Механизированное крыло летательного аппарата



Механизированное крыло летательного аппарата
Механизированное крыло летательного аппарата
Механизированное крыло летательного аппарата
Механизированное крыло летательного аппарата
Механизированное крыло летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2502635:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Изобретение относится к авиационной технике. Механизированное крыло летательного аппарата состоит из кессонной части крыла, внутренней и внешней секций однощелевых закрылков, внутренней и внешних секций однощелевых предкрылков, элерона, интерцепторов, воздушных тормозов, мотогондолы с пилоном, обтекателей механизмов закрылков. Крыло характеризуется большим удлинением λ≥11.5, отсутствием излома задней кромки, отсутствием разрывов в механизации задней кромки, возможностью выдвижения внутренней и внешней секций закрылков, постоянной хордой внешней секции закрылков, увеличенной хордой интерцепторов и воздушных тормозов, до 60% от хорды закрылков, переменной хордой интерцепторов, постоянной по величине хордой внутренней секции предкрылков, увеличивающейся к концу крыла хордой внешней секции предкрылков, радиусом носков профилей внешней секции предкрылков, радиусами носков профилей внешних секций предкрылков rп=7÷9.5% хорды сечения крыла, радиусами носков профилей закрылков rз=8.5÷10% местной хорды сечения крыла. Изобретение направлено на обеспечение высоких значений коэффициента подъемной силы крыла большого удлинения, при использовании конструктивно простой однощелевой механизации передней и задней кромки и упрощении кинематических законов выдвижения элементов механизации крыла. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке механизации крыльев ближне-, средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов.

Известны схемы механизированных крыльев современных пассажирских самолетов (см. Беляев В.В. «Пассажирские самолеты мира», М., Аспол, Аргус, 1997 г.). Типичное механизированное крыло пассажирского самолета состоит из кессонной части крыла, закрылков, предкрылков, элерона, интерцепторов, воздушных тормозов, мотогондолы с пилоном, обтекателей механизмов закрылков и необходимых функциональных систем.

Известно механизированное крыло самолета Boeing-737 (см. Peter K.C. Rudolph «High-Lift Systems on Commercial Subsonic Airliners», NASA Contractor Report 4746, 1996 г.). Крыло этого самолета с взлетно-посадочной механизацией состоит из кессонной части крыла, внутренней и внешней секций трехщелевых закрылков со скоростным внутренним элероном за гондолой двигателя, щитков Крюгера на внутренней части крыла и предкрылков постоянной хорды на внешней части крыла, элерона, интерцепторов, воздушных тормозов, мотогондолы с пилоном, обтекателей механизмов закрылков, законцовки крыла и имеющее излом по задней кромке крыла. Недостатками данной конструкции крыла являются сложные трехщелевые закрылки и наличие разрыва в механизации задней кромки за мотогондолой.

Известно механизированное крыло самолета Ту-204 (см. Беляев В.В. «Пассажирские самолеты мира», М., Аспол, Аргус, 1997 г., стр.158-159), состоящее из кессонной части крыла, внутренней секции двухщелевых закрылков, внешней секции однощелевых закрылков, внутренней и внешних секций однощелевых предкрылков, элерона, интерцепторов, воздушных тормозов, мотогондолы с пилоном, обтекателей механизмов закрылков, законцовки крыла и имеющее излом по задней кромке крыла. В качестве недостатка этой конструкции крыла можно указать необходимость использования двухщелевого внутреннего закрылка, достаточно сложного с конструктивной точки зрения.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является наличие излома задней кромки крыла, обуславливающего неравномерное распределение толщины сечений по размаху крыла и, как следствие, локальное увеличение нагрузок на конструкцию крыла.

Прототипом предлагаемого технического решения является механизированное крыло самолета Airbus A320 с удлинением λ=9.5 (см. Peter K.C. Rudolph «High-Lift Systems on Commercial Subsonic Airliners», NASA Contractor Report 4746, 1996 г.), кессонной части крыла, внутренней и внешней секций однощелевых закрылков, внутренней и внешних секций однощелевых предкрылков, элерона, интерцепторов, воздушных тормозов, мотогондолы с пилоном, обтекателей механизмов закрылков.

В качестве недостатков прототипа можно указать наличие излома по задней кромке крыла, а также постоянное значение длины интерцепторов, не позволяющих обеспечить одновременно оптимальное положение закрылка относительно задней кромки кессонной части крыла и простую кинематику выдвижения закрылка.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является разработка компоновки механизированного крыла большого удлинения обеспечивающего значения коэффициента подъемной силы на посадке Су≥3.0 на крыле большого удлинения λ≥11.5 при использовании конструктивно простой однощелевой механизации передней и задней кромки и упрощении кинематических законов выдвижения элементов механизации крыла.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в механизированном крыле летательного аппарата, состоящем из кессонной части крыла, передней и задней кромок, внутренней и внешней секций однощелевых закрылков и предкрылков, элерона, интерцепторов, воздушных тормозов, мотогондолы с пилоном, обтекателей механизмов закрылков, крыло имеет удлинение λ≥11.5, его задняя кромка выполнена без излома, внутренняя и внешняя секции однощелевых закрылков, составляющие механизацию задней кромки крыла, выполнены без разрывов, хорды внутренней и внешней секций однощелевых закрылков выполнены постоянными по величине, хорды интерцепторов и воздушных тормозов увеличены до 60% от хорды однощелевых закрылков, хорда интерцепторов выполнена переменной, хорда внутренней секции однощелевых предкрылков постоянна по величине, хорда внешней секции однощелевых предкрылков выполнена увеличивающейся к концу крыла, радиусы носков профилей внешних секций однощелевых предкрылков составляют rп=7÷9.5% хорды сечения крыла, радиусы носков профилей однощелевых закрылков составляют rз=8.5÷10% местной хорды сечения крыла, внутренняя и внешняя секции однощелевых закрылков, внутренние и внешние секции однощелевых предкрылков выполнены с возможностью выдвижения, при этом выдвижение внутренней и внешней секций однощелевых закрылков, выполнено на величины, близкие вдоль всего размаха однощелевого закрылка, выдвижение внутренних секций однощелевых предкрылков, выполнено на величины, близкие вдоль всего размаха внутренних секций однощелевых предкрылков, выдвижение внешних секций однощелевых предкрылков, выполнено на величины, близкие вдоль всего размаха внешних секций однощелевых предкрылков,

На Фиг.1 показан общий вид предлагаемого механизированного крыла,

на Фиг.2 - форма в плане крыла с убранной механизацией,

на Фиг.3 - один из профилей крыла с механизацией,

на Фиг.4 - параметры, определяющие положение закрылка относительно задней кромки кессонной части крыла,

на Фиг.5 - итоговые несущие характеристики крыла, полученные на модели в аэродинамической трубе,

На крыле с механизацией 1 (Фиг.1) имеется кессонная часть крыла 2, однощелевые двухсекционные закрылки (внутренняя секция 3 и внешняя секция 4), однощелевые предкрылки (внутренняя секция 5 и внешние секции 6), элерон 7, интерцепторы 8, воздушные тормоза 9, мотогондола 10 с пилоном 11, обтекатели механизмов закрылков 12. Другие функциональные системы условно не показаны.

Механизированное крыло 1 имеет большое удлинение λ≥11.5.

Задняя кромка крыла 13 (Фиг.2) выполнена без излома, вследствие чего крыло имеет более равномерное распределение толщины сечений по размаху крыла и меньшие нагрузки на конструкцию крыла по сравнению с крыльями, имеющими излом задней кромки крыла. Это, в свою очередь, позволяет снизить вес конструкции крыла.

Внутренняя 3 и внешняя 4 секции однощелевых закрылков, составляющие механизацию задней кромки крыла, выполнены без разрывов. Выдвижение внутренней 3 и внешней 4 секций однощелевых закрылков близко по величине вдоль всего размаха закрылка, хорды внутренней секции однощелевых закрылков 15 (Фиг.2, Фиг.3) выполнены постоянной величины - поэтому и при выдвижении закрылков они остаются прижатыми друг к другу. Таким образом, удается избежать разрывов в механизации задней кромки при любом угле отклонения однощелевых закрылков, что позволяет избежать потерь подъемной силы на разрывах механизации.

Выдвижение внутренних секции однощелевого предкрылка 5 выполняется на одинаковую величину вдоль всего размаха внутренней секции одно щелевого предкрылка, хорда внутренней секции одно щелевого предкрылка 17 выполнена постоянной величины - это позволяет минимизировать зазоры между внутренним однощелевым предкрылком и зализом крыла с внутренней стороны и пилоном мотогондолы с внешней стороны и таким образом повысить эффективность механизации.

Выдвижение внешних секций однощелевых предкрылков 6 выполняется на одинаковую величину вдоль всего размаха внешних секций однощелевых предкрылков. Это наиболее просто с точки зрения конструкции.

Относительная хорда внешней секции однощелевых предкрылков 18 выполнена увеличивающейся к концу крыла, что позволяет лучше защитить от срыва консольные части крыла.

Хорда интерцепторов и воздушных тормозов 19 (Фиг.2, Фиг.3) увеличена до 60% от хорды закрылков, что позволяет увеличить выдвижение закрылков и, следовательно, эффективную площадь крыла.

Хорда внешней секции закрылков 16 выполнена постоянной по величине. Таким образом, площадь внешнего закрылка является максимальной при условии его ограничения кессоном крыла.

Хорда интерцепторов выполнена переменной по абсолютной величине. Это дает возможность при наиболее простой кинематике выдвижения закрылка (в данном случае кинематика внешнего закрылка близка к одинаковому выдвижению по двум механизмам закрылков) обеспечить оптимальные значения параметров, определяющих положение закрылка относительно задней кромки кессонной части крыла - перекрытия x*, щели h* (Фиг.4).

Увеличен радиус носков профилей внешней секции предкрылков 20, rп=7÷9.5% хорды сечения крыла, (Фиг.3), увеличен радиус носков профилей закрылков 21, rз=8.5÷10% хорды сечения крыла. Увеличенные радиусы носков элементов механизации увеличивает их эффективность при отклонении на большие углы, δ=28° для внешней секции предкрылка и δ=36° для закрылков.

На Фиг.5 приведены итоговые несущие характеристики крыла в крейсерской, взлетной и посадочной конфигурациях, полученные на модели при проведении эксперимента в аэродинамической трубе на режиме М=0.2, Re=3 млн. Эффективности взлетно-посадочной механизации определяется значениями на взлете - ΔСувзл.≥1.3, на посадке - ΔСупос.≥1.6.

Проведенные исследования подтверждают высокие несущие характеристики взлетно-посадочной механизации крыла с однощелевым закрылком и показывают, что она позволяет обеспечить выполнение требований ТЗ по базированию.

Таким образом, удается создать механизированное крыло, обладающее следующими преимуществами:

- обеспечение эффективности взлетно-посадочной механизации на взлете - ΔСувзл.≥1.3, на посадке - ΔСупос.≥1.6;

- использование конструктивно простой однощелевой механизации передней и задней кромки;

- упрощение кинематических законов выдвижения элементов механизации крыла.

1. Механизированное крыло летательного аппарата, состоящее из кессонной части крыла, передней и задней кромок, внутренней и внешней секций однощелевых закрылков и предкрылков, элерона, интерцепторов, воздушных тормозов, мотогондолы с пилоном, обтекателей механизмов закрылков, отличающееся тем, что крыло имеет удлинение λ≥11,5, его задняя кромка выполнена без излома, внутренняя и внешняя секции однощелевых закрылков, составляющие механизацию задней кромки крыла, выполнены без разрывов, хорды внутренней и внешней секций однощелевых закрылков выполнены постоянными по величине, хорда интерцепторов выполнена переменной по абсолютной величине и увеличена до 60% от хорды однощелевых закрылков, хорда воздушных тормозов увеличена до 60% от хорды однощелевых закрылков, хорда внутренней секции однощелевых предкрылков постоянна по величине, хорда внешней секции однощелевых предкрылков выполнена увеличивающейся к концу крыла, радиусы носков профилей внешних секций однощелевых предкрылков составляют rп=7÷9,5% хорды сечения крыла, радиусы носков профилей однощелевых закрылков составляют rз=8,5÷10% местной хорды сечения крыла, внутренняя и внешняя секции однощелевых закрылков, внутренние и внешние секции однощелевых предкрылков выполнены с возможностью выдвижения.

2. Механизированное крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что внутренние и внешние секции однощелевых закрылков выполнены с возможностью выдвижения на величины, близкие вдоль всего размаха однощелевого закрылка.

3. Механизированное крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что внутренние секции однощелевых предкрылков выполнены с возможностью выдвижения на величины, близкие вдоль всего размаха внутренних секций однощелевых предкрылков.

4. Механизированное крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что внешние секции однощелевых предкрылков выполнены с возможностью выдвижения на величины, близкие вдоль всего размаха внешних секций однощелевых предкрылков.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к устройству для регулировки увеличивающего подъемную силу крыла закрылка на аэродинамическом крыле летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиастроению, а именно к устройствам выдвижения закрылка крыла самолета. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиастроению, в частности к конструкции механизма управления аэродинамическими поверхностями самолета. .

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

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит детали крепления к фюзеляжу, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, торцевую часть, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков/элеронов с прямым краем. В стенке закрылка/элерона выполнены прорези с установленными в них пластинчатыми направителями треугольной формы, плоскости которых параллельны вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Изобретение направлено на улучшение управляемости воздушными потоками во время полета. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков и элеронов. Элемент отклонения стекающих воздушных потоков имеет изгибы края, которые выполнены в пластинах, прикрепленных к стенкам элементов отклонения стекающих воздушных потоков. Изгиб края имеет форму синусоиды или асимптоты. Изобретение направлено на упрощение конструкции. 5 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата имеет профиль тонкого ромба, образованный верхней и нижней аэродинамическими поверхностями. Хвостовая часть крыла подвижна относительно неподвижной головной части и имеет возможность поворота вокруг собственной оси. Угол поворота хвостовой части относительно линии, проходящей параллельно верхней аэродинамической поверхности через центр оси хвостовой части, составляет вверх на угол 90° и вниз на угол до 30°. Изобретение направлено на уменьшение пробега летательного аппарата при посадке. 6 ил.

Группа изобретений относится к областям техники, предусматривающим использование аэродинамических поверхностей. Способ увеличения подъемной силы крыла предусматривает формирование со стороны передней кромки крыла конфузора посредством дополнительного аэродинамического профиля, располагаемого под носовой частью крыла. При этом используют модернизируемое крыло летательного аппарата известной конструкции. Дополнительный аэродинамический профиль выбирают из перечня, включающего: фиксированный профиль, цельно поворотный профиль, поворотный профиль с разными осями вращения, разрезной профиль и цельно выдвижной профиль. Крыло модернизировано согласно предложенному способу. Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам увеличения площади крыльев летательных аппаратов. Устройство перемещения закрылков крыла самолета содержит закрылки, каретки, тяги, рычаги, приводы поступательного действия. Устройство включает кинематические системы разворота и отклонения закрылков. Система разворота обеспечивает поворот закрылков с угловым смещением относительно оси Z самолета, при этом в выпущенном состоянии закрылок занимает положение, при котором задняя кромка крыла параллельна передней кромке закрылка и между ними образуется зазор, постоянный по размаху крыла. Система отклонения обеспечивает отклонение закрылков на заданный угол, при этом в развернутом положении закрылок имеет возможность поворота вокруг поперечной оси Z в балке навески закрылка. Все перемещения закрылка выполняются вращением пары вал-отверстие. Достигается повышение эффективности взлетно-посадочных характеристик самолета, надежности устройств перемещения закрылков, уменьшение их массы и габаритов. 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Закрылок самолета короткого взлета и посадки содержит основное звено, дефлектор, каретки с опорными роликами, направляющие рельсы перемещения закрылка. В верхней части основного звена подвижно установлены жесткие панели, к которым шарнирно закреплены тяги, соединенные подвижно с рычагами поворотного щитка через качалки привода напели и промежуточные тяги. Щиток шарнирно установлен в носовой части основного звена закрылка, а рычаги поворотного щитка, через поворотные тяги, шарнирно связаны с механизмами уборки - выпуска. Изобретение направленно на повышение подъемной силы. 11 ил.

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

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

Изобретение относится к авиационной технике и касается несущих систем самолетов короткого взлета и посадки. Крыло самолета короткого взлета и посадки содержит установленные в верхней части жесткие сдвижные панели, щелевые закрылки с каретками и опорными роликами, направляющие рельсы перемещения закрылка, механизмы уборки выпуска. При этом сдвижные панели через складывающиеся тяги шарнирно связаны с щитком дефлектора, подвижно установленным в носовой части основного звена закрылка. Верхнее звено складывающейся тяги шарнирно соединено с механизмом уборки выпуска закрылка. Достигается повышение эффективности крыла самолета короткого взлета и посадки на режимах взлета и посадки. 8 ил.
Наверх