Система обеспечения большой подъемной силы для самолета с основным крылом и переустанавливаемым предкрылком



Система обеспечения большой подъемной силы для самолета с основным крылом и переустанавливаемым предкрылком
Система обеспечения большой подъемной силы для самолета с основным крылом и переустанавливаемым предкрылком

 


Владельцы патента RU 2483976:

ЭРБУС ОПЕРЕЙШНС ГМБХ (DE)

Система обеспечения большой подъемной силы для самолета с основным крылом и предкрылком содержит устройство, устанавливающее предкрылок в различные состояния. Между обращенной к основному крылу задней стороной (1b) предкрылка и основным крылом (2) образуется щель (5), размер которой вытекает из переустанавливаемого состояния предкрылка (1) относительно основного крыла (2). Внутри предкрылка образован воздуховодный канал (11) с впуском (20) воздуховодного канала и одним выпуском воздуховодного канала. Впуск (20) воздуховодного канала расположен на обращенной к основному крылу задней стороне (1b) для того, чтобы воздействовать на поток воздуха в щели (5). Изобретение направлено на ослабление шума потока. 24 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к системе обеспечения большой подъемной силы для самолета с основным крылом и переустанавливаемым по отношению к нему посредством переустанавливающего устройства в различные переустанавливаемые состояния предкрылком, которая имеет устройство для воздействия на поток. С помощью устройства для воздействия на поток достигается, прежде всего, ослабление аэродинамического шума на предкрылках самолетов.

Документы US 3363859 A, EP 230684 А и DE 746714 С описывают систему обеспечения большой подъемной силы для самолета с основным крылом и переустанавливаемым по отношению к нему посредством переустанавливающего устройства в различные переустанавливаемые состояния предкрылком, с образующейся между основным крылом и предкрылком щелью, при этом на задней стороне предкрылка выполнен выпуск воздуха.

Для того чтобы при взлете и посадке обеспечивать достаточную подъемную силу, несущие поверхности современных самолетов в большинстве случаев имеют изменяемые вспомогательные средства обеспечения большой подъемной силы (предкрылки и закрылки), в результате выпуска которых происходит адаптация оптимизированной для крейсерского полета базисной геометрии к малым скоростям полета. В выпущенном состоянии между предкрылком и основным крылом существует щель, через которую воздух ускоряется и при значительном излучении звука попадает от нижней поверхности крыла на его сторону разрежения. В обтекании создающих подъемную силу поверхностей в настоящее время усматривается существенная причина шумообразования самолетами при заходе на посадку.

В результате обтекания предкрылка возникает область рециркуляции, которая, во-первых, окаймляется нижней поверхностью предкрылка в форме галтели, а, во-вторых, отделяется от быстрого щелевого потока свободным вихревым слоем. Нестабильности этого свободного вихревого слоя приводят к образованию дискретных вихревых структур, которые затем непрерывно переносятся вдоль (фиктивной) линии разъединяющего потока в направлении второй точки полного торможения потока на нижней стороне предкрылка. В этом месте поток разделяется, а вихревые структуры отчасти входят в область рециркуляции, однако, отчасти они с сильным ускорением выходят через щель между предкрылком и основным крылом. Ускоренное перемещение вихрей и, прежде всего, их выход из щели приводят к испусканию звуковых волн, при этом внезапный скачок импеданса между твердой стенкой и свободным потоком при истечении через заднюю кромку предкрылка имеет следствием образование акустических колебаний в результате гидродинамических колебаний давления. Если задняя кромка предкрылка является тупой, то взаимодействие выходящих вихрей с возникающей ниже по потоку вихревой дорожкой можно назвать дополнительным источником звука.

Мера по ослаблению шума может иметь в качестве цели адаптацию геометрии предкрылка к форме области рециркуляции (вытеснитель, поверхность разрыва, сильфон). Могут быть также предусмотрены устройства для воздействия на свободные вихревые слои (ряды щетины) или для демпфирования распространения звука (акустические абсорбирующие поверхности).

Возможность аэродинамического ослабления шума предкрылков пассажирского самолета известна из DE 10019185 А1. При этой системе расположенная с задней стороны профильная поверхность предкрылка, форма которой адаптирована к внешнему контуру основного крыла, снабжается полым вытеснителем (сильфоном), который может быть надут с помощью сжатого воздуха по меньшей мере из одного выпускного воздуховода. Если при выпущенном предкрылке сильфон оказывается под давлением, он расширяется, и размер смежной области рециркуляции уменьшается. При придании соответствующей формы в надутом состоянии порождающее шум вихреобразование на выпущенном предкрылке уменьшается.

В DE 19925560 А1 описано введение закрепленной на дополнительном крыле жесткой или гибкой поверхности разрыва, которая расположена вдоль проходящей между областью обратного потока и щелевым потоком линией разъединяющего потока и простирается в направлении основного крыла, в результате чего может быть воспрепятствовано импульсному обмену поперек направления щелевого потока и тем самым снижен уровень шума источника от предкрылков.

Сходный метод ослабления аэродинамического шума на дополнительном крыле самолета описан в DE 102004056537 А1. Устройство состоит из n-стабильной поверхности разрыва, которая выполнена с возможностью смещения в щель при выпущенном дополнительном крыле с помощью исполнительного устройства и там полностью или частично простирается вдоль находящейся между областью рециркуляции и щелевым потоком линии разъединяющего потока, в результате чего вихреобразование, а в конечном счете и излучение звука, может быть значительно уменьшено.

Из DE 10157849 А1 известна еще одна система ослабления аэродинамического шума на предкрылке пассажирского самолета, которая уменьшает энергообмен по возникающим на выпущенном предкрылке вихревыми слоям за счет применения нескольких, расположенных последовательно вдоль кромок предкрылка щетин. Конечное сопротивление протеканию этих образующих поверхность разрыва щетин приводит к более мягкому выравниванию турбулентных переменных давлений в направлении потока и, в конечном счете, имеет следствием ослабление действующих в вихревых слоях механизмов источников шума.

В US 6,454,219 описывается система, в которой путем применения звукопоглощающих материалов на предкрылке и/или на основном крыле звуковые волны демпфируются еще в области щели, в результате чего излученная наружу акустическая энергия уменьшается.

В системах, которые для ослабления шума предусматривают расположение твердых структур в щели между предкрылком и основным крылом (например, жесткой поверхности разрыва), существует в общем опасность того, что при неисправности необходимой для повторного убирания кинематической системы присоединение предкрылка к основному крылу препятствуется, и самолет должен остаться в конфигурации обеспечения большой подъемной силы.

Недостаток при применении дополнительных навесных деталей усматривается в принципиально повышенных затратах на обслуживание. Они будут особенно необходимы при упругих или же подвижных конструктивных группах для того, чтобы предупредить возможное разрушение в результате старения или же усталости примененных материалов, при этом последняя может быть вызвана как колеблющимися аэродинамическими нагрузками, так и конструктивно обусловленными переменными нагрузками.

В случае с деталями, которые имеют целью адаптацию контура предкрылка к форме области рециркуляции, в результате внезапных изменений условий обтекания (например, угла атаки) могут иметь место нежелательные аэродинамические эффекты, если не происходит немедленной адаптации контура к изменившимся краевым условиям.

Системы, которые нацелены на демпфирование распространения звука, не могут уменьшить излучение звука в той мере, как это было бы возможно посредством благоприятного воздействия на механизм источника звука.

Задача изобретения заключается в том, чтобы на системе обеспечения большой подъемной силы предложить меру ослабления шума потока, которая является конструктивно простой, безопасной в эксплуатации и гибкой с учетом изменяющихся условий обтекания, а ее влияние на аэродинамические силы на крыле является небольшим.

Эта задача решена посредством признаков пункта 1 формулы изобретения. Другие конструктивные формы описаны в ссылающихся на пункт 1 зависимых пунктах.

Согласно изобретению предусмотрена система обеспечения большой подъемной силы для самолета с основным крылом и переустанавливаемым по отношению к нему с помощью переустанавливающего устройства в различные переустанавливаемые состояния предкрылком, между обращенной к основному крылу задней стороной которого и основным крылом образуется щель, размер которой вытекает из переустанавливаемого состояния предкрылка относительно основного крыла. Внутри предкрылка образован воздуховодный канал по меньшей мере с одним впуском и одним выпуском воздуховодного канала, при этом впуск расположен на обращенной к основному крылу задней стороне для того, чтобы воздействовать на поток в щели.

При этом может быть предусмотрено, что массовый поток на впуске на обращенной к основному крылу задней стороне может регулироваться с помощью регулятора расхода для того, чтобы воздействовать на поток в щели. Прежде всего, регулятор расхода может иметь запорное устройство, которое может открываться и закрываться на основе воздействующего на заднюю сторону давления. Для этого регулятор расхода может иметь расположенную на впуске и смещенную в закрытое положение впуска открывающую деталь, которая отрегулирована таким образом, что открывающая деталь при заданном возникающем на задней стороне первом давлении перемещается в открытое положение, а при заданном возникающем на задней стороне втором давлении переходит в закрытое положение.

В качестве альтернативы или дополнительно может быть предусмотрено, что регулятор расхода управляется активно.

В общем, регулятор расхода может быть расположен внутри воздуховодного канала и/или на впусках, и/или на выпусках воздуховодного канала.

Впуск может быть образован из нескольких впускных отверстий. Кроме того, впускные отверстия могут быть расположены в один ряд вдоль направления размаха предкрылка. Впускные отверстия также могут быть расположены и в несколько рядов вдоль направления размаха предкрылка. По меньшей мере одно впускное отверстие может быть, прежде всего, круглым отверстием. Прежде всего по меньшей мере одно впускное отверстие может быть продолговатым отверстием.

Кроме того, на задней стороне предкрылка дополнительно может быть предусмотрен участок с абсорбирующим материалом. Абсорбирующий материал может быть интегрированным в заднюю сторону слоем абсорбирующего материала, в который интегрирован по меньшей мере один впуск.

Предкрылок на своей обращенной к основному крылу задней стороне может иметь, при рассмотрении со стороны основного крыла, вогнутую область, в которой расположен по меньшей мере один впуск. Предкрылок в месте между передней стороной и задней стороной в нижней области предкрылка может иметь проходящую в направлении размаха предкрылка кромку.

Выпуск может быть единичным выпуском или может быть образован из нескольких выпускных отверстий. Выпуск воздуховодного канала может оканчиваться во внешней среде предкрылка и при этом быть расположен на одном или обоих расположенных в направлении размаха крыла концах предкрылка. В качестве альтернативы или дополнительно выпуск воздуховодного канала может оканчиваться во внешней среде предкрылка и при этом быть расположен на задней кромке. Кроме того, в качестве альтернативы или дополнительно, выпуск воздуховодного канала оканчиваться во внешней среде предкрылка и при этом быть расположен на кромке, которая находится на нижней стороне предкрылка.

Также может быть предусмотрено, что к воздуховодному каналу подсоединен соединительный канал, который от воздуховодного канала впадает внутрь основного крыла.

Для переустановки регулятора расхода между открытым и закрытым состоянием может быть предусмотрено, что регулятор расхода функционально соединен с управляющим устройством, которое имеет управляющую функцию для формирования управляющих сигналов или управляющих команд для управления регулятором расхода.

При этом управляющее устройство может иметь входное устройство, с помощью которого управляющее устройство может принимать данные датчика и/или системы, и может быть предусмотрено, что управляющая функция определяет управляющие команды для открывания или закрывания регулятора расхода в зависимости от переустанавливаемого состояния предкрылка.

Прежде всего, управляющее устройство может иметь входное устройство, с помощью которого управляющее устройство может принимать данные от датчика и/или системы, и может быть предусмотрено, что управляющая функция определяет управляющие команды для открывания или закрывания регулятора расхода в зависимости от данных датчика и/или системы.

Управляющее устройство может быть интегрировано в предкрылке.

Входное устройство управляющего устройства может быть настроено на прием данных от системы управления полетом самолета и при этом может быть, прежде всего, предусмотрено, что управляющая функция определяет управляющие команды для открывания и закрывания впуска в зависимости от данных системы управления полетом.

При этом принятые от системы управления полетом самолета данные могут содержать переустанавливаемое положение предкрылка, при этом управляющая функция определяет управляющие команды для открывания и закрывания регулятора расхода в зависимости от переустанавливаемого положения предкрылка.

Кроме того, может быть предусмотрено, что управляющая функция определяет управляющие команды для регулятора расхода в зависимости от аэродинамических данных, которые переданы системой управления полетом. При этом аэродинамические данные могут описывать угол атаки крыла самолета и/или скорость, и/или положение самолета в полете.

Управляющее устройство регулятора расхода может иметь сравнительную функцию, которая сравнивает переданные аэродинамические данные и/или переустанавливаемое положение предкрылка с первой заданной величиной и второй заданной величиной, при этом управляющая функция при достижении диапазона первой заданной величины вырабатывает управляющие команды для открывания регулятора расхода, а при достижении диапазона второй заданной величины вырабатывает управляющие команды для закрывания регулятора расхода и передает их на регулятор расхода.

Управляющее устройство может быть интегрировано с находящимся в фюзеляже компьютером системы управления полетом, а управляющие команды по командной линии могут передаваться на регулятор расхода.

Кроме того, система обеспечения большой подъемной силы может иметь по меньшей мере один датчик давления, который расположен на задней стороне предкрылка для измерения статического давления воздушного потока и функционально соединен с входным устройством для передачи измеренного давления на управляющую функцию, при этом управляющая функция выполнена таким образом, что она передает управляющие сигналы для регулятора расхода в зависимости от измеренного давления.

Регулятор расхода может быть реализован, прежде всего, в виде одного клапана или нескольких клапанов, который или которые предусмотрены внутри воздуховодного канала для регулирования расхода в последнем.

Кроме того, в воздуховодном канале может быть расположен по меньшей мере один привод потока, который воздействует на массовый воздушный поток между впуском и выпуском.

Кроме того, может быть предусмотрено, что регулятор расхода управляется по меньшей мере одним исполнительным пьезоэлементом, с помощью которого, прежде всего, может (могут) быть открыт (открыты) и закрыт (закрыты) впуск или несколько впусков, или все впуски, и/или выпуск, или несколько выпусков, или все выпуски. По меньшей мере один исполнительный пьезоэлемент может быть функционально соединен через управляющее устройство по меньшей мере с одним датчиком давления на задней стороне предкрылка для измерения статического давления воздушного потока, чтобы переустанавливать регулятор расхода.

Датчик давления может быть расположен на впуске и/или выпуске.

Прежде всего, управляющее устройство может иметь сравнительную функцию, с помощью которой сравнивается давление по меньшей мере на одном впуске и по меньшей мере на одном выпуске, и в зависимости от определенной разности давлений определяются управляющие сигналы для регулятора расхода.

Управляющее устройство может быть интегрировано с центральным компьютером системы обеспечения большой подъемной силы, которая управляет изменением положения щитков для обеспечения большой подъемной силы.

Кроме того, управляющее устройство может иметь таблицу с соотнесением заданных операционных данных с заданными установочными положениями регулятора расхода и сравнительную функцию, с помощью которой измеренные операционные данные сравниваются с сохраненными в сравнительной таблице операционными данными, и при совпадении по диапазону передает соответственно соотнесенное заданное установочное положение на устройство регулирования впуска.

Согласно изобретению предусмотрен самолет с системой обеспечения большой подъемной силы согласно одному из указанных конструктивных вариантов. При этом может быть также предусмотрено, что соединенный с воздуховодным каналом соединительный канал оканчивается в фюзеляже.

Изобретение не включает в себя никаких внешних навесных деталей на предкрылке. Дополнительные подвижные элементы ограничиваются конструктивными группами, которые связаны с управлением массовым потоком отсоса (например, клапанами).

Если необходимая для отсоса разность давлений может быть создана посредством воздуховодной связи между полостью в предкрылке и областью разрежения на самолете, конструктивная трудоемкость и дополнительный вес являются сравнительно незначительными.

Для полого предкрылка реализация меры по ослаблению шума также возможна в качестве меры по дооборудованию.

Система нечувствительна к внезапному изменению условий обтекания (например, изменению угла атаки).

Если отсоса не происходит, то, кроме увеличения акустической эмиссии, не ожидается никакого негативного эффекта. Прежде всего, благодаря отсутствию внешних навесных деталей, предкрылок всегда остается втягиваемым.

Примеры осуществления изобретения описываются на прилагаемых фигурах. Показано на:

Фиг.1 - часть основного крыла и расположенный перед ним в выпущенном состоянии предкрылок в поперечном сечении в виде сбоку с изображением потока между предкрылком и основным крылом, когда устройство для воздействия на поток согласно изобретению отсутствует.

Фиг.2 - часть основного крыла и предкрылок в положении фигуры 1 с изображением потока между предкрылком и основным крылом, когда устройство для воздействия на поток согласно изобретению присутствует и активировано.

Согласно изобретению предусмотрена система обеспечения большой подъемной силы для самолета с основным крылом и переустанавливаемым относительно последнего в различные переустанавливаемые состояния с помощью переустанавливающего устройства предкрылком. Предкрылок имеет заднюю сторону 1b, которая обращена к основному крылу. Между задней стороной 1b и основным крылом 2 образуется щель 5, размер которой вытекает из переустанавливаемого состояния предкрылка 1 относительно основного крыла 2 и тем самым, прежде всего, определяется удалением предкрылка 1 от основного крыла 2. Внутри предкрылка образован воздуховодный канал 11 по меньшей мере с одним впуском 20 и одним выпуском. При этом впуск 20 расположен на обращенной к основному крылу задней стороне 1b для того, чтобы воздействовать на поток в щели 5.

Полость 11 в предкрылке 1 может быть единой или разделенной на несколько отдельных камер, например, чтобы обеспечить возможность локальной адаптации массового потока отсоса, управляемого посредством различных соотношений давлений в отдельных камерах.

На фиг.2 схематически показана конструкция возможного варианта системы для ослабления аэродинамического шума на выпущенном на основном крыле 2 предкрылке 1, а также ее влияние на обтекание предкрылка. В представленном двухмерном разрезе конфигурации видно, что по решению согласно изобретению для ослабления шума используется перфорированный внутренний контур на предкрылке, через который турбулентный воздух отсасывается из области 9 рециркуляции.

Для этой цели предкрылок может быть снабжен, прежде всего, полостью, которая используется в качестве воздуховодного канала 11. На впуск 20 на обращенной к основному крылу задней стороне 1b соответствующим образом подается пониженное давление (разрежение) по отношению к давлению в области 9 рециркуляции для того, чтобы создать непрерывный массовый поток отсоса через перфорацию. При этом всасываемый воздух отводится из полости по меньшей мере через один воздуховод (не показан).

Прежде всего, согласно изобретению может быть предусмотрено, что отсасываемый на обращенной к основному крылу задней стороне 1b массовый поток может регулироваться с помощью регулятора расхода для того, чтобы воздействовать на поток в щели 5. Протекающий по воздуховодному каналу 11 массовый поток получается из соотношений потока по меньшей мере на одном впуске и по меньшей мере на одном выпуске, при известных условиях, в зависимости от состояний их открытия и, при известных условиях, за счет действующего в воздуховодном канале 11 привода потока или нескольких действующих в воздуховодном канале 11 приводов потока.

Для этого регулятор расхода может иметь запорное устройство, которое на основе воздействующего на заднюю сторону 1b давления может открываться и закрываться автоматически, то есть без активного управления. Регулятор расхода может быть расположен по меньшей мере на одном впуске, по меньшей мере на одном выпуске и/или внутри воздухрводного канала.

Для этого регулятор расхода может иметь расположенную на впуске 20 и смещенную в закрытое положение впуска открывающую деталь, которая отрегулирована таким образом, что открывающая деталь при предварительно заданном, возникающем на задней стороне 1b первом давлении перемещается в открытое положение, а при предварительно заданном возникающем на задней стороне 1b втором давлении переходит в закрытое положение.

Кроме того, регулятор расхода может управляться активно. Для этого, прежде всего, регулятор расхода может быть расположен внутри воздуховодного канала 11 и/или на впусках.

Чтобы детально объяснить принцип действия системы, сначала, на фигуре 1 подробно рассматривается механизм образования звука при обтекании не испытывающей никакого влияния базисной конфигурации. Как правило, обращенная к основному крылу 2 сторона (внутренняя сторона) предкрылка 1 имеет вогнутую форму для того, чтобы при крейсерском полете его можно было присоединить к носовому контуру основного крыла. На переходе от выпуклой внешней стороны к вогнутой внутренней стороне возникает изгиб в контуре 3, которому быстрый поток вокруг предкрылка следовать не может. Поток отделяется на этой кромке и возникает свободный вихревой слой 6, который вследствие помех и нестабильностей развертывается в дискретные вихревые структуры 8. Постоянно возникающие таким образом вихри потоком транспортируются вдоль (фиктивной) линии 7 разъединяющего потока до тех пор, пока они не будут находиться вблизи точки повторного приложения на нижней стороне предкрылка. В этом месте поток разделяется, при этом здесь для упрощения рассматривается только поток в одной плоскости, а возможно имеющийся поперечный поток в направлении размаха крыла не учитывается. С приближением к точке полного торможения потока вихри подвергаются воздействию вихревых сил среднего потока и продольно деформируются. При этом часть набегающих вихрей 8 незадолго до достижения точки полного торможения потока входит в турбулентную область 9 рециркуляции, непрерывное вращательное движение которой постоянно поддерживается вследствие быстрого щелевого потока. В свою очередь, турбуленция внутри зоны рециркуляции действует дестабилизирующим образом на свободный вихревой слой и инициирует его распад на дискретные вихревые структуры. Остальная часть приближающихся к точке повторного приложения вихрей транспортируется через щель 5 между предкрылком и основным крылом, испытывает при этом значительное ускорение и, наконец, выходит из нее при взаимодействии с задней кромкой 4 предкрылка и при определенных обстоятельствах возникающей там переменной вихревой дорожкой 10.

В качестве причин значительного звукообразования на предкрылке можно указать различные эффекты. Как известно, один механизм источника усматривается в вызванных околостеночным неустановившимся вихревым движением колебаний давления на профильных поверхностях (поверхностные источники). Кроме того, сильное ускорение вихрей при транспортировке через щель непосредственно приводит к испусканию звука (объемные источники). Кроме того, в качестве существенного источника звука следует указать внезапный скачок импенданса при обтекании вихрями задней кромки предкрылка (кромочный шум). Еще одним источником звука является возникающая при известных обстоятельствах ниже по потоку от этого места вихревая дорожка, особенно вследствие ее взаимодействия с выходящими из щели вихрями. Еще дальше ниже по потоку выталкиваемые через щель вихри могут попадать в граничный слой на основном профиле и генерировать там дополнительный поверхностный звук.

Для пояснения ослабляющего звук действия представленной системы рекомендуется сначала провести сравнение между базисной конфигурацией (фиг.1) и модифицированным вариантом (фиг.2) измененной топологии потока. В обоих случаях между областью 9 рециркуляции и быстрым щелевым потоком образуется свободный вихревой слой 6, из которого вследствие помех и нестабильностей, в конечном счете, формируются дискретные вихревые структуры 8. Поскольку толщина граничного слоя на внутренней стороне предкрылка в результате отсоса уменьшается, следует исходить из того, что в случае оказания воздействия будет тоньше и свободный вихревой слой. В результате отсоса обремененный вихрями воздух оттягивается из области 9 рециркуляции, из-за чего начальному развитию свободного вихревого слоя 6 будут мешать меньше нестабильностей, чем в случае без оказания воздействия. Комбинация этих эффектов по сравнению с базисной конфигурацией может иметь следствием образование более мелких вихревых структур, а также их несколько замедленное формирование. Как обозначено на фиг.1 посредством разветвления линии 7 разъединяющего потока вблизи точки повторного приложения на внутренней стороне предкрылка, обремененный вихрями поток в этом месте разделяется, при этом, прежде всего, вихри, которые не входят в область 9 рециркуляции, а вместо этого ускоряются через щель 5 и стекают через заднюю кромку предкрылка, вызывают сильную акустическую эмиссию.

Этот нежелательный эффект вследствие выхода вихрей из щели 5 может быть частично или же полностью предотвращен с помощью показанной на фиг.2 системы. По причинам непрерывности отсасываемое из области 9 рециркуляции количество воздуха должно быть подведено от обтекающего потока. Так как, обуславливаясь геометрией, поток на нижней кромке 3 предкрылка отделяется, воздух может поступать в область рециркуляции только через смещение линии 7 разъединяющего потока, при исключении выравнивающих краевых эффектов на концах предкрылка по размаху крыла. Происходящее в результате отсоса смещение линии разъединяющего потока имеет следствием увеличенный перенос вихрей из свободного вихревого слоя 8 в направлении отсосных шлицев, в результате чего одновременно уменьшается выброс вихрей через щель 5 и тем самым уменьшается акустическая эмиссия. При этом за счет массового потока отсоса можно управлять разделением вихревых структур в точке разветвления. Поскольку толщина обремененного вихрями вихревого слоя 7 является незначительной по сравнению с быстро протекаемой щелью 5, уже при малом отношении массового потока отсоса к массовому щелевому потоку, то есть без существенного изменения аэродинамического действия, будет возможным достижение шумопонижающего эффекта. При относительно больших массовых потоках отсоса является возможным полное отклонение всех вихрей вихревого слоя в сторону области рециркуляции, однако ограничение массового потока представляется разумным для того, чтобы ограничить аэродинамическое влияние системы.

Впуск 20 предкрылка может быть образован одним впускным отверстием или несколькими впускными отверстиями. Впускные отверстия могут быть расположены в один ряд вдоль направления размаха предкрылка. Впускные отверстия могут быть также расположены в несколько рядов вдоль направления размаха предкрылка.

По меньшей мере одно впускное отверстие может также быть круглым отверстием 21. По меньшей мере одно впускное отверстие может быть продолговатым отверстием.

Согласно еще одному варианту осуществления изобретения на задней стороне 1b предкрылка дополнительно один участок может быть снабжен абсорбирующим материалом.

Если при этом применяется воздухопроницаемый, возможно, пористый материал, то также возможно улучшение шумопонижающего эффекта системы за счет сочетания отсоса и проницаемой, локально реагирующей абсорбирующей поверхности. Таким образом, как на возникновение звука, так и на распространение звука можно было бы оказывать благоприятное влияние в смысле ослабления шума.

Предкрылок может быть выполнен различным образом и, прежде всего, в связи с расположением впуска и/или выпуска. При этом на своей обращенной к основному крылу задней стороне 1b предкрылок может иметь, при рассмотрении со стороны основного крыла, вогнутую область 4, в которой расположен, по меньшей мере один впуск 20. Кроме того, в месте между передней стороной 1а и задней стороной 1b в нижней области предкрылка 1 предкрылок 1 может иметь проходящую в направлении размаха крыла кромку 3.

Выпуск может быть образован из нескольких выпускных отверстий. Прежде всего, выпуск из воздуховодного канала может оканчиваться во внешней среде предкрылка 1 и быть при этом расположенным на одном или обоих расположенных в направлении размаха крыла концах предкрылка 1. В качестве альтернативы или дополнительно, выпуск из воздуховодного канала может оканчиваться во внешней среде предкрылка 1 и быть при этом расположен на задней кромке 4.

Выпуск из воздуховодного канала 11 может оканчиваться во внешней среде предкрылка 1 и быть при этом расположен на кромке, которая расположена на нижней стороне предкрылка.

К воздуховодному каналу 11 также может быть подсоединен соединительный канал, который из воздуховодного канала 11 оканчивается внутри основного крыла.

Согласно еще одному варианту осуществления изобретения регулятор расхода может быть функционально связан с управляющим устройством, которое имеет управляющую функцию для формирования управляющих сигналов или управляющих команд для управления регулятором расхода, с помощью которых регулятор расхода может переустанавливаться между открытым и закрытым состоянием. Управляющее устройство может иметь входное устройство, с помощью которого управляющее устройство может принимать данные от датчиков и/или системы. Прежде всего, управляющая функция может определять управляющие команды для открывания и закрывания регулятора расхода в зависимости от переустанавливаемого состояния предкрылка.

Кроме того, управляющее устройство может иметь входное устройство, с помощью которого управляющее устройство может принимать данные от датчиков и/или системы, и может быть предусмотрено, что управляющая функция определяет управляющие команды для открывания и закрывания регулятора расхода в зависимости от данных датчиков и/или системы.

Управляющее устройство может быть интегрировано в предкрылок 1.

Входное устройство управляющего устройства может быть настроено для приема данных от системы управления полетом самолета. Кроме того, управляющая функция может быть функционально выполнена таким образом, что она определяет управляющие команды для открывания и закрывания регулятора расхода в зависимости отданных системы управления полетом.

При этом принятые от системы управления полетом самолета данные могут содержать, прежде всего, переустанавливаемое положение предкрылка, а управляющая функция, кроме того, может быть функционально выполнена таким образом, что она определяет управляющие команды для открывания и закрывания регулятора расхода в зависимости от переустанавливаемого положения предкрылка.

Кроме того, может быть предусмотрено, что управляющая функция определяет управляющие команды для регулятора расхода в зависимости от аэродинамических данных, которые переданы от системы управления полетом. При этом аэродинамические данные могут описывать угол атаки крыла самолета и/или скорость, и/или положение самолета в полете.

Кроме того, может быть предусмотрено, что управляющее устройство регулятора расхода имеет сравнительную функцию, которая сравнивает переданные аэродинамические данные и/или переустанавливаемое положение предкрылка с первой заданной величиной и со второй заданной величиной, при этом управляющая функция при достижении диапазона первой заданной величины вырабатывает управляющие команды для открывания регулятора расхода, а при достижении второй заданной величины вырабатывает управляющие команды для закрывания регулятора расхода и передает их на регулятор расхода.

Управляющее устройство может быть интегрировано находящимся в фюзеляже компьютере системы управления полетом, при этом управляющие команды передаются на регулятор расхода по командной линии.

Система обеспечения большой подъемной силы может иметь по меньшей мере один датчик давления, который установлен на задней стороне 1а предкрылка для измерения статического давления воздушного потока. Датчик давления может быть функционально связан с входным устройством для передачи измеренного давления на управляющую функцию, а управляющая функция может быть выполнена таким образом, что она определяет управляющие сигналы для регулятора расхода в зависимости от измеренного давления.

В одном варианте осуществления изобретения регулятор расхода может быть реализован в виде клапана или нескольких клапанов, который или которые предусмотрены внутри воздуховодного канала 11 для регулирования расхода в нем. Клапан или клапаны согласно описанным альтернативам могут быть функционально связаны с управляющим устройством для того, чтобы активно управлять клапаном или клапанами. В качестве альтернативы или дополнительно, управление клапаном или клапанами может происходить описанным образом пассивно и, прежде всего, на основе приложенного к задней стороне 1b давления. Дополнительное предусмотрение пассивной переустановки может быть благоприятным, прежде всего, для обеспечения наличия функции безопасности в смысле функции отказобезопасности (Fail-Safe-Funktion).

В указанных вариантах осуществления изобретения массовый воздушный поток в воздуховодном канале 11 может формироваться с помощью по меньшей мере одного привода потока, который воздействует на массовый воздушный поток между впуском и выпуском, то есть производит его или поддерживает. По меньшей мере один привод потока может быть расположен внутри воздуховодного канала 11 между впуском и выпуском. Приводом потока может быть насос или пропеллер. При этом приводное устройство для привода потока может быть расположено вне воздуховодного канала 11.

Согласно изобретению регулятор расхода может также приводиться в действие по меньшей мере одним исполнительным пьезоэлементом.

При этом по меньшей мере один исполнительный пьезоэлемент может быть структурно интегрирован в запорном устройстве или открывающем устройстве для открывания или закрывания впуска. Регулятор расхода может также быть образован из одного или нескольких исполнительных пьезоэлементов, которые расположены на одной поверхности или на двух поверхностях, простирающихся в продольном направлении регулятора расхода и противолежащих друг другу. При этом регулятор расхода выполнен гибким, так что соответственно нанесенные исполнительные пьезоэлементы, которые рассчитаны на исполнительные режимы сжатие и удлинение, могут изменять конфигурацию и, прежде всего, изгиб (кривизну) регулятора расхода при его рассмотрении в продольном направлении.

Исполнительные пьезоэлементы могут быть выполнены, например, в виде пьезокерамических пленок, тонких пластин, пластинок или волокон, включая пьезокерамические волокна с встречно-штыревым электродом. Несколько исполнительных пластинчатых пьезоэлементов могут быть также расположены в несколько дискретных слоев друг над другом и быть собраны в плоскостной пластинчатый пакет исполнительного механизма (в виде многослойной структуры или в биморфной конфигурации).

При этом по меньшей мере один исполнительный пьезоэлемент может активно управляться через управляющее устройство согласно изобретению, или исполнительные пьезоэлементы могут быть реализованы с пассивной схемой и осуществлять изменение конфигурации регулятора расхода на основе его движения, то есть усиливать и/или продолжать начальное движение, которое может происходить описанным образом автоматически на основе возникающих отличий в давлении. Пассивная схема может быть выполнена без управляющего устройства или с таковым, например в качестве функции безопасности. При этом исполнительные пьезоэлементы и соединяющая их схема выполнены таким образом, что они при вращении последней, на основе начального движения в направлении убирания или выпуска регулятора расхода по меньшей мере на одну часть исполнительных пьезоэлементов посылаются управляющие сигналы для того, чтобы задействовать их в смысле продолжения изначально зарегистрированной переустановки регулятора расхода. Исполнительные пьезоэлементы могут также иметь элемент увеличения установочного хода, такой как, например, соответствующий стержень, который соответствующим образом трансформирует отклонения исполнительных пьезоэлементов.

Прежде всего, может быть предусмотрено, что исполнительный пьезоэлемент через управляющее устройство функционально связан по меньшей мере с одним датчиком давления на задней стороне 1b предкрылка 1 для измерения статического давления воздушного потока для того, чтобы переустанавливать регулятор расхода.

По меньшей мере один датчик давления может быть расположен на впуске и/или выпуске.

Кроме того, управляющее устройство может иметь сравнительную функцию, с помощью которой сравнивается давление по меньшей мере на одном впуске и по меньшей мере одном выпуске, и определяются управляющие сигналы для регулятора расхода в зависимости от определенной разности давлений.

Управляющее устройство может быть интегрировано с центральным компьютером системы обеспечения большой подъемной силы, которая управляет изменением положения щитков для обеспечения большой подъемной силы.

Управляющее устройство может иметь таблицу с соотнесением заданных операционных данных с заданными установочными положениями устройства для регулирования впуска и сравнительную функцию, с помощью которой измеренные операционные данные сравниваются с сохраненными в сравнительной таблице операционными данными, и при совпадении по диапазону передает соответственно соотнесенное заданное установочное положение на устройство для регулирования впуска.

Ссылочные обозначения

1 предкрылок

1а передняя сторона предкрылка

1b задняя сторона предкрылка

2 основное крыло

3 нижняя кромка (предкрылка 1)

4 задняя кромка (предкрылка 1)

5 щель

6 свободный вихревой слой

7 линия разъединяющего потока

8 вихревые структуры

9 область рециркуляции

10 вихревая дорожка

11 полость (предкрылка 1)

20 впуск воздуховодного канала

1. Система обеспечения большой подъемной силы для самолета с основным крылом и переустанавливаемым по отношению к нему посредством переустанавливающего устройства в различные переустанавливаемые состояния предкрылком, между обращенной к основному крылу задней стороной (1b) которого и основным крылом (2) образуется щель (5), размер которой вытекает из переустанавливаемого состояния предкрылка (1) относительно основного крыла (2), отличающаяся тем, что внутри предкрылка образован воздуховодный канал (11) по меньшей мере с одним впуском (20) воздуховодного канала и одним выпуском воздуховодного канала, при этом впуск (20) воздуховодного канала расположен на обращенной к основному крылу задней стороне (1b) для того, чтобы воздействовать на поток воздуха в щели (5).

2. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что внутри предкрылка образован воздуховодный канал (11) по меньшей мере с одним впуском (20) воздуховодного канала и одним выпуском воздуховодного канала, при этом впуск (20) воздуховодного канала расположен на обращенной к основному крылу задней стороне (1b) так, что воздух течет из щели (5) через впуск (20) воздуховодного канала в воздуховодный канал (11).

3. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что массовый поток на впуске (20) воздуховодного канала на обращенной к основному крылу задней стороне (1b) может регулироваться регулятором расхода для того, чтобы воздействовать на поток в щели (5).

4. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что регулятор расхода имеет запорное устройство, которое может открываться и закрываться на основании воздействующего на заднюю сторону (1b) давления.

5. Система обеспечения большой подъемной силы по п.2, отличающаяся тем, что регулятор расхода имеет расположенную на впуске (20) воздуховодного канала и смещенную в закрытое положение впуска (20) воздуховодного канала открывающую деталь, которая отрегулирована таким образом, что открывающая деталь при предварительно заданном, возникающем на задней стороне (1b) первом давлении перемещается в открытое положение, а при заданном возникающем на задней стороне (1b) втором давлении переходит в закрытое положение.

6. Система обеспечения большой подъемной силы по п.2, отличающаяся тем, что регулятор расхода расположен внутри воздуховодного канала (11) и/или на впусках и/или выпусках воздуховодного канала.

7. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что впуск (20) воздуховодного канала образован из нескольких впускных отверстий.

8. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что на задней стороне (1b) предкрылка (1) дополнительно один участок снабжен абсорбирующим материалом.

9. Система обеспечения большой подъемной силы по п.8, отличающаяся тем, что абсорбирующий материал представляет собой интегрированный в заднюю сторону (1b) предкрылка слой абсорбирующего материала, в который интегрирован по меньшей мере один впуск.

10. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что предкрылок (1) в месте между передней стороной (1а) и задней стороной (1b) в нижней области предкрылка (1) имеет проходящую в направлении размаха предкрылка (1) кромку (3).

11. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что выпуск воздуховодного канала оканчивается во внешней среде предкрылка (1) и при этом расположен на одном или обоих расположенных в направлении размаха крыла концах предкрылка (1).

12. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что выпуск воздуховодного канала оканчивается во внешней среде предкрылка (1) и при этом расположен на задней кромке (4).

13. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что выпуск воздуховодного канала оканчивается во внешней среде предкрылка (1) и при этом расположен на кромке, которая расположена на нижней стороне предкрылка.

14. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что к воздуховодному каналу (11) присоединен соединительный канал, который из воздуховодного канала (11) оканчивается внутри основного крыла.

15. Система обеспечения большой подъемной силы по п.3, отличающаяся тем, что регулятор расхода функционально соединен с управляющим устройством, которое имеет управляющую функцию для формирования управляющих сигналов или управляющих команд для управления регулятором расхода, с помощью которых регулятор расхода может переустанавливаться между открытым и закрытым состояниями, причем управляющее устройство имеет входное устройство, с помощью которого управляющее устройство может принимать данные от датчиков и/или системы, а управляющая функция определяет управляющие команды для открывания и закрывания регулятора расхода в зависимости от переустанавливаемого состояния предкрылка.

16. Система обеспечения большой подъемной силы по п.15, отличающаяся тем, что управляющее устройство имеет входное устройство, с помощью которого управляющее устройство может принимать данные от датчика и/или системы, а управляющая функция определяет управляющие команды для открывания и закрывания впуска (20) воздуховодного канала в зависимости от данных от датчиков и/или системы.

17. Система обеспечения большой подъемной силы по п.15, отличающаяся тем, что входное устройство управляющего устройства настроено на прием данных от системы управления полетом самолета, а управляющая функция определяет управляющие команды для открывания и закрывания впуска в зависимости от данных системы управления полетом.

18. Система обеспечения большой подъемной силы по п.16, отличающаяся тем, что принимаемые от системы управления полетом самолета данные содержат переустанавливаемое положение предкрылка, а управляющая функция определяет управляющие команды для открывания и закрывания регулятора расхода в зависимости от переустанавливаемого положения предкрылка.

19. Система обеспечения большой подъемной силы по п.16, отличающаяся тем, что управляющая функция определяет управляющие команды для регулятора расхода в зависимости от аэродинамических данных, которые переданы от системы управления полетом.

20. Система обеспечения большой подъемной силы по п.16, отличающаяся тем, что она имеет по меньшей мере один датчик давления, который расположен на задней стороне (1b) предкрылка (1) для измерения статического давления воздушного потока и функционально связан с входным устройством для передачи измеренного давления на управляющую функцию, и что управляющая функция выполнена таким образом, что она определяет управляющие сигналы для регулятора расхода в зависимости от измеренного давления.

21. Система обеспечения большой подъемной силы по п.16, отличающаяся тем, что регулятор расхода реализован в виде одного клапана или нескольких клапанов, который или которые предусмотрены внутри воздуховодного канала (11) для регулирования расхода в нем.

22. Система обеспечения большой подъемной силы по п.16, отличающаяся тем, что в воздуховодном канале (11) расположен по меньшей мере один привод потока, который воздействует на массовый воздушный поток между впуском и выпуском воздуховодного канала.

23. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что регулятор расхода приводится в действие по меньшей мере одним исполнительным пьезоэлементом.

24. Система обеспечения большой подъемной силы по п.23, отличающаяся тем, что по меньшей мере один исполнительный пьезоэлемент через управляющее устройство функционально связан по меньшей мере с одним датчиком давления на задней стороне (1b) предкрылка (1) для измерения статического давления воздушного потока для того, чтобы переустанавливать регулятор расхода.

25. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что управляющее устройство имеет таблицу с соотнесением заданных операционных данных с заданными установочными положениями регулятора расхода и сравнительную функцию, с помощью которой измеренные операционные данные сравниваются с сохраненными в сравнительной таблице операционными данными, и при совпадении по диапазону передает соответственно соотнесенное заданное установочное положение на устройство регулирования впуска.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к приводам аэродинамических поверхностей самолетов. .

Изобретение относится к системе обеспечения большой подъемной силы на переднем крае аэродинамической поверхности самолета согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения.

Изобретение относится к области авиации, в частности к снижению аэродинамического шума самолета, образующегося при обтекании поверхности крыла с отклоненными предкрылком и закрылком на режимах захода на посадку и приземления

Конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием летательного аппарата включает гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом и содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол. Конструкция может включать наплыв, тянущийся впереди внутренней протяженности крыла, скошенную законцовку крыла, обратный зализ на сопряжении наплыва или фюзеляжа с передней кромкой крыла, внутренний предкрылок, тянущийся приблизительно на 15% от размаха консоли крыла, и гибридный плоский разрезной закрылок, расположенный на задней кромке крыла. Изобретение направлено на уменьшение положительного градиента давления на задней кромке верхней поверхности закрылка. 16 з.п. ф-лы, 3 ил.

Узел крыла воздушного судна содержит главный элемент (1) крыла с передней кромкой (2), предкрылок (3) на передней кромке главного элемента крыла и уплотняющий элемент (4). Узел выполнен с возможностью во время взлета перевода в первую конфигурацию, в которой предкрылок находится в развернутой позиции со щелью между предкрылком и главным элементом крыла. Уплотняющий элемент находится в развернутой позиции, в которой он закрывает щель (23). Во время крейсерского полета предкрылок и уплотняющий элемент находятся в убранной позиции. Во время посадки предкрылок полностью развернут с образованием щели (25) между предкрылком и главным элементом крыла, а уплотняющий элемент остается в убранной позиции, поэтому щель остается открытой. Способ управления характеризуется использованием узла крыла воздушного судна. Группа изобретений направлена на упрощение конструкции. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Способ уменьшения шума воздушного летательного аппарата связан с системой для создания подъемной силы (варианты) и включает развертывание предкрылка, размещенного в передней кромке крыла. В одном варианте система содержит поперечный исполнительный механизм управления, а в другом варианте жесткий элемент, размещенный в передней кромке и с возможностью перемещения соединенный с главным элементом крыла. Предкрылок (202) выполнен с заполненным углублением и используется в сочетании с подвижным элементом (402, 502), размещенным в передней кромке крыла воздушного летательного аппарата для создания подъемной силы. Подвижный элемент, размещенный в передней кромке, содержит однокомпонентную (402) или двухкомпонентную секцию (502), которую отводят в крыле воздушного летательного аппарата для размещения предкрылка, выполненного с заполненным углублением в убранном положении. При развертывании предкрылка, выполненного с заполненным углублением, подвижный элемент, размещенный в передней кромке, развернут наружу для создания непрерывной плавной наружной линейной формы с крылом. Группа изобретений направлена на снижение шума крыла воздушного летательного аппарата. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх