Способ и устройство для создания аэродинамического сопротивления на самолете



Способ и устройство для создания аэродинамического сопротивления на самолете
Способ и устройство для создания аэродинамического сопротивления на самолете

 


Владельцы патента RU 2455196:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ ГМБХ (DE)

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет содержит тормозной щиток (10), выполненный с возможностью выдвижения в воздушный поток вокруг самолета. Тормозной щиток установлен на фюзеляже (12) самолета в зоне над крыльями (4) самолета, в которой существует локальный максимум динамического давления воздуха. Тормозной щиток выполнен с возможностью уравновешивания момента при угле тангажа вниз и момента при угле тангажа вверх. Способ создания аэродинамического сопротивления на самолете характеризуется использованием тормозного щитка (10). Группа изобретений направлена на создание аэродинамического сопротивления без приложения дополнительного момента. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Настоящее изобретение относится к устройству и способу создания аэродинамического сопротивления на самолете с использованием, по меньшей мере, одного тормозного щитка, причем, по меньшей мере, один тормозной щиток может выдвигаться в воздушный поток вокруг самолета. Настоящее изобретение также относится к самолету, оснащенному, по меньшей мере, одним тормозным щитком, в котором, по меньшей мере, один тормозной щиток может выдвигаться в воздушный поток вокруг самолета.

При заходе самолета на посадку его скорость снижается до минимальной возможной величины, чтобы ограничить требуемую длину посадочной полосы. Кроме того, для уменьшения шума от летящего самолета на земле желательно в максимально возможной степени уменьшить зону шумового воздействия посредством захода на посадку по крутой траектории. Для достижения данной цели требуется высокий коэффициент подъемной силы, чтобы обеспечить заход на посадку на малой скорости. Для обеспечения траектории полета при заходе, которая является крутой и замедленной, помимо необходимых для данной цели устройств для создания высокой подъемной силы, требуются также эффективные тормозные устройства. В идеальной ситуации данные тормозные устройства увеличивают только аэродинамическое сопротивление самолета и не влияют ни на подъемную силу, ни на моменты тангажа, крена или рыскания самолета. Кроме того, для дополнительного ограничения шумового воздействия данные тормозные устройства должны создавать как можно меньше дополнительного шума.

Для эффективного уменьшения скорости полета самолета при заходе на посадку обычно используются тормозные щитки, которые расположены по существу в зоне задней кромки крыла самолета (в дальнейшем данные тормозные щитки также называются «интерцепторами»). Благодаря своему расположению непосредственно на крыле самолета выдвижные интерцепторы несомненно влияют на поток вокруг крыла и, следовательно, уменьшают увеличивающее подъемную силу воздействие щитков на задней кромке крыла (посадочных закрылков) и отклоняемых носков на передней кромке крыла (предкрылков). В большинстве случаев при выдвинутых интерцепторах изменяется структура момента тангажа самолета, поэтому необходимо непрерывно компенсировать, в частности, измененный момент тангажа посредством руля направления. Шум летящего самолета также заметно увеличивается вследствие уменьшенной подъемной силы и связанной с этим более высокой скорости при посадке, поскольку с увеличением скорости полета шум элементов самолета возрастает по экспоненциальному закону. Кроме того, усиливается шум, создаваемый выдвинутыми интерцепторами.

Альтернативным средством, устанавливаемым на нижней стороне фюзеляжа самолета, являются тормозные щитки, которые могут выдвигаться в воздушный поток вокруг самолета («подфюзеляжный аэродинамический тормоз»). Вследствие геометрических ограничений (то есть ширины фюзеляжа самолета, минимального расстояния фюзеляжа самолета от земли и установочного положения шасси) размеры выдвинутого щитка, а также связанное с ним действие подфюзеляжного аэродинамического тормоза ограничены. Во многих случаях при помощи таких тормозных щитков невозможно обеспечить достаточное аэродинамическое сопротивление, так что их использование ограничено. Кроме того, необходимо учитывать вредное излучение шума в направлении земли, поскольку шум, создаваемый подфюзеляжным аэродинамическим тормозом, не экранируется ни фюзеляжем самолета, ни крыльями.

Так называемые «лепестковые аэродинамические тормоза» обычно устанавливаются на хвосте самолета и могут выдвигаться с возможностью поворота сбоку в направлении полета на каждой стороне самолета. Недостатком такого устройства является эффект ограниченного установочного пространства, имеющегося в зоне хвостовой части фюзеляжа (то есть ограничение, обусловленное установками систем, таких как вспомогательная силовая установка - APU, креплением хвоста самолета к фюзеляжу и т.п.). Другой недостаток заключается в том, что такое устройство расположено в зонах воздушных потоков низкой кинетической энергии. Вследствие вышеупомянутых причин создание аэродинамического сопротивления при помощи лепестковых аэродинамических тормозов ограничено.

Другим возможным средством создания аэродинамического сопротивления является так называемый разрезной руль. Недостатком такого устройства является ограниченное доступное пространство для установки, а также ограниченная способность конструкции выдерживать аэродинамические нагрузки в зоне узла руля направления. Обнаружено также, что при использовании такого устройства путевая стабилизация, обусловленная воздействием узла руля направления, заметно уменьшается. Вследствие вышеупомянутых причин такое устройство способно обеспечить только низкий уровень создания аэродинамического сопротивления.

Поэтому целью настоящего изобретения является уменьшение или устранение одной или более вышеупомянутых проблем известных устройств. В частности, целью настоящего изобретения является создание устройства для создания аэродинамического сопротивления на самолете, которое не уменьшает подъемную силу, которое вызывает меньший шум и которое не прикладывает дополнительный момент на самолет.

Эта цель достигается посредством, по меньшей мере, одного тормозного щитка, который устанавливается на фюзеляже самолета в зоне над крыльями самолета.

Тормозные щитки (надфюзеляжные аэродинамические тормоза) располагают в зоне на фюзеляже самолета, в которой создается высокое динамическое давление воздушного потока. В случае обычного коммерческого самолета зона высокого динамического давления, пригодная для установки данных устройств, должна находиться, например, над стороной низкого давления крыльев самолета, около фюзеляжа, являющейся стороной, на которой воздушный поток ускоряется. Размещение тормозных щитков на фюзеляже в данной зоне уменьшает динамическое давление воздушного потока. Энергия, используемая для указанной цели, берется из кинетической энергии самолета.

Изменение распределения давления, в частности, на крыле в конфигурации для обеспечения высокой подъемной силы, посредством такого устройства вызывает момент при угле тангажа внизу (фактор отрицательного момента тангажа). Кроме того, набегающий поток относительно тормозных щитков вызывает момент при угле тангажа вверх (фактор положительного момента тангажа). Эти два фактора момента тангажа уравновешиваются посредством правильно выбранного точного расположения тормозных щитков на самолете. Кроме того, создаваемое аэродинамическое сопротивление самолета может быть также увеличено посредством оптимального размещения тормозных щитков на самолете, которое в сочетании с вышеупомянутым увеличением сопротивления потоку приводит к дополнительному увеличению тормозного действия. Тормозное действие надфюзеляжных аэродинамических тормозов оказывает влияние на поток вокруг крыльев и, таким образом, закрылки для обеспечения высокой подъемной силы крыла заметно меньше, чем обычное устройство интерцептора. Следовательно, изменение распределения давления может не только увеличить сопротивление, но также и уменьшить потерю подъемной силы.

Уровень шума, создаваемого такими тормозными щитками, также значительно меньше по сравнению с известными устройствами, поскольку крылья и фюзеляж самолета преграждают распространение шума, создаваемого тормозными щитками, по направлению к земле. Замена интерцепторов, устанавливаемых на крыльях, и преимущественно влияющих на поток вокруг крыла щитков на передней кромке крыла (предкрылков) означает, что можно уменьшить общий шум самолета посредством надфюзеляжных тормозов.

Предпочтительно размещение на фюзеляже самолета в зоне над крыльями самолета двух, трех, четырех или более тормозных щитков, которые расположены на расстоянии друг от друга в периферийном направлении. Вследствие сферической изогнутости фюзеляжа самолета с геометрической точки зрения предпочтительно использование множества более мелких тормозных щитков, которые расположены в ряд над участком поперечного сечения в зоне верхней стороны фюзеляжа самолета. Кроме того, при использовании, в частности, двух тормозных щитков или двух пар тормозных щитков можно таким образом направить их вихревую турбулентную спутную струю посредством выбора соответствующего интервала между тормозными щитками, что можно уменьшить или устранить разрушение узла руля направления, который установлен по направлению к хвосту, за счет завихрений воздуха.

Предпочтительно, если тормозные щитки установлены симметрично друг другу в периферийном направлении относительно центральной плоскости фюзеляжа. Это устраняет дополнительные моменты тангажа, крена и рыскания, которые могут возникать вследствие несимметричных сил торможения.

В предпочтительном варианте осуществления концы тормозных щитков, которые обращены в сторону от фюзеляжа самолета, содержат прямолинейную кромку. В результате может быть обеспечено относительно недорогое изготовление или механическая обработка тормозных щитков и, в частности, соединительных участков, которые изолируют щиток в фюзеляже самолета для втянутых тормозных щитков.

Кроме того, в другом предпочтительном элементе на концах тормозных щитков выполнены зубчатые, профилированные, перфорированные или закругленные кромки, которые обращены в сторону от фюзеляжа самолета. Благодаря этому при соответствующей конструкции можно не только усилить динамическое действие, но также и уменьшить генерирование шума.

Особенно предпочтительно, если, по меньшей мере, один тормозной щиток имеет по существу прямоугольную форму. Таким образом, упрощается изготовление тормозного щитка и участков уплотнения в фюзеляже самолета, при этом тормозные характеристики прямоугольных щитков известны.

В конечном итоге особенно предпочтительно, если, по меньшей мере, один тормозной щиток может принимать любую пригодную форму. Пригодная форма может быть получена, например, посредством эксперимента или моделирования.

В особенно предпочтительном варианте осуществления два, три или более тормозных щитков могут приводиться в движение независимо друг от друга. Это обеспечивает интегрирование тормозных щитков в систему управления пространственным положением самолета при заходе на посадку или на других этапах полета и может быть использовано для оптимизации структуры моментов самолета.

Цель настоящего изобретения достигается также посредством способа создания аэродинамического сопротивления на самолете, при котором, по меньшей мере, один тормозной щиток, расположенный на фюзеляже самолета в зоне над крыльями самолета, выдвигают в воздушный поток вокруг самолета.

В конечном итоге цель настоящего изобретения достигается посредством самолета, оснащенного, по меньшей мере, одним тормозным щитком, в котором, по меньшей мере, один тормозной щиток способен выдвигаться в воздушный поток вокруг самолета и в котором, по меньшей мере, один тормозной щиток размещается на фюзеляже самолета в зоне над крыльями самолета.

Особенно предпочтительный вариант осуществления разработан в соответствии с вышеописанными отличительными особенностями устройства для создания сопротивления на самолете.

Ниже настоящее изобретение будет описано более подробно на примере варианта его осуществления со ссылкой на чертежи. В приведенном ниже описании одинаковые ссылочные позиции используются для обозначения одинаковых или подобных элементов. На чертежах:

Фиг.1 - вид в перспективе самолета, оснащенного тормозными щитками в соответствии с настоящим изобретением; и

Фиг.2 - иллюстрация распределения динамического давления на фюзеляже самолета.

На Фиг.1 показан самолет 2 с двумя крыльями 4, которые содержат щитки на передней кромке крыла (предкрылки) 6 и щитки на задней кромке крыла (закрылки) 8. При заходе на посадку как закрылки 8, так и предкрылки 6 выдвигаются и обеспечивают коэффициент подъемной силы, который значительно увеличен по сравнению с крейсерским полетом и который обеспечивает значительное снижение скорости полета при заходе на посадку.

При заходе на посадку, помимо уменьшения тяги и увеличения общего аэродинамического сопротивления самолета за счет выдвинутых предкрылков 6 и закрылков 8, необходимо дополнительно снижать скорость самолета 2 при помощи тормозных щитков или поддерживать ее постоянной, рассматривая полет с постоянным снижением. В данном случае это достигается при помощи двух тормозных щитков 10, которые расположены в зоне фюзеляжа 12 самолета, которая находится над плоскостью, образованной крыльями 4.

Это также справедливо и в отношении варианта осуществления изобретения, в котором используется только один тормозной щиток.

Тормозные щитки 10 выполнены таким образом, что в положении их максимального выдвижения они приблизительно перпендикулярны поверхности фюзеляжа 12 самолета. Площадь и наружное удлинение тормозных щитков 10 определяются требуемой эффективностью торможения или требуемым аэродинамическим сопротивлением, имеющимся пространством на фюзеляже самолета и его кривизной и необходимой мощностью привода. Мгновенное тормозное действие может зависеть от изменения угла тормозных щитков 10, выдвигаемых с возможностью поворота.

Геометрическая конфигурация кромок тормозных щитков 10 зависит, в частности, от требований в отношении возникающего шума. Общая конфигурация тормозных щитков 10 может быть прямоугольной или может принимать любую пригодную форму.

Вместо пары тормозных щитков, состоящей из двух тормозных щитков 10, можно также использовать только один или более тормозных щитков 10, которые, например, могут быть установлены выше окон 14 над крыльями. Таким образом, все детали, раскрытые ранее или далее, по аналогии также могут быть использованы в варианте осуществления изобретения с одним тормозным щитком.

Множество тормозных щитков 10 может дополнительно способствовать стабилизации моментов самолета, поскольку они предпочтительно приводятся в движение отдельно друг от друга и интегрируются в систему управления пространственным положением самолета при заходе на посадку или на других этапах полета.

Положение новых тормозных щитков 10 на верхней стороне фюзеляжа определяется, помимо прочего, распределением динамического давления на фюзеляже, которое проиллюстрировано на фиг.2.

Из фиг.2 понятно, что локальный максимум в отношении динамического давления воздуха должен находиться в зоне 16 самолета 12. Тормозные щитки 10 предпочтительно должны размещаться в данной зоне 16 и должны быть выполнены таким образом, чтобы они обеспечивали максимально эффективное использование динамического давления и обеспечивали оптимальное тормозное действие. Следовательно, предпочтительным положением в данной зоне 16 является положение 18, в котором локальное динамическое давление является максимальным. В этом положении так называемая избыточная скорость, то есть скорость воздушного потока, которая превышает скорость самолета в набегающем потоке, достигает своего локального максимума.

Размещение тормозных щитков 10 в зоне 16 на верхней стороне фюзеляжа 12 самолета приводит к уменьшению шумов на земле, поскольку тормозные щитки 10 расположены над крыльями 4 и фюзеляжем 12 самолета, которые преграждают распространение шума по направлению к земле. Если в конструкции самолета интерцепторы, установленные на крыльях 4, распределены, то шум, обусловленный закрылками 8 и предкрылками 6, может быть также уменьшен посредством улучшения режима потока на крыльях.

Настоящее изобретение описывает тормозные щитки, которые обеспечивают тормозное действие, подобное действию обычных интерцепторов, устанавливаемых на крыльях 4, однако в данном случае они не нарушают структуры моментов самолета и они создают значительно меньший шум при заходе на посадку. Использованный вариант осуществления служит только для описания настоящего изобретения и не предназначен для ограничения его данным вариантом осуществления. Возможно также использование любых тормозных щитков на самолете 2 над крыльями 4, которые уменьшают там динамическое давление и, таким образом, оказывают тормозное действие. Кроме того, при соответствующих узлах стабилизатора можно также размещать такие тормозные щитки дополнительно или исключительно в зоне хвостовой части фюзеляжа. В частности, настоящее изобретение относится к пассажирскому самолету.

1. Самолет, содержащий, по меньшей мере, один тормозной щиток, выполненный с возможностью выдвижения в воздушный поток вокруг самолета, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один тормозной щиток установлен на фюзеляже самолета в зоне (16) над крыльями самолета, в которой существует локальный максимум динамического давления воздуха, причем, по меньшей мере, один тормозной щиток выполнен с возможностью уравновешивания момента при угле тангажа вниз и момента при угле тангажа вверх.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что два, три, четыре или более тормозных щитков, расположенных на расстоянии друг от друга в периферийном направлении, установлены на фюзеляже самолета в зоне над крыльями самолета.

3. Самолет по п.2, отличающийся тем, что тормозные щитки установлены взаимно симметрично в периферийном направлении относительно центральной плоскости фюзеляжа.

4. Самолет по п.2 или 3, отличающийся тем, что концы тормозных щитков, которые обращены в сторону от фюзеляжа самолета, содержат прямолинейную кромку.

5. Самолет по п.2 или 3, отличающийся тем, что концы тормозных щитков, которые обращены в сторону от фюзеляжа самолета, содержат зубчатую, профилированную, перфорированную или закругленную кромку.

6. Самолет по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один тормозной щиток имеет, по существу, прямоугольную форму.

7. Самолет по п.2 или 3, отличающийся тем, что тормозные щитки выполнены с возможностью приведения в движение независимо друг от друга.

8. Способ создания аэродинамического сопротивления на самолете, отличающийся тем, что устанавливают, по меньшей мере, один тормозной щиток на фюзеляже самолета в зоне (16), в которой имеется локальный максимум динамического давления воздуха, выдвигают тормозной щиток над крыльями самолета в воздушный поток вокруг самолета, причем, по меньшей мере, один тормозной щиток выполняют с возможностью уравновешивания момента при угле тангажа вниз и момента при угле тангажа вверх.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к рулям направления коммерческих самолетов. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации, в частности, к системам торможения летательного аппарата в полете и при послепосадочном пробеге. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к тормозным устройствам летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к воздушному тормозу для самолета, который имеет заслонку (1), выполненную с возможностью выдвижения в поток воздуха для увеличения аэродинамического сопротивления

Изобретение относится к устройствам летательного аппарата, предназначенным для улучшения посадочных свойств

Изобретение относится к авиации, в частности к системам приводов аэродинамических поверхностей

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба, содержит головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности. Хвостовая часть разделена продольно на два равных участка, каждый из которых выполнен с возможностью поворота относительно неподвижной головной части на собственной оси. Угол поворота каждого участка ограничен 120°. Угол одновременного поворота участков, находящихся в сомкнутом состоянии, ограничен 60°. Угол одновременного поворота участков в разных направлениях ограничен 180°. Изобретение направлено на уменьшение посадочной скорости и пробега летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх