Способ изменения характеристик органа аэродинамического управления беспилотного летательного аппарата Российский патент 2024 года по МПК B64C9/12 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для уменьшения величины шарнирного момента органов аэродинамического управления на крыле беспилотного летательного аппарата.

Характеристики органов аэродинамического управления на крыле беспилотных летательных аппаратов, а также величины шарнирных моментов, возникающих при их отклонении, влияют на мощность и габариты сервокомпенсаторов. Существенный рост величины шарнирного момента поверхностей управления приводит к увеличению мощности сервоприводов, и как следствие, увеличению веса летательного аппарата. Поэтому проблема уменьшения шарнирного момента поверхностей управления беспилотного летательного аппарата является актуальной.

Известен аэродинамический руль (патент №2593178, МПК В64С 9/06, 2016 г. ), который состоит из переднего и заднего поворотных звеньев с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена относительно не отклоненного положения. Изобретение направлено на уменьшение суммарного шарнирного момента руля, уменьшение мощности силового привода и снижение веса механизма поворота руля. Недостатком данной схемы является то, что при повороте руля поверхность осевой компенсации может выходить в поток за обводы крыла и влиять на аэродинамические характеристики.

Кроме того, известно изобретение «Орган управления» (патент №2028251, МПК В64С 9/04, 1995 г. ). Изобретение относится к аэродинамическим органам управления летательных аппаратов, в частности к элеронам, и содержит механизм его поворота вокруг оси вращения, пружинный сервокомпенсатор (устройство снижения шарнирного момента) и дополнительную жесткую кинематическую связь, предотвращающую самопроизвольное отклонение элеронов и сервокомпенсаторов по углу атаки при фиксированном положении рычага управления. 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.

Известно техническое решение «Способ управления взлетно-посадочными закрылками крыла с интерцепторами» (патент №378347, МПК В64С 9/00, 1973 г). Изобретение относится к летательным аппаратам. Техническим результатом изобретения является снижение нагрузки на силовой привод за счет уменьшения шарнирного момента. Это достигается тем, что перед выпуском закрылков интерцепторы на обеих консолях крыла отклоняют вверх на угол не менее 30°, а после выпуска и фиксации возвращают в исходное положение. Недостатком данного изобретения является то, что снижение шарнирного момента сопровождается существенным увеличением сопротивления летательного аппарата из-за отклоненных одновременно интерцепторов и закрылков, а также положительный эффект по снижению величин аэродинамических нагрузок и шарнирных моментов закрылков длится очень недолго.

Задачей и техническим результатом изобретения является уменьшение шарнирного момента вследствие уменьшения давления наорганы аэродинамического управления при минимальных изменениях в суммарных аэродинамических характеристиках летательного аппарата.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в способе изменения характеристик органа аэродинамического управления беспилотного летательного аппарата, затеняют от набегающего потока воздуха нижнюю носовую часть поверхности органа аэродинамического управления при помощи отклонения створки, расположенной перед органом аэродинамического управления, на нижней поверхности крыла, в направлении от нижней поверхности крыла. При этом используют створку с шириной от 5% до 30% хорды органа аэродинамического управления.

Предлагаемое изобретение поясняется следующими схемами и графиками.

На фигуре 1 показан общий вид сечения крыла с открытой створкой для уменьшения шарнирного момента и отклоненным органом управления

На фигуре 2 показано влияние открытой створки, отклоненной на угол δ_ств.=25° на распределение коэффициента давления органа управления: а) с отклоненной створкой, б) с закрытой створкой.

Фигура 3 показывает зависимость коэффициента подъемной силы от угла отклонения створки: а) величина коэффициента подъемной силы, б) уменьшение величины коэффициента подъемной силы в процентах от коэффициента подъемной силы исходного профиля крыла.

На фигуре 4 представлена зависимость коэффициента шарнирного момента органа аэродинамического управления от угла отклонения створки: а) величина коэффициента шарнирного момента, б) уменьшение величины коэффициента шарнирного момента в процентах от величины шарнирного момента исходного органа управления.

В предлагаемом изобретении введены следующие обозначения: основная часть крыла 1, орган аэродинамического управления 2, ось вращения органа аэродинамического управления 3, створка 4, ось вращения створки 5, хорда поверхности управления 6, хорда поверхностиуправления за осью вращения 7, хорда крыла 8, высота створки 9 (Фиг. 1). При этом створка 4, загораживающая собой от набегающего потока орган аэродинамического управления летательным аппаратом, находится на нижней основной части крыла или хвостового оперения. Высота створки составляет от 5% до 30% хорды органа аэродинамического управления.

На фиг. 2 видно, что при открытой створке на наветренной поверхности управления уменьшается давление.

На фиг. 3 приведена зависимость коэффициента подъемной силы от угла отклонения створки, на которой видно, что отклоненная створка оказывает незначительное влияние на подъемную силу.

На фиг. 4 приведена зависимость коэффициента шарнирного момента органа управления от угла отклонения створки, на которой видно, что с увеличением угла отклонения створки уменьшается шарнирный момент.

Данный способ работает следующим образом: на крыле 1 перед органом аэродинамического управления 2 открывают створку 4, расположенную на нижней поверхности крыла, в направлении от нижней поверхности крыла, тем самым закрывая нижнюю носовую часть органа аэродинамического управления от набегающего потока воздуха и, тем самым снижают на него давление набегающего потока, способствуя снижению величины шарнирного момента.

Пример 1. В качестве примера, в котором была поставлена задача снизить шарнирный момент органа управления на режиме взлета на угле атаки α=5°, представлено численное исследование профиля крыла самолета на солнечных батареях с отклоненным органом управления. Расчет проведен при числах Маха М=0.074 и Рейнольдса Re=0.17⋅10⁶ но программе, основанной на численном решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса. Коэффициент шарнирного момента органа управления вычислен по формуле: где М_ш, - моментотносительно оси вращения органа управления, S - площадь органа управления за осью вращения, b. - хорда органа управления за осью вращения, q - скоростной напор.

На фигуре 2 видно, что открытие створки снижает давление набегающего потока на орган управления.

Таким образом, было достигнуто решение поставленной задачи и найден путь к снижению величины шарнирного момента органа управления.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для уменьшения величины шарнирного момента органа аэродинамического управления на крыле беспилотного летательного аппарата. Способ изменения характеристик органа аэродинамического управления беспилотного летательного аппарата заключается в том, что нижнюю носовую часть поверхности органа аэродинамического управления затеняют от набегающего потока воздуха при помощи отклонения створки, расположенной перед органом аэродинамического управления на нижней поверхности крыла, в направлении от нижней поверхности крыла. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Способ изменения характеристик органа аэродинамического управления беспилотного летательного аппарата, заключающийся в том, что нижнюю носовую часть поверхности органа аэродинамического управления затеняют от набегающего потока воздуха при помощи отклонения створки, расположенной перед органом аэродинамического управления на нижней поверхности крыла, в направлении от нижней поверхности крыла.

2. Способ изменения характеристик органа аэродинамического управления беспилотного летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что используют створку с шириной от 5 до 30% хорды органа аэродинамического управления.