22 февраля 2016г.
В число основных проблем, которые необходимо решить при создании летательных аппаратов (ЛА), входят задачи обеспечения прочности, снижения относительного веса и деформаций конструкции. Их удачное решение повышает безопасность полета, экономическую эффективность авиаперевозок и другие характеристики авиационной техники.
Для снижения деформации крыла самолета используются многочисленные приемы: разгрузка крыла расположенными внутри него и подвешенными массами, подкос крыла и его натяг, замкнутое крыло с прямой и криволинейной продольными осями. Одно из наиболее перспективных направлений развития облика и конструкции ЛА связано с использованием “замкнутого крыла” (Рисунок 1), именуемое также “замкнутой системой крыльев”, “сочлененным крылом”, ”joined wing”.
Особенности работы замкнутого крыла на изгиб
Анализ характера взаимодействия замкнутой
системы крыльев в полете показывает, что за счет связанности системы в верхнем крыле возникают усилия сжатия N1, а в нижнем - усилия растяжения
N2. Условие равенства моментов от внешних сил М и моментов
от внутренних сил в сечении выполняются при рассмотрении системы крыльев в целом, с учетом суммарной строительной высоты сечения
Н
конструкции и локальных
моментов в верхнем кессоне М1 и нижнем кессоне М2:
M = M1 + M2 + N1H1 + N2H2
Поскольку усилия N1 и N2 значительны и действуют на большом
плече, создаваемый ими момент при определенных значениях проектных параметров составляет большую часть от суммарного момента
(рис. 2). Такую трансформацию силовых потоков следует считать рациональной, поскольку работа конструкции на растяжение - сжатие предпочтительнее работы на изгиб.
В рассмотренном примере сумма локальных
моментов, идущих по крылу, в корневом
сечении составляет 50-60 % от момента
внешних сил.
При жестком
соединении концов крыльев совместная деформация системы вызывает моментную
реакцию Мк со стороны соединительной концевой шайбы, которая является
"разгрузочной" (по изгибающим моментам), причем для обоих
крыльев. Характерной является
также форма изгиба
крыльев, при которой максимальный прогиб ΔY достигается не на конце
крыла, а примерно
в зоне 0,85 z/Lкр (Рисунок 3).
Показанные на Рисунке 4 соотношения и формы эпюр изгибающих моментов
и прогибов для верхнего (j) и нижнего (k) крыльев являются характерными для большинства исследованных вариантов.
Расчетные и экспериментальные исследования в области прочности
и аэродинамики показали, что потенциальные преимущества замкнутых
схем сложно реализовать для сверхлегких и малонагруженных конструкций, поскольку площади
и толщины их элементов в большинстве зон находятся
на уровне конструктивных и технологических ограничений. По мере того, как растет взлетная
масса ЛА и его нагруженность, все большая часть проектных
переменных превосходит заданные уровни
ограничений.
Особенности деформации замкнутого крыла
Для сечения
системы крыльев по хорде крыла эквивалентные нагрузки,
действующие на крыло, могут быть разложены на компоненты РY и РZ, в соответствии с V-образностью крыла (Рисунок
5).
Силы РV, действующие
в
направлении
минимальной
жесткости
сечения, обусловливают появление моментов МV.изг в каждом из кессонов и изгибных
деформаций, которые отгибают
крыло и изменяют угол атаки в направлении,
зависящем от угла стреловидности и выноса крыла.
Соотношения между горизонтальными и вертикальными смещениями в ходе расчетов
получены следующими:
Dx = - 0,46 Dy - в точке максимальных вертикальных прогибов,
Dx = - 0,93 Dy - на конце крыла.
Суммирование усилий Nz в сечениях кессонов
показывает, что в интегральном смысле верхнее крыло сжато, а нижнее растянуто, хотя в конкретных сечениях
кессонов могут присутствовать и растянутые и сжатые элементы, усилия
в которых уравновешивают локальные
изгибающие моменты в крыльях (рис. 2).
Такую трансформацию нагрузок следует считать благоприятной, поскольку работа конструкции на растяжение - сжатие предпочтительнее работы на изгиб. Приведенные графики
построены на основе усилий, действующих в поясах лонжеронов, которые в расчетной
схеме воспринимают все продольные силовые потоки, действующие в крыле. В корневой зоне эти элементы
воспринимают от 70 до 90% усилий Nz, регистрируемых в заделке как опорные реакции. Остальные усилия в расчетной схеме воспринимаются раскосами, находящимися в плоскостях границ отсеков и имитирующих внешние
обшивки и стенки лонжеронов и нервюр крыла. В отличие от монопланного крыла, где эпюры изгибающих моментов Mx.изг монотонно нарастают
от конца крыла
к корневой заделке, в системе
крыльев эпюры локальных изгибающих моментов для каждого из крыльев проходят через нулевую ось в районе 50-70 % размаха крыла и имеют значительную протяженность зоны с отрицательными значениями.
В ходе оптимизации распределения силового материала между элементами конструкции в элементах корневой и концевой зон достигается уровень максимальных допускаемых напряжений, а элементы
срединной части крыла недогружены и их проектные параметры выходят
на конструктивные и технологические ограничения f min.
Сложное взаимодействие усилий растяжения-сжатия, а также моментов Mx, My, Mz, с учетом их знаков приводит к тому, что пояса различных лонжеронов выходят на ограничение не одновременно (при Мx,лок ≈ 0), а в широком диапазоне (0,3 ÷ 0,6) z/L.
Выполненные расчеты подтвердили, что, при правильно выбранных параметрических соотношениях проектных параметров, замкнутая
система крыльев имеет более высокую
весовую отдачу, чем эквивалентное по аэродинамическим характеристикам монопланное крыло, при этом снижение веса силового
материала крыла, потребного для обеспечения прочности, может достигать
20-25%, а максимальные деформации
снижаются в 2-3 раза.
Список литературы
1.
Михайлова А.И., Семенов В.Н. Сопоставление конструктивных способов снижения
массы и деформаций крыльев // - М.: Труды ЦАГИ N 2476,. 1991.
- C.68-72.
2.
Сауpин В.В., Семенов В.Н. Оптимизация формы
замкнутой балочной
структуры под pаспpеделенную нагрузку // - М.: Ученые записки
ЦАГИ, N 3, 1992. - C. 85-93.
3.
Новосельцев С.В.,
Семенов
В.Н.
Исследование
аэродинамических
и
прочностных
характеристик самолета с замкнутой бипланной системой крыльев
// - М.: ТВФ, N 7, 1984. – С. 1-5.
4.
Semenov V.N. A comparison of the weight ration of the airframe
designs of aircraft with a cantilever wing and with a closed wing system.
// NASA TM-77842. Apr.1985.
5.
Wolkovitch J. The Joined Wing: An overview.// Journal of Aircraft,
v. 23, No. 3, 1986. - pp. 161-178.
