, В63Н 25/38, B63G 8/20, В63В 1/28, В63В 39/06, В63Н 3/00, В64С 3/48, 2003 г.], содержащее раму, которая имеет верхнюю эластично меняющуюся часть и нижнюю эластично меняющуюся часть, соединенных с внутренней стороны рычажными элементами, переходник, соединяющий верхнюю эластично меняющуюся часть с опорным элементом, к которому присоединен исполнительный механизм поступательного движения.
Недостатками указанных аналогов являются применение полностью гибкой обшивки задней кромки крыла и связанную с этим необходимость применения большого числа внутренних опорных элементов.
Одной из сложных задач при создании адаптивного крыла является обеспечение необходимой степени демпфирования колебаний деформируемых частей. В известных адаптивных конструкциях это может потребовать установки дополнительных демпферов.
Наиболее близким по технической сущности является адаптивное крыло [патент РФ №1762488, кл. В64С 3/48, 1990 г.], содержащее центральный кессон, деформируемые с помощью силовых приводов, разделенные на ряд секций (по размаху) носовые и хвостовые части, каркас которых разделен на ряд звеньев и по хорде. Звенья каждой из секций соединены шарнирно и образуют аэродинамические обводы крыла. На участках стыка звеньев установлены эластомерные, выполненные из материала типа пористой, губчатой резины панели. Панели жестко связаны своим кромками с соседними звеньями. Наружная обтекаемая потоком поверхность образована предварительно растянутой вдоль хорды (а на участках между секциями растянутой и вдоль размаха), эластомерной пленкой. Для изменения формы срединной поверхности элементы подвижного каркаса, в частности шарнирно соединенные звенья отдельных секций, отклоняются с помощью автономных приводов.
Недостатками прототипа являются избыточность автономных силовых приводов для отклонения звеньев аэродинамического профиля, что в целом увеличивает массу адаптивного крыла, кроме того, за счет применения эластомерных панелей возникают недемпфируемые механические нагрузки в силовом приводе, что снижает его ресурс и надежность.
Задача изобретения - улучшение массогабаритных показателей адаптивного крыла, благодаря использованию только одного силового электропривода, а также повышение ресурса и надежности силового электропривода за счет демпфирования колебаний деформируемых частей в силовом электроприводе.
Техническим результатом является повышение надежности и ресурса силового электропривода адаптивного крыла за счет снижения механических нагрузок на механизм поступательного движения силового электропривода, а также снижение массы адаптивного крыла.
Поставленная задача решается и указанный технический результат достигается тем, что в адаптивном крыле, содержащем центральный кессон, деформируемые с помощью силовых приводов секционированные по размаху и образованные отдельными звеньями носовую и хвостовую части, включающие жесткий каркас, состыкованный с центральным кессоном и образующий совместно с ним аэродинамическую поверхность крыла, снабженную армированными эластомерными панелями, жестко связанными с каркасом и размещенными соответственно на участках стыка звеньев носовой и хвостовой частей крыла, при этом армированные эластомерные панели и поверхность центрального кессона покрыты монолитно с ними связанной предварительно растянутой эластичной пленкой, а стенки армировки эластомерных панелей расположены по нормали к контуру профиля крыла, согласно изобретению носовые и хвостовые части адаптивного крыла выполнены в виде совокупности нервюр с гибкими кромками, состоящими из последовательных блоков кинематической цепи, соединенных друг с другом посредством шарниров и связанных стержневыми элементами, с возможностью вращения на шарнирах на несмежных последовательных блоках, закрепленных на стрингерах, установленных параллельно центральному кессону и закрепленных своими участками на соответствующих участках нервюр, а силовые приводы, закрепленные на центральном кессоне, выполнены в виде электромеханических силовых приводов поступательного движения, состоящих из последовательно соединенных электродвигателя, редуктора, выходного звена, которое соединено с механизмом поступательного движения, при этом выходное звено размещено внутри демпфирующего цилиндра с установленными на нем датчиками положения выходного звена и с возможностью поступательного перемещения относительно демпфирующего цилиндра, при этом каждая нервюра содержит по одному электромеханическому силовому приводу поступательного движения.
Техническая сущность изобретения поясняется чертежами, на которых изображено: на фиг. 1 - схема предлагаемого адаптивного крыла; на фиг. 2 - конструктивная схема электромеханического силового привода поступательного движения.
Адаптивное крыло (фиг. 1) содержит центральный кессон 1, выполненный, например, в виде металлической балки, закрепленной одним концом на соответствующем участке корпуса летательного аппарата (конструкция летательного аппарата на чертеже не представлена), деформируемые с помощью силовых приводов 2 секционированные по размаху и образованные отдельными звеньями 3 носовую 4 и хвостовую 5 части, включающие жесткий каркас 6, состыкованный с центральным кессоном 1 и образующий совместно с ним аэродинамическую поверхность крыла, снабженную армированными эластомерными панелями 7, жестко связанными с каркасом 6 и размещенными соответственно на участках стыка звеньев 3 носовой 4 и хвостовой 5 частей крыла. Армированные эластомерные панели 7 и поверхность центрального кессона 1 покрыты монолитно с ними связанной предварительно растянутой эластичной пленкой 8. Звенья 3 носовой 4 и хвостовой 5 частей выполнены в виде совокупности нервюр 9 с гибкими кромками, состоящими из последовательных блоков 10 кинематической цепи, соединенных друг с другом посредством шарниров 11 и связанных стержневыми элементами 12, с возможностью вращения на шарнирах 11 на несмежных последовательных блоках, закрепленных на стрингерах 13, установленных параллельно центральному кессону 1 и закрепленных своими участками на соответствующих участках нервюр 9. Силовые приводы 2 (фиг. 2), закрепленные на центральном кессоне 1, выполнены в виде электромеханических силовых приводов поступательного движения, состоящих из последовательно соединенных электродвигателя 14, редуктора 15, выходного звена 16, который соединен с механизмом поступательного движения 17 (например, шариковинтовой передачей). Выходное звено 16 размещено внутри демпфирующего цилиндра 18 с установленными на нем датчиками положения выходного звена 19 и с возможностью поступательного перемещения относительно демпфирующего цилиндра 18, при этом каждая нервюра 9 содержит по одному электромеханическому силовому приводу 2 поступательного движения.
Адаптивное крыло работает следующим образом.
Один из последовательных блоков 10 кинематической цепи жестко соединен с центральным кессоном 1, в то время как все остальные последовательные блоки 10 кинематической цепи могут свободно вращаться вокруг шарниров 11, а стержневые элементы 12, вращающиеся на несмежных последовательных блоках 10, заставляют последовательные блоки 10 кинематической цепи вращаться на шарнирах 11.
Это создает конструкцию с одной степенью свободы: если вращение последовательного блока 10 у основания кинематической цепи прерывается, то прекращается изменение формы адаптивного крыла, с другой стороны, при вращении последовательного блока 10 у основания кинематической цепи, все остальные последовательные блоки 10 соответственно следуют за его движением, благодаря связанным стержневым элементам 12 и их шарнирам 11.
После приведения в действие электромеханического силового привода поступательного движения 2 все последовательные блоки 10 кинематической цепи приводятся в действие, таким образом изменяя внешнюю форму задней кромки. По окончании движения носовые 4 и хвостовые 5 части остаются стабильными под действием внешних аэродинамических нагрузок, за счет отсоединения выходного звена 16 от механизма поступательного движения 17 и соединения выходного звена 16 с демпфирующим цилиндром 18, в котором происходит демпфирование воспринимаемых аэродинамических нагрузок, при этом положение выходного звена 16 контролируется датчиками положения 19.
Таким образом, применение на каждой нервюре по одному приводу для отклонения носовой и хвостовой части позволяет сократить массу адаптивного крыла, а перенос воспринимаемых крылом нагрузок и вибраций, возникающих вследствие аэродинамических сил от механизма поступательного движения на внешний демпфирующий цилиндр электромеханического силового привода поступательного действия позволяет повысить ресурс и надежность элементов электропривода, в частности механизма поступательно движения.
Claims (1)
- Адаптивное крыло, содержащее центральный кессон, деформируемые с помощью силовых приводов секционированные по размаху и образованные отдельными звеньями носовую и хвостовую части, включающие жесткий каркас, состыкованный с центральным кессоном и образующий совместно с ним аэродинамическую поверхность крыла, снабженную армированными эластомерными панелями, жестко связанными с каркасом и размещенными соответственно на участках стыка звеньев носовой и хвостовой частей крыла, при этом армированные эластомерные панели и поверхность центрального кессона покрыты монолитно с ними связанной предварительно растянутой эластичной пленкой, а стенки армировки эластомерных панелей расположены по нормали к контуру профиля крыла, отличающееся тем, что носовая и хвостовая части адаптивного крыла выполнены в виде совокупности нервюр с гибкими кромками, состоящими из последовательных блоков кинематической цепи, соединенных друг с другом посредством шарниров и связанных стержневыми элементами, с возможностью вращения на шарнирах на несмежных последовательных блоках, закрепленных на стрингерах, установленных параллельно центральному кессону и закрепленных своими участками на соответствующих участках нервюр, а силовые приводы, закрепленные на центральном кессоне, выполнены в виде электромеханических силовых приводов поступательного движения, состоящих из последовательно соединенных электродвигателя, редуктора, выходного звена, которое соединено с механизмом поступательного движения, при этом выходное звено размещено внутри демпфирующего цилиндра с установленными на нем датчиками положения выходного звена с возможностью поступательного перемещения относительно демпфирующего цилиндра, при этом каждая нервюра содержит по одному электромеханическому силовому приводу поступательного движения.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017102271A RU2652536C1 (ru) | 2017-01-24 | 2017-01-24 | Адаптивное крыло |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017102271A RU2652536C1 (ru) | 2017-01-24 | 2017-01-24 | Адаптивное крыло |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2652536C1 true RU2652536C1 (ru) | 2018-04-26 |
Family
ID=62045479
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017102271A RU2652536C1 (ru) | 2017-01-24 | 2017-01-24 | Адаптивное крыло |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2652536C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU210693U1 (ru) * | 2022-01-19 | 2022-04-27 | Артур Бешимбаевич Дурдымурадов | Механизм управления элероном с гибкой обшивкой крыла |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1762488A1 (ru) * | 1990-01-30 | 1994-04-30 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Адаптивное крыло |
RU2130858C1 (ru) * | 1997-10-22 | 1999-05-27 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | Крыло изменяемой кривизны летательного аппарата |
US6276641B1 (en) * | 1998-11-17 | 2001-08-21 | Daimlerchrysler Ag | Adaptive flow body |
RU2557581C1 (ru) * | 2013-12-30 | 2015-07-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Новосибирский государственный технический университет" | Адаптивное крыло |
US9233749B1 (en) * | 2013-12-04 | 2016-01-12 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Variable camber adaptive compliant wing system |
-
2017
- 2017-01-24 RU RU2017102271A patent/RU2652536C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1762488A1 (ru) * | 1990-01-30 | 1994-04-30 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Адаптивное крыло |
RU2130858C1 (ru) * | 1997-10-22 | 1999-05-27 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | Крыло изменяемой кривизны летательного аппарата |
US6276641B1 (en) * | 1998-11-17 | 2001-08-21 | Daimlerchrysler Ag | Adaptive flow body |
US9233749B1 (en) * | 2013-12-04 | 2016-01-12 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Variable camber adaptive compliant wing system |
RU2557581C1 (ru) * | 2013-12-30 | 2015-07-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Новосибирский государственный технический университет" | Адаптивное крыло |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU210693U1 (ru) * | 2022-01-19 | 2022-04-27 | Артур Бешимбаевич Дурдымурадов | Механизм управления элероном с гибкой обшивкой крыла |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2492109C2 (ru) | Поверхность управления летательного аппарата | |
CN101646599B (zh) | 机翼的前缘结构 | |
US6644599B2 (en) | Mechanism for at least regionally adjusting the curvature of airfoil wings | |
US6010098A (en) | Aerodynamic structure, for a landing flap, an airfoil, an elevator unit or a rudder unit, with a changeable cambering | |
US5794893A (en) | Elastomeric transition for aircraft control surface | |
CN104039647B (zh) | 具有主翼和增升体的机翼及实现调节增升体相对于主翼的运动的方法 | |
RU2450952C2 (ru) | Лопасть несущего винта для винтокрылого летательного аппарата | |
US6045096A (en) | Variable camber airfoil | |
RU2520850C2 (ru) | Система повышения управляемости для летательного аппарата | |
US10507909B2 (en) | Helicopter aerofoil with trailing edge flap | |
US8439303B2 (en) | Retractable undercarriage for an aircraft | |
EP3197770A1 (en) | Morphing skin for an aircraft | |
MX2010005030A (es) | Superficies de control activo para paletas de turbina eolica. | |
US9862480B2 (en) | Aerodynamic device | |
US9896188B1 (en) | Variable camber adaptive compliant wing system | |
KR20180121569A (ko) | 에어포일을 위한 가장자리 변경 장치 | |
EP3199454A1 (en) | Engine mount assemblies for aircraft | |
US20230002030A1 (en) | Airfoil of an aerodynamic surface | |
US4427169A (en) | Variable camber flap end seal | |
RU2652536C1 (ru) | Адаптивное крыло | |
RU2639352C1 (ru) | Летательный аппарат | |
RU2819456C1 (ru) | Адаптивное крыло | |
RU214528U1 (ru) | Реконфигурируемый каркас крыла | |
RU2706678C1 (ru) | Адаптивная аэродинамическая структура и крыло летательного аппарата на ее основе | |
US20210107618A1 (en) | Single Butt Line Keel and Roof Beam |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190125 |