CC BY
172
ISSN 1992-6502 (P ri nt)_
2017. Т. 21, № 1 (75). С. 136-141
Ъьомшь QjrAQnQj
ISSN 2225-2789 (Online) http://journal.ugatu.ac.ru
УДК 629.7.062
Электрический привод для адаптивного крыла летательного аппарата
М.А. Киселев 1, Ф. Р. Исмагилов2, В. Е. Вавилов3, И. Ф. Саяхов4
1 [email protected], 2 [email protected], 3 [email protected], 4 [email protected]
1ФГУП «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ГосНИИАС) 2-4ФГБОУ ВО «Уфимский государственный авиационный технический университет» (УГАТУ)
Поступила в редакцию 01.03.2017
Аннотация. Рассматривается адаптивное крыло летательных аппаратов, способное изменять форму во время полета и позволяющее заменить существующую систему механизации крыла. В статье разработана конструкция такого крыла и описана его работа. Представлены основные требования к силовые приводам для управления адаптивными поверхностями крыла, и предложена конструкция электромеханического привода, как наиболее пригодная для управления изменением формы крыла.
Ключевые слова: адаптивное крыло, силовой электромеханический привод, механизация крыла, летательный аппарат.
ВВЕДЕНИЕ
В стандартном крыле летательного аппарата (ЛА) для изменения его формы и аэродинамических показателей используется механизация крыла, которая добавляет различные «швы» на поверхность крыльев, а также повышает уровень издаваемого шума.
Например закрылкам применяемым на самолетах, присущи следующие недостатки [1]: увеличивается аэродинамическое сопротивление, за счет которого отнимается часть тяги двигателей при взлете, также изменяется продольная устойчивость самолета из-за чего возникает пикирующий момент. Все это осложняет управление ЛА.
Элероны, расположенные на задней кромке крыла, на большинстве самолетов позволяют осуществлять управление по крену. При работе элеронов, начиная с определенной скорости, создается крен в сторону противоположный намеченному [2]. Для обеспечения управления по крену на больших скоростях либо увеличивают жесткость крыла, что вызывает увеличение его массы, либо используют другие, зачастую менее эффективные органы управления.
Исходя из вышесказанного, эффективный полет в атмосфере требует разной аэродинамики в зависимости от скорости и режима полета. При этом в небольшом диапазоне скоростей полета можно отыскать какую-то одну аэродина-
Работа поддержана грантом Президента РФ НШ-6858.2016.8
мическую форму крыла, которая будет приемлемой в определенных режимах полета. При этом важную роль в расширении допустимых режимов полета играет механизация крыла, позволяющая изменять аэродинамические характеристики ЛА.
В настоящее время классический подход к проектированию новых ЛА позволяет лишь незначительно (не более, чем на 1-2 %) повысить аэродинамическое качество и улучшить взлетно-посадочные характеристики [3]. Механизация крыла в виде простых отклоняемых носков и хвостовиков профиля не позволяет достичь высоких значений максимального коэффициента подъемной силы при меняющихся режимах работы.
Поэтому в последние годы в связи с развитием технической базы и появлением новых авиационных материалов все большее внимание обращается на возможность улучшения аэродинамических характеристик самолета за счет изменения геометрии крыла в зависимости от режима полета - применения адаптивного крыла. Адаптация несущей системы ЛА может осуществляться за счет изменения размаха и стреловидности крыла, а также формы, кривизны и толщины профиля. Предполагается использование эластичной внешней обшивки, а силовые каркасы внутри этой обшивки, при использовании силовых приводов, будут приспособлены для плавного изменения геометрии крыла.
Отличительным свойством таких крыльев является сохранение гладкости его профилей.
Так как на больших углах атаки в местах излома верхней поверхности крыла при отклонении обычной механизации возникает местный отрыв потока, то применение на адаптивном крыле носков с большой относительной хордой и гибкой обивкой позволяют решить эту проблему.
Отклонение подвижных элементов с сохранением плавности обводов по некоторому закону, подобранному на основании экспериментальных и расчетных исследований, позволяет перераспределить давление на поверхности крыла таким образом, чтобы предотвратить срыв потока или существенно ослабить его развитие на выбранном режиме полета [4]. В результате повышается эффективность несущих поверхностей крыла, работающих в режиме органов управления, и во время маневров адаптивное крыло дает ощутимый выигрыш аэродинамического качества.
Конструкция крыла с адаптивным управлением позволяет плавно (за счет гибкой обшивки) отклонять носовую и хвостовую часть крыла, изменяя таким образом кривизну вдоль размаха в зависимости от высоты, скорости полета и перегрузки.
Адаптивная механизация крыла, благодаря упрощенной кинематике выдвижения закрылков привлекательна тем, что позволяет отказаться от применения сложных по конфигурации и увеличивающих вес крыла систем управления механизацией крыла, кроме того, позволяет уменьшить потери несущих свойств на балансировку.
ПРИМЕРЫ РЕАЛИЗАЦИИ
Деформируемая поверхность создается с применением алюминия, титана, волоконно-армированных полимерных композитов.
Основной задачей является создание конструкции, способной деформироваться и одновременно выдерживать аэродинамические нагрузки. Решение данной задачи заключается в разработке многопрофильной поверхности которая состоит из жестких и гибких сегментов. При этом получается структура которая остается стабильной под действием внешних нагрузок.
В качестве примеров реализации адаптивных крыльев можно отметить работу, начатую в 1960-е годы в СССР, в которой были исследованы способы управления самолетом, активно использующих аэроупругие деформации. Было предложено использовать для управления по крену дифференциально отклоняемые носки крыла [5].
Для летных исследований концепции активного аэроупругого крыла в NASA было изготовлено крыло с более тонкой обшив -кой [6]. Кроме модификации панелей обшивки изменениям подверглись отклоняемые носки, закрылки и элероны. Были проведены полетные испытания, подтверждающие перспективность применения активного аэроупругого крыла.
В Airbus Industrie [7] ведутся разработки крыла с управляемой кривизной для самолетов А330 и А340
На модификации самолета Boeing 787 [8] применено изменение кривизны задней части профиля крыла на режимах взлета и посадки.
В России примеры применения адаптивной взлетно-посадочной механизации на крыле пассажирского самолета неизвестны.
В компании FlexSys [9] ведется работа по исследованию и разработке адаптивного управляемого крыла включающая в себя разработку гибкой задней и передней кромок крыла. Деформируемая бесшовная поверхность создана с применением материалов, используемых в аэрокосмической отрасли - алюминия, титана, волоконно-армированных полимерных композитов.
Среди преимуществ адаптивных крыльев следует отметить:
• экономию топлива, за счет выигрыша в аэродинамическом качестве;
• снижение шума летательного аппарата из-за отсутствия щелей в механизации;
• высокую надежность, за счет отсутствия подвижных частей в механизме изменения формы;
• снижение веса - масса самого крыла снижается за счет отказа от большого количества приводов;
• снижение механических перенапряжений в управляющих приводах, за счет применения упругих материалов;
• высокую эффективность управления аэродинамическими плоскостями при помощи электроприводов.
Таким образом, адаптивное крыло, которое может изменить форму во время полета, способное создавать бесшовные сгибаемые и вертящиеся изменения в поверхности, позволяет заменить существующую систему механизации крыла. По своей сути, данная технология применима не только для новых самолетов с современными конструкциями фюзеляжа, но и для модифицированных более старых существующих ЛА.
ПОСТАНОВКА ВОПРОСА
Управление изменением формы адаптивного крыла ЛА осуществляется с помощью автономных силовых приводов, среди которых применяются гидравлические, электрогидростатические и электромеханические приводы с возможностью поступательного и вращательного действия которые устанавливаются в адаптивном крыле. В связи с этим актуальным вопросом является обеспечение уменьшения массы и габаритов данных силовых систем. Наиболее перспективными в этом плане выступают электромеханические силовые приводы (ЭСП), из-за своей относительной простоты конструкции, низкой массе и малым габаритам. При реализации одинаковых технических требований ЭСП уже имеют конкурентные значения по приводимым в действие усилиям и быстродействию с гидравлическими приводами [10].
Конструкция электропривода предполагает использование бесколлектороного электродвигателя с постоянными магнитами и датчиками положения, совместно с двухступенчатым редуктором, электромагнитной муфтой и датчиками обратной связи.
Однако использование ЭСП для управления аэродинамическими поверхностями летательного аппарата сопряжено с рядом трудностей. Таковыми являются низкие показатели надежности и отказобезопасности, а также недостаточно точное регулирование в области малых сигналов управления.
При этом в настоящее время прогресс в области алгоритмов управления синхронных электродвигателей с постоянными магнитами,
применяемых в ЭСП, позволяет обеспечивать необходимое качество регулирования положения выходного звена во всех диапазонах сигналов управления [11].
По части обеспечения надежности в ЭСП разрабатываются конструкции, направленные на повышение отказобезопасности, надежности и снижения износа механической части.
Исходя из вышесказанного, наиболее практичным решением представляется разработка конструкции адаптивного крыла с гибкими передними и задними кромками и минимальным числом ЭСП на каждом крыле, необходимым и достаточным для отклонения и демпфирования нагрузок колебаний и вибраций, возникающих из-за аэродинамических сил во время полета.
РЕШЕНИЕ ЗАДАЧИ
Для устранения недостатков, вносимых в системы ЭСП механическими передачами, и получения качественно новой конструкции адаптивного крыла по условиям обеспечения наилучших характеристик в УГАТУ на кафедре электромеханики разработана конструкция адаптивного крыла и подана заявка на патент РФ № 2017102271 [12] На рис. 1 представлена конструкция адаптивного крыла, а на рис. 2 - конструктивная схема ЭСП поступательного действия. При этом привод позволяет не только отклонять кромки адаптивного крыла, но также демпфировать колебания деформируемых частей крыла без повышения износа механизма поступательного движения.
Рис. 1. Конструкция адаптивного крыла: 1 - центральный кессон; 2 - силовой привод; 3 - звенья подвижной части крыла; 4 - носовая часть; 5 - хвостовая часть; 6 - элементы каркаса; 7 - армированные эластомерные панели; 8 - эластичная пленка; 9 - нервюры с гибкими кромками; 10 - последовательные блоки кинематической цепи; 11 - шарниры; 12 - стержневые элементы; 13 - стрингеры
■ ]
/ I \ \
1/ 2] \1-
Рис. 2. Конструктивная схема ЭСП поступательного движения:
1 - электродвигатель; 2 - редуктор;
3 - выходное звено; 4 - механизм поступательного движения; 5 - демпфирующий цилиндр; 6 - датчики положения выходного звена
В адаптивном крыле центральный кессон выполнен в виде металлической балки, закрепленной одним концом на соответствующем участке корпуса летательного аппарата, а носовые и хвостовые части образованы отдельными звеньями. Звенья состоят из элементов каркаса и совместно с центральным кессоном образуют аэродинамическую поверхность крыла. Между элементами каркаса вставлены армированные эластомерные панели, расположенные на участках стыка звеньев крыла. Аэродинамическая поверхность крыла покрыта эластичной пленкой. Звенья носовой и хвостовой частей выполнены в виде совокупности нервюр с гибкими кромками, состоящими из последовательных блоков кинематической цепи, соединенных друг с другом посредством шарниров и связанных стержневыми элементами. Блоки закреплены на стрингерах, установленных параллельно центральному кессону. Силовые приводы, закрепленные на центральном кессоне, представляют собой ЭСП поступательного движения, в котором механизм поступательного движения выполнен, например, в виде шарико-винтовой передачи. Выходное звено размещено внутри демпфирующего цилиндра с возможностью поступательного перемещения относительно него. При этом каждая нервюра содержит по одному ЭСП поступательного движения.
Один из последовательных блоков кинематической цепи жестко соединен с центральным кессоном, в то время как все остальные последовательные блоки кинематической цепи могут свободно вращаться вокруг шарниров, а стержневые элементы, вращающиеся на несмежных последовательных блоках, заставляют последовательные блоки кинематической цепи вращаться на шарнирах.
Это создает конструкцию с одной степенью свободы: если вращение последовательного блока у основания кинематической цепи преры-
вается, то прекращается изменение формы адаптивного крыла, с другой стороны, при вращении последовательного блока у основания кинематической цепи все остальные последовательные блоки соответственно следуют за его движением, благодаря связанным стержневым элементам и их шарнирам.
После приведения в действие ЭСП поступательного движения все последовательные блоки кинематической цепи приводятся в действие, таким образом изменяя внешнюю форму задней кромки. По окончании движения носовые и хвостовые части остаются стабильными под действием внешних аэродинамических нагрузок за счет отсоединения выходного звена от механизма поступательного движения и соединения выходного звена с демпфирующим цилиндром, в котором происходит демпфирование воспринимаемых аэродинамических нагрузок, при этом положение выходного звена контролируется датчиками положения.
Таким образом, применение на каждой нервюре по одному приводу для отклонения носовой и хвостовой частей, позволяет сократить массу адаптивного крыла. Перенос воспринимаемых крылом нагрузок и вибраций, возникающих вследствие аэродинамических сил от механизма поступательного движения на внешний демпфирующий цилиндр, позволяет повысить ресурс и надежность элементов электропривода, в частности механизма поступательного движения.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Подводя итог вышесказанному, следует отметить, что основная масса несущей системы самолета и рулевых поверхностей сосредоточена в силовых приводах. Поэтому разработка простых электромеханических приводов с высокими массогабаритными показателями на замену преобладающим гидравлическим системам является актуальной научно-технической задачей. В настоящее время электроприводы находят применение в системах управления положением самолета и системах управления механизацией крыла. Более широкое использование электроприводов в данном направлении задерживается из-за необходимости обеспечения ресурса и надежности механической части электропривода. Одним из решений данной проблемы является поглощение воспринимаемых аэродинамических нагрузок при фиксированном положении выходного звена.
Перспективным направлением в современном самолетостроении является применение
адаптивного крыла с измененяемой формой и геометрией.
Стоит отметить, что применение адаптивных поверхностей для управления ЛА является важным направлением в самолетостроении, а приводы для управления адаптивными поверхностями остаются одними из основных элементов этого крыла. Кроме того, данные приводы должны обеспечивать помимо быстроты и усилий также плавность движения, жесткость характеристик, а также способность воспринимать и демпфировать аэродинамические силы во время полета. Создание энергетически эффективных, надежных электромеханических силовых приводов для управления адаптивными поверхностями летательных аппаратов позволит удовлетворить указанные требования. Применение данных технологий в совокупности позволяет оптимизировать характеристики самолета на всем протяжении полета.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Ципенко В. Г., Бехтир В. П., Ефимова М. Г., Стариков Ю. Н. Практическая аэродинамика самолетов Ту-204-120 и Ту-204-120С: учеб. пособие по изучению конкретной техники. М.: МГТУ ГА, 2005. 86 с. [V.G.Tsipenko, V.P. Bekhtir, M.G. Efimova, Yu.N. Starikov Practical Aerodynamics of aircraft Tu-204-120 and Tu-204-120C (in Russian) Moscow MGTU GA, 2005. 86 p.]
2. Jansen R., Breur J. Active Aeroelastic Wing. New Technology with an Old Twist // Leonardo Times. 2011. № 3. P. 36-37 [R. Jansen, J. Breur Active Aeroelastic Wing. New Technology with an Old Twist // Leonardo Times. 2011. № 3. P. 36-37]
3. Стариков Ю. Н., Коврижных Е. Н. Основы аэродинамики летательного аппарата: учеб. пособие. Ульяновск: УВАУ ГА, 2004. 151 с [Yu. N. Starikov, E. N. Kovrizhnykh Basics of the aerodynamics of the aircraft (in Russian) Ulyanovsk UVAU GA, 2004. 151 p]
4. Thill C., Etches J., Bond I., Potter K., Weaver P. Morph-ing skins // The aeronautical journal. 2008. March. Paper No. 3216 [C. Thill, J. Etches, I. Bond, K. Potter, P. Weaver Morphing skins // The aeronautical journal. 2008. March. Paper No. 3216]
5. Ильин В. Е. Боевые самолеты России XXI века. М: Астрель, 2001. С. 81-82 [V. E. Il'in Combat aircraft of Russia in XXI century Moscow 2001. P. 81-82]
6. Clarke R., Allen M. J., Dibley R. P. Flight Test of the F/A-18 Active Aeroelastic Wing Airplane. NASA TM 213664, August 2005 [R. Clarke, M. J. Allen, R. P. Dibley, Flight Test of the F/A-18 Active Aeroelastic Wing Airplane. NASA TM 213664, August 2005]
7. Innovation [Электронный ресурс]. URL: http://www.airbus.com/innovation (дата обращения 10.10.2016) [Innovation [Online]. Available: http://www.airbus.com/innovation]
8. Boeing and FAA to Team for Cleaner Skies, Quieter Airplanes [Электронный ресурс]. URL: http://boeing.mediaroom.com/2010-06-24-Boeing-and-FAA-to-Team-for-Cleaner-Skies-Quieter-Airplanes (дата обраще-
ния 10.10.2016) [Boeing and FAA to Team for Cleaner Skies, Quieter Airplanes [Online]. Available:
http://boeing.mediaroom.com/2010-06-24-Boeing-and-FAA-to-Team-for-Cleaner-Skies-Quieter-Airplanes]
9. FlexFoil Compliant Control Surfaces [Электронный ресурс]. URL: http://www.flxsys.com/flexfoil, (дата обращения 10.10.2016) [FlexFoil Compliant Control Surfaces [Online]. Available: http://www.flxsys.com/flexfoil]
10. Jensen S. C., Jenney G. D., Raymond B., Dawson D. Flight Test Experience With an Electromechanical Actuator on the F-18 Systems Research Aircraft, // 19th Digital Avionics Systems Conference. 2000. October. Philadelphia, Pennsylvania [S.C. Jensen, G.D. Jenney, B. Raymond, D. Dawson Flight Test Experience With an Electromechanical Actuator on the F-18 Systems Research Aircraft, // 19th Digital Avionics Systems Conference. 2000. October. Philadelphia, Pennsylvania]
11. EPICA (Electrically Powered Integrated Control (SMART) Actuators) Program Results [Электронный ресурс]. URL: http://www.cordis.europa.eu/project/rcn/5492_en.pdf (дата обращения 10.10.2016) [EPICA (Electrically Powered Integrated Control (SMART) Actuators) Program Results [Online].Available:http://www.cordis.europa.eu/project/rcn/5 492_en.pdf]
12. Исмагилов Ф. Р., Вавилов В. Е., Саяхов И. Ф. Заявка на патент РФ № 2017102271 от 24.01.2017. Адаптивное крыло [F. R. Ismagilov, V. E. Vavilov, I. F. Sayakhov. Application for a patent of the Russian Federation 01.24.2017 № 2017102271. Adaptive wing]
ОБ АВТОРАХ
КИСЕЛЕВ Михаил Анатольевич, главный науч. сотрудник ФГУП ГосНИИАС. Дипл. инженер (ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1997). Д.-р. техн. наук (ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 2010). Иссл. в обл. оптимизации алгоритмов боевого маневрирования и технических параметров беспилотного самолета- истребителя.
ИСМАГИЛОВ Флюр Рашитович, проф. каф. электромеханики УГАТУ. Дипл. инженер. (УАИ, 1973). Д-р. техн. наук (УГАТУ, 1998). Иссл. в обл. электромеханических преобразователей энергии.
ВАВИЛОВ Вячеслав Евгеньевич, ст. преп. каф. электромеханики УГАТУ. Дипл. инженер. (УГАТУ, 2010). Канд. техн. наук (УГАТУ, 2013). Иссл. в обл. электромеханических преобразователей энергии.
САЯХОВ Ильдус Финатович, асп. каф. электромеханики УГАТУ. Дипл. магистр. (УГАТУ, 2016). Иссл. в обл. электро-механич. преобразователей энергии.
METADATA
Title: Problem of adaptive wings applicalion.
Authors: M.A. Kiselev1, F.R. Ismagilov2, V.E. Vavilov3, I.F. Sayakhov4.
Affiliation:
1State Research Institute of Aviation Systems, Russia.
2 34Ufa State Aviation Technical University (UGATU), Russia.
Email: 1 [email protected], 2 [email protected], 3 [email protected], [email protected].
Language: Russian.
Source: Vestnik UGATU (scientific journal of Ufa State Aviation Technical University), vol. 21, no. 1 (75), pp. 136-141, 2017. ISSN 2225-2789 (Online), ISSN 1992-6502 (Print).
Abstract: In the proposed paper we consider adaptive wing of aircraft, able to change shape during flight and allow the wing to replace the existing system of mechanization. A wing of the structure and described his work. The basic requirements for the power drive to control the adaptive wing surfaces, and proposed an electromechanical actuator design, the most suitable control for changing the wing shape.
Key words: adaptive wing, electromechanical actuator, the mechanization of the wing aircraft.
About authors:
KISELEV Mikhail Anatolyevich, Chief Scientific Officer of FGUP GosNIIAS. Dipl. Engineer (VVA named by Prof. NE Zhu-kovsky, 1997). Dr. Tech. Sci. (NE Zhukovsky VVAS, 2010).
ISMAGILOV Flur Rashitovich, prof. Dept. of Electromechanics of USATU. Dipl. engineer. (UAI, 1973). Dr. of Tech. Sci. (UGATU, 1998).
VAVILOV Vyacheslav Evgenievich, senior teacher of Dept. Electromechanics of UGATU. Dipl. engineer. (UGATU, 2010). Cand. of Tech. Sci. (UGATU, 2013).
SAYAKHOV Ildus Finatovich Postgrad. (PhD) Student. Dept. of Electromechanics of UGATU. Master of Technics & Technology. (UGATU, 2016).
