АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2020 года по МПК B64C9/06 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к устройствам для изменения величины и направления аэродинамических сил при движении в потоке жидкости или газа.

Из ближайших аналогов уровня техники известно устройство для создания продольной и поперечной силы на крыле - расщепляющийся руль по патенту US 6079672, дата публикации 27.06.2000 г., содержащее верхнюю и нижнюю половины руля, в данном случае элерона, прикрепленные шарнирно в хвостовой части неподвижной аэродинамической поверхности крыла.

Половины руля внешним своим контуром в не отклоненном положении образуют профиль аэродинамической поверхности (крыла или киля), а по толщине заполняют объем тонкой хвостовой части аэродинамической поверхности менее чем до середины толщины сверху и снизу. Для создания поперечной силы, перпендикулярной направлению потока (полета) обе половины поворачиваются в сторону, противоположную потребному направлению силы. Зависимость поперечной силы от угла отклонения руля в пределах отклонения до 20° линейная, и в этих пределах целесообразно совместное отклонение, дающее минимальный прирост продольной силы аэродинамического сопротивления. При больших углах отклонения разница прироста продольной силы между совместно отклоненными половинами руля и вариантом, когда одна из половин остановлена с углом отклонения 20°, несущественна, и для упрощения конструкции последний вариант предпочтителен. Для намеренного создания продольной силы, направленной по потоку (против полета), половины руля расщепляются - нижняя половина поворачивается вниз, верхняя вверх. Зависимость продольной силы от угла отклонения руля носит нелинейный характер и в практике авиастроения применяют поворот на углы порядка 60°. Таким образом, каждая из половин более чем в два раза тоньше обычного, не расщепляющегося руля. В то же время аэродинамическая нагрузка на каждую из половин в режиме расщепления превышает нагрузку на обычный руль, отклоняемый обычно в пределах ±25°. Для обеспечения жесткости такой конструкции требуется дополнительный материал, и он используется не оптимально - мала строительная высота конструкции руля. Если для малоскоростных самолетов авиации общего назначения с большой относительной толщиной профилей крыла принять, что толщины обшивки руля выбраны по конструктивным соображениям и не зависят от высоты лонжерона руля, то масса расщепляющегося руля будет примерно вдвое больше массы обычного руля - за счет удвоения массы обшивки и системы управления. Для более скоростных самолетов большей размерности, особенно с суперкритическими профилями крыла, характерны меньшие относительные толщины профиля в зоне рулей. В таких случаях толщина, а с ней и масса, обшивки или полок лонжерона руля, работающих на изгиб, обратно пропорциональна квадрату высоты стенки, то есть при уменьшении высоты стенки до 0,4 от высоты стенки обычного нерасщепляющегося руля масса двух половин возрастет в 12,5 раз. Руль, имеющий две шарнирные точки навески к неподвижной части крыла, под воздействием аэродинамической нагрузки деформируется в направлении, противоположном изгибу крыла, что ведет к образованию больших щелей между рулем и крылом или к возможности заклинивания руля при недостаточности зазоров. Такое решение снижает весовое и аэродинамическое совершенство самолета в целом, особенно для профилей малой относительной толщины. В то же время известен способ изменения жесткости тонкостенных конструкций путем оснащения их ребрами жесткости - элементами повышенной высоты, и гофрами - элементами, допускающими изгиб в одном направлении в пределах упругой деформации. Также для снижения изгибающего момента желательно увеличить количество точек передачи нагрузки с руля на заделку (в данном случае шарниров навески руля и проушин крепления тяг управления) и увеличить плечо приложения к конструкции управляющей силы. Другим недостатком руля с двумя шарнирами навески является опасность его полного или значительного разрушения при ударе птицы в отклоненный руль, что при работе в режиме закрылка ведет к опасному крену на малой высоте.

Техническим результатом настоящего изобретения является устранение вышеуказанных недостатков, а именно повышение весового и аэродинамического совершенства, а также повышение безопасности эксплуатации расщепляющегося руля путем изменения его конструкции. Законы и система управления отклонением половин руля, предусматривающие независимое управление половинами руля при отклонении в диапазоне углов от 20° до 60° во внешнюю сторону и зависимое, для исключения перехлеста, отклонение в диапазоне углов ±20°, известны из существующего уровня техники и не являются отличительной особенностью настоящего изобретения. Под аэродинамической поверхностью в настоящем изобретении следует понимать не только крыло, на примере которого построено подробное описание и иллюстрации изобретения, но и вертикальные поверхности, предназначенные для создания продольных и поперечных аэродинамических сил, такие, как кили с рулями направления, выполняющими функции тормозных щитков, или отогнутые вверх законцовки крыла с расщепляющимися рулями для создания момента рыскания. В таких случаях в описании изобретения применение понятия «вверх» и «вниз» следует заменить на «вправо» и «влево» без изменения смысла описания. Для упрощения иллюстраций приведен пример частного случая крыла постоянного поперечного сечения без сужения, но настоящее изобретение может быть реализовано и на аэродинамических поверхностях с сужением, круткой и стреловидностью, с отличием формы ребер на краях размаха руля. Высота ребер и плечи петель для аэродинамической поверхности с сужением пропорциональны местной толщине крыла.

Технический результат - повышение надежности, весового и аэродинамического совершенства летательного аппарата - достигается наличием на половинах 2 и 3 руля ребер жесткости большой строительной высоты 14 и передачей воздушной нагрузки на не отклоняемую часть аэродинамической поверхности кратчайшим путем, от обшивки через ребра жесткости на петли шарнира навески. При этом попадание птицы в отклоненный руль вызывает разрушение одного ребра жесткости или одного участка обшивки между ребрами жесткости, руль остается прикрепленным к неподвижной части крыла петлями и тягами управления, что минимизирует последствия столкновения.

Далее следует более детальное описание изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, в числе которых:

Фиг. 1 изображает профиль крыла летательного аппарата, в котором применяется расщепляющийся руль - элерон, известный из существующего уровня техники, верхняя и нижняя половина которого имеют толщины, меньшие половины местной высоты профиля крыла.

Фиг. 2 - увеличенный вид на зону навески половин руля на Фиг. 1.

Фиг. 3 - вид по полету на заднюю кромку крыла по Фиг. 1, изогнутого под действием распределенной максимальной эксплуатационной нагрузки, и нижней половины руля по Фиг. 1, навешенного на неподвижную часть крыла в двух точках и изогнутого под действием распределенной максимальной эксплуатационной нагрузки.

Фиг. 4 - типовое для расчета прочности руля (элерона) распределение максимальной эксплуатационной нагрузки.

Фиг. 5 - вид по полету на заднюю кромку крыла с неотклоненным рулем, изогнутую под действием распределенной максимальной эксплуатационной нагрузки в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения. Многоопорность и небольшая жесткость вдоль размаха крыла позволяют рулю деформироваться вместе с крылом.

Фиг. 6 - вертикальный разрез по оси ребра жесткости верхней половины элерона летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение, не отклоненное положение.

Фиг. 7 - вертикальный разрез по оси ребра жесткости нижней половины элерона летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение, отклоненное вверх на 20° положение.

Фиг. 8 - вертикальный разрез по оси ребра жесткости нижней половины элерона летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение, отклоненное вниз на 20° положение.

Фиг. 9 - профиль крыла и расщепляющийся элерон в положении максимального раскрытия на 60°.

Фиг. 10 - зона навески и половины элерона в крайне нижнем положении.

Фиг. 11 - вертикальное сечение по размаху элерона, половины в нейтральном,

соответствующем профилю крыла, положении.

Фиг. 12 - неподвижная часть крыла и расщепляющийся элерон в положении максимального раскрытия на 60°, изометрия.

Фиг. 13 - неподвижная часть крыла и расщепляющийся элерон в нейтральном положении, изометрия.

Фиг. 14 - неподвижная часть крыла и расщепляющийся элерон в положении максимального отклонения вниз, изометрия.

Фиг. 15 - нижняя половина элерона с эпюрой создаваемого распределенной аэродинамической нагрузкой изгибающего момента вдоль направления, перпендикулярного оси навески, и силами на петле навески и тягах управления, уравновешивающими этот момент.

Фиг. 16 - вид сверху на систему тяг и качалок в средней части аэродинамической поверхности, раздающую управляющие усилия от системы управления на тяги к половинам руля.

Фиг. 17 - вид на стреловидную и имеющую сужение концевую аэродинамическую поверхность крыла самолета схемы бесхвостка, оснащенную расщепляющимся рулем, выполняющим функции руля направления.

На Фиг. 1 изображен профиль крыла 1 летательного аппарата, в котором применяется расщепляющийся руль - элерон, известный из существующего уровня техники, состоящий из отдельно навешенных на неподвижную часть крыла верхней 2 и нижней 3 половин, каждая из которых приводится в движение своим приводом. На Фиг. 2 показан увеличенный вид на зону навески половин элерона крыла, изображенного на Фиг. 1. Половины элерона навешены на заднюю стенку неподвижной части крыла 1 при помощи петель с шомполами 4. Для обеспечения совместного отклонения на 20° высота продольной стенки 5 половины руля не превышает 0,4 высоты профиля крыла в месте ее расположения. К продольной стенке прикреплена проушина 6 крепления тяги управления 7 (показана только ось тяги). Размер проушины определяется зазором между шомполами для случая не выступающей за контур крыла кинематики управления. Нижняя половина элерона 3 имеет аналогичную конструкцию. На Фиг. 3 показан вид по полету на заднюю кромку крыла 1 по Фиг. 1, изогнутого под действием распределенной максимальной эксплуатационной нагрузки 8, и нижней половины элерона 3 по Фиг. 1, навешенного на неподвижную часть крыла в двух точках 9 и 10 и изогнутого под действием распределенной максимальной эксплуатационной нагрузки на элерон 11. На Фиг. 4 приведено типовое для расчета прочности руля (элерона) распределение максимальной эксплуатационной нагрузки, где Рэл=0,64*q_max, Рэл - нагрузка на единицу площади элерона, q_max - максимальный скоростной напор. Фиг. 5 представляет вид по полету на заднюю кромку крыла в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения с не отклоненным рулем, изогнутую под действием распределенной максимальной эксплуатационной нагрузки. Здесь каждая половина руля имеет ребра жесткости 12, расположенные вдоль размаха между петлями неподвижной части крыла и гофры 13, расположенные по полету за этими петлями, позволяющие половинам руля упруго деформироваться в соответствии с деформацией неподвижной части крыла 1. На Фиг. 6 дан вертикальный разрез по оси ребра жесткости 12 верхней половины элерона летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение, в не отклоненном положении. На Фиг. 7 представлен вертикальный разрез по оси ребра жесткости 14 нижней половины элерона летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение, отклоненное вверх на 20° положение. В таком положении проушина на ребре жесткости нижней половины элерона граничит со стенкой неподвижной части крыла 1 и определяет ее местоположение. На Фиг. 8 дан вертикальный разрез по оси ребра жесткости 14 нижней половины элерона летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение, в отклоненнм вниз на 20° положение. В таком положении проушина на ребре жесткости верхней половины элерона граничит со стенкой неподвижной части крыла 1 и определяет ее местоположение. На Фиг. 9 показан профиль крыла 1 и расщепляющийся элерон в положении максимального раскрытия на 60°. При этом тяги системы управления находятся в крайне заднем по полету положении. Фиг. 10 является увеличенным видом зоны навески и половин элерона в крайне нижнем положении. Здесь гофр 13 верхней половины руля граничит с проушиной тяги управления нижней половины руля в крайне заднем по полету положении. Стрелка 22 показывает минимальное плечо силы управляющего момента при максимальном угле открытия руля. Это плечо больше половины местной высоты профиля крыла. На Фиг. 11 представлено вертикальное сечение по размаху элерона, половины которого показаны в нейтральном, соответствующем профилю крыла, положении. Фиг. 12 показывает неподвижную часть крыла и расщепляющийся элерон в положении максимального раскрытия на 60° в изометрии. Петли неподвижной части крыла 1 соединены наклонными стенками 15. На Фиг. 12 условно не показана часть ребер и обшивки половин элерона и тяги управления. На Фиг. 13 изображена в изометрии неподвижная часть крыла и расщепляющийся элерон в нейтральном положении. На Фиг. 13 условно не показана часть ребер и обшивки половин элерона. На Фиг. 14 дана в изометрии неподвижная часть крыла и расщепляющийся элерон в положении максимального отклонения вниз. На Фиг. 15 изображена в изометрии нижняя половина элерона с эпюрой 17 создаваемого распределенной аэродинамической нагрузкой изгибающего момента вдоль направления, перпендикулярного оси навески, силами 18 на петле навески и силами 19 на тягах управления, уравновешивающими этот момент. Фиг.16 представляет вид сверху на систему тяг и качалок, расположенную в средней части аэродинамической поверхности, раздающую управляющие усилия 19 на тяги к половинам руля от системы управления 20. Качалки показаны в положении, соответствующем повороту обеих половин руля на 60°. Размеры качалок подобраны так, чтобы их неподвижные оси совпадали с осями нервюр 21, кратных шагу ребер на руле. Это расположение позволяет создать кинематику, обеспечивающую режим совместного отклонения половин руля в пределах углов ±20°.

Фиг. 17 - вид сзади на стреловидную и имеющую сужение концевую аэродинамическую поверхность крыла самолета схемы бесхвостка, оснащенную расщепляющимся рулем, выполняющим функции руля направления, с ребрами жесткости в соответствии с настоящим изобретением. Руль находится в раскрытом положении.

Анализ совокупности всех существенных признаков предложенного изобретения доказывает, что исключение хотя бы одного из них приводит к невозможности полного обеспечения достигаемого технического результата.

Анализ уровня техники показывает, что неизвестно такое устройство, которому присущи признаки, идентичные всем существенным признакам данного технического решения, что свидетельствует о его неизвестности и, следовательно, новизне.

Вышеперечисленное доказывает также соответствие заявленного устройства критерию изобретательского уровня.

При осуществлении изобретения действительно реализуется наличие предложенного объекта, что свидетельствует о промышленной применимости.

Изобретение может быть использовано в авиационной технике, а также в судостроении, машиностроении и других областях техники. Летательный аппарат, движущийся в потоке газа или жидкости, содержит неподвижно прикрепленную к аппарату аэродинамическую поверхность (крыло, киль, подводное крыло), предназначенную для получения силы, направленной поперек потока жидкости или газа, к задней кромке которой шарнирно навешены две половины руля. Расщепление половин руля вызывает образование дополнительной силы, направленной по потоку, а совместный поворот половин руля изменяет величину силы в поперечном к потоку направлении. Изобретение относится к авиационной технике, в частности к устройствам для изменения величины и направления аэродинамических сил при движении в потоке жидкости или газа. Изобретение позволяет снизить аэродинамическое сопротивление и вес летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 17 ил.

1. Аэродинамическая поверхность летательного аппарата, содержащая неподвижную часть с шарнирами, одну и другую половины руля, шарнирно закрепленные на неподвижной части аэродинамической поверхности, отличающаяся тем, что каждая из половин руля выполнена с ребрами жесткости, высота которых больше половины местной толщины профиля аэродинамической поверхности, которые перпендикулярны оси вращения руля и расположены по размаху аэродинамической поверхности так, что ребра жесткости одной половины руля расположены в промежутках между ребрами жесткости другой половины руля.

2. Поверхность по п. 1, отличающаяся тем, что петли шарниров навески каждой половины руля расположены на каждом из ребер жесткости.

3. Поверхность по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что на нескольких ребрах жесткости каждой половины руля выполнены проушины для присоединения тяг управления, размещенные так, что плечо силы управляющего шарнирного момента больше половины толщины профиля аэродинамической поверхности.

4. Поверхность по п. 2, отличающаяся тем, что каждая половина руля выполнена с обшивкой, имеющей между петлями навески гофры, обеспечивающие прогиб половин руля в пределах упругой деформации при эксплуатационной деформации неподвижной части.