КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ВЫДВИЖНЫМ ПРЕДКРЫЛКОМ Российский патент 2010 года по МПК B64C3/50 B64C9/22 

Настоящее изобретение относится к крылу летательного аппарата, преимущественно самолета, содержащему каркас и по меньшей мере один предкрылок, установленный с возможностью выдвижения из исходного (убранного) положения, в котором он прилегает к каркасу крыла, в рабочее (выпущенное) положение, в котором он находится перед каркасом крыла на расстоянии от него, путем поворота относительно оси поворота предкрылка, проходящей вне конструкции крыла поперек направления набегающего потока.

В соответствии с уровнем техники почти на всех летательных аппаратах для увеличения подъемной силы, особенно на больших углах атаки, применяются средства механизации передней кромки крыла. Известны самые разнообразные варианты выполнения подобных средств, такие, например, как отклоняемые носки, щитки Крюгера или предкрылки. Кроме того, также известны самые разнообразные формы и конструкции приводов и опор для крепления средств механизации. Так, в частности, для направленного перемещения так называемых щелевых предкрылков применяются винтовые, реечно-зубчатые приводы или приводы с кулисно-роликовыми направляющими. Во всех случаях приходится решать проблему, заключающуюся в том, что в случае так называемых щелевых предкрылков требуемую траекторию движения предкрылка невозможно получить путем поворота предкрылка относительно находящейся на крыле опоры и поэтому выдвижение предкрылка представляет собой сочетание поступательного и вращательного движений, что требует обеспечить выполнение соответствующих требований, предъявляемых к геометрии механизма уборки-выпуска предкрылков. Как правило, эти требования можно выполнить применением кулисного направляющего устройства, в котором пара роликов перемещается по направляющей. Вместе с тем, необходимый характер выдвижения предкрылка по отношению к крылу можно также обеспечить путем поворота предкрылка относительно оси, проходящей вне конструкции крыла поперек направления набегающего потока, что в известных решениях обычно достигается применением винтовых приводов с ходовыми винтами.

Эти решения, в которых используются винтовые приводы с ходовыми винтами, имеют тот недостаток, что эти приводы занимают значительный объем в направлении силовой конструкции крыла, т.е. ходовые винты винтовых приводов обычно значительно выдаются в расположенные в крыле зоны топливных баков, где их приходится изолировать с помощью так называемых герметичных канистр, что требует значительных затрат. Кроме того, из-за большой длины ходовых винтов эти конструкции не оптимальны по весовой эффективности.

В основу настоящего изобретения была положена задача разработки крыла летательного аппарата с выдвижным предкрылком, которое пришло бы на смену существующим конструктивным решениям, требующим много места и имеющим большой вес, при этом должна допускаться значительная вариантность в отношении траектории выдвижения предкрылка, а значит, и положений предкрылка относительно неподвижной конструкции крыла. Кроме того, для выполнения требования удобства обслуживания (эксплуатационной технологичности) число подвижных деталей в разрабатываемой конструкции должно быть как можно меньшим.

Указанные задачи решаются согласно изобретению в крыле летательного аппарата, охарактеризованном в ограничительной части пункта 1 формулы изобретения и отличающемся тем, что:

а) предкрылок соединен с каркасом крыла посредством по меньшей мере двух складывающихся шарниров, разнесенных поперек направления набегающего потока,

б) складывающиеся шарниры содержат по две створки, которые соединены в точке складывания общей для них шарнирной опорой с возможностью поворота относительно друг друга и одна из которых закреплена с возможностью поворота на каркасе крыла, а другая - на предкрылке,

в) в каждом складывающемся шарнире шарнирная опора в точке складывания, шарнирная опора со стороны каркаса крыла и шарнирная опора со стороны предкрылка расположены относительно друг друга таким образом, что их оси пересекаются в общей точке на оси поворота предкрылка,

г) шарнирные опоры в точках складывания разнесенных складывающихся шарниров шарнирно соединены друг с другом на своих верхних концах верхней поперечной тягой, а на своих нижних концах - нижней поперечной тягой таким образом, что две поперечные тяги и две шарнирные опоры в точках складывания образуют параллелограмм с изменяемыми углами, и

д) в этом параллелограмме с диагонально противоположными точками шарнирного крепления поперечных тяг шарнирно соединена диагональная тяга изменяемой длины.

Этой комбинацией отличительных признаков изобретения достигается прежде всего простота конструкции со всеми вытекающими из нее последствиями. Всего два разнесенных складывающихся шарнира, каждый из которых состоит из двух створок, образуют механизм уборки-выпуска предкрылка, причем привод имеет также исключительно простую конструкцию в виде диагональной тяги изменяемой длины (раздвижной тяги). При этом никоим образом не занимается объем неподвижного каркаса крыла. В отличие от известных решений обеспечивается значительное снижение веса конструкции, а за счет минимизации числа подвижных опор и величин перемещения закрепленных в них элементов конструкции обеспечиваются исключительно высокая эксплуатации надежность, а вместе с ней - удобство обслуживания.

Из DE 10328717 В3 известен исполнительный механизм для уборки-выпуска предкрылков, расположенный на задней кромке крыла, в котором применяется выполненный аналогично предлагаемому решению исполнительный механизм, а именно так называемый пирамидальный привод, в котором ось поворота закрылка также вынесена за профиль крыла. Однако по сравнению с предлагаемым в изобретении механизмом конструктивное исполнение описанного в указанной выше заявке исполнительного механизма характеризуется значительно большей сложностью, обусловленной наличием большого числа подвижных элементов и соответственно большим числом узлов крепления и большим весом конструкции. Кроме того, привод исполнительного механизма представляет собой так называемое вращательное приводное устройство, передающее управляющий крутящий момент на поворотные элементы так называемого пирамидального привода. Это также обусловливает необходимость выполнения указанных элементов соответствующей массы, что отрицательно сказывается на весе конструкции в известном решении.

В первом предпочтительном варианте выполнения предлагаемого в изобретении крыла летательного аппарата створки складывающихся шарниров и их оси расположены таким образом, что при максимальном выходе предкрылка створки складывающихся шарниров занимают раскрытое (на 180°) положение в плоскости, расположенной по направлению набегающего потока. В этом высоконагруженном положении практически полностью отсутствует скручивающее воздействие на створки складывающегося шарнира, а со стороны приводного элемента, а именно диагональной тяги изменяемой длины, необходимо прикладывать лишь небольшое удерживающее усилие.

В соответствии еще с одним предпочтительным вариантом осуществления изобретения в нем предлагается крыло летательного аппарата, имеющее предкрылки, расположенные рядом друг с другом, причем для перемещения предкрылков в одном направлении верхние и нижние поперечные тяги соединены с соседними, соответственно верхними и нижними, поперечными тягами посредством продольных штанг. Следовательно, движение перемещения, передаваемое на первый предкрылок, простым путем передается продольными штангами на соседний предкрылок, что при необходимости позволяет обойтись единственным активным приводным элементом для одновременного перемещения нескольких предкрылков, расположенных рядом друг с другом.

Кроме того, в предлагаемом в изобретении крыле летательного аппарата диагональную тягу целесообразно выполнять в виде жесткого на изгиб линейного привода. Таким образом, в этом случае диагональная тяга целиком представляет собой привод, как правило, силовой (пневматический или гидравлический) цилиндр - тысячекратно проверенный агрегат, который всегда можно выбрать под любую необходимую длину и любой диапазон развиваемых усилий.

Для снижения веса конструкции створки складывающихся шарниров предпочтительно выполнять в виде решетчатых структур, жестких на кручение и изгиб. Благодаря небольшим размерам складывающихся шарниров и, соответственно, всего механизма уборки-выпуска предкрылка эти складывающиеся шарниры вместе с соединяющими их тягами могут быть снабжены аэродинамическим обтекателем.

В следующем предпочтительном варианте осуществления изобретения кронштейн по меньшей мере одной шарнирной опоры, расположенной со стороны каркаса крыла, закреплен на каркасе крыла с возможностью поворота в пределах ограниченного угла относительно оси, расположенной по существу параллельно направлению набегающего потока. Преимущество этого решения проявляется прежде всего в том случае, когда речь идет о сравнительно длинных предкрылках для очень больших крыльев с соответственно большим размахом, поскольку подобные крылья самолетов в эксплуатации в известной степени прогибаются. Крепление шарнирной опоры, расположенной со стороны каркаса крыла, с возможностью ее поворота в пределах ограниченного угла предотвращает таким путем прогиб механизма уборки-выпуска предкрылка при расположении складывающихся шарниров на значительном расстоянии друг от друга.

Ниже изобретение более подробно рассмотрено на примере некоторых вариантов его осуществления со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показано:

на фиг.1 крыла - вид в разрезе крыла летательного аппарата, имеющего каркас и выдвижной предкрылок, на верхней части чертежа в меньшем масштабе, а на нижней части в большем масштабе, с расположенной вне конструкции крыла осью поворота закрылка,

на фиг.2 - вид в аксонометрии передней части показанного на фиг.1 крыла летательного аппарата с шарнирно закрепленным на нем предкрылком, причем предкрылок прилегает к каркасу крыла (находится в убранном положении),

на фиг.3 - вид, показанный на фиг.2, причем предкрылок выдвинут в рабочее положение, находясь перед каркасом крыла на расстоянии от него,

на фиг.4 - вид показанной на фиг.2 части крыла сбоку, по стрелке IV, показанной на фиг.2,

на фиг.5 - вид сбоку, соответствующий виду сбоку на фиг.4 и представляющий показанную на фиг.3 конструкцию по стрелке V, показанной на фиг.3,

на фиг.6 - вид спереди показанной на фиг.2 конструкции, причем показаны лишь механизм уборки-выпуска предкрылка с двумя складывающимися шарнирами и параллелограмм привода, образованный поперечными тягами и диагональной тягой,

на фиг.7 - вид показанной на фиг.6 конструкции, но в положении с выпущенным предкрылком,

на фиг.8 - показанная на фиг.6 конструкция в виде сверху, и

на фиг.9 - показанный на фиг.8 вид крыла, имеющего наряду с первым предкрылком 2 расположенный рядом с ним второй предкрылок 2b, перемещаемый в том же направлении.

На верхней части фиг.1 крыла схематично в поперечном разрезе показано крыло летательного аппарата с выдвижным предкрылком 2. Неподвижная часть крыла обозначена как каркас 1 крыла, а направление набегающего потока указано стрелкой А. На нижней части фиг.1 крыла в увеличенном масштабе показана часть крыла летательного аппарата, заключенная в обозначенный штрихпунктирными линиями прямоугольник. Каркас 1 крыла, обычно используемый для размещения топливных баков, отделен от носовой части крыла противопожарной перегородкой. Дополнительно к предкрылку 2 показаны также стрелки, соответствующие траектории ОВ движения верхней точки и траектории UB движения нижней точки и указывающие на то, что соответствующие точки предкрылка 2 перемещаются относительно оси 30 поворота предкрылка, находящейся под конструкцией крыла, по дугам окружностей.

Механизм уборки-выпуска предкрылка 2 показан в аксонометрии на фиг.2, на которой предкрылок изображен в исходном, т.е. убранном, положении, в котором он прилегает к каркасу 1 крыла. Предкрылок 2 соединен с каркасом 1 крыла посредством двух складывающихся шарниров 3а и 3b, разнесенных в стороны друг от друга поперек направления А. Складывающиеся шарниры 3а и 3b в сборе заключены в штрихпунктирные окружности. Складывающиеся шарниры 3а, 3b выполнены одинаково, что позволяет ограничиться описанием конструкции лишь одного складывающегося шарнира. Каждый складывающийся шарнир 3а, 3b состоит из двух створок 11, 21. Створки 11,21 соединены в точке складывания общей для них шарнирной опорой 13 с возможностью поворота относительно друг друга. Одна створка 11 в шарнирных опорах 12 шарнирно крепится к каркасу 1 крыла через кронштейн 23, причем ось шарнирных опор 12 обозначена позицией 31 и расположена в основном вертикально. Вторая створка 21 соединена с возможностью поворота с кронштейном 22 шарнирной опоры предкрылка. Соответствующая ось (более наглядно показана на фиг.3) этой опоры обозначена позицией 32, при этом шарнирные опоры 12 и шарнирные опоры 22 расположены таким образом, что их оси 31 и 32 пересекаются друг с другом в точке на оси 30 поворота предкрылка, проходящей вне конструкции крыла. Ось шарнирной опоры 13 в точке складывания должна также проходить через эту общую точку Т пересечения. Створки 11 и 21 складывающихся шарниров выполнены в виде решетчатых конструкций, жестких на кручение и изгиб.

Верхние концы шарнирных опор 13 в точках складывания складывающихся шарниров 3а и 3b шарнирно соединены друг с другом верхней поперечной тягой 41. Аналогичным образом, нижние концы шарнирных опор 13 в точках складывания складывающихся шарниров 3а и 3b шарнирно соединены друг с другом нижней поперечной тягой 42, а именно таким образом, что две поперечные тяги 41, 42 и две шарнирные опоры 13а, 13b в точках складывания образуют параллелограмм с изменяемыми углами. В этом параллелограмме с диагонально противоположными точками шарнирного крепления поперечных тяг 41, 42 шарнирно соединена диагональная тяга 50 изменяемой длины, причем показанная на чертеже диагональная тяга 50 выполнена в виде жесткого на изгиб линейного привода 51.

В показанном на фиг.2 исходном положении предкрылок 2 прилегает к поверхности каркаса 1 крыла (обтекатель 60), имеющей соответствующим образом согласованный с ним профиль, а складывающиеся шарниры 3а, 3b находятся в сложенном положении с максимально сведенными створками. В этом крайнем положении линейный привод 51 имеет наименьшую длину.

В результате раздвижения линейного привода 51 до максимальной длины складывающиеся шарниры 3а, 3b развернулись, установившись в полностью раскрытое (на 180°) положение, показанное на фиг.3, за счет чего предкрылок 2 переместился по схематично обозначенным направлениям OB и UB движения, обозначенным на фиг.1, в другое свое крайнее положение, в котором он отстоит от каркаса 1 крыла на максимальном расстоянии. При этом створки 11, 21 совершили поворот относительно осей 32 и 31 и повернулись относительно друг друга относительно оси 33. Параллелограмм, образованный опорами 13а и 13b в точках складывания складывающихся шарниров 3а и 3b (см. фиг.6 и 7), а также верхней поперечной тягой 41 и нижней поперечной тягой 42, приобрел частную форму параллелограмма, а именно форму прямоугольника (см. фиг.7).

По изображениям в виде сбоку на фиг.4 (предкрылок в исходном положении) и на фиг.5 (полностью выпущенный предкрылок) можно проследить последовательность раскрытия складывающихся шарниров 3а, 3b. Для защиты механизма уборки-выпуска предкрылков и во избежание возникновения неконтролируемых воздушных потоков складывающиеся шарниры 3а, 3b вместе с соединяющими их тягами снабжены аэродинамическим обтекателем 60, профиль которого согласован с внутренним профилем предкрылка 2.

Принцип действия механизма уборки-выпуска предкрылков дополнительно поясняется на виде сверху, представленном на фиг.8, где предкрылок показан в полностью убранном положении. Помимо этого, на фиг.8 показана дополнительно предусмотренная продольная штанга 44, соединенная с механизмом уборки-выпуска соседнего предкрылка.

На фиг.9 показана подобная конструкция, в состав которой входят два расположенных рядом друг с другом предкрылка, причем второй соседний предкрылок обозначен позицией 2b. Для соседнего предкрылка 2b также предусмотрено применение двух разнесенных складывающихся шарниров, аналогичных складывающимся шарнирам 3а, 3b для предкрылка 2 и более подробно на чертеже не показанных. В представленном варианте верхняя поперечная тяга 41, относящаяся к предкрылку 2, соединена с верхней поперечной тягой 41b, относящейся к предкрылку 2b, продольной штангой 44. Аналогичным образом, нижние поперечные тяги 42 двух механизмов соединены продольной штангой, что обеспечивает перемещение механизмов, а значит и обоих предкрылков 2, 2b, в одном направлении. Такая конструкция позволяет обойтись единственным приводом, например, выполненным в виде линейного привода 51 предкрылка 2. Однако возможен и такой вариант, в котором вместо линейного привода, предусмотренного для первого предкрылка, применен аналогичный линейный привод, установленный в образующийся между правым предкрылком 2 и левым предкрылком 2b параллелограмм с продольными штангами 44, что позволяет управлять предкрылками 2, 2b практически из середины с помощью расположенного посередине линейного привода 51.

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата с выдвижным предкрылком (2), соединенным с каркасом (1) крыла посредством разнесенных складывающихся шарниров (3a, 3b). Оси (33, 31, 32) шарнирных опор складывающихся шарниров (3a, 3b) пересекаются в общей точке (Р) на оси (30) поворота предкрылка. Изобретение направлено на снижение веса. 6 з.п. ф-лы, 9 ил.

1. Крыло летательного аппарата, содержащее каркас (1) и по меньшей мере один предкрылок (2), установленный с возможностью выдвижения из исходного положения, в котором он прилегает к каркасу (1) крыла, в рабочее положение, в котором он находится перед каркасом (1) крыла на расстоянии от него, путем поворота относительно оси (30) поворота предкрылка, проходящей вне конструкции крыла поперек направления (А) набегающего потока, отличающееся тем, что
а) предкрылок (2) соединен с каркасом (1) крыла посредством по меньшей мере двух складывающихся шарниров (3a, 3b), разнесенных поперек направления (А) набегающего потока,
б) складывающиеся шарниры (3a, 3b) содержат по две створки (11, 21), которые соединены в точке складывания общей для них шарнирной опорой (13) с возможностью поворота относительно друг друга и одна (11) из которых закреплена с возможностью поворота на каркасе (1) крыла, а другая (21) - на предкрылке (2),
в) в каждом складывающемся шарнире шарнирная опора (13) в точке складывания, шарнирная опора (12) со стороны каркаса крыла и шарнирная опора (22) со стороны предкрылка расположены относительно друг друга таким образом, что их оси (33, 31, 32) пересекаются в общей точке (Р) на оси (30) поворота предкрылка,
г) шарнирные опоры (13) в точках складывания разнесенных складывающихся шарниров (3a, 3b) шарнирно соединены друг с другом на своих верхних концах верхней поперечной тягой (41), а на своих нижних концах - нижней поперечной тягой (42) таким образом, что две поперечные тяги (41, 42) и две шарнирные опоры (13а, 13b) образуют параллелограмм с изменяемыми углами, и
д) в этом параллелограмме с диагонально противоположными точками шарнирного крепления поперечных тяг (41, 42) шарнирно соединена диагональная тяга (50) изменяемой длины.

2. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что створки (11, 21) складывающихся шарниров и их оси (31, 32, 33) расположены таким образом, что при максимальном выходе предкрылка (2) створки складывающихся шарниров занимают раскрытое (на 180°) положение в плоскости, расположенной по направлению (А) набегающего потока.

3. Крыло летательного аппарата по п.1 или 2, имеющее предкрылки (2), расположенные рядом друг с другом, отличающееся тем, что для перемещения предкрылков в одном направлении верхние и нижние поперечные тяги (41, 42) соединены с соседними, соответственно верхними и нижними, поперечными тягами посредством продольных штанг (44).

4. Крыло летательного аппарата по п.3, отличающееся тем, что диагональная тяга (50) выполнена в виде жесткого на изгиб линейного привода (51).

5. Крыло летательного аппарата по п.4, отличающееся тем, что створки (11, 21) складывающихся шарниров выполнены в виде решетчатых структур, жестких на кручение и изгиб.

6. Крыло летательного аппарата по п.5, отличающееся тем, что складывающиеся шарниры (3a, 3b) вместе с соединяющими их тягами (41, 42, 50) снабжены аэродинамическим обтекателем (60).

7. Крыло летательного аппарата по п.6, отличающееся тем, что кронштейн (23) по меньшей мере одной шарнирной опоры (12), расположенной со стороны каркаса крыла, закреплен на каркасе (1) крыла с возможностью поворота в пределах ограниченного угла относительно оси (40), расположенной по существу параллельно направлению (А) набегающего потока.