Приспособление для предотвращения несимметричного срыва потока при переходе самолета на критические углы а так и Советский патент 1945 года по МПК B64C3/58 B64C21/00 

Односторонний ИЛИ ярко выраженный несимметричный срыв потока с крыльев вызывает резкое сваливание самолёта на крыло.

Приспособление, согласно изобретению, имеет своей задачей при возникновении срыва на одном крыле тотчас же автоматически вызывать срыв на другол крыле и тем самым ликвидировать крутнщи момент.

С этой целью ДЛЯ каждого крыла применено по одному щитку-интерцептору, обычно расположенному заподлицо с поверхностью крыла и устанавливаемому для возбуждения срыва нормально к этой поверхности. Для автоматической установки щитка в рабочее положение использована разность давлений над крылом с сорванным потоком и над вторым крылом, над которым поток не сорван.

На чертеже фиг. 1 изображает в плане caMOvieT с расположенными на его крыльях щитками; фиг. 2 - две проекции монтажа щитков на крыльях; фиг. 3 - разрез детали пневматической системы включения электродвигателя для управления щитками; фиг. 4 - две проекции пневматического включателя электродвигателя в цепь.

Триспособление заключает в себе два щитка-интердептора 1, являющИхся сталы- ыми -пластинкам; длиной 0,03-0,04 размаха самолёта и шириной 15-20 мм.

Расположение интерцепторов зависит от профиля крыла, щитка ИЛИ щелевого закрылка, стреловидности и сужения крыла. Прг1 Бссл услов51кх интсрдептор располагается не против элерона, а npoTiiB щитка, но ближе к элерону, чем к фюзеляжу (см. фиг. 1). По хорде интерцепторы располагаются между 20-25% последней, считан от ребра атаки.

Интерцепторы 1 в нормальном: состоянии прижаты к крылу. Они монтированы на плечах 7, поворотных в подшипниках 8. Иитериепторы поворачиваются и занимают рабочее положение Г с помощью э.чектрсмэгор :з 4. В исходное положешге иитерцеиторы приводятся или пружиной (на чертеже не показана), тем хсе электромотором.

Вблизи интерцепторов заподлущо с крылом располагают, втулки 2 с отверстиями, 5-вляющимися приёмниками давления над крылом. Эти пту,::ки соед: ; иются v камерами манометра 6 -с помощью трубок б. Трубка 3 от одного крыла присоединена к камере 11 манометра по одну сторону мембраны 13, трубка 3 от другого крыла присоединена к камере 12 манометра по другую сторону мембраны.

Если срыв произойдёт раньше на левом крыле, то давление на этом крыле окажется больше, чем на крыле с несорванным потоком. Стрелка 14 манометра отклонится и замкнёт контакт цепв 5, в результате чего включится электромотор, поворачивающий интерцептор на правом крыле. Поворот интерцептора вызовет срыв на правом крыле, после чего давления иад крыльями сравняются, контакты разомкнутся И интерцептор займёт исходное, прижатое к крылу положение под действ ием пружины или давления потока. Эксперимент показал, что достаточно добиться возникновения очага срыва на крыле небольшого удлинения, чтобы в очень короткое время, меньшее 1 секунды, срыв распространился на всё крыло. Именно поэтому интерцепторы не должны быть велики.

При включённых контактах ин-герцептор удерживается в открытом положении илк фрикцконной муфтой, преодолевающей сопротивление интерцептора и силу пружины, или иным путём. Последнее принципиально не является важным.

Также иным ПО устройству может быть способ возбуждения вращения интерцептора при наличии разности давления между левым и правым крылом. Важно лишь осуществить возможно быстрый поворот интерцептора после возникновения одностороннего или резко несимметричного срыва.

Предмет изобретения

Приспособление для предотвращения несимметричного срыва потока при переходе самолёта на критические углы атаки, .0 тли ча ющ е е с я применением установленного в средней части каждого из крыльев поворотного щнтка-интерцептора, при срыве потока на одного крыле соответственно открывающегося на другом крыле, с целью создаиия симметричного срыва потока.

2

-. J

/ /О