Воздушный тормоз для самолетов

Авторы патента:


Воздушный тормоз для самолетов
Воздушный тормоз для самолетов
Воздушный тормоз для самолетов
Воздушный тормоз для самолетов
Воздушный тормоз для самолетов
Воздушный тормоз для самолетов
Воздушный тормоз для самолетов

 


Владельцы патента RU 2469910:

ЕАДС ДОЙЧЛАНД ГМБХ (DE)

Изобретение относится к воздушному тормозу для самолета, который имеет заслонку (1), выполненную с возможностью выдвижения в поток воздуха для увеличения аэродинамического сопротивления. На верхней стороне заслонки (1) с одной стороны относительно срединной линии (М) заслонки установлен выступ (4) так, что выступ во втянутом состоянии заслонки (1) простирается вдоль направления потока воздуха. Изобретение направлено на предотвращение резонанса. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к воздушному (аэродинамическому) тормозу для самолетов согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения.

Воздушный тормоз (англ. speed brake) - это выдвигаемая в воздушный поток заслонка на транспортном средстве, которая повышает аэродинамическое сопротивление воздуха и, тем самым, служит тормозом. Вызываемое воздушным тормозом повышение сопротивления может происходить за счет увеличения торцевой поверхности или за счет повышения коэффициента cw. За счет этого увеличивается индуктивное сопротивление. Поскольку за воздушными тормозами ламинарный поток на несущей поверхности обрывается, то к тому же снижается и подъемная сила.

Воздушные тормоза используются в самолетах для снижения скорости полета (при более высоком угле установки), увеличения скорости снижения или для уменьшения участка послепосадочного пробега при посадке. На военных самолетах воздушный тормоз используется также для тактических маневров (например, маневр «кобра») или для снижения скорости при пикировании (тормоз для пике).

Тормозные щитки в самолетах либо механически, либо гидравлически выдвигаются из верхней или нижней части несущих поверхностей, в том числе и по обеим сторонам. Особенно в боевых самолетах также встречаются тормозные щитки, которые выдвигаются из днища фюзеляжа или боковых стенок фюзеляжа. Сама заслонка обычно имеет выпуклую форму и приведена в соответствие с контуром фюзеляжа. На фиг.1 схематически показан вид сбоку на военный самолет F. В области несущей поверхности Т находится воздушный тормоз в виде выдвижной заслонки 1. Во втянутом состоянии заслонка 1 принимает наружный контур самолета F.

Проблема заключается в том, что за тормозной заслонкой образуются сильные вихревые движения воздуха, также известные как вихревая дорожка Кармана (фиг.2). За расположенным поперек потока цилиндром 1а можно распознать противоположно вращающиеся вихри 2, которые попеременно отходят от одной и от другой стороны тела 1а. Аналогичным образом поток ведет себя и за воздушным тормозом 1, как схематически показано на фиг.3.

Эти вихри 2 приводят к колебаниям («вибрациям») давления, которые могут привести к вибрациям как самого воздушного тормоза, но также и, прежде всего, расположенных за ним поверхностей самолета, и, тем самым, значительно снизить его прочность или даже разрушить в короткие сроки, если колебание давления в узком диапазоне войдет в резонанс с конструктивной деталью. Схематически на фиг.3 это переменно воздействующее давление на рис.3 показано на находящемся за воздушным тормозом 1 вертикальном оперении 3.

Задача изобретения заключается в разработке воздушного тормоза такого рода, с помощью которого можно снизить или же предотвратить такие колебания давления.

Эта задача решена посредством воздушного тормоза согласно признакам пункта 1 формулы изобретения. Предпочтительные варианты осуществления изобретения являются предметом зависимых пунктов формулы.

Предлагаемый воздушный тормоз для самолетов в виде выдвигаемой в поток воздуха заслонки для увеличения аэродинамического сопротивления воздуха отличается тем, что на верхней стороне заслонки с одной стороны относительно срединной линии заслонки выполнен выступ таким образом, что выступ во втянутом состоянии заслонки простирается вдоль направления потока воздуха.

В выдвинутом состоянии предлагаемый выступ изменяет обтекание вихрей с одной стороны и, тем самым, предотвращает симметричное и попеременное отхождение одинаковых вихрей. Это уменьшает амплитуду колебаний давлений за заслонкой и снижает опасность резонанса.

Поэтому основная идея изобретения заключается в том, чтобы изменить заслонку с ее обращенной к потоку стороны для того, чтобы поток воздуха через заслонку в дальнейшем проходил не симметрично, как в уровне техники, а асимметрично, за счет чего достигается желаемый эффект ассиметричного образования вихрей за заслонкой.

Известное из уровня техники негативное действие воздушного тормоза с помощью изобретения снижается, в результате чего прочность расположенных за ним конструктивных деталей самолета улучшается, и воздушный тормоз может отклоняться под большим углом относительно потока. Предлагаемый выступ не влияет ни на летно-технические характеристики, ни на прочность воздушного тормоза.

Изобретение и предпочтительные варианты осуществления поясняются подробнее на примере чертежей. На чертежах показаны:

фиг.1 - схематическое изображение самолета с воздушным тормозом, вид сбоку,

фиг.2 - схематическое изображение образования вихрей в потоке за цилиндром,

фиг.3 - схематическое изображение образования вихрей в потоке за воздушным тормозом,

фиг.4 - первый вариант осуществления предлагаемого воздушного тормоза,

фиг.5 - второй вариант осуществления предлагаемого воздушного тормоза,

фиг.6 - третий вариант осуществления предлагаемого воздушного тормоза,

фиг.7 - четвертый вариант осуществления предлагаемого воздушного тормоза,

На фиг.4 показана первая форма осуществления предлагаемого воздушного тормоза. С правой стороны показан вид сверху на воздушный тормоз 1, а с левой стороны - воздушный тормоз в разрезе А-А. На верхней стороне воздушного тормоза 1 предлагаемый выступ 4 расположен с одной стороны относительно срединной линии М. В этой форме осуществления выступ 4 является ребром, которое также можно назвать ребром жесткости или аэродинамическим гребнем. Выступ 4 может простираться по всей длине L воздушного тормоза 1. Кроме того, выступ 4 может быть выполнен непрерывно или иметь прерывания. На фиг.4 выступ 4 расположен на воздушном тормозе параллельно нормали к поверхности.

На фиг.5 во второй форме осуществления предлагаемого воздушного тормоза выступ 4 расположен под углом , с менее 90° относительно поверхности воздушного тормоза 1.

На фиг.6 выступ 4 в третьей форме осуществления предлагаемого воздушного тормоза выполнен в виде продольного наплыва (буртика).

На фиг.7 выступ 4 в третьей форме осуществления предлагаемого воздушного тормоза выполнен в виде расположенного с одной стороны от срединной линии М утолщения профиля воздушного тормоза. За счет этого профилю воздушного тормоза 1 придается асимметричная форма, благодаря чему воздушный поток больше не может протекать симметрично вокруг воздушного тормоза 1, что приводит к тому, что за воздушным тормозом 1 больше не могут образовываться противонаправленные вихри, как показано на фиг.2 и 3.

1. Воздушный тормоз для самолетов в форме выполненной с возможностью выдвижения в поток воздуха заслонки (1) для увеличения аэродинамического сопротивления воздуха, отличающийся тем, что на верхней стороне заслонки (1) с одной стороны относительно срединной линии (М) заслонки установлен выступ (4) так, что выступ во втянутом состоянии заслонки (1) простирается вдоль направления потока воздуха.

2. Воздушный тормоз по п.1, отличающийся тем, что выступ (4) является продольным ребром или имеющим продольную форму наплывом.

3. Воздушный тормоз по п.1, отличающийся тем, что выступ (4) представляет собой профильное утолщение заслонки (1).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. .

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 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