КРЫЛО МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНОГО СВЕРХЛЕГКОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2003 года по МПК B64C31/28 

Изобретение относится к области авиации общего назначения, а именно к СЛА с балансирным управлением - дельтапланам и мотодельтапланам(ВДЦП).

Изобретение может быть использовано при создании многоцелевых СЛА в одно- и многоместном варианте исполнения (носитель различной целевой нагрузки), способных решать широкий спектр народно-хозяйственных задач, например, в области геофизики, геологии, картографии (аэрофотосъемки), для патрулирования автострад, линий электропередач, газо- и нефтепроводов в целях пожарно-патрульной службы, для почтовых и санитарных перевозок, спасательных и десантных операций, контроля и обработки посевных площадей с воздуха, рыбнадзора, охотнадзора, наблюдения за миграцией животных и птиц, изучения шельфовой зоны и ледовой обстановки, экологического контроля окружающей среды, воздушного туризма, а также для первоначального обучения полетам и участия в соревнованиях по дельтапланеризму.

Несмотря на предшествующий уровень развития совершенствования конструкций СЛА (Ж. Крылья Родины и 12/83, с.30-31; Д. Моделист-конструктор 4/83, с. 30-31 и 10/86, с.31-32 см. приложения 1, 2 и 3) в настоящее время по-прежнему существует целый ряд проблем на пути создания перспективного многофункционального СЛА с балансирным управлением. Например, для спортивных СЛА существует проблема дальности и скорости для транспортных и сельскохозяйственных аппаратов - проблема грузоподъемности, а для учебно-тренировочных и развлекательных аппаратов-проблема управляемости, связанная с безопасностью полета на всех режимах пилотирования.

В последние несколько лет наблюдается определенная стабильность конструкции крыльев МДП. В настоящее время улучшения и изменения летных характеристик дельтапланерной техники наглядно видны только на парителях: жесткокрылы и безмачтовые аппараты нашли широкое применение. Но технические решения, примененные в них, не могут быть скопированы или перенесены на крылья МДП из-за разницы в весовых категориях.

Известен двухместный МДП МАИ-2 "Шарабан" (Макаров Ю.В. Летательные аппараты МАИ. - М. : Изд-во МАИ. 1994, с.197, рис.129. Схема мотодельтаплана "Шарабан" - см. приложение 4). Крыло этого аппарата содержит каркас и двустороннюю гибкую обшивку, образующую посредством профилированных лат объемный аэродинамический профиль, при этом каркас состоит из боковых, килевой и полупоперечных трубчатых балок, шарнирно связанных между собой носовым, центральным и боковыми узлами крепления соответственно. Латы размещены в латкарманах, которые равномерно распределены и закреплены на внутренней поверхности гибкой обшивки по всему размаху крыла. Такая конструкция способствует значительному повышению летно-технических характеристик аппарата в целом.

Однако форма этого крыла и его летные характеристики существенно зависят от изменения взлетного веса. Управляемость и наступление срыва в двухместном варианте по сравнению с одноместным или при разнице весовых данных пилотов (от 40 до 120 кг) значительно отличаются и требуют перестановки положения органов управления (ручки трапеции). Эта конструкция также в случае валения и неустойчивости в спирали, обнаруженных при испытании, из-за отсутствия возможности подрегулировки формы крыла требует перешивки дуги и даже замену труб консоли.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому техническому решению (прототипом) является крыло двухместного ВДП (Международная заявка WO 95/07216 от 03.08.94, сверхлегкий летательный аппарат и крыло летательного аппарата с мягкой обшивкой, 6 МПК В 64 С 31/028, 3/14), которое содержит каркас и двустороннюю гибкую обшивку, образующую посредством профилированных лат объемный аэродинамический профиль, при этом каркас состоит из боковых, килевой и полупоперечных трубчатых балок, шарнирно связанных между собой носовым, центральным и боковыми узлами крепления соответственно. Двояковыпуклый профиль выполнен с относительным радиусом скругления носка передней кромки крыла, увеличивающимся в направлении концевой части. Концевые части крыла снабжены упорными латами и антипикирующим устройством (АПУ), выполненным в виде дополнительных упорных лат, шарнирно установленных внутри профиля крыла на боковых балках каркаса и упоров, взаимодействующих с упорными латами и ограничивающих их поворот.

На крыло летательного аппарата с двояковыпуклым профилем действует достаточно высокая подъемная сила, позволяющая поднять в воздух экипаж из двух человек. При больших углах атаки увеличивается градиент давления на верхней передней части профиля крыла, что может вызвать срыв пограничного слоя и, тем самым, ухудшить аэродинамические характеристики крыла при этих режимах полета. Однако увеличивающийся относительный радиус округления носка передней кромки крыла в направлении его концевой части приводит к понижению градиента давления и сдвигу точки отрыва вниз по потоку, что способствует улучшению условий обтеканий крыла.

В полете на рабочих углах упорные латы под действием аэродинамической нагрузки поворачиваются вместе с оболочкой крыла вверх, не создавая дополнительного аэродинамического сопротивления.

При уменьшении углов атаки крыла возникает вероятность потери устойчивости полета. Однако при выходе за пределы минимальных эксплуатационных углов атаки в работу включается АПУ. При этом упорные латы поворачиваются в шарнире и становятся на упор, сохраняя таким образом минимальную заданную геометрическую крутку крыла.

В полете все элементы АПУ скрыты под оболочкой крыла и поэтому не способствуют увеличению его лобового сопротивления.

Однако установка дополнительных элементов АПУ усложняет конструкцию и увеличивает вес концевых частей крыла, что в совокупности с увеличением размаха крыла приводит к увеличению его момента инерции в поперечном направлении, что существенно затрудняет путевое управление аппаратом.

Кроме того, указанная конструктивная схема каркаса не позволяет натягивать гибкую обшивку крыла без применения специальных устройств. При этом указанная конструкция не позволяет также в процессе эксплуатации менять натяжение обшивки крыла, тем самым не позволяет изменять аэродинамическое качество и управляемость аппарата в полете.

Основным недостатком указанной конструкции является зависимость формы крыла, а следовательно, и его аэродинамических характеристик от изменения взлетного веса (количество членов экипажа), поскольку боковые балки при этом не способны обеспечить необходимую стабильную жесткость крыла.

Следовательно, указанная конструкция крыла не решает основных проблем при создании многофункционального СЛА, имеющего стабильные летно-технические характеристики независимо от существенного изменения массы целевой полезной нагрузки.

Изобретение решает задачу создания высоконагруженного крыла с высокими летно-техническими характеристик или независимо от значительного изменения массы полезной нагрузки (в одно- или многоместном варианте исполнения СЛА) и аэродинамических воздействий в процессе полета путем повышения жесткости крыла за счет применения системы предварительного изгиба консоли (СПИК) боковых балок с автоматическим поддержанием постоянства величины прогиба под переменной нагрузкой.

Технический результат достигается тем, что крыло многофункционального СЛА, содержащее каркас и двустороннюю гибкую обшивку, образующую посредством профилированных лат объемный аэродинамический профиль, при этом каркас состоит из боковых, килевой и полупоперечных трубчатых балок, шарнирно связанных между собой носовым, центральным и боковыми узлами крепления соответственно, согласно изобретению отличающееся тем, что боковые балки упруго изогнуты в плоскости крыла посредством тросовых растяжек и трубчатых распорок, расположенных внутри объемного профиля и образующих СПИК, а также за счет того, что каждая трубчатая распорка образует кинематическую связь с боковой балкой посредством подвижного сочленения с обеспечением возможности ее углового перемещения вместе с растяжками в поперечном направлении в зависимости от положения плоскости изгиба боковой балки, а также за счет того, что управляемый механизм выполнен в виде рулевой машинки с дистанционным управлением и встроен в трубчатую распорку.

Таким образом заявленное техническое решение, благодаря применению СПИК и выше перечисленным новациям в конструкции крыла, по сравнению с аналогом и прототипом с учетом последних достижений в области совершенствования СЛА имеет следующие преимущества и возможности.

1. Отсутствие зависимости формы крыла, а следовательно, и его характеристик от взлетного веса. Ни положение органов управления (ручки трапеции), ни срыв, ни управляемость не меняются в многоместном (трехместном) варианте по сравнению с одноместным.

2. Стабильная управляемость довольно большого крыла, например с площадью 19 кв. м и размахом 11 м, СЖК не дает боковым балкам гнуться и разгибаться и, тем самым, увеличивает гаширование (способ аэродинамического управления летательным аппаратом по крену посредством перекоса крыла), а значит и управляемость.

3. Обеспечена отличная переносимость "болтанки", возникающей от вертикальной составляющей турбулентности атмосферы за счет автоматического гаширования по крену.

4. Обеспечена возможность регулировать изгиб боковой балки по мере вытяжки и обшивки, что позволяет продлить хорошие летные характеристики на весь срок эксплуатации гибкой обшивки.

5. Путем изменения длины тросовых растяжек СПИК можно убирать валение крыла и легко добиться нужной устойчивости в спирали без перешивки дуги и замены труб консоли.

6. Увеличивается срок хранения крыла в собранном виде, поскольку гибкая обшивка крыла на стоянке не растягивается упруго изогнутыми боковыми балками.

7. При пропадании нагрузки в полете, лопухи (концевые части крыла) не "подмахивают" вниз, создавая дополнительный пикирующий момент, что повышает устойчивость СЛА.

8. Отсутствует поджатие вниз лопухов на большой скорости, что сохраняет правильную крутку до максимальных скоростей и увеличивает устойчивость по тангажу. В перспективе это позволяет отказаться от концевых АПУ.

9. После достижения определенной перегрузки натяжение тросовых растяжек ослабляется и СЛИК выключается из работы. У крыла вновь появляется способность сбрасывать большие перегрузки за счет деформации боковой балки.

10. Обеспечена возможность изменения крутки крыла с места пилота (аналог затылков для облегчения взлета, а также перебалансировка в полете).

11. Обеспечена возможность создания системы аэродинамического управления СЛА за счет изменения длины или натяжения тросовых растяжек посредством распорок с изменяемой длиной. Управление возможно как по крену, так и по тангажу.

12. Обеспечена возможность для спортивных СЛА сильного поджатия крутки крыла на больших скоростях с сохранением хорошей управляемости. При этом в крутой спирали аппарат сохраняет оптимальную крутку для максимальной подъемной силы, что позволяет для клубного СЛА удобно и безопасно без перенастройки обеспечить полеты пилотам различного веса (от 40 до 120 кг).

На фиг. 1 представлена конструктивная схема крыла многофункционального СЛА-вид в плане сверху; на фиг.2 показан объемный профиль крыла и расположенная в нем трубчатая распорка; на фиг.3 - местный разрез А-А на фиг.2; на фиг. 4 - выносной элемент Б - подвижное сочленение трубчатой распорки с боковой балкой.

На фиг.1-4 обозначено:
1 - каркас крыла,
2 - боковая балка,
3 - килевая балка,
4 - полупоперечная балка,
5 - носовой узел крепления балок 2 с балкой 3,
6 - центральный узел крепления балок 4 с балкой 3,
7 - боковой узел крепления балок 4 с балками 2,
8 - двусторонняя гибкая обшивка,
9 - профилированная лата,
10 - латкарман,
11 - тросовая растяжка,
12 - трубчатая распорка,
13 - опорный конец поз. 12,
14 - конический палец,
15 - полу трубчатая обойма,
16 - рулевая машинка - условно показана на фиг.1
Крыло многофункционального СЛА содержит каркас 1, состоящий из двух боковых балок 2, килевой балки 3 и двух полупоперечных балок 4, выполненных из круглых труб, шарнирно связанных между собой узлами крепления: носовым 5, центральным 6 и двумя боковыми 7 соответственно (соединение, например, типа "ухо-вилка"). На каркас 1 натянута двусторонняя гибкая обшивка 8, образующая посредством профилированных лат 9 объемный аэродинамический профиль. Латы 9 равномерно размещены на верхней и нижней сторонах обшивки 8 внутри профиля и закреплены в латкарманах 10.

Такая конструкция крыла вдоль его размаха образует объемный профиль. Боковые балки 2 упруго изогнуты в плоскости крыла при помощи тросовых растяжек 11 и трубчатых распорок 12, расположенных внутри объемного профиля. Тросовые растяжки 11 с трубчатыми распорками 12, взаимодействуя с каждой боковой балкой 2, образуют СЖК, т.е. сборка каркаса 1 производится с предварительно упруго изогнутыми боковыми балками 2.

Предварительное напряжение элементов конструкций - эффективное средство увеличения их несущей способности - широко применяется в практике современного строительства наземных объектов. Бельский М.Р. Усиление металлических конструкций под нагрузкой. Киев, "Будiвельник", 1975, с.21-23. Каждая трубчатая распорка 12 образует кинематическую связь с боковой балкой 2 посредством подвижного сочленения с обеспечением возможности ее углового перемещения вместе с растяжками 11 в поперечном направлении (поперек балки 2) в зависимости от положения плоскости изгиба боковой балки 2. Подвижное сочление распорки 12 с боковой балкой 2 образовано торцевыми кромками ее опорного конца 13 и коническим пальцем 14, закрепленным на балке 2 посредством полутрубчатой обоймы 15 при помощи клеммового соединения или хомутового крепления. Возможен вариант установки конического пальца 14 посредством бокового узла 7.

СПИК снабжена управляемым механизмом регулировки величины прогиба боковой балки 2, в качестве которого может быть использован традиционный полиспаст, установленный на боковой балке 2 или на килевой балке 3 для управления натяжением тросовой растяжки 11. Возможен вариант выполнения трубчатой распорки 12 с рычажным устройством для изменения ее длины. Лучшим вариантом осуществления управления изгибом боковой балки 2 может быть применение рулевой машинки 16 (показана условно на фиг.1) с дистанционным управлением, которая выполняется за одно целое с трубчатой распоркой 12. Рулевая машинка 16 может быть выполнена в малогабаритном исполнении на основе ШВП (шариковинтовая передача) или РВЩ роликовинтовая передача) с электроприводом от маломощного источника постоянного тока.

Все силовые трубчатые элементы каркаса 1 и профилированные латы 9 могут быть выполнены из алюминиевых тонкостенных труб (сплав Д16Т или В95), гибкая обшивка 8 может быть выполнена из ткани типа "дакрон", "лавсан" или "трайлэм", тросовые растяжки 11 могут представлять собой канаты из стали диаметром 2,5-3 мм или синтетических материалов. В соединениях узлов крепления 5, 6 и 7 могут быть использованы стальные болты и гайки М6 и М8. В качестве наземных элементов регулировки длины тросовых растяжек 11 могут быть применены стальные тандеры с ушками под коуши длиной 60-70 мм и диаметром левой и правой резьбы 6 мм (применяются в системах управления легких самолетов). Заделка стальных тросов на коуши может производиться с помощью зажимов из медных трубок в количестве не менее двух штук на один коуш.

Крыло многофункционального СЛА, выполненное по предлагаемому техническому решению, работает следующим образом.

В процессе полета при смещении пилотом ручки трапеции по крену и, как следствие, килевой трубы 3 в сторону от равновесного положения, купольность одной половины крыла должна увеличиться, а другой - уменьшиться. На аналогах гаширование оказывается несколько меньшим по величине из-за гибкости консоли, поскольку труба на консоли с большей купольностью распрямляется и уменьшает крутку, а труба противоположной консоли, наоборот, подгибается, что не позволяет уменьшить крутку. СПИК, благодаря предварительно напряженным боковым трубам 2, не дает консолям гнуться и разгибаться и тем самым увеличивает эффект гаширования, а значит и управляемость аппарата. Таким образом, аэродинамическая составляющая в общей доле управляющего момента по крену значительно увеличивается.

Это же свойство предварительно упруго изогнутых боковых труб 2 сохранять форму до определенной перегрузки усиливает автоматическое гаширование крыла при внезапном вертикальном порыве воздуха, например восходящего потока, действующего на одну из его консолей и тем самым уменьшает вредное воздействие болтанки на аппарат.

Изгиб боковой балки 2 (величина прогиба) СПИК подбирается так, чтобы при максимальной взлетной массе аппарата в горизонтальном установившемся полете без перегрузки ее тросовые растяжки 11 все еще были натянуты, а при перегрузке в пределах 1,1-1,3 растяжки 11 должны прослабнуть. Тогда, при возникновении значительной вертикальной перегрузки, аппарат с системой СПИК автоматически превращается в традиционный дельтаплан и вновь приобретает свойство уменьшать перегрузку за счет увеличения крутки крыла.

При перегрузке консоли, превышающей ее жесткость, боковая труба 2 за счет нутации ее конца изгибается в другой плоскости отличной от исходной, при этом трубчатая распорка 12 вместе с тросовыми растяжками 11 совершает угловое перемещение в поперечном направлении, отслеживая новое положение плоскости изгиба балки 2, при этом натяжение растяжек 11 практически не меняется, а напряжение боковой балки 2 остается постоянным.

Применение рулевой машинки 16 с дистанционным управлением в системе СПИК позволяет изменять крутку крыла с места пилота (аналог закрылков для облегчения взлета и перебалансировки в полете), а также производить аэродинамическое управление аппаратом как по крену, так и по тангажу.

По предлагаемому техническому решению были доработаны клубные одноместные и двухместные дельтапланы, предназначенные для первоначального обучения и прогулочных полетов, а также МДП для сельскохозяйственных работ и для использования в охотхозяйстве в тайге. Испытания прошли успешно и по отзывам пилотов дали ощутимые положительные результаты (Ж. Авиация общего назначения - АОН 9/2001, с.36-37 "Атлет" - новое поколение крыльев для ВДП).

Предлагаемое техническое решение может быть использовано при создании перспективных СЛА многоцелевого назначения как одноместных и многоместных, так и грузоподъемных (взлетной массой 500-600 кг) с высокими летно-техническими характеристиками.

Изобретение относится к летательным аппаратам с балансирным управлением. Крыло содержит каркас и двустороннюю гибкую обшивку. Боковые балки каркаса упруго изогнуты в плоскости крыла. Изгиб обеспечен посредством тросовых растяжек и трубчатых распорок, расположенных внутри профиля крыла и образующих систему предварительного изгиба консоли. Каждая распорка выполнена с возможностью перемещения по боковой балке в поперечном направлении. Изобретение направлено на повышение летно-технических характеристик. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Крыло многофункционального сверхлегкого летательного аппарата, содержащее каркас и двустороннюю гибкую обшивку, образующую посредством профилированных лат объемный аэродинамический профиль, при этом каркас состоит из боковых, килевой и полупоперечных трубчатых балок, шарнирно связанных между собой носовым, центральным и боковыми узлами крепления соответственно, отличающееся тем, что боковые балки упруго изогнуты в плоскости крыла посредством тросовых растяжек и трубчатых распорок, расположенных внутри объемного профиля и образующих систему предварительного изгиба консоли. 2. Крыло по п.1, отличающееся тем, что каждая трубчатая распорка образует кинематическую связь с боковой балкой посредством подвижного сочленения с обеспечением возможности ее углового перемещения вместе с растяжками в поперечном направлении в зависимости от положения плоскости изгиба боковой балки. 3. Крыло по п.2, отличающееся тем, что подвижное сочленение трубчатой распорки с боковой балкой образовано торцевыми кромками ее опорного конца и коническим пальцем, закрепленным на балке посредством полутрубчатой обоймы. 4. Крыло по пп.1-3, отличающееся тем, что система предварительного изгиба крыла снабжена управляемым механизмом регулировки величины прогиба боковой балки. 5. Крыло по пп.1-4, отличающееся тем, что управляемый механизм выполнен в виде рулевой машинки с дистанционным управлением и встроен в трубчатую распорку.