Авиационная система



Авиационная система
Авиационная система
Авиационная система
Авиационная система
Авиационная система
Авиационная система
Авиационная система
Авиационная система
Авиационная система
Авиационная система
Авиационная система
Авиационная система
Авиационная система
Авиационная система

 


Владельцы патента RU 2429163:

Зе Боинг Компани (US)

Авиационная система включает крыло и устройства задней кромки крыла самолета с непараллельными траекториями движения. Внутреннее устройство задней кромки крыла, присоединенное к крылу с возможностью перемещения относительно крыла между первым убранным положением и первым выдвинутым положением вдоль первой траектории движения. Внешнее устройство задней кромки крыла присоединено к крылу с внешней стороны внутреннего устройства задней кромки крыла с возможностью перемещения относительно крыла вдоль второй траектории движения, которая не параллельна к первой траектории движения. Промежуточное устройство задней кромки крыла присоединено между внутренним и внешним устройствами задней кромки крыла с возможностью перемещения относительно крыла вдоль третьей траектории движения, которая не параллельна как к первой, так и ко второй траекториям движения. Каждое из устройств задней кромки крыла может формировать промежуток между собой и крылом при перемещении в соответствующие развернутые позиции. Изобретение направлено на снижение веса. 8 з.п. ф-лы, 14 ил.

 

[0001] Настоящее изобретение, в целом, относится к авиационным устройствам задней кромки крыла, в том числе к устройствам с непараллельными траекториями движения, и к соответствующим способам.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[0002] Современные высокоскоростные самолеты обычно имеют тонкие крылья, которые обеспечивают профиль с малым аэродинамическим сопротивлением во время высокоскоростного или круизного полета. Крылья таких самолетов часто включают различные подвижные поверхности, предназначенные для управления самолетом и/или для конфигурирования самолета на низкой скорости, например при взлете и приземлении. Крылья высокоскоростного транспортного самолета несут топливо, а кроме того, обычно включают такие поверхности, как поверхности элерона, интерцептора, устройств передней кромки крыла и закрылков. Эти подвижные поверхности часто расположены на передней и задней кромках крыла или вблизи них с возможностью перемещения между убранным положением и различными выдвинутыми положениями в зависимости от конкретных условий полета самолета.

[0003] Фиг.1А схематически показывает часть самолета 10а (в данном случае, самолета Боинг 767), включающего фюзеляж 11 и крыло 20 с известными устройствами для приращения подъемной силы. Устройства для приращения подъемной силы могут включать выдвижные предкрылки 21, расположенные на передней кромке крыла 20, и устройства задней кромки, расположенные на задней кромке крыла 20. Устройства задней кромки могут включать внешний элерон 34, внешний закрылок 32а, внутренний элерон 60а и внутренний закрылок 31а. Внутренний и внешний элероны 60а, 34 обычно используют для управления креном летательного аппарата 10а, а внутренний и внешний закрылки 31 а, 32а используют для управления подъемной силой летательного аппарата 10а на низких скоростях, например, во время взлета и приземления. Элероны 60а, 34 представляют собой простые шарнирные устройства, которые в отклоненном положении не имеют зазоров. Напротив, внутренний и внешний закрылки 31а, 32а в выпущенном состоянии отходят от крыла в направлении хвостовой части с образованием щели между ними и крылом 20. Этот сдвиг в сторону хвостовой части схематично отмечен на чертеже траекториями 41а и 42а движения, соответственно. Поскольку траектория 41а движения внутреннего закрылка пересекает с траекторию 42а движения внешнего закрылка, внутренний элерон 60а, расположенный между внутренним закрылком 31а и внешним закрылком 32а, не отходит в сторону хвостовой части в отклоненном положении (как обозначено траекторией движения 43а), чтобы избежать столкновения со смежными закрылками 31а, 32а.

[0004] На фиг.1В изображено сечение внутреннего элерона 60а, с указанием местоположения оси шарнира 61, вокруг которого внутренний элерон 60а вращается относительно крыла 20. Поскольку ось 61 шарнира расположена в передней части внутреннего элерона 60а и в пределах контура внутреннего элерона 60а, то при отклонении внутреннего элерона 60а вверх или вниз зазор между внутренним элероном 60а и крылом отсутствует. При этом передняя кромка 71 внутреннего элерона 60а непосредственно примыкает к заднему цилиндрическому углублению 37 крыла 20.

[0005] Фиг.1C схематически показывает часть другого самолета 10b (в данном случае, самолета Боинг 777), включающего фюзеляж 11 и крыло 20 с устройствами увеличения подъемной силы, сформированными в соответствии еще с одной известной конструкцией. Устройства задней кромки могут включать внутренний закрылок 31b, внешний закрылок 32b, и флаперон 60b, которые все могут быть сдвинуты в сторону хвостовой части во время перемещения в развернутое положение и открыть соответствующие промежутки между ними и крылом 20. Соответственно, внутренний закрылок 31b может быть сдвинут в сторону хвостовой части по траектории 41b движения внутреннего закрылка, и внешний закрылок 32b может быть сдвинут в целом параллельно траектории 42b движения внешнего закрылка. Поскольку траектории 41b, 42b движения внутренней и внешней откидных створок в целом параллельны, то флаперон 60b также может быть сдвинут в сторону хвостовой части в положение с промежутком между ним и крылом 20 по траектории 43b движения флаперона, которая в целом параллельна траекториям движения внутренней и внешней откидных створок 41b, 42b. Внутренние интерцепторы 51 и внешние интерцепторы 52 могут быть использованы как аэродинамические тормозы и/или для управления размером промежутка между крылом 20 и закрылками 31b, 32b.

[0006] Преимущество конструкции, показанной на Фиг.1C, по сравнению с конструкцией, показанной на Фиг.1А и 1В, в том, что сдвиг флаперона 60b в направлении хвостовой части позволяет выполнять большие отклонения, не вызывая срыва потока, благодаря возникшему промежутку между флапероном 60b и крылом 20. Соответственно, отклонением флаперона 60b можно управлять с высокой скоростью при управлении креном, и с большими углами отклонения при управлении подъемной силой. Однако потенциальный недостаток этой конструкции в том, что для выдвижения флаперона 60b в рабочее положение в направлении к хвостовой части обычно необходимы сложные механизмы, в частности если такой механизм сформирован с необходимостью помещения в тесной секции крыла, чтобы уменьшить размер внешних обтекателей. С другой стороны, простые механизмы (например, простой шарнир), проявляют тенденцию продолжаться далеко за контуры сечения крыла и нуждаются в относительно больших и тяжелых шарнирных креплениях и соответствующих обтекателях, которые увеличивают аэродинамическое сопротивление. Следовательно, в технике предшествующего уровня существует потребность в улучшенных и легких устройствах задней кромки.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0007] Следующее описание приведено исключительно для облегчения понимания и ничем не ограничивает настоящее изобретение, кроме того, что заявлено в соответствии с пунктами формулы. Авиационная система в соответствии с примерной реализацией настоящего изобретения включает крыло и внутреннее устройство задней кромки, присоединенное к крылу с возможностью перемещения относительно крыла между первым убранным положением и первым выдвинутым положением вдоль первой траектории движения. Внешнее устройство задней кромки может быть присоединено к крылу внешним способом относительно внутреннего устройства задней кромки, с возможностью перемещения относительно крыла между вторым убранным положением и вторым выдвинутым положением вдоль второй траектории движения, которая не параллельна первой траектории движения. Система также может включать промежуточное устройство задней кромки, присоединенное к крылу между внутренним и внешним устройствами задней кромки. Промежуточное устройство задней кромки может быть присоединено к крылу с возможностью перемещения относительно крыла между третьим убранным положением и третьей развернутой позицией вдоль третьей траектории движения, которая не параллельна как к первой, так и ко второй траекториям движения. Каждое из внутреннего, внешнего и промежуточного устройств задней кромки может открыть промежуток между этим устройством и крылом при перемещении в свою соответствующую развернутую позиции.

[0008] В примерной реализации настоящего изобретения, внутреннее устройство задней кромки снабжено первой передней кромкой, внешнее устройство задней кромки снабжено второй передней кромкой и промежуточное устройство задней кромки снабжено третьей передней кромкой. Первая, вторая и третья передние кромки могут быть отодвинуты друг от друга при положении устройств задней кромки в своих убранных позициях. Каждое из устройств задней кромки может быть перемещено в различные развернутые позиции, и по меньшей мере для одной комбинации выдвинутых положений, первый, второй и третий передние края могут сформировать составной профиль передней кромки, который следует в целом монотонной функции.

[0009] Дополнительные примерные реализации настоящего изобретения иллюстрируют способ управления крылом самолета, включая перемещение внутреннего устройства задней кромки относительно крыла самолета между первым убранным положением и первым выдвинутым положением вдоль первой траектории движения, чтобы открыть промежуток между внутренним устройством задней кромки и крылом. Способ также может включать перемещение внешнего устройства задней кромки относительно крыла между вторым убранным положением и вторым выдвинутым положением вдоль второй траектории движения, которая не параллельна первой траектории движения, чтобы открыть промежуток между внешним устройством задней кромки и крылом. Способ также может включать перемещение промежуточного устройства задней кромки (расположенного между внутренним и внешним устройствами задней кромки) относительно крыла между третьим убранным положением и третьим развернутым положением вдоль третьей траектории движения, которая не параллельна первой и второй траекториям движения, чтобы открыть промежуток между промежуточным устройством задней кромки и крылом.

[0010] В другой примерной реализации настоящего изобретения, перемещение устройства задней кромки крыла может включать перемещение устройств задней кромки крыла по траекториям движения, которые сходятся вместе, в направлении хвостовой части. В другой примерной реализации настоящего изобретения, промежуточное устройство задней кромки крыла может быть отклонено на больший угол, чем внутреннее устройство задней кромки крыла, и внешнее устройство задней кромки крыла может быть отклонено на больший угол, чем промежуточное устройство задней кромки крыла. Способ также может включать раздвижение передних кромок устройств задней кромки крыла друг от друга, при положении устройств задней кромки крыла в своих убранных позициях, выравнивание передних кромок устройств для формирования в целом непрерывной единой передней кромки, при положении устройств задней кромки крыла в своих развернутых позициях, в дополнение к раздвижению задних кромок устройств задней кромки крыла, при положении устройств задней кромки крыла в своих развернутых позициях, и выравнивание задних кромок устройств для формирования составного профиля задней кромки крыла, который следует в целом монотонной функции, при положении устройств задней кромки крыла в своих убранных позициях.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0011] Фиг.1А-1С иллюстрируют крылья самолета, сформированные в соответствии с уровнем техники.

[0012] Фиг.2 показывает изометрическую проекцию самолета, снабженного крылом с устройствами задней кромки крыла, сформированными в соответствии с примерной реализацией настоящего изобретения.

[0013] Фиг.3 показывает увеличенный вид сверху одного из крыльев, показанных на Фиг.2.

[0014] Фиг.4А показывает увеличенный вид сверху части крыла, показанного на Фиг.3.

[0015] Фиг.4В иллюстрирует устройства задней кромки крыла, показанные в Фиг.4А, в убранных и развернутых позициях.

[0016] Фиг.5А-5С показывают схематические виды сбоку промежуточного устройства задней кромки крыла в убранном и отклоненных позициях в соответствии с примерной реализацией настоящего изобретения.

[0017] Фиг.5D показывает график, иллюстрирующий места расположения оси шарнира, обезразмеренные длиной хорды профиля устройства задней кромки, и расположенные, относительно плоскости сечения крыла, между крылом и устройством задней кромки крыла в соответствии с рядом примерных реализации настоящего изобретения.

[0018] Фиг.6А-6С показывают схематические частичные виды сбоку промежуточного устройства задней кромки крыла, показанного на Фиг.4А-4С, иллюстрируя другие отличительные признаки этого устройства.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0019] Настоящее раскрытие описывает устройства задней кромки самолета, включающие устройства с непараллельными траекториями движения, и связанные способы. Некоторые конкретные подробности настоящего изобретения сформулированы в следующем описании и проиллюстрированы на Фиг.2-6С, чтобы обеспечить полное понимание некоторых примерных реализации изобретения. Однако специалисты в данной области техники понимают, что настоящее изобретение может быть осуществлено и в других реализациях, и что другие реализации настоящего изобретения могут быть осуществлены без некоторых конкретных особенностей, описанных ниже.

[0020] Фиг.2 схематически показывает изометрическую проекцию самолета 210, включающего фюзеляж 211 и крылья 220, снабженные устройствами 230 задней кромки крыла, сформированными в соответствии с примерной реализацией настоящего изобретения. Самолет 210 также может включать хвостовое оперение 212, которое несет горизонтальные стабилизаторы 213 и вертикальный стабилизатор 215. Горизонтальные стабилизаторы 213 могут нести рули 214 высоты, и вертикальный стабилизатор 215 может нести руль 216 направления. Самолетом 210 можно управлять путем активизации устройств 230 задней кромки, рулей 214 высоты и руля 216 направления под управлением системы 217 управления (схематично показана на Фиг.2). Другие детали устройств 230 задней кромки описаны ниже в связи с Фиг.3-6С.

[0021] Фиг.3 показывает вид сверху левого крыла 220 самолета 210, уже описанного выше в связи с Фиг.2. Крыло 220 может включать складные устройства передней кромки крыла, такие как предкрылки 221, расположенные в передней кромке 222 крыла 220 или вблизи передней кромки 222 крыла 220. Устройства 230 задней кромки крыла расположены позади передней кромки 222 крыла и формируют составную заднюю кромку 280 крыла. Устройства 230 задней кромки крыла могут включать элерон 234, расположенный на внешней концевой части крыла 220, внутреннее устройство 231 задней кромки крыла (например, внутренний закрылок), расположенное на внутренней концевой части крыла 220, внешнее устройство 232 задней кромки крыла (например, внешний закрылок) и промежуточное устройство 260 задней кромки крыла (например, флаперон), расположенное между внутренним и внешним устройствами 231, 232 задней кромки крыла. Каждое из устройств 230 задней кромки крыла может быть перемещено относительно крыла 220 между убранным положением (как показано на Фиг.3) и одной или больше развернутой позицией. В примерной реализации настоящего изобретения, элерон 234 не формирует промежуток между собой и крылом 220, при переводе элерона 234 в выдвинутое положение, в то время как внутреннее, внешнее и промежуточное устройства 231, 232, 260 задней кромки крыла формируют такой промежуток. Движение внутреннего, внешнего и промежуточного устройств задней кромки крыла (все вместе названы "образующие промежуток устройства 238 задней кромки крыла") описано более подробно ниже.

[0022] Внутреннее устройство 231 задней кромки крыла может быть перемещено вдоль первой траектории 241 движения, внешнее устройство 232 задней кромки крыла может быть перемещено вдоль второй траектории 242 движения, и промежуточное устройство 260 задней кромки крыла может быть перемещено вдоль третей траектории 243 движения. Каждая траектория движения может представлять только вращение, если ее рассматривают со стороны самолета 210, или может быть комбинацией вращения и перемещения. В любом случае компоненты каждой траектории движения перемещают соответствующее образующее промежуток устройство 238 в направлении хвостовой части и вниз относительно крыла 220, таким образом формируя промежуток между крылом 220 и устройством 238 задней кромки. Первая траектория 241 движения может быть ориентирована под первым углом А1 относительно продольной оси 223 самолета. В конкретной примерной реализации, показанной на Фиг.3, первый угол А1 может иметь значение приблизительно ноль градусов. Вторая траектория 242 движения может быть ориентирована под углом А2 относительно продольной оси 223, и третья траектория 243 движения может быть ориентирована под углом A3, значение которого между А1 и А2. Соответственно, траектории 241, 242, и 243 движения сходятся друг с другом в направлении хвостовой части.

[0023] Крыло 220 также может включать интерцепторы 250, расположенные вблизи образующих промежуток устройств 238 задней кромки. Интерцепторы 250 могут включать внешние интерцепторы 252, внутренние интерцепторы 251 и промежуточный интерцептор 253. Интерцепторы 250 могут быть развернуты совместно с образующими промежуток устройствами 238 задней кромки, чтобы также обеспечивать управление потоком воздуха, смежным с промежутками в задней кромке крыла. Интерцепторы 250 также могут быть развернуты независимо от движения образующих промежуток устройств 238 задней кромки, например, чтобы обеспечивать функцию аэродинамического тормоза. В данной примерной реализации, каждый из интерцепторов 250 представляет простое шарнирное устройство, которое поворачивают вниз и вверх относительно крыла 220 (например, по способу обычного элерона). Поворот вниз может быть достигнут без образования дополнительного промежутка между интерцептором и крылом 220, и поворот вверх может создавать небольшой промежуток. Задние кромки интерцепторов 250 могут быть выровнены, чтобы сформировать в целом сплошной профиль, при перемещении интерцепторов 250 в убранное положение (как показано на Фиг.3), а также при развороте интерцепторов 250 вниз.

[0024] Фиг.4А показывает увеличенный вид сверху части крыла 220, показанного на Фиг.3, приблизительно сосредоточенный на промежуточном устройстве 260 задней кромки крыла. Крыло 220 может включать задний лонжерон 290, с резервуаром для топлива в крыле, расположенным перед задним лонжероном 290, и образующие промежуток устройства 238 задней кромки крыла, расположенные за задним лонжероном 290. Каждое из образующих промежуток устройств 238 задней кромки крыла может включать по меньшей мере один активатор, который служит для перемещения устройств задней кромки между их убранной и развернутой позициями. Соответственно, внутреннее устройство 231 задней кромки крыла может быть соединено с внутренним активатором 244. Внешнее устройство 232 задней кромки крыла может быть соединено с внешним активатором 245, и промежуточное устройство 260 задней кромки крыла может быть соединено с промежуточным активатором 265. В целях упрощения иллюстрации, на чертеже показан единственный активатор, присоединенный к каждому из образующих промежуток устройств 238 задней кромки крыла, но специалисты в данной области техники понимают, что в других примерных реализациях каждое устройство 238 может быть присоединено к ряду активаторов. В любой из этих примерных реализации, если промежуточное устройство 260 задней кромки крыла используют для управления креном (в дополнение к медленному увеличению подъемной силы), в то время как внутреннее и внешнее устройства 231, 232 задней кромки крыла как правило используют только для медленного увеличения подъемной силы, то промежуточный активатор 265 может обеспечивать более высокую максимальную скорость приведения в действие, чем любой из внутреннего активатора 244 и/или внешнего активатора 245. Соответственно, промежуточный активатор 265 может обеспечить времена срабатывания, соответствующие для выполнения функций элерона.

[0025] Каждое из образующих промежуток устройств 238 задней кромки крыла может включать переднюю кромку, расположенную близко к крылу 220, и отдаленную от крыла заднюю кромку. Соответственно, внутреннее устройство 231 задней кромки крыла может включать первую переднюю кромку 271 и первую заднюю кромку 281. Внешнее устройство 232 задней кромки крыла может включать вторую переднюю кромку 272 и вторую заднюю кромку 282. Промежуточное устройство 260 задней кромки крыла может включать третью переднюю кромку 273 и третью заднюю кромку 283. Передние кромки 271, 272 и 273 могут формировать составную переднюю кромку устройства 270, и задние кромки 281, 282 и 283 могут формировать составную заднюю кромку 280. В конкретном варианте этой примерной реализации, каждое из образующих промежуток устройств 238 задней кромки крыла может совершать простое вращательное движение, поворачивая вокруг оси шарнира, которая в целом параллельна соответствующей передней кромке. Соответственно, первая траектория 241 движения может быть в целом перпендикулярна первой передней кромке 271, вторая траектория 242 движения может быть в целом перпендикулярна второй передней кромке 272, и третья траектория 243 движения может быть в целом перпендикулярна третьей передней кромке 273.

[0026] При образующих промежуток устройствах 238 задней кромки крыла установленных в убранное положение (как показано на Фиг.4А), соответствующие задние кромки 281, 282, 283 могут сформировать в целом непрерывную составную заднюю кромку 280, которая задает монотонно переменную функцию. В этой конфигурации, передние кромки 271, 272, и 273 могут быть расположены ниже соответствующих интерцепторов 251, 252 и 253, соответственно, как обозначено пунктирными линиями на Фиг.4А. Передние кромки 271, 272, 273 каждая может быть отклонена последовательно на увеличивающийся угол (в направлении вдоль размаха крыла) относительно боковой оси 224 крыла 220. Соответственно, первая передняя кромка 271 может быть отклонена на первый угол L1, вторая передняя кромка 272 может быть отклонена на угол L2, и третья передняя кромка 273 может быть отклонена на угол L3, значение которого между L1 и L2. Как показано на Фиг.4А, первая, вторая и третья передние кромки 271, 272, и 273 могут быть смещены по отношению друг к другу, при образующих промежуток устройствах 238 задней кромки установленных в убранное положение. Как ожидают, это не будет оказывать неблагоприятное аэродинамическое воздействие, потому что передние кромки расположены ниже соответствующих интерцепторов, при образующих промежуток устройствах 238 задней кромки крыла установленных в убранное положение.

[0027] Фиг.4В схематически показывает увеличенный вид части крыла 220, показанного в Фиг.4А, с образующими промежуток устройствами 238 задней кромки крыла, изображенными в своих убранных и выборочных развернутых позициях. Общее расположение образующих промежуток устройств 238 изображено сплошными линиями когда устройства убраны, пунктирными линиями когда устройства частично развернуты (соответствуют положению при взлете), и штрихпунктирными линиями когда устройства полностью развернуты (соответствуют положению при приземлении). Как описано выше, при образующих промежуток устройствах 238 перемещенных в убранное положение, задние кромки 281, 282, и 283 формируют составную заднюю кромку 280, которая представляет в целом монотонно переменную функцию. Хотя могут быть небольшие зазоры между сторонами смежных устройств 238, тем не менее полная составная задняя кромка 280 не содержит значительных уступов. Наоборот, составная передняя кромка 270 (сформированная первой передней кромкой 271, второй передней кромкой 272 и третьей передней кромкой 273) содержит уступы и не формирует в целом монотонно переменную функцию. По мере выдвижения образующих промежуток устройств 238 задней кромки крыла из своих убранных позиций в свои развернутые позиции, составная задняя кромка 280 приобретает более ступенчатый характер, и составная передняя кромка 270 приобретает менее ступенчатый характер. Например, как показано пунктирными линиями на Фиг.4В, при образующих промежуток устройствах 238 задней кромки переведенных в свои частично развернутые позиции (обозначенные пунктирными линиями), передние кромки 271, 272, и 273 больше приближены к совмещению друг с другом, в то время как задние кромки 281, 282, и 283 отступают от в целом монотонно переменной составной задней кромки 280. При перемещении образующих промежуток устройств 238 задней кромки крыла в свои полностью развернутые позиции (как обозначено штрихпунктирными линиями на Фиг.4В), то составная передняя кромка 270 может представлять в целом монотонно переменную функцию, в то время как составная задняя кромка 280 представлена уступами. Соответственно, не смотря на то, что между краями смежных образующих промежуток устройств 238 задней кромки крыла в составной передней кромке 270 могут присутствовать зазоры, тем не менее общий контур составной передней кромки 270 в целом монотонный и бесступенчатый.

[0028] Отличительный признак расположения образующих промежуток устройств 238 задней кромки в соответствии с примерными реализациями настоящего изобретения состоит в том, что все три устройства 238 могут сформировать аэродинамические промежутки при перемещении в свои развернутые позиции. Преимущество этой конструкции состоит в том, что устройства 238 могут быть развернуты на гораздо большие углы отклонения, чем устройства, которые не образуют промежуток, что в свою очередь обеспечивает лучшее управление самолетом и уменьшенные скорости приземления самолета.

[0029] Другой отличительный признак по меньшей мере некоторых из предшествующих примерных реализации состоит в том, что они могут включать промежуточное образующее промежуток устройство 260 задней кромки крыла, которое сформировано в целом трапециевидным и которое расположено между двумя дополнительными образующими промежуток устройствами 231, 232 задней кромки. Трапециевидная форма позволяет расположить промежуточное устройство 260 задней кромки крыла между внутренним устройством 231 задней кромки крыла, расположенным в части крыла 220 с небольшим отклонением от оси крыла или вообще без отклонения, и внешним устройством 232 задней кромки крыла, расположенным в части крыла 220 со значительным углом отклонения от оси крыла. Кроме того, промежуточное устройство 260 задней кромки крыла может сдвигаться в направлении хвостовой части относительно крыла 220 вдоль траектории движения, которая выровнена между траекториями движения внутреннего и внешнего устройств 231, 232 задней кромки крыла. Такое расположение позволяет перемещать промежуточное устройство 260 задней кромки крыла в нижнем направлении и в некоторых случаях в направлении хвостовой части (по меньшей мере на короткое расстояние), без столкновения с внутренним и внешним устройствами 231, 232 задней кромки, которые также перемещены в сторону хвостовой части. В результате промежуточное устройство 260 задней кромки крыла может формировать промежуток между собой и крылом 220, который увеличивает эффективность этого устройства при больших углах стреловидности, без столкновения со смежными устройствами. Общий эффект такого расположения состоит в том, что оно обеспечивает увеличенное использование устройств 238 задней кромки крыла по сравнению с существующими расположениями устройств задней кромки.

[0030] Другой отличительный признак по меньшей мере некоторых описанных выше примерных реализации состоит в том, что они могут включать устройства задней кромки крыла, защищенные на 20% (или меньше) передними интерцепторами или другими частями крыла в убранной позиции устройств задней кромки крыла. Преимущество такого расположения состоит в том, что оно требует меньшего перемещения в сторону хвостовой части для формирования подходящего промежутка между крылом и устройством задней кромки крыла в развернутой позиции устройства задней кромки крыла.

[0031] Фиг.5А-5С схематично иллюстрируют промежуточное устройство 260 задней кромки крыла, включая особенности, которые могут облегчить совмещение устройства 260 задней кромки крыла со смежными устройствами 231, 232 задней кромки крыла, описанными выше. На Фиг.5А показано промежуточное устройство 260 задней кромки крыла, ось 261 шарнира которого расположена перед третьей передней кромкой 273 на расстоянии F. Ось 261 шарнира также может быть расположена ниже как верхней поверхности 269, так и нижней поверхности 268 промежуточного устройства 260 задней кромки крыла. В конкретной примерной реализации, ось 261 шарнира расположена на расстоянии D ниже нижней поверхности 268. В других примерных реализациях, местоположение оси 261 шарнира может быть задано относительно точки I пересечения части крыла 220 и верхней поверхности 269 промежуточного устройства 260 задней кромки крыла. В примерной реализации, показанной на Фиг.5А, точка пересечения I представляет ближайшую к промежуточному интерцептору 253 точку позади него, и в других примерных реализациях (например, в тех, в которых крыло 220 не включает интерцептор в этом месте), точка пересечения I может быть расположена в другой части крыла 220. В любой из этих примерных реализации, ось шарнира 261 может быть расположена на расстоянии D1 ниже точки пересечения I, и на расстоянии F1 перед точкой пересечения I.

[0032] Благодаря расположению оси 261 шарнира перед передней кромкой 273 (и/или точкой I пересечения) и на относительно малом расстоянии D (или D1) ниже промежуточного устройства 260 задней кромки крыла, движение промежуточного устройства 260 задней кромки крыла при переходе в выдвинутое положение происходит с наименьшей вероятностью столкновения со смежными устройствами задней кромки крыла при их движении. В частности такое расположение позволяет осуществить значительную долю движения промежуточного устройства 260 задней кромки крыла в нисходящем направлении (в дополнение к перемещению в направлении хвостовой части) при переводе устройства в выдвинутое положение (как показано на Фиг.5В). Например, при таком расположении, передняя кромка 273 промежуточного устройства 260 задней кромки крыла может быть перемещена в нисходящем направлении до значительного предела в результате расположения оси 261 шарнира перед передней кромкой 273. Это отличает предлагаемое расположение от ряда устройств задней кромки крыла предшествующего уровня техники, в которых оси шарниров расположены в передних кромках или за ними. Преимущество такого расположения состоит в том, что промежуточное устройство 260 задней кромки крыла может сформировать аэродинамически существенный промежуток 262 при перемещении вдоль траектории 243 движения промежуточного закрылка (как показано на Фиг.3) без его столкновения со смежными устройствами задней кромки крыла при их движении.

[0033] Поверхности промежуточного устройства 260 задней кромки крыла (например, нижняя поверхность 268 и верхняя поверхность 269) могут быть в целом жесткими по меньшей мере в одной примерной реализации, и соответственно не изменять свою форму в значительной степени при переводе промежуточного устройства 260 задней кромки крыла в выдвинутое положение. Это отличительно от некоторых других устройств задней кромки крыла, которые изменяют свою форму при их переводе в выдвинутое положение. В другом варианте этой примерной реализации, расположение оси 261 шарнира позволяет промежуточному устройству 260 задней кромки крыла формировать промежуток 262 при переводе в выдвинутое положение без необходимости в гибких поверхностях течения.

[0034] Размером промежутка 262 можно управлять по меньшей мере частично с помощью промежуточного интерцептора 253. Промежуточный интерцептор 253 может быть повернут вокруг оси 254 шарнира интерцептора и может следовать (по меньшей мере частично) за движением устройства 260 задней кромки крыла при отклонении устройства 260 задней кромки крыла в нисходящем направлении (как показано на Фиг.5 В). При отклонении устройства 260 задней кромки крыла вверх (как показано на Фиг.5С), интерцептор 253 также может следовать за этим движением таким способом, чтобы устранять или почти устранять промежуток 262. Соответственно, интерцептор 253 может следовать за траекторией движения до положения, в котором он почти прижат к устройству 260 задней кромки крыла, но фактически без трения интерцептора 253 об устройство 260 задней кромки крыла. В других примерных реализациях такое трение может быть разрешено, если оно не приводит к повреждению интерцептора 253 или устройства 260 задней кромки крыла. Такое расположение позволяет отклонять устройство 260 задней кромки крыла вверх для управления креном и/или облегчения нагрузки на крыло. Промежуточным интерцептором 253 также можно управлять независимо от устройства 260 задней кромки крыла (как показано пунктирными линиями на Фиг.5А), чтобы действовать им как интерцептором и/или аэродинамическим тормозом. В конкретных примерных реализациях, устройство 260 задней кромки крыла может быть отклонено вверх по меньшей мере на 10° относительно убранной позиции, и в других конкретных примерных реализациях, устройство 260 задней кромки крыла может быть отклонено вверх до 30°.

[0035] Как указано выше в связи с Фиг.4А, промежуточный интерцептор 253 может быть наложен с перекрытием на промежуточное устройство 260 задней кромки крыла при перемещении обоих элементов в соответствующее убранное положение. В конкретной примерной реализации, расстояние перекрытия 0 (как показано на Фиг.5А) может быть 20% или меньше длины хорды С (Фиг.5А) промежуточного устройства 260 задней кромки крыла. Преимущество примерной реализации с таким расположением состоит в том, что нет необходимости в большом перемещении промежуточного устройства 260 задней кромки крыла в направлении хвостовой части, чтобы отодвинуть устройство 260 от промежуточного интерцептора 253 и открыть промежуток.

[0036] В конкретных примерных реализациях, расстояния F1 и D1, описанные выше в связи с Фиг.5А, могут иметь заданные диапазоны значений, если они обезразмерены друг относительно друга и/или относительно длины хорды С промежуточного устройства 260 задней кромки крыла. Например, Фиг.5D иллюстрирует репрезентативные местоположения оси 261 шарнира, представленные на безразмерной сетке координат. Точка I (исходная) идентифицирована как точка пересечения крыла 220 и верхней поверхности 269 промежуточного устройства 260 задней кромки крыла. Ось Х координат представляет переднее/заднее местоположение оси 261 шарнира по соотношению с длиной хорды С промежуточного устройства 260 задней кромки крыла. Ось Y координат представляет верхнее/нижнее местоположение оси 261 шарнира также по соотношению с длиной хорды С.Оси 261 шарнира в соответствии с конкретными вариантами настоящего изобретения расположены перед и над линией 259. Соответственно, эти местоположения оси 261 шарнира могут быть описаны как расположенные перед и над рядом отрезков линии, проходящей через точки координат: (.5, -.5) (Неверно в оригинале. Надо.05, -.05), (.1, -.2), (.2, -.3), (.5, -.4) и (1.0, -.5), идентифицированные как точки 258а-258е, соответственно.

[0037] Как показано на Фиг.5А, задний лонжерон 290 может быть расположен относительно далеко перед промежуточным устройством 260 задней кромки крыла. Например, задний лонжерон 290 может быть расположен на расстоянии S перед третьей передней кромкой 273. Значение отношения расстояния S к длине соответствующей хорды С может быть приблизительно 0.5. В некоторых случаях, это отношение также может быть выше. Поскольку это отношение может быть применено к промежуточному устройству 260 задней кромки крыла (и в частности к внешней кромке промежуточного устройства 260 задней кромки крыла), то оно также может быть применено к внешнему устройству 232 задней кромки крыла, показанному на Фиг.3, в любой точке вдоль промежутка между этим устройством и крылом.

[0038] Вышеописанное отношение (например, в применении к внешнему устройству 232 задней кромки крыла) непохоже на многие существующие расположения предшествующего уровня техники, в соответствии с которыми отношение S/C изменяется от приблизительно 0.2 до приблизительно 0.32. Преимущество примерной реализации предложенного расположения, показанного в Фиг.5А, состоит в том, что оно может обеспечить переднее местоположение оси 261 шарнира (и связанных механизмов приведения в действие) без значительного уменьшения объема танков для горючего. Это в свою очередь может улучшить интеграцию внешнего устройства 232 задней кромки крыла.

[0039] Фиг.6А-6С иллюстрируют дополнительные подробности действия промежуточного устройства 260 задней кромки крыла. Фиг.6А иллюстрирует промежуточное устройство 260 задней кромки крыла в убранной позиции. В дополнение к компонентам, описанным выше, крыло самолета 220 может включать нижнюю задвижка 263, которая управляет потоком воздуха вдоль нижней поверхности устройства 260 задней кромки крыла. Как показано в Фиг.6В, промежуточное устройство 260 задней кромки крыла перемещено в нижнюю выдвинутое положение, чтобы открыть промежуток 262 между передней кромкой 273 и крылом 220. Соответственно, активатор 265 толкает тягу 266 активатора в направлении хвостовой части, чтобы переместить промежуточное устройство 260 задней кромки крыла вдоль его траектории 243 движения. Нижняя задвижка 263 механически связана с муфтой между активатором 265 и промежуточным устройством 260 задней кромки крыла, вращение которой отклоняет задвижку 263 вверх и открывает промежуток 262, позволяя воздуху (обозначен стрелкой А) течь через промежуток 262. Промежуточный интерцептор 253 также может быть механически связан с движением промежуточного устройства 260 задней кромки крыла, которое отклоняет промежуточный интерцептор 253 в нисходящем направлении и управляет размером промежутка 262. В других примерных реализациях движением нижней задвижки 263 и/или промежуточного интерцептора 253 можно управлять другими способами, например независимой гидравлической или электрической системой управления. Фиг.6С иллюстрирует промежуточное устройство 260 задней кромки крыла и промежуточный интерцептор 253, отклоненный вверх, например, при выполнении управления креном или функции облегчения нагрузки на крыло. Как также показано на Фиг.6С, относительно небольшое удаление оси 261 вниз от приводного механизма может уменьшить или вообще устранить потребность в большом или по-иному обширном обтекателе в нижней поверхности крыла 220. Комбинация образующего промежуток устройства задней кромки крыла с наклоненным интерцептором может улучшить аэродинамические характеристики как системы увеличения подъемной силы, так и крыла, в котором оно установлено.

[0040] В конкретной примерной реализации, расположение, показанное на Фиг.6А-6С, может включать направляющую 291 кулачка и связанный с нею рычажный механизм, которые механически присоединяют промежуточный интерцептор 253 к промежуточному устройству 260 задней кромки крыла управляют промежутком 262 между этими двумя устройствами. Подбором контура рабочей поверхности направляющей 291 кулачка, позиция промежуточного интерцептора 253 относительно промежуточного устройства 260 задней кромки крыла (включая промежуток 262) может быть определена с высокой степенью точности по всему диапазону движения. Направляющая 291 кулачка может обеспечить существенные преимущества перед другими примерными реализациями, например гидравлическими или электрическими активаторами, или кривошипными механизмами. Например, активаторы (гидравлический или электрический) могут быть более тяжелы и/или более дорогостоящи, чем направляющая 291 кулачка. Коленчатый рычаг, не смотря на то, что подобен в весе и надежности направляющей 291 кулачка, тем не менее обычно не соответствует гибкости и адаптируемости направляющей 291 кулачка, чтобы эффективно управлять промежутком 262. В конкретном варианте примерной реализации, показанной на Фиг.6А-6С, направляющая 291 кулачка может улучшить способность интерцептора 253 уменьшать аэродинамическое сопротивление промежуточного устройства 260 задней кромки крыла в убранной позиции. Направляющая 291 кулачка также может помочь при установке заданного размера промежутка 262 для заданных нижних позиций промежуточного устройства 260 задней кромки крыла (например, позиции взлета и позиции приземления). Направляющая 291 кулачка также может обеспечить управление для заданных графиков движения. Например, при перемещении промежуточного устройства 260 задней кромки крыла вниз из позиции полета (убранной позиции), направляющая кулачка 291 может быть сформирована так, что интерцептор 253 "останавливается", позволяя быстро увеличить промежуток 262 при перемещении вниз промежуточного устройства 260 задней кромки крыла. Точно так же, как и промежуточное устройство 260 задней кромки крыла перемещают из позиции полета (убранной позиции), интерцептор 253 может быть быстро выдвинут вверх, освобождая место для поднимающегося промежуточного устройства 260 задней кромки крыла.

[0041] Из всего вышесказанного, следует понимать, что приведенные примерные реализации настоящего изобретения были описаны здесь в целях иллюстрации, и различные модификации могут быть сделаны лишь без отклонения от объема изобретения. Например, в некоторых примерных реализациях, промежуточное устройство задней кромки крыла может быть установлено между внутренними и внешними устройствами задней кромки крыла и может формировать образующую промежуток развернутую конфигурацию, которую приводят в действие средствами, иными нежели проиллюстрированные на чертежах. Устройства задней кромки крыла, включая промежуточное устройство задней кромки крыла, могут быть развернуты для управления подъемной силой, распределенной вдоль всего размаха крыла. Движение устройств задней кромки крыла, описанное в некоторых примерных реализациях, включает вращательное движение. По меньшей мере в некоторых примерных реализациях движение устройств задней кромки крыла также может включать и другие движения (например, линейные движения). Отличительные признаки изобретения, описанные в контексте конкретных примерных реализации, могут быть объединены или, наоборот, устранены в других примерных реализациях. Например, отличительные признаки изобретения, описанного в контексте трех образующих промежуток устройств задней кромки крыла, могут быть расширены до большего числа образующих промежуток устройств задней кромки крыла в других примерных реализациях. Кроме того, хотя преимущества, связанные с приведенными здесь примерными реализациями настоящего изобретения, были описаны в контексте этих примерных реализации, другие примерные реализации также могут представить такие преимущества, но не все примерные реализации обязательно должны представить эти преимущества, чтобы оставаться в пределах объема изобретения. Соответственно, изобретение не ограничено ничем, кроме того, что указано в приложенных пунктах формулы.

1. Авиационная система, включающая:
крыло (220);
внутреннее устройство (231) задней кромки крыла, присоединенное к крылу с возможностью перемещения относительно крыла между первым убранным положением и первым выдвинутым положением вдоль первой траектории движения, причем когда внутреннее устройство задней кромки крыла перемещено в первое выдвинутое положение, между ним и крылом имеется промежуток для потока воздуха;
внешнее устройство (232) задней кромки крыла, присоединенное к крылу с внешней стороны внутреннего устройства задней кромки крыла и с возможностью перемещения относительно крыла между вторым убранным положением и вторым выдвинутым положением вдоль второй траектории движения, причем когда внешнее устройство задней кромки крыла перемещено во второе выдвинутое положение между ним и крылом имеется промежуток для потока воздуха; и
промежуточное устройство (260) задней кромки крыла, присоединенное к крылу между внутренним и внешним устройствами задней кромки крыла с возможностью перемещения относительно крыла между третьим убранным положением и третьим развернутым положением вдоль третьей траектории движения, причем когда промежуточное устройство задней кромки крыла перемещено в третье выдвинутое положение между ним и крылом имеется промежуток для потока воздуха, отличающаяся тем, что вторая траектория движения не параллельна первой траектории движения на виде сверху, третья траектория движения не параллельна обеим первой и второй траекториям движения на виде сверху, при этом внутреннее устройство (231) задней кромки крыла имеет первую переднюю кромку (271), внешнее устройство задней кромки крыла (232) имеет вторую переднюю кромку (272), а промежуточное устройство (260) задней кромки крыла имеет третью переднюю кромку (273), причем первая, вторая и третья передние кромки смещены по отношению друг к другу, когда устройства задней кромки крыла находятся в убранном положении.

2. Авиационная система по п.1, в которой:
вторая траектория движения не параллельна первой траектории движения на виде сверху, третья траектория движения не параллельна обеим первой и второй траекториям движения на виде сверху, при этом внутреннее устройство (231) задней кромки крыла имеет первую переднюю кромку (271), внешнее устройство задней кромки крыла (232) имеет вторую переднюю кромку (272), а промежуточное устройство (260) задней кромки крыла имеет третью переднюю кромку (273), причем первая, вторая и третья передние кромки смещены по отношению друг к другу, когда устройства задней кромки крыла находятся в убранном положении;
первое выдвинутое положение является одним из ряда первых выдвинутых положений, второе выдвинутое положение является одним из ряда вторых выдвинутых положений, а третье выдвинутое положение является одним из ряда третьих выдвинутых положений; причем
по меньшей мере в одной комбинации первого выдвинутого положения, второго выдвинутого положения и третьего выдвинутого положения первая, вторая и третья передние кромки формируют составной профиль передней кромки, который представляет собой в целом монотонную кривую.

3. Авиационная система по п.1, в которой первая, вторая и третья траектории движения сходятся друг с другом в направлении хвостовой части.

4. Авиационная система по п.1, в которой промежуточное устройство (260) задней кромки крыла сформировано в целом трапециевидной формы.

5. Авиационная система по п.1, в которой внутреннее устройство (231) задней кромки крыла имеет первую заднюю кромку (281), внешнее устройство (232) задней кромки крыла имеет вторую заднюю кромку (282), а промежуточное устройство (260) задней кромки крыла имеет третью заднюю кромку (283), и причем первая, вторая и третья задние кромки формируют составной профиль задней кромки, который представляет собой в целом монотонную кривую, когда устройства задней кромки крыла находятся в убранном положении.

6. Авиационная система по п.1, в которой крыло (220) имеет продольную ось, внутреннее устройство (231) задней кромки крыла имеет первую переднюю кромку (271) с первым углом стреловидности относительно продольной оси, а внешнее устройство (232) задней кромки крыла имеет вторую переднюю кромку (272) со вторым углом стреловидности, причем внутреннее устройство (231) задней кромки крыла перемещают в целом перпендикулярно первой передней кромке, а внешнее устройство (232) задней кромки крыла перемещают в целом перпендикулярно второй передней кромке.

7. Авиационная система по п.1, в которой крыло (220) имеет продольную ось, внутренний интерцептор (251) снабжен первой осью шарнира под первым углом стреловидности к продольной оси, внешний интерцептор (252) снабжен второй осью шарнира под вторым углом стреловидности к продольной оси, а промежуточный интерцептор (253) снабжен третьей осью шарнира под третьим углом стреловидности к продольной оси, причем третий угол стреловидности больше чем первый угол стреловидности и меньше чем второй угол стреловидности.

8. Авиационная система по п.1, в которой внутренний интерцептор (251) имеет первую заднюю кромку, внешний интерцептор (252) имеет вторую заднюю кромку, а промежуточный интерцептор (253) имеет третью заднюю кромку, причем первая, вторая и третья задние кромки формируют в целом непрерывную составную заднюю кромку, при интерцепторах, перемещенных в свои отклоненные в нисходящем направлении позиции.

9. Авиационная система по п.1, также включающая:
фюзеляж (211), причем крыло (220) составляет пару к фюзеляжу.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к аэродинамическому закрылку летательного аппарата и, прежде всего, к создающему значительный прирост подъемной силы закрылку (высокоэффективному закрылку) летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством или с турбулизатором, а также такое же влияющее на срыв потока устройство.

Изобретение относится к направляющим посадочных закрылков для летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на самолетах как с прямым, так и со стреловидным крылом. .

Изобретение относится к увеличивающим подъемную силу крыла системам для летательного аппарата в соответствии с ограничительной частью пункта 1 формулы изобретения

Изобретение относится к системам автоматического управления обеспечения большой подъемной силы самолета с помощью пред-/закрылок (21, 22), которые выполнены с возможностью установки в различные конфигурации: для крейсерского полета, полета в зоне ожидания, взлета или посадки

Изобретение относится к опорному узлу для направления закрылка во время развертывания на крыле самолета. Опорный узел содержит направляющую дорожку, задающую двухмерный путь, цилиндрический подшипниковый ведомый элемент, имеющий продольную ось, вал и сферическую опору. Ось подшипникового ведомого элемента ограничена для того, чтобы следовать по указанному пути во время развертывания закрылка. Вал проходит от подшипникового ведомого элемента. Сферическая опора соединяет конец вала с подшипниковым ведомым элементом таким образом, что подшипниковый ведомый элемент является вращаемым относительно вала вокруг продольной оси подшипникового ведомого элемента, когда он перемещается по дорожке. Сферическая опора обеспечивает угловой поворот вала вокруг центральной точки сферической опоры так, что закрылок, поддерживаемый указанным узлом, является свободным для перемещения во многих направлениях. Направляющая дорожка может быть прикреплена к элементу конструкции авиационного крыла или к закрылку, а линейный опорный элемент может быть прикреплен к закрылку или к крылу на валу соответственно. Достигается возможность направления закрылка по трехмерной траектории во время развертывания, уменьшение проскальзывания и истирания подшипникового ведомого элемента. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к крылу воздушного или космического судна и касается посадочных закрылков или щитков. Крыло (12) содержит подвижное обтекаемое тело (10), подвижное опорное устройство (22), которое соединено с обтекаемым телом (10) для поворота обтекаемого тела (10) на крыле (12), и устройство (18, 20) управления обтекаемым телом. Устройство (18, 20) управления прикреплено к крылу (12) в первой точке (С), а опорное устройство (22) - во второй точке (В), и указанные две точки (С, В) устройства (18, 20) управления и опорного устройства (22) образуют ось (HL-1). Устройство (18, 20) управления расположено под предварительно определенным углом (β) к оси (HL-1) и направляет обтекаемое тело (10) в предварительно определенной плоскости вокруг оси (HL-1). Достигается простота конструкции и уменьшение аэродинамического сопротивления. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к управлению летательными аппаратами. Механизм представляет собой рычажно-пружинный или линейно-пружинный механизм, имеющий положение неустойчивого равновесия и содержащий рычаг, прикрепленный к управляемому элементу, и/или к органу управления, и/или к промежуточному кинематическому звену, и шарнирно прикрепленную к концу рычага пружину сжатия или растяжения. Усилие пружины направлено к оси вращения управляемого элемента. Пружина или толкатель должны крепиться к рычагу и к самолету двумя шарнирами. Обеспечивается уменьшение усилий при ручном управлении различными управляемыми элементами летательных аппаратов. 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Устройство для увеличения подъемной силы содержит основной элемент (5) закрылка, установленный с возможностью выпуска и убирания относительно основного крыла, и выступающий элемент (6А-1), выполненный так, что он имеет плавный контур и расположен вблизи концевого участка в направлении размаха поверхности положительного давления основного элемента (5) закрылка, выступая в направлении от основного элемента закрылка. Крыло содержит основное крыло и устройство для увеличения подъемной силы. Устройство для снижения шума содержит съемный основной элемент, выполненный с возможностью присоединения к концевому участку в направлении размаха основного элемента закрылка и возможностью отсоединения от концевого участка в направлении размаха основного элемента закрылка, установленного с возможностью выпуска и убирания относительно основного крыла, и выступающий элемент. Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы и снижение шума без увеличения веса. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 40 ил.

Изобретение относится к механизму навески элемента механизации крыла на основной части крыла. Устройство уборки и выпуска элемента механизации крыла летательного аппарата включает в себя два механизма навески, расположенных сбоку друг от друга в направлении размаха крыла, и устройство привода для перемещения элемента механизации крыла относительно основной части крыла. Механизм навески содержит первое звено, соединенное с основной частью крыла первым шарниром с образованием первой оси вращения, второе звено, третье звено, соединенное со вторым звеном вторым шарниром с образованием второй оси вращения и соединенное с элементом механизации крыла четвертым шарниром, тягу. Тяга соединена первым шаровым шарниром со вторым звеном и вторым шаровым шарниром с элементом механизации крыла. Первое звено и второе звено соединены друг с другом средним шарниром с образованием третьей оси вращения. Первая, вторая и третья оси вращения при любом положении элемента механизации крыла проходят через общий полюс. Достигается минимизация внутренних усилий и механических напряжений. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается конструкций исполнительных механизмов перемещения закрылков самолёта. Механизм перемещения закрылка содержит силовой привод с выходным рычагом и каретку, установленную с возможностью продольного перемещения в направляющих элементах рельса, закрепленного под крылом. При этом механизм снабжен промежуточной траверсой, присоединенной к каретке с возможностью поворота и посредством кронштейна и шарнирной тяги - к закрылку. Передняя часть траверсы соединена с передним плечом рычага привода шарнирной тягой, а задняя часть траверсы посредством другой шарнирной тяги - с задним плечом рычага привода. Достигаются улучшение аэродинамических свойств закрылка, уменьшение массы конструкции и габаритов, снижение коэффициента трения, увеличение угла отклонения. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается средств увеличения подъемной силы самолетов короткого взлета и посадки. Устройство увеличения подъемной силы содержит поворотную силовую установку с винтами, привод поворота, автоматы демпфирования нагрузок, замки фиксации, топливную систему с поворотным плечом трубопровода, систему управления двигателем с винтом, проходящую через узел поворота. При этом узел поворота мотогандолы с двигателем размещен в концевом сечении пилона, установленного в хвостовой части крыла, перед закрылком, который шарнирно закреплен на кронштейнах навески и через узел крепления нижнего звена тяги с помощью складывающейся тяги подвижно соединен с узлом мотогандолы двигателя. Винтовой механизм привода закрылка шарнирно связан с узлом закрылка, установленным на верхней носовой его части. Нижнее звено тяги в убранном положении закрылка составляет часть хвостового отсека пилона. Достигается повышение эффективности устройства увеличения подъемной силы, простота, снижение массы. 7 ил.

Устройство сложного перемещения (3) для соединения двух поверхностей, включающее первый рычаг (5) и второй рычаг (7), соединенные вместе с возможностью поворота с помощью первого шарнирного соединения (13), первую поверхность (35), соединенную с противоположным концом первого рычага с помощью второго шарнирного соединения, вторую поверхность (39), соединенную с противоположным концом второго рычага с помощью третьего шарнирного соединения, при этом первый рычаг (5) и второй рычаг (7) способны перемещаться, в результате чего создается сложное перемещение одной или обеих поверхностей. Устройство, создающее и поддерживающее сложное перемещение (варианты). Аэродинамическая поверхность (варианты). 6 н. и 15 з.п. ф-лы, 24 ил.
Наверх