Adaptivní ovladatelné křídlo je křídlo letadla, jehož profil má tvar blízký optimálnímu v každém daném letovém režimu . Konstrukce takového křídla umožňuje plynule (díky pružnému potahu ) vychylovat nos a ocas křídla a tím měnit zakřivení podél rozpětí v závislosti na výšce, rychlosti letu a přetížení . Adaptivní křídlo je určeno především pro víceúčelová a vysoce obratná letadla. Prvky křídla jsou ovládány vysoce automatizovaným elektrickým dálkově variabilním systémem.
Jakýmsi zvýšením aerodynamické kvality křídla je také systém adaptivní „štěrbinové“ mechanizace křídla. Poskytuje plynulou (v požadované přesnosti, může být stupňovitá) změnu úhlů ponožek a klapek v závislosti na úhlu náběhu a Machově čísle . Tento systém však na rozdíl od adaptivního křídla umožňuje nespojitou změnu aerodynamických derivátů v celém rozsahu parametrů. Pracuje se také na realizaci kontinuálního obtékání ploch mechanizace změnou zakřivení prvků štěrbinové mechanizace. Adaptivní mechanizace křídla je díky zjednodušené kinematice vysouvání vztlakových klapek atraktivní tím, že umožňuje upustit od použití konfiguračně složitých vodících lišt a zvýšit hmotnost křídla, navíc umožňuje můžete snížit ztrátu nosných vlastností v důsledku vyvážení .
Efektivní let v atmosféře vyžaduje různou aerodynamiku od zařízení v závislosti na rychlosti letu, režimu letu. Klasický přístup ke konstrukci nových letounů v současnosti umožňuje pouze mírné (ne více než 1-2%) zvýšení aerodynamické kvality a zlepšení vzletových a přistávacích vlastností. Mechanizace křídla v podobě jednoduchých vychýlených nosů a ocasních ploch profilu nebo změna vychýlení neumožňuje dosažení vysokých hodnot maximálního součinitele vztlaku při měnících se provozních režimech.
Proto je v posledních letech v souvislosti s rozvojem technické základny a vznikem nových leteckých materiálů věnována stále větší pozornost možnosti zlepšení aerodynamických charakteristik letadla změnou geometrie křídla v závislosti na letový režim - použití adaptivního křídla. Přizpůsobení systému letadlové lodě lze provést změnou rozpětí a vychýlení křídla, jakož i tvaru, zakřivení a tloušťky profilu křídla.
Má používat elastický vnější plášť a nosné rámy uvnitř tohoto pláště budou uzpůsobeny tak, aby plynule měnily vlastní geometrii.
Důležitou rozlišovací vlastností takového křídla je zachování hladkosti jeho profilů při deformaci středové plochy . Snížení odporu lze dosáhnout dvěma způsoby. Jednak kvůli optimální změně v závislosti na režimu letu deformace střední plochy. To umožňuje, aby křídlo bylo téměř ploché v cestovních režimech, což snižuje odpor při nulovém vztlaku a při manévrování je optimálně deformováno s rozložením oběhu po rozpětí křídla blízko eliptickému, což snižuje indukovaný odpor . Za druhé, při vysokých úhlech náběhu v místech lomu horní plochy křídla při vychýlení konvenční mechanizace dochází k lokálnímu oddělení proudění . Použití ponožek s velkou relativní tětivou a flexibilním čalouněním na adaptivním křídle umožňuje tento problém vyřešit.
Vychylování pohybujících se prvků při zachování plynulosti jeho obrysů podle určitého zákona, zvoleného na základě experimentálních a výpočtových studií, umožňuje přerozdělit tlak na plochu křídla takovým způsobem, aby se zabránilo zastavení proudění nebo výrazně snížilo jeho vývoj ve zvoleném letovém režimu [1] . V důsledku toho se hranice mezi třesením a třepáním posouvá do velkých úhlů náběhu a zvyšuje se účinnost rotačních ploch pracujících v kontrolním režimu. Adaptivní křídlo během manévru zabraňuje oddělení proudění a poskytuje hmatatelné zvýšení poměru vztlaku a odporu .
Pokud je změna tvaru adaptivního křídla vystavena podmínkám, za kterých se kritický bod v každé sekci křídla posune k nosu profilu a rozložení cirkulace rychlosti po rozpětí se stane eliptickým, pak při zvolená hodnota součinitele vztlaku je poskytován minimální součinitel odporu vzduchu. V prvním případě jsou redukovány vrcholy zředění v blízkosti náběžné hrany, které u konvenčního křídla vedou při dosažení určitého úhlu náběhu k oddělení proudění a ztrátě sací síly, tedy ke zvýšení táhnout [1] . Při splnění druhé podmínky je indukční reaktance minimalizována [1] .
Vychýlení prvků adaptivního křídla, provedené tak, aby těžiště tlaku aerodynamických sil působících na letoun neměnilo svou polohu, umožňuje přímo řídit aerodynamickou vztlakovou sílu.
Moderní technologická základna a vývoj leteckých materiálů umožňuje zajistit vytvoření akčních členů pro systém řízení průtoku kolem nosného systému bez využití zdrojů udržovací elektrárny, založené na autonomních zdrojích stlačeného vzduchu. Konstrukčním a technologickým základem systémů řízení proudění mohou být aktivní plynodynamické aktuátory pracující na principu paralelního vstřikování pomocí dynamických plynových pístů.
Jedním ze způsobů, jak zvýšit aerodynamickou kvalitu při cestovním letu a zlepšit vzletové a přistávací charakteristiky letadla, je aktivní řízení proudění kolem nosných a aerodynamických ploch pomocí energetických metod: řízení mezní vrstvy , tryskání na prvky křídla a vzletová a přistávací mechanizace, proudové a proudové klapky . Řízení mezní vrstvy odsáváním z povrchu křídla, peří a motorových gondol je účinným způsobem snížení třecího odporu (umělá laminarizace proudění). Navíc odfouknutí mezní vrstvy může zajistit neoddělené proudění kolem křídla při vysokých úhlech náběhu a vysokých úhlech vychýlení mechanizačních prvků křídla a tím zvýšit maximální koeficient vztlaku a kritický úhel náběhu.
Vývoj adaptivního křídla schopného měnit zakřivení za letu při zachování hladkých obrysů byl zahájen ve Spojených státech v roce 1979 v rámci programu AFTI (Advanced Fighter Texnology Integration) implementovaného NASA a americkým letectvem . Poprvé bylo takové křídlo instalováno v 80. letech na experimentální letoun F-111 [2] . Změna zakřivení křídla za letu byla prováděna v závislosti na výšce letu, Machově čísle, úhlu vychýlení a požadovaném vztlaku. Cílem bylo poskytnout nejnižší koeficient odporu pro každou hodnotu koeficientu vztlaku. Přední a ocasní části křídla s pružným potahem umožňovaly plynule měnit zakřivení křídla tak, že polární obal se ukázal jako polární obal odpovídající různým konfiguracím křídla. Pak to vyžadovalo obrovské kapitálové výdaje a komplexní konstrukční řešení. V současné době se díky nástupu elastických kompozitních materiálů situace zjednodušila.
Později, počínaje rokem 1987, provedla společnost Airbus Industrie podobný výzkum při vývoji křídla s řízeným zakřivením pro letadla A330 a A340 . Předpokládalo se, že řízení zakřivení křídla automatickou změnou úhlů vychýlení dvou párů vztlakových klapek a křidélek na každém polokřídle by mělo zajistit optimální zakřivení profilu pro každý letový režim, v důsledku čehož došlo k výraznému zlepšení aerodynamického kvality v cestovním režimu by mělo být dosaženo se zvýšenou hodnotou vztlaku. Testy modelů křídel v aerodynamickém tunelu ukázaly, že aerodynamická kvalita křídla s řízeným zakřivením je pouze ~1,5 % vyšší než u konvenčního křídla. Vědci proto dospěli k závěru, že dodatečná mechanizace a složitost systému řízení zakřivení, stejně jako zvýšení hmotnosti konstrukce, neospravedlňují malé zlepšení palivové účinnosti letadla.
V letech 2008 - 2012 však výzkum pokračoval v rámci projektu SADE (SmArt High Lift Devices for Next Generation Wing) 7. evropského rámcového programu . Cílem projektu bylo prostudovat adaptivní bezštěrbinovou náběžnou hranu, adaptivní hladce vychylovací odtokovou hranu pro zvýšení aerodynamické kvality křídla letadla nové generace při výrazném snížení hmotnosti konstrukce, snížení hluku při vzletu a přistání. zvýšení účinnosti paliva.
Na nejnovější modifikaci letounu Boeing 787 Dreamliner byla při vzletu a přistání aplikována změna zakřivení zadní části profilu křídla. V tomto případě jsou při vysunutí vztlakových klapek vychýleny i jejich střechy, což umožní nejen zvýšit účinnost vztlakových klapek, ale i nosnost hlavní části křídla v důsledku zvýšení zakřivení jeho křídla. profil.
V USA se pracuje na vytvoření adaptivního křídla od společnosti FlexSys Inc. [3] , Výzkumná laboratoř amerického letectvav rámci programu Boeing X-53 Active Aeroelastic Wing .
V Rusku nejsou příklady použití adaptivní vzletové a přistávací mechanizace na křídle osobního letadla neznámé, studie k vyhodnocení její účinnosti začaly v TsAGI před více než 20 lety. Na experimentálním stíhacím letounu Su-33UB na bázi nosiče byla použita adaptivní vychylovací koncovka křídla s pružným potahem [4] .