АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ОРГАН УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2023 года по МПК B64C9/38 B64C21/02 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для уменьшения величины шарнирного момента поверхности органа управления летательного аппарата, например самолетов короткого взлета и посадки, с использованием энергетических систем увеличения подъемной силы.

Энергетические системы увеличения подъемной силы - системы, базирующиеся на частичном или полном использовании энергии силовой установки для повышения несущих свойств самолетов (А.В. Петров «Энергетические методы увеличения подъемной силы крыла», Москва, ФИЗМАЛИТ, 2011 г., стр. 10).

Применение энергетических систем увеличения подъемной силы является одним из наиболее перспективных направлений радикального улучшения взлетно-посадочных, маневренных и крейсерских характеристик самолетов различного назначения (www.rfbr.ru см. Петров А.В. Энергетические методы увеличения подъемной силы крыла. Москва. Физматлит. 2011, Стр. 6). Достижение этих характеристик возможно за счет использования энергии силовой установки самолета для улучшения обтекания крыла и увеличения его несущих свойств, кроме того за счет применения энергетических систем увеличения подъемной силы может быть существенно повышена эффективность органов управления самолета по крену, рысканию и тангажу (например, руля высоты и элеронов). Тангенциальный выдув сжатого воздуха является одним из наиболее эффективных типов энергетических систем увеличения подъемной силы, который позволяет повышать несущие характеристики элементов крыла и органов управления путем тангенциального выдува сжатого воздуха на их поверхность, при этом сжатый воздух для выдува отбирается от маршевой или вспомогательной силовой установки.

Существенным недостатком применения тангенциального выдува сжатой струи на органы управления самолетом является увеличение шарнирных моментов, связанных с увеличением интенсивности выдува струи необходимой для повышения эффективности органов управления самолета короткого взлета и посадки с энергетической системой увеличения подъемной силой. Данный недостаток сохраняется и при использовании тангенциального выдува сжатого воздуха на органы управления летательных аппаратов без использования энергетической системы увеличения подъемной силы. Таким образом, проблема уменьшения шарнирного момента органов управления на летательных аппаратах, и, в частности на самолетах короткого взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы, а также «традиционных» является актуальной.

Известно изобретение «Аэродинамический руль» который состоит из переднего и заднего поворотных звеньев с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена относительно не отклоненного положения (патент RU №2593178, МПК В64С 9/06, дата публикации 27.07.2016 г.) Изобретение направлено на уменьшение суммарного шарнирного момента руля, уменьшение мощности силового привода и снижение веса механизма поворота руля. Недостатком данного решения является то, что при повороте руля поверхность осевой компенсации органа управления самолета может выходить в поток за обводы крыла и негативно влияет на аэродинамические характеристики самолета.

Также известно изобретение «Орган управления летательного аппарата» (патент RU №2028251, МПК В64С 9/04, дата публикации 09.02.1995). Изобретение относится к аэродинамическим органам управления летательных аппаратов, в частности к элеронам, и содержит механизм его поворота вокруг оси вращения, пружинный сервокомпенсатор и дополнительную жесткую кинематическую связь, предотвращающую самопроизвольное отклонение элеронов и сервокомпенсаторов по углу атаки при фиксированном положении рычага управления. В данном изобретении пружинный сервокомпенсатор служит устройством снижения шарнирного момента. Недостатками данного технического решения являются: увеличение сопротивления несущей поверхности вследствие находящихся в потоке элементов рычажной системы сервокомпенсатора, дополнительное сопротивление за счет образования отрывной зоны за отклоненным сервокомпенсатором, увеличение веса самолета за счет рычажной системы сервокомпенсатора и ее обтекателей.

Наиболее близким, принятым за прототип, является руль высоты с тангенциальным выдувом струи воздуха, представленный в работе А.В. Петрова «Аэродинамика транспортных самолетов короткого взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы» (Москва. Инновационное машиностроение. 2018, стр. 544-548.) В данном прототипе эффективность руля высоты существенно повышается за счет тангенциального выдува струи воздуха из щелевого сопла на подветренную (нижнюю сторону) поверхности руля высоты. Тангенциальный выдув - это выдув струи по касательной к обтекаемой поверхности органа управления самолета с целью увеличения энергии пограничного слоя и обеспечения безотрывного обтекания. При этом, с целью ликвидации отрыва потока, щелевое сопло для тангенциального выдува располагается перед предполагаемой зоной отрыва пограничного слоя.

Применение тангенциального выдува струи воздуха из сопла на нижнюю сторону поверхности управления (например, руля высоты, элерона) увеличивает приращение момента тангажа на кабрирование, что позволяет обеспечить продольную балансировку самолета короткого взлета и посадки с отклоненной на большие углы энергетической механизацией. При этом недостатком применения тангенциального выдува струи является увеличение шарнирных моментов поверхности органа управления самолета.

Таким образом, для самолетов короткого взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы поставлена задача по снижению шарнирного момента, при этом технический результат должен быть достигнут с сохранением преимуществ влияния на аэродинамические характеристики тангенциального выдува струи.

Задачей является повышение эффективности аэродинамического органа управления летательного аппарата с тангенциальным выдувом воздуха.

Техническим результатом изобретения является уменьшение шарнирного момента аэродинамического органа управления летательного аппарата при тангенциальном выдуве воздуха.

Решение задачи и технический результат достигаются в данном предложенном устройстве тем, что аэродинамический орган управления летательного аппарата, включающий в себя верхнюю поверхность, нижнюю поверхность содержащую сопло тангенциального выдува воздуха, верхняя поверхность аэродинамического органа управления дополнительно содержит по меньшей мере одно сопло выдува воздуха, расположенное на верхней стороне поверхности аэродинамического органа управления встречно соплу тангенциального выдува.

Также решение задачи и технический результат достигаются за счет того, что дополнительное сопло выдува воздуха расположено на расстоянии 30-40% хорды аэродинамического органа управления самолета в направлении от задней кромки и позволяет осуществлять, выдув воздуха под углом менее 90°.

Предлагаемое изобретение поясняется следующими фигурами.

На фигуре 1 показан общий вид сечения аэродинамической поверхности с отклоненным аэродинамическим органом управления летательного аппарата.

На фигуре 2 показан отклоненный аэродинамический орган управления летательного аппарата со щелевыми соплами для выдува воздуха.

На фигуре 3 показан отклоненный аэродинамический орган управления летательного аппарата с указанием направления выдува производимого из сопла тангенциального выдува воздуха и дополнительного сопла, где δ_в° - угол выдува из дополнительного сопла.

На фигуре 4 показаны поля скоростей (м/с) при обтекании аэродинамической поверхности с отклоненным аэродинамическим органом управления летательного аппарата без выдува из сопел.

На фигуре 5 показаны поля скоростей (м/с) при обтекании аэродинамической поверхности с отклоненным аэродинамическим органом управления летательного аппарата с тангенциальным выдувом на нижнюю поверхность летательного аппарата.

На фигуре 6 показаны поля скоростей (м/с) при обтекании аэродинамической поверхности с отклоненным аэродинамическим органом управления летательного аппарата с тангенциальным выдувом на нижнюю поверхность летательного аппарата и одновременно производимым выдувом из дополнительного сопла на верхнюю поверхность летательного аппарата. В предлагаемом изобретении введены следующие обозначения:

1 - Аэродинамическая поверхность

2 - Аэродинамический орган управления летательного аппарата (далее по тексту - ЛА)

3 - Нижняя сторона поверхности органа управления ЛА

4 - Верхняя сторона поверхности органа управления ЛА

5 - Задняя кромка поверхности аэродинамического органа управления ЛА

6 - Ось вращения аэродинамического органа управления ЛА

7 - Хорда поверхности аэродинамического органа управления ЛА

8 - Сопло тангенциального выдува воздуха

9 - Дополнительное сопло выдува воздуха

10 - Направление воздуха при выдуве из сопла тангенциального выдува воздуха

11 - Направление воздуха при выдуве из дополнительного сопла выдува воздуха.

Предлагаемый аэродинамический орган управления ЛА (2), расположенный в хвостовой части аэродинамической поверхности (1) с расположенной внутри него осью вращения (6) состоит из нижней стороны поверхности управления органа ЛА (3), верхней стороны поверхности органа управления ЛА (4), задней кромки поверхности аэродинамического органа управления ЛА (5) (фиг. 1, фиг. 2).

Под аэродинамической поверхностью понимается поверхность ЛА, при взаимодействии которой с воздействующей средой в полете возникают силы, воздействующие на движение аппарата (www.dic.academic.ru, Большой энциклопедический политехнический словарь 2004 г.). Аэродинамическим органом управления ЛА является орган, с помощью которого осуществляется управление движением летательного аппарата (например, руль высоты, руль направления и элероны) (www.studopedia.ru).

Нижняя сторона поверхности органа управления ЛА (3) содержит сопло тангенциального выдува воздуха (8), верхняя сторона поверхности органа управления ЛА (4) содержит по меньшей мере одно дополнительное сопло выдува воздуха (9) (фиг. 2). Сопло тангенциального выдува воздуха может быть выполнено в виде щелевого сопла (или, например, круглого, эллиптического). В зависимости от условий эксперимента (эксплуатации) аэродинамический орган управления ЛА (2) отклоняется на углы от 0 до 60 градусов ЛА (6) относительно аэродинамической поверхности (1). На нижней стороне поверхности органа управления ЛА (3) с целью ликвидации отрыва потока, щелевое сопло (8) тангенциального выдува располагается перед предполагаемой зоной отрыва пограничного слоя, на верхней стороне поверхности ЛА (4) находится по меньшей мере одно дополнительное сопло выдува воздуха (9), которое расположено встречно соплу тангенциального выдува воздуха (8) (фиг. 3). Выдув воздуха, в зависимости от условий эксперимента (эксплуатации) может быть произведен как обычным, так и сжатым воздухом. Дополнительное сопло выдува воздуха может быть выполнено в виде щелевого сопла (или, например, круглого или эллиптического). Дополнительное сопло выдува воздуха (9) расположено на расстоянии 30-40% хорды поверхности органа управления ЛА (2) в направлении от задней кромки поверхности аэродинамического органа управления ЛА (5) (фиг. 1, фиг. 2, фиг. 3).

Данное изобретение работает следующим образом. В зависимости от условий эксперимента (эксплуатации) аэродинамический орган управления ЛА (2) отклоняется на углы от 0 до 60 градусов. Затем, одновременно производят тангенциальный выдув воздуха из сопла (8) и выдув воздуха из дополнительного сопла (9) - навстречу набегающему потоку, обтекающего аэродинамический орган управления, по верхней стороне поверхности ЛА, но с меньшей интенсивностью чем из сопла тангенциального выдува воздуха из (8). Выдув воздуха из дополнительного сопла (9) в зависимости от условий эксплуатации может быть произведен в диапазоне углов 0≤δ_в. <90°. Интенсивность выдува воздуха из дополнительного сопла (9) и его наклон по отношению к верхней стороне поверхности органа управления ЛА (4) зависят от того, на какую величину необходимо снизить шарнирный момент, а также от величины угла отклонения поверхности аэродинамического органа управления ЛА.

Указанный технический результат достигается тем, что при выдуве воздуха из сопла тангенциального выдува (8) вдоль нижней стороны поверхности органа управления ЛА (3), с верхней стороны поверхности органа управления ЛА (4) из дополнительного сопла выдува воздуха (9) одновременно производят встречный выдув воздуха по отношению к соплу тангенциального выдува воздуха (8) таким образом, чтобы встречный выдув воздуха был произведен навстречу набегающему потоку по верхней стороне поверхности органа управления ЛА (4). При использовании дополнительного выдува воздуха из сопла (9) происходит изменение давления на верхней стороне поверхности органа управления самолетом (4), но, при этом, не оказывается влияние на распределение давления на основной части аэродинамического органа управления самолетом (2), вследствие чего происходит снижение шарнирного момента. Таким образом, снижение шарнирного момента происходит за счет сдвига центра давления поверхности аэродинамического органа управления ЛА (2), ближе к оси вращения (6) и уменьшения суммарной аэродинамической силы, компенсируя таким образом влияние тангенциального выдува струи воздуха, производимого из сопла 8.

Проведенные расчеты показали, что тангенциальный выдув воздуха на поверхность аэродинамического органа управления ЛА увеличивает шарнирный момент на 15-35%. Следует отметить, что положительным свойством выдува воздуха из дополнительного сопла является то, что он не меняет давление на основной части аэродинамического органа управления ЛА, а воздействует только локально на давление аэродинамического органа управления ЛА. Снижение величины шарнирного момента происходит вследствие того, что дополнительный выдув воздуха уменьшает величины аэродинамических сил, приложенных к поверхности аэродинамического органа управления ЛА, а также укорачивает плечо действия этих сил, сдвигая центр давления вперед по потоку ближе к оси вращения аэродинамического органа управления ЛА (фиг. 4, фиг. 5, фиг. 6).

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для уменьшения величины шарнирного момента поверхности органа управления летательного аппарата, например самолетов короткого взлета и посадки, с использованием энергетических систем увеличения подъемной силы. Аэродинамический орган управления летательного аппарата включает в себя верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, содержащую сопло тангенциального выдува воздуха. При этом верхняя поверхность аэродинамического органа управления дополнительно содержит по меньшей мере одно сопло выдува воздуха, расположенное на верхней стороне поверхности аэродинамического органа управления встречно соплу тангенциального выдува. Разработан аэродинамический орган управления летательного аппарата, позволяющий снижать величину шарнирного момента. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Аэродинамический орган управления летательного аппарата, включающий в себя верхнюю поверхность, нижнюю поверхность, содержащую сопло тангенциального выдува воздуха, отличающийся тем, что верхняя поверхность аэродинамического органа управления дополнительно содержит по меньшей мере одно сопло выдува воздуха, расположенное на верхней стороне поверхности аэродинамического органа управления встречно соплу тангенциального выдува.

2. Аэродинамический орган управления летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что дополнительное сопло выдува воздуха расположено на расстоянии 30-40% хорды поверхности аэродинамического органа управления самолета в направлении от задней кромки.

3. Аэродинамический орган управления летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что дополнительное сопло выдува воздуха позволяет осуществлять выдув воздуха под углом менее 90°.