Крыло самолета

 

Использование: в авиационной технике, в частности в устройствах для увеличения подъемной силы крыла летательного аппарата. Технический результат: повышение несущих свойств крыла, упрощение его конструкции и расширение диапазона скоростей применения. Сущность изобретения: крыло самолета содержит носовой поворотный щиток, являющийся частью верхней поверхности носка крыла, обтекатель, выполненный в виде секции, при этом обтекатель выполнен в виде передней многоэлементной и задней секции, связанных герметично-шарнирной связью, а свободный конец задней секции обтекателя шарнирно связан с ползуном, ролики которого сопряжены с профильным пазом направляющего элемента линейного механизма, установленного на верхней панели крыла сзади, с двуплечим рычагом синхронизации, установленным на оси ползуна и соединенным одним концом с помощью шарнира со штоком многорежимного пружинно-запирающего устройства и другим - через ползун, ролик которого сопряжен с профильным пазом направляющего элемента линейного механизма, при этом элементы передней секции связаны между собой и с задним концом носового поворотного щитка герметично-шарнирной связью, поворотный щиток другим концом связан такой же связью с передней кромкой крыла, а внутренняя поверхность задней секции герметично-шарнирно связана с верхней панелью крыла, с помощью перегородки, выполненной в виде складывающихся пластин, также герметично-шарнирно связанных между собой и образующих в совокупности с верхней панелью крыла изменяемый герметичный объем, при изменении которого носовой поворотный щиток и секции обтекателя образуют панель с выпуклой передней кромкой и которая может принимать различную выпуклость в зависимости от положения штока многорежимного пружинно-запирающего устройства. Верхняя панель крыла снабжена впускными и выпускными клапанами. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к устройствам для увеличения подъемной силы крыла летательного аппарата.

Известно крыло самолета, содержащее носовой поворотный щиток как силовой элемент эластичной ленты, которая является частью верхней поверхности носка крыла и герметично защемленная одним концом на нижней поверхности носка крыла и другим на свободном конце обтекателя, выполненного в виде панели, герметично защемленного другим концом на задней кромке крыла и образующих с верхней панелью крыла изменяемый герметичный объем, при увеличении которого образуется профиль с выпуклой передней кромкой на дозвуковых режимах полета. Носовой поворотный щиток одним концом связан шарнирно с передней кромкой крыла и другим через трос стабилизации со свободным концом обтекателя (патент США N 2969207, кл. 244-44, В 64 С/48, 1961).

Основными существенными недостатками известного технического решения являются: максимальную жесткость эластичная лента (поверхность) принимает при максимально-допустимом увеличении объема. При начальном увеличении объема жесткость эластичной поверхности недостаточна, что может вызвать ее деформацию под действием сил от набегающего потока на крыло, это недопустимо из-за возможности нарушения режима обтекания крыла; эластичность поверхности сильно зависит от температурных факторов; для работы устройства требуются большие расходы воздуха.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является крыло самолета (патент США 4296900 кл. 244-219 В 64 С 3С/48, 1981), содержащее носовой поворотный щиток, как часть верхней поверхности носка крыла, обтекатель, выполненный в виде шарнирно соединенных секций, образующих в выпущенном положении выпуклую панель на дозвуковых режимах полета, задняя секция обтекателя задним концом связана шарнирно с верхней панелью крыла, а также содержит ползун, ролики которого сопряжены с направляющим элементом линейного механизма, носовой поворотный щиток одним концом связан шарнирно с передней кромкой крыла, а другим шарнирно со штоком привода и посредством скользящего сопряжения со свободным концом передней секции обтекателя, средняя секция обтекателя связана шарнирно со штоком привода.

Основными существенными недостатками известного технического решения являются: в выпушенном положении щитка изменяется только толщина профиля носка крыла, толщина профиля крыла остается неизменной, следовательно, невозможно добиться большого увеличения несущих свойств крыла, особенно на больших скоростях полета; конструктивное выполнение данной схемы затруднено, особенно с учетом тонких профилей крыла для сверхзвуковых самолетов; из описания и фигур не ясно, как происходит синхронизация отклонений обтекателя и носового поворотного щитка при выдвижении (уборке) для их постоянного плавного сопряжения.

Целью изобретения является повышение несущих свойств крыла, упрощение его конструкции и расширение диапазона скоростей применения.

Поставленная цель достигается за счет выполнения обтекателя в виде передней многоэлементной и задней секции, связанных герметично-шарнирно, свободный конец задней секции шарнирно связан с ползуном, ролики которого сопряжены с профильным пазом направляющего элемента линейного механизма, установленного на верхней панели крыла сзади, с двуплечим рычагом синхронизации, установленным на оси ползуна и соединенным одним концом с помощью шарнира со штоком многорежимного пружинно-запирающего устройства и другим -через ползун, ролик которого сопряжен с профильным пазом направляющего элемента линейного механизма, при этом передняя многоэлементная секция связана с задним концом носового поворотного щитка герметично-шарнирной связью, поворотный щиток другим концом связан такой же связью с передней кромкой крыла, а внутренняя поверхность задней секции герметично-шарнирно связана с верхней панелью крыла с помощью перегородки, выполненной в виде складывающихся пластин, также герметично-шарнирно связанных между собой и образующих в совокупности с верхней панелью крыла изменяемый герметичный объем, при изменении которого носовой поворотный щиток и секции обтекателя образуют панель с выпуклой передней кромкой, которая принимает различную выпуклость в зависимости от положения штока многорежимного пружинно-запирающего устройства. Верхняя панель крыла содержит впускные и выпускные клапаны.

Из патентно-технической литературы и практики промышленности выпуска авиационной техники неизвестно о конструкции крыла самолета идентичного заявляемой. Следует отметить, что новыми существеннымипризнаками, обеспечивающими реализацию поставленной цели, являются: носовой поворотный щиток как часть верхней поверхности носка крыла, обтекатель, выполненный в виде секции, перегородка, выполненная в виде складывающихся пластин, образуют в совокупности с верхней панелью крыла изменяемый герметичный объем; обтекатель, выполненный в виде передней многоэлементной и задней секции, связанных герметично-шарнирно, при этом передняя многоэлементная секция связана герметично-шарнирно с задним концом носового поворотного щитка, который другим концом связан такой же связью с передней кромкой крыла; внутренняя поверхность задней секции связана герметично-шарнирно с верхней панелью крыла при помощи перегородки, выполненной в виде складывающихся пластин, связанных герметично-шарнирно.

свободный конец задней секции обтекателя шарнирно связан с ползуном, ролики которого сопряжены с профильным пазом направляющего элемента линейного механизма, установленного на верхней панели крыла сзади, с двуплечим рычагом синхронизации, укрепленным на оси ползуна и соединенным одним концом с помощью шарнира со штоком многорежимного пружинно-запирающего устройства и другим, через ползун, ролик которого сопряжен с профильным пазом направляющего элемента линейного механизма;
верхняя панель крыла содержит впускные и выпускные клапаны.

Указанная выше совокупность новых существенных признаков обеспечивает при реализации повышение несущих свойств крыла, в выпущенном положении панели упрощает конструкцию за счет упрощения кинематики и расширяет диапазон скоростей применения за счет изменения толщины профиля крыла. (Аэродинамика летательных аппаратов и гидравлика их систем. Под ред. МИ НИШТА.-М. ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1981, с. 112-145).

На фиг. 1 показан профиль крыла с убранной панелью; на фиг. 2 профиль крыла с выпущенной панелью; на фиг. 3 профиль крыла (промежуточное положение панели); на фиг. 4 шарнирно-подвижная опора с многорежимным пружинно-запирающим устройством (в изометрии); на фиг. 5 пружинно-запирающее устройство.

Крыло 1 самолета содержит носовой поворотный щиток 2, являющийся частью верхней поверхности носка 3 крыла 1, обтекатель, выполненный в виде передней многоэлементной 4, 5, 6 и задней 7 секции, связанных герметично-шарнирно, при этом передняя многоэлементная 4, 5, 6 секция связана герметично-шарнирно с задним концом носового поворотного щитка 2, который другим концом герметично-шарнирно связан с передней кромкой 8 крыла 1. Внутренняя поверхность задней секции 7 связана герметично-шарнирно с верхней панелью 9 крыла 1 посредством перегородки, выполненной в виде складывающихся пластин 10, 11, связанных герметично-шарнирно. Носовой поворотный щиток 2, передняя многоэлементная 4, 5, 6, задняя 7 секции, складывающиеся пластины 10, 11 совместно с верхней панелью 9 крыла 1 образуют изменяемый герметичный объем 12, в который подается сжатый воздух от компрессора ( не показан). Свободный конец задней секции 7 шарнирно связан с ползуном 13, ролики 14, 15 которого сопряжены с профильным пазом 16 направляющего элемента 17 линейного механизма, установленного на верхней панели 9 крыла 1 сзади и с двуплечим рычагом 18 синхронизации, установленного на оси ползуна 13 и соединенным одним концом с помощью шарнира 19 со штоком 20 многорежимного пружинно-запирающего устройства 21 и другим через ползун 22, ролик 23 которого сопряжен с профильным пазом 16 направляющего элемента 17 линейного механизма. Верхняя панель 9 крыла 1 содержит впускные 24 и выпускные 25 клапаны.

Герметично-шарнирные соединения могут быть выполнены, например, шомпольными.

Герметичность шарнирных соединений может быть достигнута постановкой накладок из прорезиненной ткани.

Носовой поворотный щиток может быть выполнен многоэлементным. Носовой поворотный щиток 2 с передней многоэлементной секцией 4, 5, 6 образуют закругленную переднюю кромку крыла 1.

Задняя секция может быть выполнена в виде панели с сотовым наполнителем.

Пружинно-запирающее устройство состоит из цилиндра 21, штока 20, поршня 27, пружины 26, трубопровода 28, крана 29 (фиг. 5).

Поршень 27 делит внутренний объем цилиндра 21 на две полости А и Б, заполненные гидравлическим маслом и соединенные между собой трубопроводом 28 через кран 29. Конструктивное выполнение устройства таково, что шток 20 может занимать различные положение при закрытии крана 29, используя свойств несжимаемости жидкости. В исходном положении поршень 27 и связанный с ним шток 20 под действием усилия первоначальной затяжки пружины 26 находятся в крайнем положении (носовой поворотный щиток и секции обтекателя находятся в убранном положении. фиг. 1).

Усилие первоначальной затяжки пружины 26 и ее жесткость выбраны из условия обеспечения необходимой и достаточной жесткости панели при ее выдвижении (уборке), чтобы исключить непроизвольные угловые перемещения элементов передней секции обтекателя и носового поворотного относительно друг друга при восприятии нагрузок от набегающего потока на крыло, и как следствие нарушение режима обтекания.

Управление толщиной профиля крыла (выдвижением панели при изменении герметичного объема) может осуществляться системой автоматического регулирования профиля крыла (САРПК на фигурах не показана), исполнительные механизмы которой управляют открытием и закрытием впускных 24 и выпускных 25 клапанов крыла 1, а также краном 29 пружинно-запирающего устройства, по определенному закону, в зависимости от скоростей обтекания крыла.

Предлагаемое устройство работает следующим образом. На дозвуковых режимах обтекания крыла 1 сигналы от системы автоматического регулирования профиля крыла (САРПК, на фигурах не показана) подаются на исполнительные механизмы впускного клапана 24 и крана 29, которые открываются, сжатый воздух из-за компрессора двигателя ( не показан) поступает через впускной клапан 24 (выпускной клапан 25 закрыт) в изменяемый герметичный объем 12, имеющий при этом минимальное значение (фиг. 1). Силы давления распределяются равномерно по всем поверхностям, образующим объем. Достигнув рабочего давления (прямопро порционального усилию первоначальной затяжки пружины 26), происходит его увеличение с одновременным выдвижением вперед носового поворотного щитка 2, передней 4, 5, 6 и задней 7 секций обтекателя. Складывающиеся пластины 10, 11 отслеживают движение задней 7 секции обтекателя. Ползун 13 перемещается посредством роликов 14, 15 по профильному пазу 16 направляющего элемента 17 линейного механизма влево (фиг. 4, 5), преодолевает через двуплечий рычаг 18 синхронизации и шток 20 усилие, создаваемое пружиной 26, гидравлическая жидкость при этом поршнем 27 выдавливается из полости А в полость Б по трубопроводу 28 через открытый кран 29. Достигнув максимального увеличения объема 12, кран 29 и впускной клапан 24 закрываются по сигналу из САРПК. При закрытии крана 29 гидравлическая жидкость прекращает перетекать из полости А в полость Б, поршень 27 и связанный с ним шток 20 останавливается, выдвижение панели прекращается.

При этом носовой поворотный щиток 2, передняя многоэлементная 4, 5, 6 и задняя 7 секции обтекателя образуют панель с выпуклой передней кромкой (фиг. 2). Толщина профиля крыла увеличена и за счет этого происходит увеличение несущих свойств крыла.

При больших скоростях обтекания крыла 1 сигналы от САРПК поступают на открытие выпускного клапана 25 и крана 29, при этом давление в изменяемом герметичном объеме 12 уменьшается, шток 20 под действием усилия сжатой пружины 26 перемещает через двуплечий рычаг 18 синхронизации ползун 13 и связанный с ним свободный конец задней 7 секции обтекателя вправо (панель убирается), при этом гидравлическая жидкость поршнем 27 выдавливается из полости Б в полость А по трубопроводу 28 через открытый кран 29.

Носовой поворотный щиток 2, передняя многоэлементная 4, 5, 6 и задняя 7 секции обтекателя переводятся в убранное положение (фиг. 1), толщина профиля крыла уменьшается, а лобовое сопротивление крыла падает.

Шток 20 может занимать промежуточные положения при закрытии крана 29. Каждому положению штока 20 соответствует определенный выход панели (промежуточные положения фиг. 3), а следовательно, профиль крыла может принимать оптимальную толщину в зависимости от скоростей обтекания, при которой несущие свойства крыла выше.

Применение предлагаемого изобретения позволяет повысить несущие свойства крыла, упростить его конструкцию и расширить диапазон применения.

Формула изобретения

1. Крыло самолета, содержащее носовой поворотный щиток как часть верхней поверхности носка крыла, обтекатель, выполненный в виде секций, отличающееся тем, что, с целью повышения несущих свойств крыла, расширения диапазона скоростей применения, обтекатель выполнен в виде передней многоэлементной и задней секций, связанных герметично шарнирными связями, а свободный конец задней секции обтекателя шарнирно-подвижно связан с верхней панелью крыла и шарнирно связан со штоком многорежимного пружинно-запирающего устройства, при том передняя многоэлементная секция связана с задним концом носового поворотного щитка герметично-шарнирной связью, носовой поворотный щиток другим концом связан такой же связью с передней кромкой крыла, а внутренняя поверхность задней секции обтекателя герметично-шарнирно связана с верхней панелью крыла с помощью перегородки, выполненной в виде складывающихся пластин, также герметично-шарнирно связанных между собой и образующих в совокупности с верхней панелью крыла изменяемый герметичный объем.

2. Крыло по п. 1, отличающееся тем, что носовой поворотный щиток и секции обтекателя образуют при изменении герметичного объекта панель с выпуклой передней кромкой.

3. Крыло по пп. 1 и 2, отличающееся тем, что носовой поворотный щиток и секции обтекателя принимают различную выпуклость в зависимости от положения штока многорежимного пружинно-запирающего устройства.

4. Крыло по пп. 1-3, отличающееся тем, что свободный конец задней секции обтекателя шарнирно связан с ползуном, ролики которого сопряжены с профильным пазом направляющего элемента линейного механизма, установленного на верхней панели крыла сзади, с двуплечим рычагом синхронизации, установленным на оси ползуна и соединенным одним концом с помощью шарнира со штоком многорежимного пружинно-запирающего устройства и другим через ползун, ролик которого сопряжен с профильным пазом направляющего элемента линейного механизма.

5. Крыло по пп. 1-4, отличающееся тем, что его верхняя панель снабжена впускными и выпускными клапанами.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5