Различные этапы и режимы полета любого летательного аппарата (ЛА) и беспилотного в том числе (взлет, посадка, крейсерский режим и т.д.) характеризуются, как правило, весьма противоречивыми требованиями к его аэродинамической компоновке. Традиционные методы оптимизации геометрических параметров планера предполагают дискретное или пропорциональное перемещение элементов конструкции с помощью силовых приводов различных типов (гидравлических, пневматических, электрических и др.).

Например, увеличение подъемной силы крыла на взлете и посадке традиционно достигается за счет использования таких средств механизации, как закрылки, предкрылки, щитки и др. Эффект их применения основан на изменении кривизны профиля крыла и управлении пограничным слоем воздуха на его поверхности. Кроме того, на некоторых самолетах используется крыло с изменяемой стреловидностью, позволяющее оптимизировать аэродинамические характеристики на этапах полета, связанных с различной скоростью (дозвуковой, околозвуковой и сверхзвуковой).

Однако наличие на ЛА подвижных соединений и силовых приводов значительно усложняет и утяжеляет его конструкцию, а также снижает показатели надежности. В частности, применение системы поворота консолей крыла увеличивает массу летательного аппарата более чем на 20%. Кроме того, места сочленений подвижных элементов повышают радиолокационную заметность планера и являются дополнительными источниками возмущений воздушного потока, снижающими аэродинамическое качество аппарата.

По мнению зарубежных специалистов, этих недостатков будут лишены адаптивные (adaptive, morphing) летательные аппараты, под которыми понимается класс машин, способных в значительных пределах менять параметры своей конструкции в соответствии с условиями полета или типом выполняемой задачи. Требуемого результата предполагается достичь за счет применения в конструкции современных материалов и покрытий, облегченных и эффективных силовых приводов, систем непосредственного управления пограничным слоем и т. д.

Желание авиаконструкторов создать ЛА, способный менять аэродинамические параметры в зависимости от условий полета, в свое время было обусловлено появлением реактивных машин, режимы эксплуатации которых в условиях взлета, крейсерского полёта и ведения боя, сильно отличаясь друг от друга, выдвигали крайне противоречивые требования к их конструкции.

В 60-70-х годах ХХ столетия для улучшения аэродинамических параметров ЛА было разработано крыло изменяемой стреловидности (изменяемой геометрии). Подобные конструкции используются на таких самолетах, как: F-111, Су-17, Су-24, МиГ-23, F-14, Ту-22М, B-1, 'Торнадо', Ту-160. Однако из-за сложности технической реализации и ограничений по перегрузке специалисты были вынуждены отказаться от этой схемы в пользу интегральной - более простой, надежной и способной обеспечить как необходимую подъемную силу, так и приемлемую аэродинамику ЛА на всех режимах полета.

При всех преимуществах данного решения оно, тем не менее, носило явно компромиссный характер. Очевидно, что жесткое крыло (то есть крыло неизменной геометрии) не может быть оптимальным одновременно на всех полетных режимах. Подтверждением этого является ужесточение требований, выдвигаемых заказчиками, в интересах дальнейшего улучшения аэродинамических характеристик перспективных летательных аппаратов.

Создание ЛА с адаптивными элементами конструкций представляет собой один из возможных вариантов решения данной проблемы. Это подтверждается тем, что зарубежные страны, являющиеся лидерами мирового авиастроения, ведут активные работы в этом направлении. Так, в США разработками подобных ЛА в сотрудничестве с авиастроительными фирмами занимаются специалисты Национального агентства по аэронавтике и исследованиям космического пространства (NASA) и Управления перспективных исследования министерства обороны (DARPA), а в Европе - Университет Манчестера (Великобритания), Центральный технический институт в Лиссабоне (Португалия) и Политехнический институт в Милане (Италия).

Программу исследований адаптивных авиационных конструкций (Morphing Aircraft Structures) финансирует управление перспективных исследований МО США. Основной задачей программы является разработка технологий, позволяющих при незначительном увеличении массы конструкции создать крыло, воспринимающее все характерные нагрузки и способное динамически изменять в процессе полета ряд параметров, в частности, относительное удлинение, площадь, угол стреловидности и угол установки.

В ходе первой фазы программы исследовались различные концепции адаптивного крыла и наиболее перспективные конструкторские решения. Были разработаны и испытаны силовые приводы высокой удельной мощностью, в которых для преобразования электрической энергии в механическую использовались специфические свойства перспективных материалов (память формы, пьезоэлектрический эффект и т.п.).

Основной целью второй фазы программы, которая началась в апреле 2004 года, является демонстрация технологий трансформации крыла на примере многоцелевого беспилотного летательного аппарата с массой полезного груза около 100 кг. На предварительном этапе планируется провести стендовые испытания и продувки моделей, построенных по различным аэродинамическим схемам в масштабе 1:2. По результатам экспериментов будет принято решение о целесообразности разработки полномасштабного опытного образца ЛА. В рамках этой программы DARPA заключило с фирмой Lockheed Martin контракт стоимостью около $9,3 млн на разработку летательного аппарата c крылом, складывающимся в полете в вертикальной плоскости.

В соответствии с этой концепцией для увеличения аэродинамического качества на взлетно-посадочных режимах и в районе патрулирования используется крыло с большой площадью и относительным удлинением. При полете в заданный район на трансзвуковых скоростях консоли складываются (корневая секция прилегает к фюзеляжу), благодаря чему достигается снижение индуктивного и волнового сопротивления за счет уменьшения площади крыла и омываемой поверхности аппарата. Кроме того, увеличивается эффективная стреловидность крыла вследствие разных ее значений в корневой и концевой части.

Анализ результатов продувок моделей аппарата в аэродинамической трубе показал, что применение данного технического решения позволяет увеличить его боевой радиус более чем на треть.

Для демонстрации концепции фирма построила выполненный в масштабе 1:5 экспериментальный образец БЛА с размахом крыла 3,2 м (в сложенном положении 1,9 м) и фюзеляжем длиной 2,3 м. В настоящее время продолжаются летные испытания экспериментального образца, оснащенного турбореактивным двигателем. Основной целью является демонстрация работоспособности системы складывания крыла в полете и отработка алгоритмов системы управления ЛА на переходных режимах. В целях снижения технического риска на начальном этапе испытаний машина имеет вертикальное оперение, которое не предусмотрено на полномасштабном образце (размах крыла 12,5 м). В случае принятия положительного решения образец будет оснащен реактивным двигателем с тягой около 22 кН и системой отклонения вектора тяги в горизонтальной плоскости для управления по углу рысканья.

Ключевой технологией в реализации данной концепции является механизм раскладки крыла, и, в частности, силовой привод, представляющий собой шаговый линейный двигатель, в основу действия которого положено преобразование высокочастотных колебаний набора пьезоэлектрических элементов в поступательное движение штока.

DARPA также финансирует еще один проект создания БЛА, разработчиком которого является фирма NextGen Aeronautics. В основу его конструкции положено крыло, имеющее решетчатый внутренний силовой набор с трансформируемыми элементами, изготавливаемыми из перспективных материалов.

Ожидается, что подобная конструкция позволит изменять площадь крыла почти в 1,5 раза, относительное удлинение - более чем в 4 раза, а толщину профиля - в 3 раза. К настоящему времени были проведены продувки модели крыла, а летные испытания экспериментального образца БЛА запланированы на текущий год.

В ходе работ был создан силовой привод клина воздухозаборника, представляющий собой два кинематически связанных и работающих в противофазе жгута длиной по 2 м и состоящих из предварительно вытянутых в холодном состоянии нитиноловых нитей. Пропускаемый через изолированные нити электроток нагревает их до температуры перехода сплава в состояние восстановления формы.

Для изменения угла установки передней кромки были разработаны активные вставки, выполняющие одно-временно функции обшивки и силового привода. В данной конструкции нитиноловые нити размещаются внутри эластомерной матрицы. Нагреваемые в противофазе верхняя и нижняя вставки меняют свою длину, чем обеспечивается отклонение кромки. Аналогичный принцип использован разработчиками в конструкции обшивки экспериментального крыла, способного изменять кривизну своего профиля.

Элементы данной технологии были использованы фирмой 'Боинг' при разработке системы индивидуального управления лопастями несущих винтов вертолетов, которая в ходе предварительных стендовых испытаний продемонстрировала свою работоспособность и возможность снижения уровней вибрации и шума на критических режимах полета.

Закрылки лопастей, приводимые в движение встроенными приводами с использованием 'умных' материалов, являются одним из основных технических решений, позволяющее динамически изменять структуру лопасти.

Перспективный механизм изменения кривизны крыла с малым временем реакции в дальнейшем может использоваться в основных системах управления летательных аппаратов различных типов.

Главной особенностью адаптивного крыла является то, что профиль рассматриваемого крыла не имеет разрывов, которые неизбежны при наличии традиционных предкрылков, закрылков и другой механизации, в результате чего возникают дополнительные возмущения в обтекающем крыло потоке.

Применение адаптивной конструкции крыла должно обеспечить возможность решения следующих проблем:

 снижение аэродинамического сопротивления;

 обеспечение на всех режимах 'адаптивной поляры', т.е. полета на максимальных значениях аэродинамического качества;

 обеспечение высокого значения критических скоростей по условиям аэроупругих явлений (флаттер, дивергенция, реверс элеронов и т.д.) для крыльев прямой и обратной стреловидности;

 снижение уровня шума и вибраций;

 минимизация расхода топлива и т.д.

Условно адаптивное крыло можно разделить на следующие элементы: кессон, гибкие передние и задние кромки и законцовка крыла, а также переходные зоны центроплана и законцовок.

Кессон крыла конструктивно связан с недеформируемым участком профиля. Для обеспечения изменения кривизны профиля отклоняются только участки у передней и задней кромок. Конструкция и материалы обшивок различны в соответствующих зонах крыла. В области центральной части законцовки, кессона консоли, центроплана, жестких элементов передней и задней кромок применяются стандартные обшивки. В областях переходных зон и гибких элементов используются композитные материалы, обладающие необходимым сочетанием таких свойств, как гибкость и прочность. В отличие от стандартной обшивки в таком крыле в зонах изменения профиля силовой набор отсутствует, а жесткость профиля обеспечивается самими упругими элементами.

Задняя кромка адаптивного крыла может отклоняться как вверх, так и вниз, передняя кромка - только вниз. При построении адаптивного крыла существует необходимость применения специальных мер для предотвращения деформации обшивки при отклонении кромок. К таким мерам можно отнести: жесткое закрепление гибких элементов к кессону и жестким элементам кромок по верхней образующей профиля и подвижное свободное соединение на границе гибкой обшивки и нижней поверхности кессона - для передней кромки и на жесткий элемент задней кромки.

Применение в конструкции гибких элементов законцовок и центроплана обеспечивает необходимую гладкость аэродинамических обводов. Для обеспечения перераспределения аэродинамических нагрузок по размаху передние и задние кромки могут состоять из отдельных секций.

Адаптивные элементы конструкций могут быть как активными, так и пассивными:

 пассивные адаптивные элементы демонстрируют заданную и достаточно сложную систему перемещений под воздействием нагрузки;

 активные адаптивные элементы деформируются заданным образом в результате электрического воздействия, температуры или пъезоэффекта;

 адаптивная технология композитов основана на решении обратной задачи механики армированных сред.

В настоящее время идут активные исследования возможностей силовых приводов на основе пъезоэффекта. В качестве силового привода при решении задачи крутки лопастей вертолета могут применяться композиционные материалы на основе пъезоэлектрического волокна. Кроме того, ведутся работы по исследованию возможностей композитов с активным волокном. Они состоят из пъезоэлектрических волокон, заключенных между двух слоев электродов, которые предназначены для контакта и выравнивания электрического поля в направлении волокон. Использование такого силового привода позволяет достичь высокой плотности энергии при малых размерах.

В настоящее время схема проходит испытания. Целью испытаний является возможность независимого управления каждой лопастью в отдельности.

Второй вид силовых приводов данного типа - на основе композиционных материалов (КМ) с большими размерами волокон. Разработкой этих КМ занимаются в NASA. Созданные на их базе силовые приводы схожи по конструкции и способу применения с описанными выше, но имеют другое строение. В то время как у первых каждое волокно заключено между электродами и управляется отдельно, у силовых приводов с большими размерами волокна используются пластины. Такой подход существенно упрощает и удешевляет их производство. Обе описанные выше конструкции могут использоваться как отдельно друг от друга, так и совместно при создании больших поверхностей.

Конструкция адаптивного крыла должна быть достаточно легкой, но в то же время прочной, гибкой, надежной, технически реализуемой. В идеале адаптивные крылья должны в зависимости от режима полета изменять практические все основные геометрические параметры: размах, стреловидность, профиль поперечного сечения, угол поперечного V и др. Однако даже учитывая высокий уровень развития современной науки и техники, это задача остается труднореализуемой. В какой-то мере эти вопросы можно решить при помощи применения композитных материалов.

В авиастроении КМ применяются уже несколько десятилетий и представляют собой многосложные разнородные структуры, образованные комбинацией армирующих элементов и изотропного связующего. Такие структуры обладают высокими физико-механическими характеристиками при низкой плотности. Важным достоинством композитных материалов является направленный характер их свойств, т.е. создаваемые из композитных материалов элементы конструкции с заранее заданными свойствами наиболее полно отвечают характеру и условиям работы.

Обладая управляемой анизотропией свойств и прогнозируемым эффектом связанности мембранных, крутильных и изгибных деформаций, композиты являются перспективными материалами для изготовления адаптивных элементов.

По заказу Управления военно-морских исследований (Office of Naval Research) в США были проведены работы по возможности применения активных композитных материалов с двухпутевым эффектом памяти формы, которые позволяют эффективно управлять формой тонкостенных конструкций. В том числе эти материалы можно использовать и в конструкции адаптивного неразрезного крыла ЛА. Такие панели представляют собой трехслойные конструкции двух типов: со слоями из материала с памятью формы и панели, армированные волокнами или лентой из материала с памятью формы.

В первом случае двухпутевой эффект обеспечивается за счет жесткости заполнителя, а во втором - за счет жесткости связующего материала.

Оптимизация эксплуатационных свойств панели обеспечивается за счет варьирования толщины и жесткости заполнителя, коэффициента наполнения, углов армирования, геометрических характеристик. Крыло в этом случае представляет собой конструкцию, выполненную из адаптивных композитных материалов на основе никелида титана. Такое крыло позволяет иметь значительное (порядка 8%) изменение линейных размеров материала, память формы, создает существенные реактивные усилия, а также имеет высокие демпфирующие характеристики.

Кроме того, в настоящее время при изготовлении адаптивных конструкций крыла используются графито-эпоксидные композитные материалы. Под действием продольного нагрева и охлаждения верхней и нижней панели крыла, выполненных из адаптивных КМ, происходит управление кривизной профиля крыла как в положительную, так и в отрицательную сторону.

Вертолеты являются другим классом ЛА, где применение адаптивных структур (технологий) является одним из приоритетных направлений развития и совершенствования данных ЛА. Однако исследования в данной области в настоящий момент являются не такими глубокими как для самолетов. Тем не менее исследуется возможность применения отклоняемых передней и задней кромок лопасти, что может значительно улучшить характеристики несущего винта (НВ) и вертолета в целом.

Фирмой FlexSys в рамках программы, финансируемой сухопутными войсками США, была разработана технология применения отклоняемой передней кромки вертолетной лопасти. Диапазон отклонения составил +0-100. Отклоняемая передняя кромка позволяет изменить аэродинамику потока таким образом, чтобы задержать динамический срыв потока на отступающей лопасти, обеспечивая тем самым увеличение скорости полета и улучшение маневренных характеристик вертолета.

В вертолетной лопасти поперечное сечение, наиболее подходящее для наступающей лопасти, далеко не оптимально для этой же лопасти в ее отступающей фазе. Применение отклоняемой передней кромки позволяет улучшить характеристики наступающей лопасти и затем, изменяя профиль, достичь оптимальных характеристик в отступающей фазе. Тем самым обеспечивается оптимальный профиль во всем диапазоне работы лопасти вертолета, что в конечном итоге дает прирост в скорости, маневренности и массе полезного груза свыше 10 %. Кроме этого, использование отклоняемой передней кромки обеспечит вертолетам следующего поколения существенное уменьшение лобового сопротивления, уровня вибрации и требуемого запаса топлива.

Другим направлением исследований является возможность применения отклоняемой задней кромки лопасти. Исследования ведутся в двух областях: низкочастотное управление - в данном направлении основной задачей является обеспечение создания подъемной силы во всем диапазоне работы НВ; высокочастотное управление - снижение уровня вибрации за счет использования отклоняемых поверхностей.

Таким образом, исследования в области создания адаптивного крыла являются одним из перспективных направлений в авиастроении, к которому проявляют интерес как государственные, так и частные авиастроительные и исследовательские организации ведущих авиастроительных держав мира. Полученные результаты исследований позволяют утверждать, что использование адаптивного крыла позволит существенно увеличить скорость, дальность полета, а также экономичность летательных аппаратов в целом.

Однако создание серийных образцов ЛА с адаптивным крылом в ближайшие годы маловероятно в связи с проблемами, обусловленными высокой технологической сложностью конструкции. Вместе с тем широкое внедрение разрабатываемых в рамках данной программы технологий уже в ближайшей перспективе позволит обеспечить качественный скачок в современном авиастроении.