Крыло с управляемой закруткой - RU2696138C1

Чертежи

Описание

Заявленное изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции крыла самолета из композитных материалов. Его реализация позволяет получить управляемый с помощью силового прибора угол закрутки части или всего крыла за счет определенного распределения слоев композиционного материала по конструктивным элементам.

Крыло из композиционных материалов, применяемое на современных самолетах, обычно изготавливается путем формирования его конструкционных элементов из монослоев однонаправленного углеродного волокна, пропитанного связующим. Толщина монослоев составляет 0.1…0.25 мм. При этом, обычно, используется 4 основных направления укладки относительно продольной оси крыла: 0°, 90°, +45° и -45°, как показано на фиг. 1.

Такие направления укладки, в частности, используются для элементов, формирующих внешний контур силового кессона крыла: верхняя и нижняя панели, стенки переднего и заднего лонжеронов. Несмотря на то, что все эти монослои составляют единую толщину обшивки панели, каждый из них противостоит различным силовым факторам нагружения крыла, представленными в соответствии с системой координат на фиг. 1:

- 0° слои нагружены, в основном, изгибом крыла от момента M_Y;

- 90° слои нагружены, в основном, поперечными линейными силами T_Y, возникающими от узлов подвески и приводов механизации крыла - закрылков, элеронов, предкрылков и связанных с ними поясов нервюр;

- +45°/-45° слои противостоят кручению крыла от момента M_X; они также нагружены и изгибающим моментом M_Y, но эффективность для данного силового фактора ниже, чем слоев 0°.

Если слои +45°/-45° полностью удалить из панельных элементов внешнего силового контура крыла (панелей внешней обшивки и стенок лонжеронов), крыло будет иметь значительно сниженную жесткость на кручение. Она будет определяться, в основном, жесткостью на сдвиг связующего для оставшихся 0°/90° слоев, которая для эпоксидного связующего составляет около 4…5 ГПа. К сравнения, эффективная жескость на кручение крыла для удаленных +45°/-45° слоев углеродного композита составляет 40…50 ГПа.

Жесткость крыла на общий изгиб и в плоскости нервюр упадет в этом случае незначительно и ее можно сохранить, добавив к панелям слоев 0° и 90°.

Удаленные +45°/-45° слои во внешнем контуре крыла можно заменить, для сохранения сплошности панелей, небольшим количеством слоев более мягкого композита, например, композита с низкомодульными волокнами или тканью из стекловолокна.

Модифицированный, таким образом, участок или все крыло можно закручивать с помощью силового устройства и трансмиссии, расположенных внутри крыла. В качестве трансмиссии может применяться труба, эффективно, как известно, работающая на кручение. Она может быть выполнена из углеродного композита с укладкой +45°/-45°, т.е. из слоев, удаленных с внешнего контура крыла.

Наиболее близким, к предложенному техническому решению, аналогом, выбранного в качестве прототипа, является способ управления упругими изгибными и крутильными деформациями несущей поверхности и устройство для его реализации, который включает операцию деформирования кессона несущей поверхности с помощью системы управления, снабженной чувствительными элементами, приводами и вычислителем. При этом закручивают и изгибают концевую часть несущей поверхности, изменяя распределение местных углов атаки сечений и распределение прогибов кессона по размаху, для чего изгибают передний и задний лонжероны каждый в своей плоскости. С помощью силового привода изменяют расстояние между торцом полки соответствующего лонжерона и торцом силового упругого элемента. Внутри верхней и нижней полок переднего и заднего лонжерона выполняют сквозное отверстие, внутри которого размещают пруток или трос из высокопрочных нитей. Упругий элемент жестко заделан в полке лонжерона в начале деформируемого участка, а противоположный конец соединен с силовым приводом (патент на изобретение РФ №2574491, дата публикации: 10.02.2016 г.).

Основными и существенными недостатками данной конструкции является.

1. Закрутка сечений крыла и его изгиб реализуются за счет принудительного изгиба переднего и заднего лонжеронов в их плоскости, т.е. за счет растяжения-сжатия поясов этих лонжеронов и прилегающих к этим поясам панелей крыла. Эффективная площадь поперечного сечения этих элементов на современных магистральных самолетах составляет большую величину и определяется, в первую очередь, необходимостью воспринять изгибающий момент крыла от максимальной расчетной аэродинамической подъемной силы, превышающей массу самолета в 2.5-4 раза. Эти элементы составляют основную массу конструкции крыла. Потребные усилия, которые должны быть созданы силовыми приводами для реализации деформации растяжения или сжатия в этих элементах, будут соизмеримы с массой самого самолета, т.е. реализация такой системы потребует чрезмерного прироста массы самолета за счет массы этих приводов и массы проложенных внутри поясов лонжеронов силовых канатов/стержней. К тому же элементы крыла получают предварительные напряжения от канатов, которые затем суммируются с напряжениями растяжения-сжатия от изгиба под действием внешних нагрузок. Это приводит к необходимости дополнительного резервирования их площади и массы.

2. Протянутый внутри пояса лонжерона высокопрочный канат/стержень имеет большую поверхность трения между ним и телом пояса. Это приведет к возникновению дополнительных усилий на преодоление этого трения и потерям в массе приводов.

3. Натянутый с большим усилием канат в искривленной от нагрузок полке лонжерона будет вызывать паразитные боковые усилия между канатом и полкой. В ходе длительной эксплуатации самолета (обычно 20-50 тыс. летных циклов) функционирование такой системы приведет к износу силовой конструкции полок и их ослаблению к концу срока эксплуатации самолета. Т.е. нужно закладывать дополнительный материал и массу в эти полки для компенсации такого износа.

4. Отработка такого экзотического технического решения для реальной конструкции крыла пассажирского самолета с учетом возможного заклинивания каната при максимальных деформациях крыла от внешних нагрузок и, исходя из требований сертификации, потребует большого времени и финансовых затрат на проведение испытаний.

В отличие от прототипа предлагаемое изобретение содержит отработанные конструктивные решения и, таким образом, меньшие риски в ходе испытаний и реализации.

В предлагаемом изобретении основные элементы конструкции крыла, воспринимающие его изгиб, т.е. пояса лонжеронов и уложенные вдоль оси крыла слои композитных панелей, не нагружаются в ходе принудительного закручивания. Поворот сечений происходит за счет деформации сдвига панелей кессона крыла, определяемой жесткостью связующего. Эти панели, также как и конструкция внутренней трубы, получают предварительное напряжение сдвига. Но, поскольку кручение вносит значительно меньшую часть, по сравнению с изгибом, в напряженное состояние конструкции крыла большого удлинения, применяемого на современных пассажирских самолетах, то дополнительные потери массы будут небольшие.

Техническим результатом заявленного изобретения является возможность изменения угла атаки и подъемной силы сечений крыла без излома его хорды, как при отклонении его традиционной механизации, что приведет к уменьшению потерь аэродинамического качества на управление. Более детально, предложенное изобретение позволяет:

- оптимизировать конфигурацию крыла под различные режимы полета (взлет, набор высоты, режимы крейсерского полета, снижение, посадка) с целью реализации максимального аэродинамического качества на каждом их этих режимов;

- выполнять более оптимальным образом функцию разгрузки концов и уменьшения изгибающего момента в корне крыла вместо элеронов на режиме максимальной полетной нагрузки (Load Alleviation Function);

- увеличить предельно допустимый угол атаки самолета на режиме сваливания;

- более рационально, по сравнению с элеронами, управлять самолетом по крену за счет отсутствия ломаного сечения профиля крыла.

Технический результат достигается за счет того, что крыло с управляемой закруткой характеризуется тем, что состоит из трех секций по размаху, при этом корневая и концевая секции имеют полную укладку композита, внешний контур крыла в средней секции имеет укладку 0°/90°, а внутренняя труба имеет укладку +45°/-45°, при этом в своей концевой зоне труба жестко соединена с внутренней нервюрой В концевой секции, а через нее - с внешним контуром крыла, при этом на другом конце труба закреплена на внешней нервюре А корневой секции крыла с помощью подшипника, к тому же к концу трубы присоединено силовое устройство через червячную передачу.

При этом в полной укладке композита использовано четыре основных направления укладки относительно продольной оси крыла: 0°, 90°, +45° и -45°.

При этом в качестве силового устройства выступает гидравлический привод.

Заявленное устройство поясняется чертежами.

На фиг. 1 показаны четыре основных направления укладки слоев композиционного материала относительно продольной оси крыла, образующих полную укладку, применяющуюся обычно в самолетостроении.

На фиг. 2 показан главный вид устройства.

На фиг. 3 показана приблизительная диаграмма угла закручивания ϕ внешнего контура крыла вдоль его размаха, т.е. вдоль оси X.

На фиг. 4 показана консоль крыла самолета A320 в плане.

На фиг. 5 показано условное сечение крыла с указанием площади контура, работающего на кручение.

На фиг. 6 показано сечение крыла самолета А320 в корневой части трубы с указанием зазора между трубой и регулярной нервюрой средней секции крыла, а также с вариантом размещения силового привода на заднем лонжероне.

На фиг. 7 показан вариант компоновочного решения трубы в зоне ее соединения с нервюрой В концевой секции крыла самолета A320.

На фиг. 8 показано силовое устройство, представляющее собой силовой гидравлический привод с червячной передачей, применяемый в системе управления переставным горизонтальным стабилизатором самолета А320.

На этих фигурах позициями обозначены:

1 - Корневой участок крыла с полной укладкой композита.

2 - Концевой участок крыла с полной укладкой композита.

3 - Внешний контур крыла с укладкой 0°/90°.

4 - Внутренняя труба с укладкой +45°/-45°.

5 - Соединение трубы и нервюры через подшипник в зоне нервюры А корневой секции.

6 - Зона жесткого соединения внутренней трубы и внешнего контура крыла по нервюре В концевой секции.

7 - Силовое устройство с червячной передачей.

8 - Зазор в зоне пересечения трубы и регулярной нервюры средней секции крыла самолета А320.

9 - Рычаг, преобразующий линейное усилие от силового привода в крутящий момент на внутренней трубе.

Также на фигурах приведены следующие геометрические размеры:

L - длина модифицированного участка крыла вдоль его продольной оси S.

F - площадь поперечного сечения силового контура крыла, работающего на кручение.

- периметр силового контура сечения крыла, работающего на кручение.

D - диаметр силовой внутренней трубы: D=0.37 м в зоне нервюры А и D=0.25 м в зоне нервюры В крыла самолета А320.

R - длина рычага силового привода: R=0.6 м.

t - длина силовой хорды крыла: t=1.52 м в зоне нервюры А и t=0.82 м в зоне нервюры В.

H₁ - высота переднего лонжерона: H₁=0.32 м в зоне нервюры А и H₁=0.22 м в зоне нервюры В.

H₂ - высота заднего лонжерона: H₂=0.37 м в зоне нервюры А и Н₂=0.25 м в зоне нервюры В.

δ - толщина панелей внешнего силового контура крыла, в зоне нервюры В эта величина принята равной δ_В=4 мм.

Крыло условно разделено на три секции по размаху. Корневая и концевая секции имеют полную укладку композита, т.е. четыре основных направления укладки относительно продольной оси крыла: 0°, 90°, +45° и -45°. Средняя секция имеет вышеуказанное разделение слоев композита, т.е. внешний контур крыла в средней секции имеет укладку 0°/90°, а внутренняя труба - укладку +45°/-45°. В своей концевой зоне труба жестко соединена с внутренней нервюрой В внешней секции, а через нее с внешним контуром крыла. На другом конце труба закреплена на внешней нервюре А корневой секции крыла с помощью подшипника, т.е. может поворачиваться относительно нервюры. К этому же концу трубы присоединено силовое устройство через червячную передачу. Создаваемое этим устройством усилие с помощью рычага создает крутящий момент M_T на трубе, передающийся на нервюру В внешней секции крыла и, далее, на внешний контур крыла в зоне этой нервюры. За счет этого момента и низкой жесткости на кручение средней секции крыла нервюра В закручивается относительно нервюры А на угол ϕ_max. Вместе с нервюрой В концевая секция крыла также поворачивается на этот же угол относительно корневой секции. Приблизительная диаграмма угла закручивания ϕ внешнего контура крыла вдоль его размаха, т.е. вдоль оси X, показана на фиг. 3. Здесь же показана и кривая крутящего момента M_T, приложенного к силовым элементам как внутренней трубы, так и внешнего контура крыла. В зоне средней секции крыла моменты для трубы и внешнего контура взаимно уравновешены и противоположны по направлению.

Пример силового устройства для создания необходимого усилия и управления закруткой крыла показан на фиг. 8. Это гидравлический привод с червячной передачей, применяемый в системе управления переставным горизонтальным стабилизатором самолета А320. Он установлен на переднем лонжероне стабилизатора. Далее будет рассмотрен вариант применения такого устройства для данного изобретения.

Для уменьшения крутящего момента M_T и, соответственно, усилия силового агрегата, необходимого для реализации определенного угла ϕ_max, желательно использовать на средней секции крыла связующее с более низким модулем упругости на сдвиг, чем эпоксидное. К примеру, может быть использовано термопластичное или эластомерное связующее, упомянутое в аналогах к этому изобретению. Если первое уже используется в авиации в соединении с углеродными волокнами, то применение второго, имеющего еще более низкий модуль упругости, требует дополнительных испытаний и отработки.

Внешние аэродинамические моменты M_X и M_Y, как и другие линейные усилия, действующие на крыло, на концевом и корневом участках крыла воспринимаются традиционными композиционными панелями крыла и лонжеронами. Внешний контур среднего участка крыла воспринимает только изгибающий момент M_Y и линейные нагрузки вдоль осей X и Y, поскольку имеет укладку композита только 0°/90°. Крутящий момент M_X воспринимается внутренней трубой, которая передает его с концевой на корневую секцию крыла. Этим внешним моментом, соответственно, нагружена трансмиссия и силовой агрегат в зоне нервюры А. Для эффективного восприятия этого усилия и передачи его на конструкцию корневой секции через узлы крепления силового агрегата, желательно использовать червячный тип трансмиссии, подобный трансмиссии, реализованной в схеме переставного хвостового стабилизатора на пассажирских самолетах.

Конструкция внутренней трубы кроме слоев +45°/-45° может включать и слои углеродного композита с другими направлениями укладки волокон с целью консолидации конструкции. В конструкцию же внешнего контура средней секции крыла возможно добавление +45°/-45° слоев только «мягкого» композита, с низким модулем упругости волокон, в количестве 20…25% по толщине для улучшения локальной сплошности композитной конструкции. К примеру, такого рода слои из стеклопластика будут иметь эффективный модуль сдвига на кручение крыла около 10 ГПа, что приблизительно в 2 раза выше, чем эффективный модуль сдвига эпоксидного связующего, определяющего жесткость на кручение средней секции крыла без этих слоев. Такое добавление приведет к увеличению крутильной жесткости секции крыла на 20…25% и, соответственно, мощности силового привода.

Изобретение осуществляется следующим образом.

Приведенный ниже пример реализации базируется на геометрии крыла самолета А320. Он показывает реальность получения углов закрутки порядка ϕ_max=5° для концевой части крыла при использовании имеющегося на данном самолете силового привода, приемлемых толщинах панелей и низком уровне возникающих при этом напряжений в конструкции. Приведенные расчеты приблизительные, имеют аналитический характер и имеют лишь цель показать реализуемость изобретения.

Размер и положение модифицированного участка крыла с разделением силовых слоев композита, а также положение силового привода могут быть отличные от приведенных в данном примере и зависят от потребностей деформирования той либо иной части крыла по условиям аэродинамики.

На фиг. 4 показана консоль крыла самолета А320 с возможным вариантом модификации ее конструкции в соответствии с данным изобретением. Крыло разделено по размаху на три секции. Корневая и концевая секции имеют конструкцию кессона с полной укладкой композита. Внешний контур кессона средней секции имеет только укладку 0°/90°. Коническая внутренняя труба имеет укладку +45°/-45°, имеет жесткое соединение с нервюрой В и подшипниковую опору на нервюре А. Соединение трубы с нервюрами средней секции крыла может отсутствовать, а может быть реализовано также в виде подшипниковых опор. Во втором случае труба будет нагружаться внешним изгибающим моментом крыла вместе с его внешним контуром, что менее рационально с весовой точки зрения, особенно с учетом веса дополнительных подшипников. В нижеприведенном расчете предполагается отсутствие какого-либо стыка трубы с нервюрами средней секции, т.е. между ними существует зазор, как обозначено поз. 8 на фигурах.

Силовой привод с червячной передачей на корневой участок трубы в зоне нервюры А предполагается установленным на стенку заднего лонжерона.

Для удобства вывода аналитических формул применена система координат, начало которой располагается в точке пересечения заднего и переднего силовых лонжеронов кессона крыла с продольной осью S, направленной от носка к корню крыла.

Удельный (вдоль оси S) угол закрутки сечений крыла, имеющего однозамкнутый силовой контур, можно посчитать по известной формуле прочности:

где: M_T - крутящий момент крыла на данной дистанции,

G - эффективный модуль сдвига материала силовых панелей контура,

J_T - момент инерции кручения контура.

В данном случае рассматривается закрутка внешнего контура крыла в концевой и средней его секций от крутящего момента, создаваемого силовым приводом, и передающегося на нервюру В посредством внутренней трубы. Величина этого момента постоянна на участке между крайними нервюрами средней секции крыла, как показано на фиг. 3.

J_T рассчитывается для однозамкнутого контура по известной формуле:

где: F - площадь контура сечения силового кессона крыла, работающего на кручение,

δ - средняя толщина панелей этого контура,

- длина контура (см. фиг. 5).

Если бы крыло имело постоянное сечение на рассматриваемом участке длиной L, то абсолютный угол закручивания можно бы посчитать путем умножения удельного угла поворота на длину участка:

В случае же сужающегося крыла, т.е. с переменными параметрами контура, необходимо произвести интегрирование вдоль координаты S в рассматриваемой на фиг. 4 системе координат:

Для создания функциональной зависимости J_T=J_T(S) необходимо иметь конструктивное оформление конструкции кессона крыла в этой зоне. В данном случае, когда речь идет о получении приблизительных инженерных оценок, можно сделать следующее предположение по изменению параметров кессона крыла вдоль его размаха на рассматриваемом участке:

где

- удельные геометрические константы для поперечной длины, площади и средней толщины композитных панелей контура крыла, постоянные вдоль координаты S. Проведенный анализ реальной конструкции крыла самолета A320 в металлическом исполнении показал, что эти зависимости приблизительно соблюдаются.

Подставив эти зависимости в формулу (1), получим зависимость момента инерции кручения кессона крыла от координаты S:

где:

- удельный момент инерции контура, постоянный вдоль координаты S.

Теперь можно произвести интегрирование формулы (3) на среднем участке крыла с дистанцией нервюр S_B и S_A. Опуская сложные преобразования, формула для угла закручивания сужающегося крыла будет иметь следующий вид, отличающийся от формулы (2) для прямого крыла одним сомножителем, содержащим коэффициент k=S_A/S_B, который отражает степень этого сужения:

где: F_B,

δ_B - геометрические параметры поперечного контура крыла в зоне нервюры В крыла самолета А320.

На основании имеющихся данных по геометрии этого крыла, указанные выше параметры среднего участка крыла имеют следующие приближенные значения: L=5.65 м;

F_B=0.2 м²; δ_B=4 мм; Средняя толщина δ_В панелей контура взята приблизительно равной толщине существующих алюминиевых панелей. Это предположение базируется на том, что в реальных конструкциях композитные панели со всеми направлениями укладки обычно толще алюминиевых на 40…60%, но в данном случае они содержат только слои 0°/90°. Слои +45°/-45° перемещены в конструкцию внутренней трубы.

Предполагается, что в качестве конструкционного материала использованы слои однонаправленного углеродного композита с термопластичным связующим, например, стандарт AIMS 05-09-001 предприятия AIRBUS. В соответствие со спецификацией, он имеет модуль сдвига в плоскости слоя G=5.1 ГПа = 5.1*10⁹ Па.

Для расчета возможного угла закручивания крыла рассмотрен реальный силовой привод, применяемый для переставного стабилизатора самолета A320 и показанный на фиг. 8. Этот привод имеет червячную передачу с усилием на штоке около 4 т при скорости подачи около 6 см/сек и длине штока чуть более полуметра. Для возможности компоновки этого привода в зоне нервюры А крыла самолета A320 шаг червячной передачи предполагается уменьшить в 3 раза. Это позволит сократить длину штока и увеличить усилие на штоке до 11 т при аналогичном уменьшении скорости подачи до 2 см/сек. Вариант размещения силового привода с креплением к заднему лонжерону крыла показаны на фиг. 6. Здесь же показана возможная схема создания крутящего момента на внутренней трубе за счет рычага длиной R. Рабочая длина штока червячной передачи принята равной 130 мм. При длине рычага R=0.6 м максимальный крутящий момент, приложенный к трубе со стороны привода, составит: M_T = 11 т * 0.6 м = 6.6 т*м = 66000 н*м. Этот момент передается вдоль трубы на нервюру В крыла, с которой труба имеет жесткое соединение. Вариант компоновочного решения трубы в зоне нервюры В показан на фиг. 7.

Подставив все вышеприведенные значения переменных в формулу (4) получим значение максимального угла закрутки концевой секции крыла за счет упругой деформации кручения контура средней части крыла (см. диаграмму для ϕ на фиг. 3):

Модифицированную среднюю секцию крыла можно удлинить вдоль координаты S вплоть до корневой нервюры крыла. При этом возможный угол закручивания будет выше при той же мощности силового привода.

Необходимо оценить уровень действующих напряжений в обшивке внешнего контура средней части крыла на предмет запаса прочности при такой деформации. Очевидно, что максимальный уровень сдвиговых напряжений будет в зоне нервюры В, имеющей минимальную толщину панелей и площадь контура. Это напряжение можно определить по известной аналитической формуле для однозамкнутого контура:

Этот уровень напряжений составляет всего 23% от допустимого уровня 180 МПа сдвиговых напряжений для монослоя выбранного композиционного материала AIMS 05-09-001 на основе углеродных волокон и термопластичного связующего.

Оценим также минимально необходимую по условию прочности толщину стенки внутренней трубы, состоящую из слоев этого же композита, но с укладкой +45°/-45°. Сдвиговые напряжения в панели с такой укладкой трансформируются в напряжения растяжения-сжатия вдоль волокон. Допустимые напряжения на растяжение вдоль волокон для этого композита составляют 2000 МПа, на сжатие - 1000 МПа, т.е. сжатие является более критическим. Последнее значение определяет допустимое эквивалентное напряжение сдвига для композита с симметричной +45°/-45° укладкой. Можно показать, что оно равно 50% от допустимого напряжения вдоль волокон, т.е.

Аналитическую часть формулы (5) можно выразить относительно толщины панели δ при известных площади контура и величине крутящего момента. Величина крутящего момента M_T для трубы совпадает с величиной момента, действующего на внешний контур крыла. Принимая во внимание дополнительный коэффициент безопасности по прочности ƒ=2, потребная минимальная толщина трубы будет равна:

где: F_min=0.05 м² - минимальная площадь поперечного контура трубы в зоне нервюры В (диаметр 0.25 м, см. фиг. 7).

В реальности толщина трубы будет несколько больше по причине дополнительного усиления трубы за счет действия внешних аэродинамических нагрузок крыла, включая возможное усиление, связанное с обеспечением аэроупругой устойчивости крыла. Это связано с тем, что на среднем, модифицированном участке крыла, крутящий момент воспринимается практически только трубой, а изгибающий момент воспринимается внешним контуром крыла.

Анализ совокупности всех существенных признаков предложенного изобретения доказывает, что исключение хотя бы одного из них приводит к невозможности полного обеспечения достигаемого технического результата.

Анализ уровня техники показывает, что неизвестно такое крыло с управляемой закруткой, которому присущи признаки, идентичные всем существенным признакам данного технического решения, что свидетельствует о его неизвестности и, следовательно, новизне.

Вышеперечисленное доказывает также соответствие заявленного устройства критерию изобретательского уровня.

При осуществлении изобретения действительно реализуется наличие предложенного объекта, что свидетельствует о его промышленной применимости.

Реферат

Изобретение относится к области авиации. Крыло с управляемой закруткой характеризуется тем, что состоит из трех секций по размаху. Корневая и концевая секции имеют полную укладку композита, внешний контур крыла в средней секции имеет укладку 0°/90°, а внутренняя труба имеет укладку +45°/-45°. Труба жестко соединена с внутренней нервюрой концевой секции, а через нее с внешним контуром крыла. Труба закреплена через подшипник на внешней нервюре корневой секции крыла. К концу трубы присоединено через червячную передачу силовое устройство - гидравлический привод. Изобретение направлено на уменьшение потерь аэродинамического качества при управлении. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Формула