Классическая монопланная конструктивно - силовая схема (КСС) летательного аппарата (ЛА) уже почти доведена до совершенства и вероятность новых существенных прорывов в улучшении ее характеристик невелика, тогда как многие иные КСС, сегодня уступающие классической схеме по ряду параметров, имеют существенно больший диапазон возможных базовых и параметрических усовершенствований. В настоящее время в ведущих авиационных центрах мира исследуются новые проекты ЛА неклассического облика, многие из которых будут обладать свойством адаптации к режимам полета, вплоть до преобразования внешнего облика.

Одной из наиболее перспективных концепций конструктивно-силовой схемы (КСС) является ЛА с замкнутой системой несущих поверхностей [1,2,3]. При поиске оптимальной компоновки в этом классе ЛА возникают сложные проблемы, связанные с наличием интерференции аэродинамических поверхностей и их взаимным влиянием через скосы потока. На начальном этапе проектирования конструкции необходимо определить: удлинение, сужение, стреловидность, поперечное V, выносы продольной и вертикальной осей верхнего и нижнего крыла, а также углы установки крыльев относительно продольной оси, профили и крутку верхнего и нижнего крыла.

1.     Оценка веса крыла

Оценка веса продольного силового набора конструкции крыла Gкр, воспринимающей изгиб, а это основная составляющая веса, на значение которой можно эффективно воздействовать, может быть выполнена посредством интегрирования значений изгибающего момента (в общем случае его модуля) и соответствующих характеристик крыла вдоль его осевой линии:

На международном авиакосмическом салоне (МАКС) в г.Жуковский был представлен цельнокомпозитный полноразмерный макет самолета В.С. Егера “Е-1” (Рисунок 1). Макет был выполнен методом автоматической намотки стекловолокна, что значительно снижает стоимость его производства в сопоставлении с конкурирующими проектами. Аэродинамические исследования модели (Рисунок 2) проводились в АДТ Т-103 ЦАГИ. В ходе НИР изучено влияние анизотропных свойств обшивки на деформацию несущих поверхностей. Разработчики проекта – АО “Специальные авиационные технологии” - “САВИАТ”, изготовители – МАПО, ЦНИИСМ (специального машиностроения), г.Хотьково.

2. Формирование конструктивного облика административного самолета

Конструкторское бюро экспериментального самолетостроения "Сталкер" (г. Краснодар, Рудометкин А.П.) совместно со специалистами ЦАГИ (Семенов В.Н., Михайлов Ю.С.), сотрудниками ОКБ им. Микояна и ВИАМ, разработало эскизный проект административного шестиместного самолета “Сталкер-232” (Рисунок 3).

При изготовлении конструкции из алюминиевого сплава Д16 уровни весового совершенства моноплана и самолета с замкнутым крылом приблизительно совпадают, поскольку уровень действующих напряжений в крыле невысок и потребные толщины элементов меньше технологических ограничений.

Таблица 1 

Основные характеристики ЛА.

Длина самолета, м	7,25
Размах, м	10,3
Площадь крыльев, кв.м	14
Удлинение переднего крыла	16
Удлинение заднего крыла	12
Аэродинамическое качество	20
Взлетный вес макс, кг	2310
Платная нагрузка, кг	590
Скорости, км/ч. взлетная	135
посадочная	128
крейсерская	450
Дальность полета, км	5000

 

 На этапе аванпроекта рассмотрено 10 возможных компоновок проекта. Исследование силовых конструкций в балочной идеализации на основе оптимизационного комплекса позволило сопоставить различные силовые компоновки ЛА по суммарным весовым характеристикам и деформациям и выбрать лучшую, облик которой представлен на рис. 3. Замкнутая система крыльев предоставляет большие возможности для воздействия на напряженно-деформированное состояние (НДС) конструкции путем вариации заделок, установки шарниров, механизмов силового нагружения, разгрузки и перекоса системы.

1.     Эффект аэроупругого управления

Большой интерес вызывают результаты анализа вариации круток сечений переднего крыла (ПК) и заднего крыла (ЗК). На ПК крутки под нагрузкой были отрицательными с максимальными значениями до 4°, на ЗК положительные до 6°. Обнаружена - возможность данной несущей системы быть основой для создания аэроупругого механизма обеспечения продольной устойчивости ЛА в полете.

Замкнутая система крыльев, идеализированная в форме балочной расчетной схемы, представляет собой 6 раз статически неопределимую систему, которая может продолжать нести нагрузку при “врезке” в нее  шарниров с согласованной ориентацией, снимающих несколько степеней свободы. Указанные шарниры допускают определенные линейные и вращательные степени свободы взаимных перемещений ветвей конструкции, и позволяют вводить по этим направлениям усилия извне. Число рациональных сочетаний шарниров и зон их расположения на крыле достаточно велико, что позволяет решать многие технические задачи.

Исследована зависимость крутки крыла под действием аэродинамической нагрузки от положения точки свободного поворота переднего крыла замкнутой системы крыльев (Рисунок 4). Переднее крыло в корневом сечении опирается на шарнирную опору Ш. Под действием аэродинамической нагрузки происходит поворот крыла относительно точки опоры и изменение угла атаки этого сечения влечет за собой изменение крутки всей крыльевой системы. Параметрическим исследованием для проекта найдено положение точки опоры, при котором крыло в зависимости от режима полета занимает наиболее благоприятное по углу атаки положение и фиксируется в этом положении. Угол атаки крыла в корневом сечении может также принудительно корректироваться бустером Б. Одной из рациональных зон для установки механизма затяга для замкнутой системы крыльев является центральное сечение концевой шайбы (Рисунок 5), соединяющей верхнее и нижнее крылья. Концевая шайба в схеме замкнутого крыла сильно нагружена и изначально содержит достаточно силового материала для восприятия больших сил и формирования требуемых степеней свободы и жесткостей взаимодействия подконструкций.

Было посчитано несколько вариантов конструкции с разными модулями упругости материалов и типами защемления корневых отсеков несущих поверхностей, полученные результаты исследования позволяют говорить о возможности использования аэроупругого принципа создания продольной устойчивости этих компоновок ЛА, как о конструктивной особенности, присущей замкнутому крылу.

 

Список литературы

1.     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.

2.     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.

3.     Wolkovitch J. The Joined Wing: An overview.// Journal of Aircraft, v. 23, No. 3, 1986. - pp. 161-178.