УСТРОЙСТВО УПЛОТНЕНИЯ МЕЖДУ КОНСОЛЬЮ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И ПОДВИЖНЫМ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМ ЭЛЕМЕНТОМ Российский патент 2022 года по МПК B64C9/02 B64C9/14 

Изобретение относится к авиационной технике, конкретно - к установке подвижных элементов крыла, например узлов механизации крыла-предкрылков, закрылков, инцепторов или элементов управления - элеронов, элевонов и т.п. на неподвижную консоль крыла.

При разработке аэродинамической конструкции планера летательного аппарата (ЛА) предъявляется требование к уплотнению зазоров между элементами несущих поверхностей для обеспечения целостности набегающего потока, а также исключения отрыва или перетекания подвижной среды из-за разности давлений между верхней и нижней поверхностью аэродинамического профиля крыла.

Подвижные элементы крыла перемещаются при эксплуатации, как в результате поступления управляющего сигнала, так и в результате непреднамеренного температурного расширения и сжатия, а также воздействии динамических нагрузок, ширина зазоров, подлежащих уплотнению, между этими элементами и неподвижными кромками консоли крыла должна быть компенсирована во время полета.

Известна конструкция уплотнения задней кромки крыла с использованием механизма рычажного типа, перемещающего уплотняющую аэродинамическую панель в соответствии с перемещением устройства управления (Европейский патент ЕР 3034393 (В1); МПК В64С 9/02, В64С 9/04, В64С 9/10; опубл. 07.10.2018).

Приведенная конструкция требует значительного пространства внутри конструкции кессона крыла летательного аппарата для своего размещения, При этом зона размещения устройства может быть ограничена зонами кронштейнов навески и обшивки залонжеронной панели. Отклоняемая аэродинамическая панель, расположенная перед подвижным элементом, приводит к срыву потока перед этой поверхностью, что ухудшает аэродинамические характеристики и конструктивно не позволяет отклонять поверхность на большие углы - до 600-70°.

Известно аэродинамическое уплотнение между неподвижным крылом и поверхностью подвижного элемента, содержащее упругую уплотняющую пластину, прикрепленную к аэродинамическому профилю подвижного элемента и вставленную другим концом внутрь консоли крыла у внутренней поверхности панели обшивки (Заявка US 2020049253 (A1); В64С 7/00, В64С 9/02, В64С 9/14; опубл. 13.02.2020).

Недостатком конструкции является то, что при постоянных знакопеременных нагрузках возможно разрушение упругой пластины, корме того, технологически необходимо выполнение пластины из упругой стали, что увеличивает вес ЛА.

Известен уплотняющий обтекатель навески управляющей поверхности, в котором закрытие зазора происходит посредством криволинейных пластин-обтекателей, закрепленных на задней кромке консоли крыла и передней кромке поворотного элемента, При повороте пластины размещаются под краевыми частями панелей обшивки консоли крыла и поворотного элемента, соответственно и при повороте перемещаются относительно них (Заявка US 5388788 (А); МПК: В64С 7/00, В64С 9/02; опубл. 14.02.1995).

Недостатком конструкции является постоянное трение внешних поверхностей пластин о противолежащие поверхности обшивок, что снижает долговечность конструкции и требует увеличение усилия при повороте подвижного элемента.

Прототипом изобретения выбрано техническое решение уплотнения между консолью крыла ЛА и подвижным аэродинамическим элементом выполненное с помощью шарнирно установленной профилированной пластины, пластина шарнирно соединена одним концом с панелью обшивки у задней кромки консоли крыла, при этом другой конец пластины упруго прижат к внешней поверхности обшивки подвижного элемента у передней кромки (Патент US 8556214 (В2); МПК: В64С 3/00, В64С 3/50; опубл. 15.10.2013).

Недостатком является сложность конструкции, а также использование упругих элементов, допускающих ослабление силы прижатия в процессе эксплуатации и наличие постоянного трения, что снижает надежность (фактор долговечности) устройства.

Задачей, поставленной при разработке изобретения, являлось создание несложного по конструкции устройства уплотнения между консолью крыла летательного аппарата и подвижным аэродинамическим элементом, обеспечивающего надежность конструкции при эксплуатации.

Поставленная задача решается устройством уплотнения с помощью шарнирно установленной профилированной пластины, снабженным двумя направляющими, закрепленными внутри консоли крыла, в котором пластина шарнирно соединена одним концом с панелью обшивки подвижного элемента и оборудована ползунами, размещенными в пазах, выполненных в направляющих, при этом обеспечена возможность перемещения противоположного конца пластины внутри консоли крыла при перемещении подвижного элемента.

Техническим результатом, достигаемым при реализации изобретения, является простота конструкции и повышение надежности.

С целью обеспечения целостности обтекаемого потока, при исходном (не перемещенном) положении подвижного элемента внешние поверхности обшивок консоли крыла, подвижного элемента и профилированной пластины могут быть выполнены сопряженными.

Для уменьшения трения при перемещении профилированной пластины в случае перемещения подвижного элемента, ползуны могут быть расположены в пазах направляющих на подшипниках, например, выполненных по ГОСТ 4060-78 Подшипники роликовые игольчатые с одним наружным игольчатым кольцом или ГОСТ 4657-82 Подшипники роликовые радиальные игольчатые однорядные.

Для регулировки и согласования профилей пазов направляющих при монтаже направляющие могут быть закреплены с обеспечением возможности раскрепления и поворота.

Для обеспечения универсальности устройства подвижным элементом могут являться элементы механизации крыла и, или элементы аэродинамического управления.

Для пояснения сущности изобретения используются следующие графические материалы:

Фиг. 1 Консоль крыла с подвижным элементом, вид сверху, фрагмент;

Фиг. 2 Разрез А-А, Фиг. 1;

Фиг. 3 Кинематическая схема устройства уплотнения между консолью крыла и подвижным элементом;

Фиг. 4 Вид разреза А-А в крайнем положении, в случае поворота подвижного элемента в направлении к внешней поверхности панели обшивки консоли крыла;

Фиг. 5 Вид разреза А-А в крайнем положении, в случае поворота подвижного элемента в направлении от внешней поверхности панели обшивки консоли крыла.

Устройство уплотнения между консолью крыла 1 и подвижным аэродинамическим элементом 2 (Фиг. 1, 2), содержит шарнирно 4 установленную профилированную пластину 3.

Профиль пластины определяется с учетом достижения требуемых полетных характеристик, на консоли крыла, с установленным подвижным элементом.

Пластина 3 шарнирно 4 соединена одним концом 8 с панелью обшивки подвижного элемента 2, например, у передней кромки 9, с помощью шарнирной петли, расположенной на внутренней поверхности панели обшивки.

Устройство снабжено двумя направляющими 5,6, закрепленными внутри 7 консоли крыла, например к нервюрам, с помощью пальцев с резьбовым соединением, с возможностью раскрепления и поворота при монтаже или техническом обслуживании.

Пластина 3 оборудована ползунами 10, выполненными например, в виде осей, закрепленных к внутренней поверхности пластины кронштейном типа «ухо».

Ползуны 10 размещены в пазах 11, выполненных в направляющих 5,6.

Профили пазов направляющих, места закрепления направляющих и ползунов, и положение оси шарнирного соединения конструктивно установлены, с использованием способов графического проектирования и кинематического построения, таким образом, чтобы обеспечивалась возможность перемещения противоположного конца 12 пластины внутри консоли крыла при перемещении подвижного элемента 2.

Для описания реализации изобретения используется Фиг. З., представляющая кинематическую схему реализации изобретения для случая перемещения подвижного элемента в направлении к внешней поверхности панели обшивки консоли крыла.

Под внешними поверхностями следует понимать поверхности, обращенные вне планера ЛА кессона крыла.

В исходном положении, при котором не осуществлены возможные перемещения подвижного элемента 2, пространство между задней кромкой консоли крыла 13 и передней кромкой 9 подвижного элемента закрыто пластиной 3, внешние поверхности обшивок консоли крыла, подвижного элемента и профилированной пластины 3 могут быть сопряжены.

Подвижный элемент соединен с консолью крыла кронштейнами навески 14, 15. При этом кронштейн консоли крыла выполнен 14 неподвижным, а кронштейн подвижного элемента - с возможностью поворота 16 относительно оси 17.

В случае совершения маневра или при взлете-посадке, происходит поворот кронштейна подвижного элемента, при этом панель его обшивки также разворачивается 18 относительно оси 17 и, перемещаясь, создает усилие 19, действующее на пластину в месте шарнирного соединения 4.

Под действием усилия происходит перемещение пластины 3 Профиль перемещения 20 пластины определяется профилем пазов 11 направляющих. Возможность перемещения конца пластины, противоположного концу, на котором выполнено шарнирное соединение -«другому концу» внутри консоли крыла обеспечивается способностью к повороту в месте шарнирного соединения, а также конструкторской проработкой, с графическим построением профиля пазов направляющих.

Подвижным элементом может являться элемент механизации крыла, например тормозной щиток, или элемент аэродинамического управления, например: элерон, элевон.

В соответствии с Фиг. 1-3, на Фиг. 4 представлено конечное положение при реализации изобретения для случая поворота подвижного элемента в направлении к внешней поверхности панели обшивки консоли крыла, при котором пластина перемещается внутрь консоли крыла относительно исходного положения, может применяться для расщепляющихся элеронов, тормозных щитков, инцепторов и т.п

Очевидно, что техническое решение является универсальным и может быть использовано и для случая поворота подвижного элемента в направлении от внешней поверхности панели обшивки консоли крыла, на Фиг. 5 представлено конечное положение при реализации изобретения в случае поворота подвижного элемента в направлении от внешней поверхности панели обшивки консоли крыла, при котором пластина «вытягивается» из внутреннего пространства консоли крыла относительно исходного положения может применяться для элеронов, элевонов,, закрылков и т.п.

Несмотря на то, что реализация настоящего изобретения описана посредством одного варианта, оно не ограничивается этим вариантом, а предполагает изменение или модифицирование самыми различными способами без отхода от содержания изобретения согласно пунктам формулы изобретения.

В состав устройства входит минимальное количество деталей, соединение которых производится сборочными операциями, без специальных технологий, поэтому обеспечивается простота конструкции. Поскольку в устройстве не используются упругие элементы, допускающих ослабление силы прижатия в процессе эксплуатации и отсутствует трение, приводящее к истиранию поверхностей панелей обшивок оно является долговечным, что, в совокупности, повышает его надежность, что является достигаемым техническим результатом.

Изобретение относится к авиационной технике, конкретно к установке подвижных элементов крыла на неподвижную консоль крыла. Устройство уплотнения между консолью крыла и подвижным аэродинамическим элементом содержит шарнирно установленную профилированную пластину. Пластина шарнирно соединена одним концом с панелью обшивки подвижного элемента. Устройство снабжено двумя направляющими, закрепленными внутри консоли крыла. Пластина оборудована ползунами. Ползуны размещены в пазах, выполненных в направляющих. Конструктивно обеспечена возможность перемещения противоположного конца пластины внутри консоли крыла при перемещении подвижного элемента. Технический результат заключается в достижении простоты конструкции и повышении надежности. 1 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Устройство уплотнения между консолью крыла и подвижным аэродинамическим элементом с помощью шарнирно установленной профилированной пластины, отличающееся тем, что снабжено двумя направляющими, закрепленными внутри консоли крыла, пластина шарнирно соединена одним концом с панелью обшивки подвижного элемента и оборудована ползунами, размещенными в пазах, выполненных в направляющих, при этом обеспечена возможность перемещения противоположного конца пластины внутри консоли крыла при перемещении подвижного элемента.

2. Устройство уплотнения по п. 1, в котором при исходном положении подвижного элемента внешние поверхности обшивок консоли крыла, подвижного элемента и профилированной пластины выполнены сопряженными.

3. Устройство уплотнения по п. 1, в котором ползуны расположены в пазах (13) направляющих на подшипниках.

4. Устройство уплотнения по п. 1, в котором направляющие закреплены с обеспечением возможности раскрепления и поворота.

5. Устройство уплотнения по п. 1, в котором подвижным элементом является элемент механизации крыла.

6. Устройство уплотнения по п. 1, в котором подвижным элементом является элемент аэродинамического управления.