несущая поверхность с регулируемым центром жесткости

Формула изобретения

НЕСУЩАЯ ПОВЕРХНОСТЬ С РЕГУЛИРУЕМЫМ ЦЕНТРОМ ЖЕСТКОСТИ, состоящая из нескольких лонжеронов, связанных панелями обшивки, отличающаяся тем, что стенка заднего лонжерона выполнена из двух половин, соединенных через теплочувствительный элемент с нагревательным и охлаждающим устройствами.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области конструкции самолетов. Оно может применяться в несущих и управляющих поверхностях для изменения положения центра жесткости поперечного сечения, что позволяет снять ограничения на максимальную скорость полета по критической скорости дивергенции, что особенно актуально для крыльев обратной стреловидности.

Известно типовое крыло обратной стреловидности [1] для которого характерно низкое значение критической скорости дивергенции. Конструкция типового крыла образована продольным и поперечным силовым набором и обшивкой.

Недостатком такого крыла является то, что крутильная жесткость и положение центра жесткости, влияющие на критическую скорость дивергенции крыла, не изменяются. Для типовых конструкций крыльев обратной стреловидности характерно низкое значение критической скорости дивергенции.

Наиболее близким по технической сущности к данному изобретению является несущая поверхность с регулируемым центром жесткости, состоящая из нескольких лонжеронов, связанных панелями обшивки [2]

Недостаток этой конструкции отсутствие возможности изменения положения центра жесткости.

Цель изобретения создание конструкций несущих поверхностей, не имеющих ограничений на максимальную скорость полета по критической дивергенции за счет перемещения центра жесткости.

Цель достигается тем, что при изменении сдвиговой жесткости задней продольной стенки, входящей в замкнутый контур силовой части конструкции, будет происходить перемещение по хорде центра жесткости.

На фиг.1 представлено сечение крыла с регулируемым центром жесткости; на фиг.2 узел I на фиг.1.

Задняя стенка состоит из двух половинок 1, связанных теплочувствительным элементом 2. Этот элемент с одной стороны имеет нагревательное устройство 3, с другой охлаждающее устройство 4.

Устройство работает следующим образом.

При повышении температуры с помощью нагревательного устройства 3 будет происходить уменьшение модуля сдвига теплочувствительного элемента 2, что вызовет снижение сдвиговой жесткости всей задней стенки. В результате произойдет перемещение центра жесткоcти вперед, что обеспечит увеличение критической скорости дивергенции. При этом влияние снижения крутильной жесткости на уменьшение критической скорости дивергенции будет меньшим. Для восстановления крутильной жесткости необходимо охладить элемент 2 с помощью устройства 4.

Рассмотрим гипотетический пример конструкции с регулируемым центром жесткости (фиг. 3). Жесткость крыла определяется его центральной частью с размером b/2. Фокус в сечении крыла расположен на 0,25 b. Качественную оценку критической скорости дивергенции проведем по формуле (Зайцев В.Н. Рудаков В.Л. Конструкция и прочность самолетов. Киев: Вища школа, 1978, с.131):

V_кр.див=

При нагреве теплочувствительного элемента, расположенного на задней стенке, будут меняться крутильная жесткость GI_кр и положение центра жесткоcти х_ц.ж., а следовательно, и х:

х х_ц.ж. x_F, где x_F координаты фокуса в сечении крыла.

На фиг.3 показаны координаты центра жесткости при исходном модуле сдвига стенки 3 и с полностью выключенной из работы задней стенки G_ст.3 0. В результате, центр жесткости, расположенный вначале на стенке 2, переместится в центр контура I и совпадет с координатой фокуса. Это объясняется тем, что нагрев теплочувствительного элемента на стенке 3 по существу, раскрывает контур II.

На фиг. 4 показаны зависимости изменения относительной крутильной жесткости и относительной критической скорости дивергенции в зависимости от х.