Проекты участников финального этапа НТТМ-2017

← К списку проектов

Проект
Электрический привод для адаптивного крыла летательного аппарата
НТТМ-2017-1537 | Категория II

Автор:

Саяхов Ильдус Финатович

Научный руководитель:
Исмагилов Флюр Рашитович
Организация:
Уфимский государственный авиационный технический университет,
Республика Башкортостан, Уфа
Цель работы
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 самолётах, присущи следующие недостатки: увеличивается аэродинамическое сопротивление, за счет которого отнимается часть тяги двигателей при взлёте, также изменяется продольная устойчивость самолёта из-за чего возникает пикирующий момент. Все это осложняет управление ЛА.
Элероны, расположенные на задней кромке крыла, на большинстве самолётов позволяют осуществлять управление по крену. При работе элеронов, начиная с определённой скорости, создается крен в сторону противоположный намеченному [2]. Для обеспечения управления по крену на больших скоростях либо увеличивают жёсткость крыла, что вызывает увеличение его массы, либо используют другие, зачастую менее эффективные органы управления.
Исходя из вышесказанного, эффективный полёт в атмосфере требует разной аэродинамики в зависимости от скорости и режима полёта. При этом в небольшом диапазоне скоростей полёта можно отыскать какую-то одну аэродинамическую форму крыла, которая будет приемлемой в определенных режимах полёта. 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 взлётно-посадочные характеристики. Механизация крыла в виде простых отклоняемых носков и хвостовиков профиля не позволяет достичь высоких значений максимального коэффициента подъёмной силы при меняющихся режимах работы.
Поэтому в последние годы в связи с развитием технической базы и появлением новых авиационных материалов всё большее внимание обращается на возможность улучшения аэродинамических характеристик самолёта за счёт изменения геометрии крыла в зависимости от режима полёта  применения адаптивного крыла. Адаптация несущей системы ЛА может осуществляться за счёт 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 расчётных исследований, позволяет перераспределить давление на поверхности крыла таким образом, чтобы предотвратить срыв потока или существенно ослабить его развитие на выбранном режиме полёта. В результате повышается эффективность несущих поверхностей крыла, работающих в режиме органов управления, и во время маневров адаптивное крыло даёт ощутимый выигрыш аэродинамического качества.
Конструкция крыла с адаптивным управлением позволяет плавно (за счёт гибкой обшивки) отклонять носовую и хвостовую часть крыла, изменяя таким образом кривизну вдоль размаха в зависимости от высоты, скорости полёта и перегрузки.
Адаптивная механизация крыла, благодаря упрощённой 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.
Обзор предметной области
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 самолётом, активно использующих аэроупругие деформации. Было предложено использовать для управления по крену дифференциально отклоняемые носки крыла.
Для лётных исследований концепции активного аэроупругого крыла в NASA было изготовлено крыло с более тонкой обшивкой. Кроме модификации панелей обшивки изменениям подверглись отклоняемые носки, закрылки и элероны. Были проведены полётные испытания, подтверждающие перспективность применения активного аэроупругого крыла.
В Airbus Industrie ведутся разработки крыла с управляемой кривизной для самолётов А330 и А340
На модификации самолёта Boeing 787 применено изменение кривизны задней части профиля крыла на режимах взлёта и посадки.
В России примеры применения адаптивной взлётно-посадочной механизации на крыле пассажирского самолёта неизвестны.
В компании FlexSys 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.
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.
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.
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.
Описание результатов проекта
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 На рисунке 1 представлена конструкция адаптивного крыла, а на рисунке 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.
На рисунке 1: 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.
На рисунке 2: 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 прерывается, 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 электро-привода, в частности механизма поступательного движения.
Описание применимости
Cледует 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.
Дальнейшее развитие проекта
Дальнейшее развитие проекта должно быть направлено на экспериментальное определение преимуществ данной технологии. Необходима проверка основных заявленных преимуществ: • экономия топлива, за счет выигрыша в аэродинамическом качестве; • снижение шума летательного аппарата из-за отсутствия щелей в механизации; • высокая 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; • высокая эффективность управления аэродинамическими плоскостями при помощи электроприводов.

Информация предоставлена участником конкурса. Организаторы конкурса не несут ответственности за содержание информации о проекте.

← К списку проектов




Список всех проектов финального этапа с датами защиты

 

© Всероссийский конкурс научно-технического творчества молодежи НТТМ