어댑티브 컴플라이언스 윙 (adaptive compliant wing)은 유연한 날개로 모양이 변형 될 수 있습니다. 적응 제어 윙 (Adaptive controlled wing) – 항공기의 날개로, 각 비행 모드마다 최적의 형태로 프로파일을 유지합니다. 그러한 날개 디자인은 날개의 코와 꼬리를 부드럽게 (유연한 피부로 인해) 편향시킬 수있어 높이, 비행 속도 및 과부하에 따라 스팬을 따라 곡률이 변경됩니다. 적응 형 날개는 주로 다목적이며 고도로 기동성이 좋은 항공기를 대상으로합니다. 날개 요소는 고도로 자동화 된 전기 원격 변수 시스템에 의해 제어됩니다.

날개의 공기 역학적 품질을 개선하는 다양한 방법은 적응 형 “슬릿”날개 기계화 시스템이기도합니다. 사격 각도와 마하 수에 따라 양말과 플랩의 설치 각도가 부드럽게 (필요한 정확도 내에서, 아마도 단계적으로) 변경됩니다. 그러나이 시스템은 적응 날개와 달리 전체 매개 변수 범위에서 공력 학적 미분의 불연속적인 변화를 허용합니다. 슬롯 기계화 요소의 곡률을 변경하여 기계화 표면 주위에 연속적인 흐름을 구현하는 작업도 진행 중입니다. 플랩을 확장하는 단순화 된 기구학으로 인해 적응 날개 시스템은 복잡한 형상의 사용을 제거하고 날개 유도 레일의 무게를 증가 시키며 밸런싱을위한 베어링 특성의 손실을 감소시키기 때문에 매력적입니다.

약속
대기에서 효과적으로 비행하기 위해서는 비행 속도, 비행 모드에 따라 장치와 다른 공기 역학이 필요합니다. 새로운 항공기 설계에 대한 고전적 접근 방식은 이제 공기 역학적 품질을 향상시키고 이륙 및 착륙 특성을 향상시키기 위해 단지 1 ~ 2 % 만 약간만 허용합니다. 단순 편향 가능한 양말과 꼬리의 형태 또는 스위프의 변화로 날개의 기계화는 다양한 작동 조건 하에서 최대 양력 계수의 높은 값을 달성 할 수 없습니다.

따라서, 최근에는 기술 기반의 개발 및 새로운 항공 재료의 출현과 관련하여, 항공기의 기하학적 형상을 변화시킴으로써 항공기의 공기 역학적 특성을 개선 할 가능성에 점점 더 많은 관심이 기울여지고있다 비행 모드 – 적응 날개의 사용. 항공 모함 시스템의 적용은 날개의 스팬과 스윕, 프로파일의 모양, 곡률 및 두께를 변경하여 수행 할 수 있습니다.
그것은 탄성의 외부 케이싱을 사용하기위한 것이고,이 케이싱 내부의 힘 프레임들은 그것의 자신의 기하학을 부드럽게 변화 시키도록되어있을 것입니다.

그러한 날개의 중요한 특징은 중간면 변형시 프로파일의 평활도를 유지한다는 것입니다. 저항 감소는 두 가지 방법으로 달성 될 수 있습니다. 첫째, 중위면 변형의 비행 모드에 따라 최적의 변화로 인해. 이것은 크루징 모드로 날개를 거의 평평하게 만들 수있어 제로 리프팅 력에서의 저항을 감소시키고 기동 중에는 날개 길이에 따른 순환 분포를 최적으로 변형시켜 타원형에 가깝게함으로써 유도 저항을 감소시킵니다. 둘째로, 날개의 윗면이 파손되는 큰 각도에서, 종래의 기계화가 벗어나면, 흐름의 국부적 인 분리가 발생한다. 큰 상대 코드와 유연한 실내 장식으로 적응 날개 날개 양말의 사용은 해결할 수있다 이 문제.

실험 및 계산 연구를 기반으로 선택된 일부 법칙에 따라 윤곽의 매끄러움을 유지하면서 움직이는 요소의 편차는 흐름이 실속하거나 크게 약해 지도록 날개 표면에 압력을 재분배 할 수 있습니다 선택한 비행 모드의 개발. 결과적으로, 흔들림과 완충의 경계가 큰 공격 각으로 이동되어 컨트롤 모드에서 작동하는 선회면의 효율성을 높입니다. 기동 중에, 흐름의 분리를 방지함으로써, 적응 날개는 공기 역학적 품질에 가시적 인 이득을 제공합니다.

적응 날개의 모양이 변경되면 날개의 각 섹션에서 임계점이 프로파일의 발끝으로 이동하고 스팬의 속도 순환 분포가 타원형이되는 조건에 종속되면 선택한 리프트 계수에서 값은 항력 계수가 최소입니다. 첫 번째 경우에서, 희박은 선단 부근에서 피크를 이루며, 이는 통상적 인 날개에서 유동 각 및 흡입력의 손실, 즉 저항 증가를 초래한다. 두 번째 조건이 충족되면 유도 저항이 최소화됩니다.

항공기에 작용하는 공기 역학적 힘의 압력 중심이 위치를 변경하지 않도록 수행되는 적응 날개의 요소 편차는 공기 역학적 양력을 직접 제어 할 수있게합니다.

현대 기술 기반과 항공 재료의 개발은 압축 공기의 자율적 인 소스를 기반으로 행진 발전소의 자원을 사용하지 않고 운송 시스템의 흐름을 제어하기위한 작동 메커니즘의 생성을 보장 할 수 있습니다. 제트 제어 시스템의 구조적 및 기술적 기반은 가스 동적 피스톤을 사용하는 병렬 분사 원리로 작동하는 능동 가스 동적 작동기 일 수 있습니다.

랩 관리
크루즈 비행 모드에서 공기 역학적 품질을 향상시키고 항공기의 이륙 및 착륙 특성을 향상시키는 방법 중 하나는 에너지 방식을 사용하여 공기 역학적 캐리어 및 제어 표면 주변의 흐름을 능동적으로 제어하는 ​​것입니다 : 경계층 제어, 요소에 제트 분사 날개 및 착륙 기계화, 제트 및 제트 플랩 날개 표면, 꼬리 어셈블리 및 엔진 너셀의 흡입으로 경계층을 제어하는 ​​것은 마찰 저항을 줄이기위한 효과적인 방법입니다 (인공층 화에 의한 것). 또한, 경계층을 불어 넣는 것은 높은 공격 각과 날개 기계화 요소의 큰 편향 각으로 날개 둘레에서 연속 흐름을 제공하여 최대 양력 계수 및 임계각을 증가시킬 수 있습니다.

구현 예
부드러운 윤곽을 유지하면서 비행 중 곡률을 변경할 수있는 적응 날개의 개발은 NASA와 USAF가 시행 한 AFTI (Advanced Fighter Texnology Integration) 프로그램을 사용하여 1979 년 미국에서 시작되었습니다. 이 윙은 1980 년대에 실험용 F-111 항공기에 처음 설치되었습니다. 비행 중 날개의 곡률 변화는 비행 높이, 마하 수, 스윕 각도, 필요한 양력에 따라 결정됩니다. 목표는 양력 계수의 각 값에서 최소 항력 계수를 보장하는 것이 었습니다. 유연한 피부를 가진 날개의 앞쪽과 뒤쪽 부분은 날개의 곡률을 부드럽게 바꿀 수있어 극좌표가 다른 날개 구성에 해당하는 극지방의 봉투가됩니다. 그런 다음 막대한 자본 지출과 가장 복잡한 건설적인 결정이 필요했습니다. 현재, 탄성 복합 재료의 출현으로 인해 그 상황은 더욱 단순 해졌다.

나중에, 1987 년부터 A330 및 A340 항공기에 대해 곡률이 제어 된 날개를 개발할 때 Airbus Industrie에서 유사한 연구가 수행되었습니다. 각 쌍 날개의 2 쌍의 플랩 및 보조 날개의 편향 각의 자동 변화로 인한 날개 곡률의 제어는 결과적으로 각 비행 모드에 대한 프로파일의 최적 곡률을 제공해야한다고 가정했다 이 중 크루즈 모드에서 리프트 값을 높이면서 공기 역학적 품질을 크게 향상시켜야합니다. 풍동에서 날개 모형을 시험 한 결과, 곡률이 제어 된 날개의 공기 역학적 품질은 정상보다 1.5 % 정도 높았다. 따라서 연구자들은 구조의 질량 증가뿐만 아니라 곡률 제어 시스템의 추가 기계화 및 복잡성이 항공기의 연료 효율의 약간의 향상을 정당화하지 않는다는 결론에 도달했습니다.

그럼에도 불구하고, 2008 년에서 2012 년까지 7 세대 유럽 프레임 워크 프로그램의 SADE (SmArt High Lift Devices for Next Generation Wing) 프로젝트에 대한 지속적인 연구가 진행되었습니다. 이 프로젝트의 목적은 적응력이 부족한 첨단 첨단 적응 형 부드럽게 편향 가능한 후행 모서리를 연구하여 차세대 항공기 날개의 공기 역학적 품질을 높이고 구조물의 무게를 크게 줄이면서 이륙 및 착륙시의 소음을 줄이며 연료 효율성.

항공기 Boeing 787 Dreamliner의 최신 수정본은 이륙 및 착륙시 날개 프로파일 뒤쪽의 곡률에 변화를 적용했습니다. 이 경우 플랩이 풀리면 지붕도 휘게되어 플랩의 효율을 높이고 프로필의 곡률 증가로 인해 날개의 주요 부분의 베어링 용량을 늘립니다.

미국에서는 FlexSys Inc. (미국 공군 연구소 러시아어)가 적응 형 날개를 만드는 작업이 진행 중입니다. 보잉 X-53 액티브 에어로 러스트 윙 (Aeroelastic Wing)의 능동 항공기 날개 프로그램에 따르면

FlexSys Inc.가 설계 한 적응 형 컴플 라이언트 날개는 ± 10 °까지 편향 될 수있는 가변 캠버 후행 가장자리가있어 플랩이 장착 된 날개처럼 작동하지만 플랩 시스템에서 일반적으로 나타나는 개별 세그먼트 및 간격은 없습니다. 날개 자체는 스팬 당 1 °까지 꼬일 수 있습니다. 날개 모양은 초당 30 °의 속도로 변경할 수 있으므로 돌풍 완화에 이상적입니다. 적응 형 날개의 개발은 미국 공군 연구소 (Air Force Research Laboratory)가 후원하고있다. 처음에는 날개를 풍동에서 테스트 한 다음, 50 인치 (1.3 m)의 날개 부분이 Mojave에서 운영 한 7 비행 20 시간 프로그램에서 Scaled Composites White Knight 연구 항공기에서 비행 테스트를 받았습니다 우주 공항. 제어 방법이 제안된다.

적응 형 표준 날개는 스마트 에어 포일 프로젝트의 틀에서 취리히 (Eur Zurich)에서 조사되었다.

러시아에서는 여객기의 날개에 적응 이륙 및 착륙 기계 사용에 대한 사례는 알려지지 않았으므로 그 효과를 평가하는 연구는 20 년 전 TsAGI에서 시작되었습니다. 숙련 된 갑판 전투기 Su-33UB에서 유연한 피부를 지닌 날개의 적응 가능한 편향 가능한 발가락이 사용되었습니다.