Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток



Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток
Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток
Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток
Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток
Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток
Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток
Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток
Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток
Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток

 


Владельцы патента RU 2488521:

ЭРБУС ОПЕРЕЙШНС ГМБХ (DE)

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам увеличения подъемной силы крыла. Структура крыла с устройством для оказания влияния на поток содержит крыло (Т) самолета, имеющее основное крыло (10), по меньшей мере, один присоединенный к основному крылу (10) закрылок (20) для обеспечения большой подъемной силы и, по меньшей мере, один спойлер (30), присоединенный к основному крылу с возможностью поворота. Основное крыло (10) имеет множество выдувных отверстий (11), несколько из которых расположены рядом друг с другом вдоль направления (HS) размаха основного крыла и которые посредством воздуховода (13) находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством (Р2) расположенного на основном крыле (10) или на спойлере (30) устройства (Р) привода нагнетания потока. Спойлер (30) содержит множество впускных отверстий (31) для впуска воздуха, которые посредством воздуховода (40, 50) находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством (Р1) устройства (Р) привода нагнетания потока. Устройство (Р) привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулировки устройства (Р) привода нагнетания потока. Устройство для оказания влияния на поток содержит управляющее устройство (101) для управления приводом (Р), находящееся в связи с устройством (100) управления полетом. Повышается аэродинамическая эффективность крыла. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к крылу самолета, а также структуре крыла с устройством для оказания влияния на поток.

Известные из общего уровня техники системы обеспечения большой подъемной силы достигают своих аэродинамических характеристик за счет придания формы, то есть кривизны всего крыла на основе соответствующей регулировки установленных на соответствующем основном крыле вспомогательных средств для обеспечения большой подъемной силы на передней и на задней кромке относительно основного крыла. Конкретно, при выпуске закрылка для обеспечения большой подъемной силы на задней кромке основного крыла и, прежде всего, при установочном угле закрылка для взлетной и посадочной конфигурации образуется щель между основным крылом и закрылком для обеспечения большой подъемной силы и/или перекрытием основного крыла и закрылка.

Установка конфигураций происходит посредством соответствующей кинематики изменения положения закрылков, посредством которой закрылок для обеспечения большой подъемной силы перемещается, например, из крейсерского положения (чистая конфигурация) в соответственно предварительно заданные установочные положения или конфигурации. Для того чтобы создать дополнительную подъемную силу, прежде всего при относительно малых углах атаки крыла относительно потока, дополнительно подсоединенный в задней области основного крыла спойлер во взаимодействии с закрылком для обеспечения большой подъемной силы используется для создания подъемной силы и отклоняется аналогично закрылку для обеспечения большой подъемной силы, при этом закрылок соответственно подтягивается, так что в общем получается большая общая кривизна профиля.

В связи с ограничениями по весу, подлежащими выполнению условиями по нагрузкам и безопасности для фаз взлета и посадки необходимо учитывать технические пределы для расчета такой комбинации основного крыла с опускаемым спойлером и подтягиваемым в выпущенном положении закрылком. Прежде всего, приходится мириться с системными ограничениями относительно возможности перемещения спойлера в соединении с закрылком, так что аэродинамическая мощность такой системы на задней кромке является ограниченной. Кроме того, при профиле всего крыла с выполненной такой сильной кривизной существует опасность срыва потока на верхней стороне спойлера и/или закрылка.

Кроме того, из уровня техники известны меры по контролю потока на основных крыльях или закрылках, например:

- пассивные генераторы вихрей,

- устройства для непрерывной продувки областей, подверженных опасности срыва,

- устройства для отсоса склонного к срыву на соответствующем основном крыле или на соответствующем закрылке потока.

Задача изобретения заключается в том, чтобы создать крыло самолета с закрылком для обеспечения большой подъемной силы, которое является аэродинамически эффективным, прежде всего также и при выпущенном положении закрылка для обеспечения большой подъемной силы.

Кроме того, задача изобретения заключается в том, чтобы создать структуру крыла с устройством для оказания влияния на поток, с помощью которой может быть оказано влияние на обтекание крыла, прежде всего также и при различных регулируемых состояниях закрылка для обеспечения большой подъемной силы, для установки эффективного обтекания крыла.

Эта задача решены посредством признаков независимых пунктов формулы изобретения. Другие формы осуществления указаны в ссылающихся на них зависимых пунктах.

Согласно изобретению предусмотрено крыло самолета с верхней стороной и нижней стороной, которое имеет основное крыло, которое имеет расположенную на верхней стороне верхнюю поверхность и расположенную на нижней стороне нижнюю поверхность, которые соответственно проходят в направлении хорды основного крыла, и которые согласно назначению обтекаются в направлении основного потока по меньшей мере один присоединенный к основному крылу с возможностью перемещения между убранным и выпущенным положением закрылок для обеспечения большой подъемной силы, и по меньшей мере один присоединенный к основному крылу с возможностью поворота и выступающий за его заднюю кромку спойлер. В выпущенном положении закрылка для обеспечения большой подъемной силы задняя кромка спойлера находится на расстоянии от закрылка для обеспечения большой подъемной силы. Закрылок для обеспечения большой подъемной силы установлен, прежде всего, с возможностью поворота. Прежде всего, крыло выполнено таким образом, что в выпущенном положении закрылка для обеспечения большой подъемной силы он отстоит от основного крыла с оставлением щели в направлении хорды основного крыла и относительно него смещен вниз, при этом при выпущенном положении закрылка для обеспечения большой подъемной силы спойлер для оптимизации потока вдоль крыла является поворотным в направлении верхней стороны закрылка для обеспечения большой подъемной силы.

Основное крыло имеет множество выпускных отверстий для воздуха или выдувных отверстий для воздуха, несколько из которых могут быть расположены вдоль направления размаха основного крыла рядом друг с другом и в направлении хорды основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды всего крыла при рассмотрении от конца всего крыла. В качестве альтернативы этому, может быть предусмотрено, что несколько из выпускных отверстий для воздуха расположены вдоль направления размаха основного крыла рядом друг с другом и в направлении хорды основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды основного крыла, при рассмотрении от конца основного крыла. При наличии предкрылка может быть предусмотрено, что множество выдувных отверстий расположено в направлении хорды крыла основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды крыла крыла при убранном предкрылке и при убранном закрылке для обеспечения большой подъемной силы, при рассмотрении от конца всего крыла.

Выпускные отверстия для воздуха соответственно посредством воздуховода находятся в аэрогидродинамической связи с системным выпускным устройством расположенного в основном крыле, задних коробах крыла или в области спойлера системного устройства привода нагнетания потока.

Кроме того, согласно изобретению может быть предусмотрено, что спойлер имеет множество впускных отверстий для впуска воздуха, которые расположены в направлении размаха спойлера рядом друг с другом и в направлении хорды спойлера в диапазоне от 70% до 100% хорды спойлера при рассмотрении от переднего конца спойлера на верхней или нижней стороне спойлера, и которые соответственно посредством воздуховода находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством устройства привода нагнетания потока, и что устройство привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулирования устройства привода нагнетания потока. Поэтому система контроля потока соединяет впускные отверстия с выпускными отверстиями. При соответствующем конструктивном расчете и устройстве системного управления/регулирования выпускных и впускных отверстий, прежде всего, предусмотрены устройство привода нагнетания потока, компонент для управления и/или регулирования устройства привода нагнетания потока, и один или несколько датчиков в качестве датчиков командных сигналов для управления или же регулирования устройства привода нагнетания потока и/или для управления или же регулирования выпускных и впускных отверстий, например, для закрывания и открывания и/или для регулировки размера выпускных и впускных отверстий. Кроме того, система контроля потока может быть соединена с устройством управления полетом для того, чтобы в симплексном или дуплексном режиме, во-первых, сообщать пилоту или автопилоту состояние системы контроля потока и/или, во-вторых, непрерывно или по требованию предоставлять в распоряжение необходимые для управления или же регулирования системы контроля потока важные для общего состояния самолета данные, измеряемые величины или приготовленную информацию. Потребность может быть сформулирована системой и/или пилотом. При осуществлении оказания влияния на поток согласно изобретению происходит оказание влияния на срывающийся граничный поток или же поток срезающего слоя над, прежде всего, опущенным спойлером в конфигурации с соответствующим закрылком достигаются следующие преимущества:

- улучшение аэродинамической мощности всей системы обеспечения большой подъемной силы с основным крылом, спойлером и закрылком для обеспечения большой подъемной силы до более высоких коэффициентов подъемной силы при одном и том же угле атаки крыла, прежде всего, при малых углах атаки или же в линейном диапазоне коэффициента подъемной силы, и

- увеличение максимальной подъемной силы крыла в конфигурации обеспечения большой подъемной силы с опущенным спойлером и выпущенным закрылком и/или увеличение максимального угла атаки крыла.

В соответствии с одним примером осуществления изобретения при соответствующем расчете контроля потока на спойлере и достаточно большом улучшении аэродинамической мощности вместе с выпущенным закрылком в зависимости от случая применения можно отказаться от предкрылка как вспомогательного средства для обеспечения большой подъемной силы на передней кромке основного крыла или по меньшей мере может быть необходимым всего лишь минимальный расчет предкрылка для того, чтобы достигнуть некоторой минимально необходимой дополнительной разности в мощности подъемной силы, что может приводить к экономии веса и к уменьшению сложности системы и к снижению затрат на конфигурацию обеспечения большой подъемной силы в целом и ее системный и конструктивный расчет и интеграцию в основное крыло. Под минимальным расчетом предкрылка в этой связи подразумевается, что предкрылок может быть выполнен относительно малого размера, если таковой вообще требуется в соответственно предусмотренном случае применения.

Кроме того, за счет достижимого согласно изобретению уменьшения веса устройства для обеспечения большой подъемной силы может быть внесен существенный вклад в экономию топлива для общей конфигурации самолета.

Согласно изобретению, прежде всего, предусмотрено крыло самолета с верхней стороной и нижней стороной, имеющее основное крыло, которое имеет расположенную на верхней стороне верхнюю поверхность и расположенную на нижней стороне нижнюю поверхность, которые соответственно проходят вдоль направления хорды основного крыла, и которые, согласно назначению, обтекаются в направлении потока по меньшей мере один установленный с возможностью перемещения между убранным и выпущенным положением на основном крыле закрылок для обеспечения большой подъемной силы и по меньшей мере один установленный с возможностью поворота на основном крыле и выступающий за его заднюю кромку спойлер,

- при этом основное крыло имеет множество выдувных отверстий, несколько из которых расположены вдоль направления размаха основного крыла рядом друг с другом, и которые посредством воздуховода находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством расположенного на основном крыле или на спойлере устройства привода нагнетания потока,

- при этом спойлер имеет множество впускных отверстий для впуска воздуха, которые расположены в направлении размаха спойлера рядом друг с другом, и которые соответственно посредством воздуховода находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством устройства привода нагнетания потока,

- при этом устройство привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулирования устройства привода нагнетания потока.

В крыле согласно изобретению, прежде всего, может быть предусмотрено, что множество выдувных отверстий основного крыла расположены вдоль направления размаха основного крыла рядом друг с другом и в направлении хорды основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды всего крыла при убранном закрылке для обеспечения большой подъемной силы, при рассмотрении от конца всего крыла, и посредством воздуховода находятся в аэрогидродинамической связи с выпускном устройством расположенного на основном крыле или на спойлере устройства привода нагнетания потока.

Кроме того, в крыле может быть предусмотрено, что множество впускных отверстий спойлера для впуска воздуха расположены в направлении размаха спойлера рядом друг с другом и в направлении хорды спойлера в диапазоне от 70% до 100% глубин спойлера, при рассмотрении от переднего конца спойлера.

Крыло может иметь предкрылок, и множество выдувных отверстий может быть расположено в направлении хорды крыла основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды крыла крыла при убранном предкрылке и при убранном закрылке для обеспечения большой подъемной силы при рассмотрении от конца всего крыла.

В месте направления размаха основного крыла и при рассмотрении в направлении хорды крыла основного крыла может быть расположено несколько выдувных отверстий одно за другим. В качестве альтернативы, расположенные рядом друг с другом в направлении размаха основного крыла выдувные отверстия при рассмотрении в направлении хорды крыла основного крыла могут быть расположены со смещением относительно друг друга на верхней стороне основного крыла.

Выдувные отверстия могут быть расположены таким образом, что угол между направлением выхода воздуховода на каждом выдувном отверстии и плоскостной протяженностью верхней поверхности в этом месте составляет от 0 градусов до 60 градусов, так что происходит тангенциальное в предварительно заданных пределах выдувание воздуха через выдувные отверстия.

Выдувные отверстия на основном крыле могут быть образованы в виде шлицев, а длина по меньшей мере на части выдувных отверстий при рассмотрении в направлении размаха основного крыла может составлять от 1% до 50% хорды основного крыла в месте соответствующего шлица по размаху. Прежде всего, может быть предусмотрено, что ширина шлицев составляет от одной сотой до одной десятой длины шлицев.

В соответствии с еще одним примером осуществления может быть предусмотрено, что впускные отверстия на спойлере образованы в виде шлицев, а длина по меньшей мере на части впускных отверстий при рассмотрении в направлении размаха спойлера составляет длину от 1/10 до 1/4 хорды спойлера в этом месте. В общем, ширина шлицев на спойлере может составлять от 0,1- до 0,5-кратной длины шлицев.

В соответствии с еще одним примером осуществления основное крыло может иметь по меньшей мере на части выдувных отверстий основного крыла соответственно одно устройство для изменения отверстия для открывания и закрывания соответствующего выдувного отверстия с механикой изменения отверстия и подсоединенный к ней исполнительный орган для приведения в действие соответствующей механики изменения отверстия. При этом устройство для изменения отверстия, прежде всего, может иметь шибер, который при приведении в действие исполнительным органом частично или полностью открывает или закрывает соответствующее выдувное отверстие. Кроме того, может быть предусмотрено, что исполнительный орган по управляющему сигналу периодически открывает и закрывает шибер и, тем самым, выдувное отверстие, чтобы осуществлять импульсное выдувание воздуха через выдувное отверстие.

В соответствии с еще одним примером осуществления по меньшей мере на части выдувных отверстий основного крыла расположен соответственно один исполнительный орган-генератор импульсов, который по соответствующему входному сигналу осуществляет импульсное выдувание воздуха. Исполнительный орган-генератор импульсов может быть, прежде всего, пьезоэлектрическим исполнительным органом.

Согласно изобретению может быть предусмотрено, что по меньшей мере на части выдувных отверстий основного крыла расположено соответственно одно устройство для изменения отверстия с исполнительным органом, с помощью которого может регулироваться ориентация соответствующего выдувного отверстия относительно поверхности основного крыла.

Длина поворотных шлицев устройства для изменения отверстия может составлять от 60% до 80% хорды крыла в месте соответствующего шлица по размаху.

Согласно изобретению может быть предусмотрено, что угол для наклонного положения между центральной линией площади поперечного сечения отверстия диафрагмы и направлением размаха основного крыла или касательной к краевой линии в месте оси поворота диафрагмы по размаху может регулироваться в диапазоне от 20 градусов до 80 градусов.

В общем, исполнительному органу может быть придано и, прежде всего, на нем расположено управляющее устройство для формирования управляющих сигналов для управления устройством привода нагнетания потока, при этом управляющее устройство функционально связано с устройством привода нагнетания потока и посылает сформированные сигналы на устройство привода нагнетания потока.

В соответствии с еще одним аспектом изобретения предусмотрена структура крыла с устройством для оказания влияния на поток, что крыло выполнено в соответствии с примером осуществления изобретения, и что устройство для оказания влияния на поток имеет: находящееся в функциональной связи с устройством управления полетом управляющее устройство для управления мощностью привода нагнетания потока, при этом управляющее устройство имеет управляющую функцию, которая получает от устройства управления полетом регулируемое состояние спойлера и/или регулируемое состояние закрылка для обеспечения большой подъемной силы в качестве входного параметра и на основе этих регулируемых состояний формирует соответственно один соответствующий управляющий сигнал для управления приводом нагнетания потока и для управления производительностью привода нагнетания потока посылает его на указанный привод.

Что касается структуры крыла с устройством для оказания влияния на поток, то она, прежде всего, может иметь находящееся в функциональной связи с устройством управления полетом управляющее устройство для управления устройством для изменения отверстия, находящееся в функциональной связи с устройством управления полетом управляющее устройство для управления устройством для изменения отверстия, при этом управляющее устройство имеет управляющую функцию, которая получает от устройства управления полетом регулируемое состояние спойлера и/или регулируемое состояние закрылка для обеспечения большой подъемной силы в качестве входного параметра и на основе этих регулируемых состояний формирует соответственно один соответствующий управляющий сигнал для управления устройством для изменения отверстия и посылает его для управления регулировкой устройства для изменения отверстия на указанное устройство.

При этом в соответствии с еще одним примером осуществления изобретения

- устройство для оказания влияния на поток может иметь расположенное на основном крыле и/или на спойлере и/или на закрылке для обеспечения большой подъемной силы сенсорное устройство с датчиком для регистрации состояния потока на верхней стороне спойлера и/или на верхней стороне прилегающего к закрылку для обеспечения большой подъемной силы или сорванного потока, которое функционально связано с управляющим устройством, и

- управляющая функция может иметь регулировочную функцию для регулировки предварительно заданного параметра потока регулируемого закрылка, которая находится в функциональной связи с сенсорным устройством для приема фактических параметров потока, с устройством для изменения положения регулируемых закрылков для приема параметра для регулируемого состояния регулируемого закрылка и с приводом нагнетания потока и/или устройством для изменения отверстия для передачи управляющего сигнала для регулирования производительности привода нагнетания потока и/или устройства для изменения отверстия.

Сенсорное устройство может быть расположено, прежде всего, в области от 40 до 90 процентов общей хорды крыла основного крыла и/или в области от 40 до 90 процентов общей хорды спойлера и/или в области от 40 до 90 процентов общей хорды закрылка для обеспечения большой подъемной силы. Датчик может быть проволочным расходомером воздуха для регистрации градиента скорости. Управляющая функция может иметь функцию пересчета градиента скорости в напряжение сдвига на стенке, а определение управляющих сигналов может происходить на основе определенного напряжения сдвига на стенке. Датчик также может быть пьезоэлектрическим датчиком напряжения сдвига на стенке для регистрации напряжения сдвига на стенке.

Дополнительная текучая среда или воздух, которая или же который через выпускные отверстия для воздуха вводится в обтекание крыла, тангенциально вводится в срывающийся поток граничного слоя или же поток срезающего слоя на крыле, так что за счет эффекта предусмотренного согласно изобретению дополнительного импульсного вноса предотвращается угрожающий срыв, и дополнительно также используется обтекание закрылка для улучшения характеристик подъемной силы для улучшения производительности всего крыла для обеспечения большой подъемной силы. Дополнительно к непрерывному и/или импульсному выдуванию в комбинации с непрерывным и/или импульсным выдуванием также могут использоваться активно динамически работающие исполнительные органы, которые соответствующим образом возбуждают склонный к срыву поток граничного слоя или же поток срезающего слоя, чтобы получить эффективную систему контроля срыва. Согласно изобретению таким образом может быть реализовано крыло, которое имеет, прежде всего опускаемый спойлер с интегрированной, автономно работающей системой контроля потока и факультативно дополнительное управляющее устройство. С помощью периодического/импульсного и/или непрерывного выдувания в области изгиба, которая может находиться, прежде всего, в пределах от 40% до 90% в направлении хорды профилей основного крыла, и отсоса на поверхности спойлера и/или на его задней кромке, который может находиться, прежде всего, в пределах от 70% (прежде всего, 80%) до 100% хорды профиля спойлера на верхней и/или нижней стороне, происходит подвод и сжатие отсосанной текучей среды, например, воздуха, для выдувания в области изгиба основного крыла. Система контроля потока с устройством привода нагнетания потока и факультативно дополнительное управляющее устройство для оказания влияния текущего через выпускные и впускные отверстия воздуха и/или факультативно предусмотренное регулировочное устройство для регулировки контроля потока, то есть регулировки объемного потока или другой эквивалентной меры на впускных и выпускных отверстиях, может или могут быть структурно интегрировано или интегрированы в спойлере или в основном крыле.

Далее примеры осуществления изобретения описываются на прилагаемых фигурах. Показано на:

Фиг.1: схематическое изображение крыла в целом, для которого является применимым изобретение, с основным крылом, в которое интегрирован привод нагнетания потока, предкрылком, закрылком для обеспечения большой подъемной силы, спойлером, при этом основное крыло, предкрылок, закрылок для обеспечения большой подъемной силы и спойлер показаны соответственно в их исходных состояниях или убранных положениях (чистая конфигурация),

Фиг.2: фрагментарное изображение в разрезе задней области одного примера осуществления крыла согласно изобретению, в основное крыло которого интегрированы привод нагнетания потока, выдувное отверстие и соединяющая привод нагнетания потока и выпускное отверстие выпускная линия, при этом закрылок для обеспечения большой подъемной силы показан в выпущенном положении, а спойлер в подтянутом за закрылком для обеспечения большой подъемной силы и перемещенном вниз положении, и при этом выдувное отверстие расположено в первом месте на поверхности основного крыла,

Фиг.3: фрагментарное изображение в разрезе задней области примера осуществления крыла согласно изобретению, в котором выдувное отверстие предусмотрено в альтернативном месте основного крыла, при этом закрылок для обеспечения большой подъемной силы и спойлер показаны в показанном на фиг.2 положении,

Фиг.4: фрагментарное изображение в разрезе задней области примера осуществления крыла согласно фиг.3, при этом закрылок для обеспечения большой подъемной силы и спойлер занимают положение, выпущенное больше, чем в показанных на фиг.3 положениях,

Фиг.5: фрагментарное изображение в разрезе задней области примера осуществления крыла согласно фиг.3, при этом закрылок для обеспечения большой подъемной силы и спойлер занимают положение, выпущенное больше, чем в показанных на фиг.3 положениях,

Фиг.6: схематический вид сверху на задний участок части основного крыла с изображением некоторого количества выдувных отверстий,

Фиг.7: схематическое изображение спойлера в виде сверху с некоторым количеством впускных отверстий,

Фиг.8: схематическое изображение в разрезе задней области примера осуществления крыла согласно изобретению со схематическим изображением управляющего устройства для управления приводом нагнетания потока и устройством для изменения отверстия для открывания и зарывания выдувных отверстий основного крыла,

Фиг.9: схематическое изображение в разрезе задней области примера осуществления крыла согласно изобретению со схематическим изображением регулировочного устройства для управления приводом нагнетания потока и устройством для изменения отверстия для открывания и зарывания выдувных отверстий основного крыла.

Изобретение относится к крылу 1 самолета с верхней стороной 1 и нижней стороной 2. Представленный на фиг.1 конструктивный пример крыла Т имеет расположенное на фюзеляже самолета основное крыло 10, расположенный на задней стороне основного крыла 10 с возможностью перемещения относительно него закрылок 20 для обеспечения большой подъемной силы, также расположенный на задней стороне основного крыла 10 с возможностью перемещения относительно него спойлер 30, а также расположенный на передней стороне основного крыла 10 с возможностью перемещения относительно него предкрылок 40. Для дальнейшего описания основного крыла Т и признаков согласно изобретению, а также примеров осуществления изобретения на фигурах нанесены:

- система KST координат для всего крыла T с направлением TT хорды крыла, направлением TS размаха крыла, и направлением TD толщины крыла в качестве осей координат,

- система KSH координат для основного крыла 10 с направлением HT хорды основного крыла, направлением HS размаха основного крыла, и направлением HD толщины основного крыла в качестве осей координат,

- система KSSp координат для спойлера 30 с направлением SpT хорды спойлера, направлением SpS размаха спойлера и направлением SpD толщины спойлера в качестве осей координат, и

- система KSH координат для закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы с направлением HT хорды закрылка, направлением HS размаха закрылка и направлением HD толщины закрылка в качестве осей координат.

При рассмотрении в направлении TS размаха крыла Т, соответственно рядом друг с другом также может быть расположено несколько закрылков 20 для обеспечения большой подъемной силы, несколько спойлеров 30, а также несколько предкрылков 40. Основное крыло 10 имеет расположенную на верхней стороне верхнюю поверхность 10a и расположенную на нижней стороне нижнюю поверхность 10b, которые соответственно проходят вдоль направления НТ хорды основного крыла, и которые согласно назначению обтекаются в направлении S потока. Закрылок 20 для обеспечения большой подъемной силы установлен на основном крыле 10 с возможностью перемещения между убранным и выпущенным положением. Спойлер 30 установлен на основном крыле 10 с возможностью перемещения и, прежде всего с возможностью поворота, и выступает за его заднюю кромку 5, при этом в выпущенном положении закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы он находится на расстоянии от основного крыла 10 с оставлением щели в направлении НТ хорды основного крыла и сдвинут относительно него вниз. Кроме того, при выпущенном положении закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы спойлер 30 для оптимизации потока S вдоль основного крыла является поворотным в направлении верхней стороны 20а закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы, когда он выпускается или перемещается в дальше выпущенное положение. При этом, прежде всего, может быть предусмотрено, что при перемещении закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы из исходного положения в дальше выпущенное положение закрылок 20 для обеспечения большой подъемной силы относительно основного крыла 10 перемещается дальше назад и/или также дальше вниз, так что в этом случае, прежде всего, предусмотрено, что задняя кромка 39 спойлера 30 подтягивается к обращенной к ней поверхности или верхней стороне 20а закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы, так что щель S1 или же расстояние между задней кромкой 39 и верхней стороной 20а закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы сохраняет предварительно заданный размер.

Согласно изобретению для повышения коэффициента подъемной силы крыла Т с закрылком 20 для обеспечения большой подъемной силы предусмотрено наличие на основном крыле 10 выдувных отверстий 11, которые расположены рядом друг с другом в направлении HS размаха основного крыла и в направлении НТ хорды основного крыла в диапазоне от 40% (G1) до 90% (G2) хорды крыла всего крыла Т при убранном закрылке 10 для обеспечения большой подъемной силы при рассмотрении от конца всего крыла Т.

При этом все или часть выдувных отверстий могут быть расположены на верхней стороне 10а основного крыла 10 (фиг.2), или на его задней кромке 19 (фиг.3) или на задней стороне 10 с (фиг.4 и 5) основного крыла 10. Дополнительно, несколько выдувных отверстий 11 также могут быть расположены друг за другом в направлении НТ хорды основного профиля, так что, например, выдувные отверстия 11 могут быть расположены в форме матрицы вдоль задней кромки 19 основного крыла 10. Также, выдувные отверстия 11 могут быть расположены при рассмотрении в направлении НТ хорды основного профиля и/или в направлении HS размаха основного крыла со смещением относительно друг друга. Кроме того, крыло Т имеет устройство P привода нагнетания потока с впускным устройством Р1 и выпускным устройством Р2. Устройство P привода нагнетания потока может быть, прежде всего, расположено и интегрировано или встроено на основном крыле 10 или на спойлере 30. Выпускные отверстия 11 посредством соответственно одного или одного общего воздуховода 13 находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством Р2 устройства Р привода нагнетания потока.

В одном конструктивном примере, в котором крыло Т имеет предкрылок 40 (фиг.1), в качестве альтернативы, множество выдувных отверстий может быть расположено в направлении (НТ) хорды основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды крыла крыла Т при убранном предкрылке 40 и при убранном закрылке 10 для обеспечения большой подъемной силы при рассмотрении от конца всего крыла.

Устройство P привода нагнетания потока может быть образовано, прежде всего, насосом или компрессором или же нагнетателем или системным устройством, которое рассчитано так, что оно может засасывать необходимый объемный поток от впускных отверстия для воздуха и транспортировать необходимый объемный поток к выпускным отверстиям для воздуха в соответствии с требуемым рабочим состоянием с управлением или регулированием.

Кроме того, согласно изобретению спойлер 30 имеет множество впускных отверстий 31 для впуска воздуха, которые расположены рядом друг с другом в направлении SpS размаха спойлера и в направлении SpT хорды спойлера в диапазоне от 80% до 100% общей хорды спойлера при рассмотрении от переднего конца спойлера 30 на верхней и/или нижней стороне, и которые через соответственно воздуховод 40, 101 находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством P1 устройства P привода нагнетания потока.

При определении положения выпускных отверстий относительно хорды крыла или же положения впускных отверстий относительно хорды спойлера в основу может быть положено, прежде всего, положение выпускных отверстий или же впускных отверстий, центр тяжести поверхности соответствующих выдувных отверстий или же соответствующих впускных отверстий.

Устройство P привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулировки производительности устройства Р привода нагнетания потока для того, чтобы регулировать и управлять расходом воздушного потока S1, который покидает выдувные отверстия 11 (стрелка S1), и который подается в обтекающий крыло воздух S. За счет этого задействования склоняющийся к срыву на переходе от основного профиля к спойлеру, то есть на изгибе 19 или заднем конце 19 верхней стороны 10а основного крыла 10, поток S приводится к прилеганию или же удерживается на спойлере 30. Выдувание воздуха через выдувные отверстия 11, то есть посредством задействования обтекания S улучшаются характеристики обтекания, прежде всего, спойлера 30 и дальше ниже по потоку от спойлера 30 и закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы. Прежде всего, посредством дальнейшего задействования потока S согласно изобретению посредством отсоса (стрелка S3) воздуха из обтекающего крыло Т воздуха S на задней кромке спойлера 30 поддерживается повторное прилегание и/или стабилизация обтекания спойлера. За счет системной связи отсоса обтекающей текучей среды в области задней кромки спойлера и выдувания, прежде всего, тангенциального выдувания текучей среды в области «изгиба» перехода от основного профиля 10 к спойлеру 30 для крыла Т создается интегрированная общая система контроля срыва и, тем самым, повышения подъемной силы посредством оказания влияния на характеристики нестабильности срывающегося потока срезающего слоя, прежде всего, при импульсном выдувании и посредством контроля циркуляции, прежде всего, при непрерывном выдувании на изгибе и всасывании на задней кромке спойлера.

Отсос текучей среды на задней кромке опущенного спойлера 30 может быть предусмотрен, прежде всего, при взлетной или посадочной конфигурации крыла Т. В результате этого уменьшается расход энергии на выдувание текучей среды в области «изгиба» спойлера для обеспечения большой подъемной силы, и повышается аэродинамическая эффективность системы в целом.

В соответствии с одним примером осуществления изобретения предусмотрено соединять между собой множество выдувных отверстий 11 и одно впускное отверстие 31 или множество впускных отверстий 31 посредством воздуховодного устройства 101 или, прежде всего при применении по размаху на основном профиле и при применении нескольких закрылков-спойлеров, нескольких воздуховодных устройств 101. Соединение множества выдувных отверстий 11 и множества впускных отверстий 31 происходит посредством соответствующей системы с интегрированным в спойлере 30 воздуховодным устройством 101 и устройством P привода нагнетания потока. Для соединения воздуховодного устройства 101 на стороне основного крыла 10 с впускным устройством Р1 устройства P привода нагнетания потока расположенный на этой стороне конец воздуховодного устройства 101 снабжен соединительной деталью 43. Также, проходящий в основном крыле 10 от выпускного устройства P2 к задней, обращенной к спойлеру 30 стороне 10 с основного крыла 10 участок 14 провода имеет на задней стороне 10 с соединительную деталь 41. Соединительная линия 42 соединена с соединительными деталями 41, 43 и, тем самым, соединяет воздуховодное устройство 101 с участком 14 провода и, следовательно, впускное отверстие 31 или впускные отверстия 31 спойлера 30 или нескольких спойлеров 30 с впускным устройством Р1 устройства Р привода нагнетания потока. При этом может быть предусмотрено, что с помощью воздуховодного устройства 101 соответственно одно впускное отверстие 31 соединяется с соответственно одним впускным устройством Р1 устройства Р привода нагнетания потока.

Также может быть предусмотрено, что несколько или все впускные отверстия 31 спойлера 30 и/или нескольких расположенных рядом друг с другом вдоль направления HS размаха основного крыла спойлеров 30 посредством воздуховодного устройства 101 соединены с соответственно одним впускным устройством P1 устройства P привода нагнетания потока. В этом случае воздуховодное устройство 101 может быть образовано из соединительного устройства (не показано) и воздуховодного канала 51, при этом несколько впускных отверстий 31 спойлера посредством соединительного устройства по технике проводящих систем перепускаются в один или несколько воздуховодных каналов 51. Для соединения воздуховодных каналов 51 различных спойлеров 30 с впускным устройством P1 устройства Р привода нагнетания потока может быть, прежде всего, предусмотрено, что по меньшей мере один воздуховодный канал 51 спойлера 30 выходит на соответственно одной соединительной детали 43, что соединительная линия 42 соединяет соответственно одну соединительную деталь 41 с соединительной деталью 41, и что участок 14 провода на задней стороне 10 с основного крыла выполнен в качестве соединительного устройства, которое соединяет несколько соединительных деталей 41 с одним или несколькими впускными устройствами Р1 устройства Р привода нагнетания потока.

При соответственно рассчитываемой производительности устройства P привода нагнетания потока и определении размеров соединительных напорных линий 101, 42, 14, 13, прежде всего внутри спойлера и/или в задней области короба основного крыла 10, может быть достигнуто предоставление подходящего объемного потока и, по потребности, столько много объемного потока. Таким образом система в целом может использоваться энергетически эффективно, так как необходимая дополнительная текучая среда, например необходимое количество воздуха или же объемный поток ниже по потоку, то есть на верхней стороне 30а спойлера, может отсасываться, а выше по потоку дозироваться в срывающийся поток граничного слоя и в зависимости от конфигурации вводиться в обтекающий крыло воздух S.

Для этого согласно изобретению предусмотрено устройство для оказания влияния на поток, которое имеет находящееся в функциональной связи с устройством 100 управления полетом управляющее устройство 101 для управления производительностью привода P нагнетания потока. При этом управляющее устройство 101 имеет управляющую функцию, которая от устройства 100 управления полетом в качестве входного параметра получает регулируемое состояние спойлера 30 и/или регулируемое состояние закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы и на основе этих регулируемых состояний в каждом случае формирует соответствующий управляющий сигнал для управления приводом Р нагнетания потока и посылает его на указанный привод для управления производительностью привода Р нагнетания потока.

Выдувные отверстия 11 посредством соответственно провода 13 соединены с впускным устройством P1 устройства P привода нагнетания потока. При этом может быть предусмотрено, что соответственно одно выдувное отверстие 11 соединено с соответственно одним выпускным устройством P2 устройства P привода нагнетания потока. В качестве альтернативы, может быть предусмотрено, что несколько или все выдувные отверстия 11 основного крыла посредством проводной детали 13 или соединительного устройства соединены с соответственно одним выпускным устройством P2 устройства P привода нагнетания потока. При этом несколько или все выдувные отверстия 11 посредством общего провода 13 также могут быть соединены с устройством P привода нагнетания потока. В основном крыле также может быть расположено несколько устройств P привода нагнетания потока, которые расположены рядом друг с другом, прежде всего в направлении HS размаха основного крыла, и с их впускными устройствами P1 в соединении находится соответственно множество выдувных отверстий 11.

Провод 13 имеет концевой участок 13 а, конец которого образует выдувное отверстие 11. Для оптимизации эффектов согласно изобретению может быть предусмотрено специфическое направление средней оси или продольной оси концевого участка 13а провода, далее также называемое направлением концевого участка 13а. При этом может быть, прежде всего, предусмотрено, что выдувные отверстия 11 расположены на основном крыле 10 таким образом, что угол α между направлением концевого участка 13а или выхода воздуховода 13 на каждом выдувном отверстии 11 и плоскостной протяженностью верхней поверхности 10а в этом месте составляет от 0 градусов до 60 градусов, так что в аэродинамическом действии происходит тангенциальное в предварительно заданных пределах выдувание S1 воздуха через выдувные отверстия 11. В этой связи плоскостная протяженность верхней поверхности 10а, прежде всего, может быть определена направлением касательной к поверхности 10а основного крыла 10, при этом для этого в основу должно быть положено направление касательной в направлении НТ хорды основного крыла.

Выдувные отверстия 11 на основном крыле 10 могут быть выполнены, прежде всего, шлицеобразными, как это изображено на фигуре 6. На фиг.6 представлена часть основного крыла 10 с хордой HLT крыла и с задним концом 19, верхней стороной 10a основного крыла 10 и проходящей поперек нее боковой кромкой 10c. Вдоль заднего конца 19 при рассмотрении в направлении HS размаха основного крыла рядом друг с другом проходят несколько шлицев, при этом их продольное направление проходит вдоль заднего конца или края 19 верхней стороны 10a основного крыла 10. Край может быть определен крайним задним при рассмотрении в направлении НТ хорды основного крыла местом основного крыла НТ. Продольное направление выдувных отверстий 11 может быть определено, прежде всего, средней линией площади поперечного сечения отверстия вдоль соответственно более длинных из краевых линий соответствующего шлицевого отверстия. Длина L10 шлицев 17 может, прежде всего, составлять от 1% (одного процента) до 50% (пятидесяти процентов) хорды основного крыла в месте соответствующего шлица по размаху. Длина шлицев L10 зависит, среди прочего, от возможной структурной, прежде всего по размаху, несущей структуры основного крыла относительно требований к прочности и материалу. Ширина B10 шлицев может, прежде всего, составлять одну сотую (1/100) и одну десятую (1/10) длины L10 шлицев. В соответствии с одним альтернативным конструктивным примером шлицы также могут быть расположены таким образом, что их продольное направление L10 проходит вдоль или под углом наклонно от 0 градусов до 90 градусов направления НТ хорды основного крыла.

Также и впускные отверстия 31 на спойлере 30 могут также иметь, прежде всего, форму шлицев 37. В соответствии с одном конструктивным примером с прямолинейным прохождением или криволинейным прохождением краевых линий соответствующих отверстий длина L37 при рассмотрении в направлении SpS размаха спойлера составляет от одной десятой (1/10) хорды LSpT спойлера до 9/10 общего размаха соответствующего закрылка-спойлера спойлера 30 в этом месте. Ширина B37 шлицев может, прежде всего, составлять одну сотую (1/100) и одну пятую (1/5) длины L37 шлицев. В соответствии с одним конструктивным примером шлицы 37 расположены рядом друг с другом вдоль направления SpS размаха спойлера (фиг.7), при этом их продольное направление проходит вдоль заднего конца 39 верхней стороны 30a спойлера. Продольное направление может быть определено, прежде всего, средней линией площади поперечного сечения отверстия вдоль соответственно более длинных краевых линий соответствующего шлицевого отверстия. В соответствии с одним альтернативным конструктивным примером шлицы 37 также могут быть расположены таким образом, что их продольное направление L37 проходит вдоль направления SpT хорды спойлера.

В общем, выдувные отверстия и/или впускные отверстия могут быть выполнены в виде круглых и/или эллиптических отверстий. При этом выдувные отверстия 17 и/или впускные отверстия 37 также могут иметь круглый или эллиптический край отверстия.

В общем, выдувные отверстия и/или впускные отверстия могут иметь прямолинейные (фигуры 6 и 7) и/или криволинейные краевые линии. При этом выдувные отверстия 17 и/или впускные отверстия 37 также могут быть выполнены с четырехугольной формой или другой многоугольной формой края отверстия. Прежде всего, отверстия могут иметь прямоугольную форму. При этом углы могут быть выполнены закругленными (на фигурах не показано).

Для запуска и/или управления устройством P привода нагнетания потока в самолете предусмотрено управляющее устройство 101, которое находится в функциональной связи с исполнительным органом посредством сигнальной линии 101a (фиг.8).

В соответствии с одним конструктивным примером согласно изобретению выдувные отверстия 11 или их часть могут быть снабжены устройством 40 для изменения отверстия (на фигурах 8 и 9 представлено лишь схематически), с помощью которого является изменяемым размер соответствующих выдувных отверстий 11 и/или ориентация соответствующих выдувных отверстий 11, и к которому подсоединена механика изменения отверстия, и подсоединенный к ней исполнительный орган для приведения в действие соответствующей механики изменения отверстия. Для запуска и/или управления исполнительным органом соответствующего устройства для изменения отверстия в самолете предусмотрено управляющее устройство 101, которое функционально находится в связи с исполнительным органом посредством сигнальной линии 101b.

Устройство 40 для изменения отверстия для изменения или регулирования размера соответствующих выдувных отверстий 11 может иметь шибер 51, который с возможностью перемещения расположен на верхней стороне 10a основного крыла 10 и в результате приведения в действие исполнительным органом частично или полностью открывает или закрывает соответствующее выдувное отверстие 11. Шибер установлен на направляющем устройстве, которое расположено на соответствующей конструктивной детали основного крыла 10.

Комбинация из управляющего устройства и устройства 40 для изменения отверстия или шибер могут быть выполнены, прежде всего, таким образом, что с помощью устройства 40 для изменения отверстия осуществляется импульсное выдувание воздуха (стрелка S1) через соответствующее выдувное отверстие 11. Это может быть реализовано за счет того, что устройство 40 для изменения отверстия, прежде всего в выполнении в виде шибера, периодически активируется управляющим устройством 101 таким образом, что устройство 40 для изменения отверстия или шибер является периодически перемещаемым из открытого в менее открытое или закрытое положение. В результате этого выдувное отверстие 11 открывается и закрывается периодически для получения импульсного выдувания воздуха через выдувное отверстие 11. В качестве альтернативы этому, устройство 40 для изменения отверстия может быть образовано из исполнительного органа-генератора импульсов, который в ответ на соответствующий входной сигнал вызывает импульсное выдувание воздуха. Прежде всего, исполнительный орган-генератор импульсов может быть пьезоэлектрическим исполнительным органом, который функционирует на основе камерного принципа и на основе соответствующего приведения в действие сужает или расширяет камеру для того, чтобы попеременно увеличивать или уменьшать расход воздуха через выдувное отверстие 11. Применение пьезоэлектрического исполнительного органа для этой цели имеет то преимущество, что для поучения импульсного выдувания существует лишь относительно незначительная потребность в энергии. Исполнительный орган-генератор импульсов также может быть реализован в виде цилиндра с выпускным отверстием, который с возможностью вращения установлен по меньшей мере на одном выпускном отверстии 11 таким образом, что выпускное отверстие цилиндра при предварительно заданном угловом положении цилиндра полностью или частично совпадает по меньшей мере с одним выдувным отверстием 11. В этой конструктивной форме, прежде всего при константной скорости вращения цилиндра, может быть достигнуто импульсное истечение воздуха (стрелка S1) по меньшей мере на одном выпускном отверстии 11.

В качестве альтернативы или дополнительно может быть предусмотрено, что по меньшей мере на части выдувных отверстий 11 основного крыла 10 расположено по одному устройству для изменения отверстия с исполнительным органом, с помощью которого может регулироваться ориентация соответствующего выдувного отверстия 11 относительно поверхности основного крыла 10. При этом устройство 40 для изменения отверстия может быть реализовано, прежде всего, в виде расположенной на отверстии 11 или под отверстием 11 с возможностью поворота на верхней стороне 10а основного крыла 10 диафрагмы с отверстием (не показано). При этом ось поворота вертикальна плоскостной протяженности верхней стороны 10а в этом месте или проходящей в направлении НТ хорды основного крыла касательной к этому месту. Диафрагма уплотнена относительно детали обшивки с верхней стороной 10а для того, чтобы предотвратить потери потока и завихрения обтекающего потока основного крыла. Отверстие диафрагмы по меньшей мере по ее ширине и/или по ее площади меньше, чем выдувные отверстия 11, на которых расположена диафрагма. Кроме того, диафрагма выполнена таким образом и расположена на детали обшивки с верхней стороной 10а таким образом, что проходящие в продольном направлении диафрагмы краевые линии отверстия диафрагмы, которые, таким образом, проходят вдоль направления HS размаха основного крыла по меньшей мере в диапазоне поворотных положений в зависимости от соответствующего поворотного положения проходят более или менее наклонно относительно направления HS размаха основного крыла. За счет этого может регулироваться ориентация соответствующего выдувного отверстия 11 относительно поверхности основного крыла 10. Для этой цели к диафрагме подсоединен исполнительный орган и, например, пьезоэлектрический исполнительный орган, который, в свою очередь, для изменения поворотного положения диафрагмы функционально связан с управляющим устройством 101, которое для этого формирует команды для регулировки поворотного положения и посылает их на исполнительный орган.

В одном конструктивном примере диафрагма может быть выполнена таким образом, что длина поворотных шлицев составляет от 60% до 80% хорды основного крыла в месте направления HS размаха основного крыла соответствующего шлица. За счет этого достигается то, что длина регулируемых шлицев диафрагмы составляет от половины до четырехкратной величины толщины граничного слоя на верхней стороне 10а в этом положении основного крыла при нормальной дальности полета самолета. При этих размерах длина определена как описано в связи с фиксировано устроенными шлицами 17, 37, то есть что продольное направление выдувных отверстий 11 может быть определено, прежде всего, средней линией площади поперечного сечения отверстия вдоль соответственно более длинных краевых линий соответствующего шлицевого отверстия. Устройство 40 для изменения отверстия для регулировки ориентации соответствующего выдувного отверстия может быть, прежде всего, выполнено таким образом, что угол для наклонного положения между средней линией площади поперечного сечения отверстия диафрагмы и направлением HS размаха основного крыла или касательной к краевой линии 19 в месте оси поворота диафрагмы по размаху может регулироваться от 20 градусов до 80 градусов.

В соответствии с еще одним аспектом изобретения предусмотрена структура крыла Т с устройством для оказания влияния на поток, которая имеет управляющее устройство 101 для управления производительностью привода P нагнетания потока, которое функционально находится в связи с устройством для изменения положения регулируемых закрылков, и которое имеет управляющую функцию для того, чтобы управлять или регулировать производительность привода Р нагнетания потока и/или устройство 40 для изменения отверстия в соответствии с конструктивным примером согласно изобретению. При этом управляющее устройство 101 и устройство 100 управления полетом выполнены таким образом, что управляющее устройство 101 получает от устройства 100 управления полетом регулируемое состояние спойлера 30 и/или регулируемое состояние закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы в качестве входного параметра и на основе этих регулируемых состояний в каждом случае формирует соответствующий управляющий сигнал для управления приводом Р нагнетания потока и посылает его на указанный привод для управления его производительностью, или же на основе этих регулируемых состояний в каждом случае формирует соответствующий сигнал для управления устройством 40 для изменения отверстия и посылает его на указанное устройство 40 для управления его регулировкой. Установка устройства 40 для изменения отверстия может быть, прежде всего, открытым и закрытым положением соответствующего выдувного отверстия посредством устройства 40 для изменения отверстия и/или ориентацией выполненной с возможностью перемещения диафрагмы или выдувных отверстий 11 и/или регулировкой частоты импульсов исполнительного органа-генератора импульсов.

Управляющее устройство 101 может быть реализовано в устройстве управления полетом функционально или модульным образом или как отдельный от него узел. Управляющее устройство 101, прежде всего, может быть структурно интегрировано в основном крыле.

Таким образом, в соответствии с одним конструктивным примером с устройством P привода нагнетания потока может быть расположено управляющее устройство 101 для формирования управляющих сигналов для управления устройством Р привода нагнетания потока, при этом управляющее устройство 101 функционально связано с устройством Р привода нагнетания потока и посылает сформированные управляющие сигналы на устройство Р привода нагнетания потока. В соответствии с еще одним конструктивным примером с исполнительным органом может быть расположено управляющее устройство 101 для формирования управляющих сигналов для управления исполнительным органом устройства для изменения отверстия, при этом управляющее устройство 101 функционально связано с исполнительным органом устройства для изменения отверстия и посылает сформированные управляющие сигналы на исполнительный орган устройства для изменения отверстия. При выполнении устройства 40 для изменения отверстия в качестве устройства для открывания и закрывания соответствующего выдувного отверстия 11 с механикой изменения отверстия и подсоединенным к ней исполнительным органом для приведения в действие соответствующей механики изменения отверстия управляющее устройство 101 может иметь находящуюся в функциональной связи с соответствующим исполнительным органом управляющую функцию для формирования командного сигнала для управления исполнительным органом. Управляющее устройство 101 формирует из регулируемого состояния закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы и/или спойлера 30 соответствующий сигнал на открывание и закрывание по меньшей мере одного выдувного отверстия и/или по меньшей мере одного выпускного отверстия и передает его на исполнительный орган.

Для этой цели управляющее устройство может иметь таблицу распределения, в которой приведены в соответствие регулируемые состояния закрылка для обеспечения большой подъемной силы и/или спойлера и командные сигналы для управления производительностью привода P нагнетания потока и/или устройства 40 для изменения отверстия, при этом управляющая функция в ответ на прием регулируемых состояний посредством таблицы распределения формирует командные сигналы.

Кроме того, в этих конструктивных формах может быть предусмотрено, что управляющее устройство 101 имеет приемное устройство с функциональным интерфейсом с системой управления полетом для приема заданных показателей производительности привода Р нагнетания потока и устройства 40 для изменения отверстия и управляющую функцию, которая из этих заданных показателей формирует командные сигналы для регулирования привода Р нагнетания потока и/или устройства 40 для изменения отверстия.

В соответствии с еще одним примером осуществления изобретения устройство для оказания влияния на поток может иметь расположенное на основном крыле 10 и/или на спойлере 30 и/или на закрылке 20 для обеспечения большой подъемной силы сенсорное устройство с датчиком для регистрации состояния потока на верхней стороне 30a спойлера 30 и/или на верхней стороне 20а прилегающего к закрылку 20 для обеспечения большой подъемной силы или сорванного потока, которое функционально связано с управляющим устройством 101. Кроме того, при этом может быть предусмотрено, что управляющая функция имеет функцию, которая учитывает зарегистрированное состояние потока при определении командных сигналов. На фиг.9 представлен пример осуществления с расположенным на основном крыле 10 первым сенсорным устройством 111 и расположенным на спойлере 30 вторым сенсорным устройством 112.

В соответствии с еще одним конструктивным примером управляющая функция может иметь регулировочную функцию для регулирования предварительно заданного параметра потока регулируемого закрылка, которая функционально находится в связи с сенсорным устройством или сенсорными устройствами для приема фактических параметров потока. При этом управляющая функция или регулировочная функция может быть функционально связана с первым сенсорным устройством 111 и/или со вторым сенсорным устройством 112. Кроме того, регулировочная функция описанным образом управляет устройством P привода нагнетания потока и/или устройством 40 для изменения отверстия на выдувных отверстиях 11 для того, чтобы заданным образом регулировать поток S в области задней кромки основного крыла 10 и спойлера 30, а также, впоследствии, и на закрылке 20 для обеспечения большой подъемной силы. Таким образом, регулирование потока происходит посредством регулирования устройства Р привода нагнетания потока согласно изобретению и/или устройства 40 для изменения отверстия согласно изобретению на основе установочных команд регулировочной функции. При этом, в зависимости от конструктивного примера, регулировочная функция 101 может быть функционально связана с одним или обоими сенсорными устройствами 111, 112 и с устройством Р привода нагнетания потока и/или устройством 40 для изменения отверстия. На фиг.9 показан конструктивный пример, в котором регулировочная функция как часть управляющей функции 101 принимает, как от первого, так и от второго сенсорного устройства 111 или же 112 входные сигналы датчика, из них для достижения предварительно заданных величин датчика формирует управляющие команды для регулировки устройства Р привода нагнетания потока и/или устройства 40 для изменения отверстия согласно изобретению и передает их на указанные устройства, чтобы достигнуть подлежащее соблюдению обтекание крыла Т. При этом может быть задано, что подлежащие отрегулированию заданные величины датчиков, которые используются для регулирования, могут быть заданы и определены, например, посредством функциональной связи или в форме таблицы в зависимости от выбранного или установленного устройством 100 управления самолетом регулируемого состояния спойлера и/или закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы. При определении подлежащих отрегулированию заданных величин датчиков в функции или же таблице могут быть учтены дополнительные параметры, которые определяются в устройстве 100 управления самолетом и передаются на управляющее устройство, как например, скорость самолета относительно воздуха или динамическое давление и/или температура воздуха.

Посредством регулирования достигается повышение эффективности в аэродинамической мощности. Регулирование может использоваться в качестве вводной величины коэффициента подъемной силы, определенной измеренной величины для описания состояния потока на спойлере и/или закрылке и/или аэродинамической мощности конфигурации для обеспечения большой подъемной силы. В качестве выходной величины регулирования может использоваться объемный поток на впускных и выпускных отверстиях и/или устройствах.

Соответственно используемое в одном конструктивном примере сенсорное устройство 111, 112 имеет соответственно один датчик для регистрации состояния потока на верхней 30а спойлера 30 и/или прилегающего к верхней стороне 20а закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы или сорванного потока. Датчики функционально связаны с управляющим устройством 101 (линии 101с). При этом, датчик может быть расположен, прежде всего, в диапазоне от 40 до 100% общей хорды LHT крыла основного крыла 10 и в диапазоне от 40 до 100% общей хорды LSpT спойлера 30. В качестве альтернативы или дополнительно датчик может быть расположен в диапазоне от 40 до 100% общей хорды закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы.

В одной из этих конфигураций датчиков с функциональной связью с управляющим устройством 101 управляющее устройство 101 может быть функционально связано с устройством 40 для изменения отверстия и/или устройством Р привода нагнетания потока. В показанной на фиг.9 форме осуществления изобретения управляющее устройство 101 функционально связано с первым и вторым сенсорным устройством 111, 112 и, как с устройством 40 для изменения отверстия, так и с устройством Р привода нагнетания потока для того, чтобы реализовать регулировочный контур описанным образом.

Таким образом, соответственно подлежащий созданию массовый или объемный поток для выдувания на основном профиле 10 в области «изгиба» и отсоса в области задней кромки спойлера 30 либо задан посредством регистрации состояния полета самолета классическими датчиками для управления самолетом, регистрации состояния потока на спойлере и/или закрылке с помощью датчиков, либо происходит посредством активно-динамического управления с регулированием, при этом для этой цели также являются целесообразными/необходимыми входные сигналы из системы управления самолетом и/или входные сигналы от датчиков на спойлере и/или закрылке. Регулирование может осуществляться по замкнутому регулировочному контуру или же посредством основанной на знании исходной установки (например, калиброванной системы с памятью), так что обеспечивается автономный режим работы. Необходимо лишь электрическое или другого вида снабжение сжимающей и транспортирующей воздух системы между отсосом на задней кромке/области задней кромки спойлера 30 и выдуванием в области «изгиба» основного профиля 10.

1. Крыло (Т) самолета с верхней стороной (1) и нижней стороной (2), имеющее: основное крыло (10), которое имеет расположенную на верхней стороне верхнюю поверхность (10a) и расположенную на нижней стороне нижнюю поверхность (10b), которые соответственно проходят вдоль направления (HT) хорды основного крыла, по меньшей мере, один присоединенный к основному крылу (10) с возможностью перемещения между убранным и выпущенным положением закрылок (20) для обеспечения большой подъемной силы, и, по меньшей мере, один присоединенный к основному крылу (10) с возможностью поворота и выступающий за его заднюю кромку (5) спойлер (30), отличающееся тем, что
- основное крыло (10) имеет множество выдувных отверстий (11), несколько из которых расположены рядом друг с другом вдоль направления (HS) размаха основного крыла, и которые посредством воздуховода (13) находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством (Р2) расположенного на основном крыле (10) или на спойлере (30) устройства (P) привода нагнетания потока,
- спойлер (30) имеет множество впускных отверстий (31) для впуска воздуха, которые расположены рядом друг с другом в направлении (SpS) размаха спойлера, и которые соответственно посредством воздуховода (40, 50) находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством (Р1) устройства (Р) привода нагнетания потока,
- устройство (P) привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулировки устройства (Р) привода нагнетания потока.

2. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что множество выдувных отверстий (11) основного крыла (10) расположены рядом друг с другом вдоль направления (HS) размаха основного крыла и в направлении хорды (HT) основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды крыла всего крыла (Т) при убранном закрылке (10) для обеспечения большой подъемной силы при рассмотрении от конца всего крыла (Т), и которые посредством воздуховода (13) находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством (Р2) расположенного на основном крыле (10) или на спойлере (30) устройства (Р) привода нагнетания потока.

3. Крыло по п.1, отличающееся тем, что множество впускных отверстий (31) спойлера (30) для впуска воздуха расположены в направлении (SpS) размаха спойлера рядом друг с другом и в направлении хорды (SpT) спойлера в диапазоне от 70% до 100% хорды спойлера при рассмотрении от переднего конца спойлера (30).

4. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что крыло имеет предкрылок (40), и что множество выдувных отверстий расположены в направлении (HT) хорды основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды крыла при убранном предкрылке (40) и при убранном закрылке (10) для обеспечения большой подъемной силы при рассмотрении от конца всего крыла,
при этом прежде всего в месте направления (HS) размаха основного крыла и при рассмотрении в направлении (HT) хорды основного крыла основного крыла (10) друг за другом расположены несколько выдувных отверстий (11), и
при этом прежде всего расположенные рядом друг с другом в направлении (HS) размаха основного крыла выдувные отверстия (11) при рассмотрении в направлении (НТ) хорды основного крыла (10) расположены со смещением относительно друг друга на верхней стороне (10a) основного крыла (10).

5. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что выдувные отверстия (11) расположены таким образом, что угол (α) между направлением выхода (11a) воздуховода (13) на каждом выдувном отверстии (11) и плоскостной протяженностью верхней поверхности (10a) в этом месте составляет от 0° до 60°, так что происходит тангенциальное в предварительно заданных пределах выдувание (S1) воздуха через выдувные отверстия (11).

6. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что выдувные отверстия (11) на основном крыле (10) выполнены в виде шлицев (17), и длина (L10), по меньшей мере, части выдувных отверстий при рассмотрении в направлении (HS) размаха основного крыла составляет от 1% до 50% хорды (HLT) основного крыла в месте соответствующего шлица по размаху,
при этом прежде всего ширина (В10) шлицев составляет от одной сотой до одной десятой длины (L10) шлицев.

7. Крыло (T) по п.1, отличающееся тем, что впускные отверстия (31) на спойлере (30) выполнены в виде шлицев (37), и длина (L37), по меньшей мере, части впускных отверстий при рассмотрении в направлении (SpS) размаха спойлера составляет длину от 1/10 до 1/4 хорды (SpLT) спойлера (30) в этом месте,
при этом прежде всего ширина (В37) шлицев составляет от 0,1-кратной до 0,5-кратной длины (L37) шлицев.

8. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что основное крыло (10) имеет, по меньшей мере, на части выдувных отверстий (11) основного крыла (10) соответственно устройство (40) для изменения отверстия для открывания и закрывания соответствующего выдувного отверстия с механикой изменения отверстия и подсоединенный к ней исполнительный орган для приведения в действие соответствующей механики изменения отверстия,
при этом прежде всего устройство (40) для изменения отверстия имеет шибер, который на основе приведения в действие исполнительным органом частично или полностью открывает или закрывает соответствующее выдувное отверстие (11), и
при этом прежде всего исполнительный орган на основе управляющего сигнала периодически открывает и закрывает шибер и тем самым выдувное отверстие (11) для того, чтобы осуществлять импульсное выдувание воздуха через выдувное отверстие (11).

9. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что, по меньшей мере, на части выдувных отверстий (11) основного крыла (10) расположен соответственно исполнительный орган-генератор импульсов, который в ответ на соответствующий входной сигнал осуществляет импульсное выдувание воздуха,
при этом прежде всего исполнительный орган-генератор импульсов является пьезоэлектрическим исполнительным органом.

10. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что, по меньшей мере, на части выдувных отверстий (11) основного крыла (10) расположено соответственно устройство (40) для изменения отверстия с исполнительным органом, с помощью которого может регулироваться ориентация соответствующего выдувного отверстия (11) относительно поверхности основного крыла (10),
при этом прежде всего угол для наклонного положения между средней линией площади поперечного сечения отверстия диафрагмы и направлением (HS) размаха основного крыла или касательной к краевой линии (19) в месте оси поворота диафрагмы по размаху может регулироваться от 20° до 80°.

11. Структура крыла (Т) с устройством для оказания влияния на поток, при этом крыло (Т) содержит:
- основное крыло (10) имеет множество выдувных отверстий (11), несколько из которых расположены рядом друг с другом вдоль направления (HS) размаха основного крыла, и которые посредством воздуховода (13) находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством (Р2) расположенного на основном крыле (10) или на спойлере (30) устройства (Р) привода нагнетания потока,
- спойлер (30) имеет множество впускных отверстий (31) для впуска воздуха, которые расположены рядом друг с другом в направлении (SpS) размаха спойлера, и которые соответственно посредством воздуховода (40, 50) находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством (Р1) устройства (Р) привода нагнетания потока,
- устройство (Р) привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулировки устройства (Р) привода нагнетания потока,
при этом устройство для оказания влияния на поток имеет функционально находящееся в связи с устройством (100) управления полетом управляющее устройство (101) для управления производительностью привода (Р) нагнетания потока и/или функционально находящееся в связи с устройством (100) управления полетом управляющее устройство (101) для управления устройством (40) для изменения отверстия для открывания и закрывания соответствующего выдувного отверстия,
при этом управляющее устройство (101) имеет управляющую функцию, которая от устройства (100) управления полетом в качестве входного параметра получает регулируемое состояние спойлера (30) и/или регулируемое состояние закрылка (20) для обеспечения большой подъемной силы и на основе этих регулируемых состояний формирует в каждом случае соответствующий управляющий сигнал для управления приводом (Р) нагнетания потока и для управления производительностью привода (Р) нагнетания потока, посылает на него указанный сигнал.

12. Структура крыла (Т) с устройством для оказания влияния на поток по п.11, отличающаяся тем, что:
- устройство для оказания влияния на поток имеет расположенное на основном крыле, и/или на спойлере, и/или на закрылке для обеспечения большой подъемной силы сенсорное устройство с датчиком для регистрации состояния потока на верхней стороне (30a) спойлера (30) и/или прилегающего к верхней стороне (20а) закрылка (20) для обеспечения большой подъемной силы или сорванного потока, которое функционально связано с управляющим устройством (101), и
- управляющая функция имеет регулировочную функцию для регулировки предварительно заданной величины потока регулируемого закрылка, которая функционально находится в связи с сенсорным устройством для приема фактических величин потока, с устройством для изменения положения регулируемых закрылков для приема величины для регулируемого состояния закрылка, и с приводом (Р) нагнетания потока и/или устройством (40) для изменения отверстия для передачи управляющего сигнала для регулировки производительности привода (Р) нагнетания потока и/или устройства (40) для изменения отверстия.

13. Структура крыла (Т) с устройством для оказания влияния на поток по п.12, отличающаяся тем, что сенсорное устройство расположено в диапазоне от 40 до 90% общей хорды основного крыла (10), и/или в диапазоне от 40 до 90% общей хорды спойлера (30), и/или в диапазоне от 40 до 90% общей хорды закрылка для обеспечения большой подъемной силы,
при этом прежде всего датчик является проволочным расходомером воздуха для регистрации градиента скорости, и что управляющая функция имеет функцию пересчета градиента скорости в напряжение сдвига на стенке, и определение управляющих сигналов происходит на основе определенного напряжения сдвига на стенке, и/или при этом прежде всего датчик является пьезоэлектрическим датчиком напряжения сдвига на стенке для регистрации напряжения сдвига на стенке.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной промышленности. .

Изобретение относится к устройствам для улучшения аэродинамических характеристик летательных аппаратов, преимущественно ракет-носителей (РН). .

Изобретение относится к авиации и касается технологии управления обтеканием воздушным потоком сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к ветроэнергетике, а именно к ветроэнергетическим установкам, преобразующим энергию ветра в электрическую, механическую, гидравлическую или иного вида энергию.

Изобретение относится к морской авиации и касается создания спасательных гидросамолетов. .

Изобретение относится к управлению летательным аппаратом. .

Изобретение относится к системе генераторов отсоса самолета для поддержания ламинарности пограничного слоя. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к взлетно-посадочной механизации летательных аппаратов. .

Группа изобретений относится к области авиации. Обтекаемое тело (1) с внешней стороной (3) с относительно направления потока верхней стороной (3a) и нижней стороной (3b), с боковыми концевыми участками (5a, 5b), которые при рассмотрении поперек принятого направления (S) потока образуют боковые концы. Внутри обтекаемого тела (1) расположен канал (10) с аэродинамическим приводом с приводным двигателем и приводимым им в действие и расположенным в канале (10) компрессорным средством с впуском (11) на нижней стороне (3b) и/или на одном из боковых концевых участков (5a, 5b) и с одним выпуском (12) на верхней стороне (3a) обтекаемого тела (1) для оказания влияния на поток на обтекаемом теле (1). В канале (10) с возможностью вращения посредством приводного двигателя установлена гильза (30), которая имеет выемку (33), которая при определенном вращательном положении гильзы (30) может быть приведена в состояние частичного перекрытия с одним выпуском (12) на верхней стороне (3a) обтекаемого тела (1) так, что сжатый компрессором воздух течет через выемку (33) гильзы (30) и выпуск (12). Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы. 2 н. и 22 з.п. ф-лы. 3 ил.

Изобретение относится к техническим объектам, испытывающим воздействие газовых потоков. Способ снижения трения газового потока на обтекаемой поверхности путем поперечного отсоса потока через перфорацию в обтекаемой поверхности заключается в том, что поперечный отсос газа осуществляют дискретно на отдельных перфорированных участках, расположенных последовательно на обтекаемой поверхности вдоль направления потока. Периодически чередуют отсос с поперечным выдувом. Чередующиеся отсос и выдув проводят дифференцированно со сдвигом фаз периодических отсоса и выдува на соседних участках, создавая таким образом у обтекаемой поверхности поперечные волны, бегущие в направлении потока. Величину скорости поперечных бегущих волн у обтекаемой поверхности создают равной или близкой к скорости газового потока на обтекаемой поверхности. Амплитуду поперечных бегущих волн создают близкой к толщине пограничного слоя на обтекаемой поверхности при прекращении отсоса и выдува. Изобретение направлено на уменьшение энергетических затрат. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности к активной тепловой защите теплонапряженных передних кромок гиперзвукового беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Устройство активной теплозащиты и модуляции аэродинамического сопротивления гиперзвукового БПЛА содержит теплоноситель и средства формирования теплозащитного слоя. Внутри носовой части БПЛА между его передней кромкой и камерой сгорания силовой установки размещен цилиндрический газоструйный резонатор с системой управляемых клапанов, расположенных на боковой стенке резонатора. Открытый вход резонатора совмещен с передней кромкой БПЛА и направлен навстречу набегающему потоку. На внешней поверхности резонатора установлены контейнер с теплоносителем в виде метангидрата и преобразователь метангидрата в смесь паров воды и метана, которая, находясь под давлением в пульсирующем режиме с частотой более 100 Гц, с помощью системы управляемых клапанов газоструйного резонатора обеспечивает возможность формирования на открытом входе резонатора защитного слоя, предохраняющего переднюю кромку БПЛА от пиковых тепловых нагрузок. Достигается снижение пиковые тепловые нагрузки на элементы конструкции гиперзвукового БПЛА и повышение топливной эффективности его силовой установки. 1 ил.
Наверх