Устройство увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки



Устройство увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки
Устройство увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки
Устройство увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки
Устройство увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки
Устройство увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки
Устройство увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки
Устройство увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки

 


Владельцы патента RU 2561886:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" (RU)

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, к средствам увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки и может быть использовано в конструкции проектируемых самолетов.

Известна конструкция самолета вертикального влета и посадки с поворотным крылом и винтами - Хиллер 1045 [1]. Крыло с двумя турбовинтовыми двигателями для вертикального взлета имеет возможность разворачиваться на угол 90°. Вращение винтов двух двигателей связано механической трансмиссией, с помощью которой также обеспечен привод небольших рулевых винтов, установленных в хвостовой части самолета для обеспечения управления и балансировки на режимах взлета и посадки, а также - переходных режимах.

Недостатком данной конструкции является сложность и громоздскость узлов поворота крыла, ограниченный небольшим периодом эксплуатации ресурс, а также высокий уровень сложности обеспечения управления и балансировки на переходных режимах.

Известна конструкция самолета вертикального взлета и посадки с поворотной силовой установкой с винтами - Белл-Боинг V-22 "Оспри" [2]. На концах его прямого крыла небольшого размаха установлены газотурбинные двигатели с винтами значительного по величине диаметра (более 10 м) с возможностью поворота на угол до 90° относительно горизонтальной плоскости.

Недостатком конструкции является размещение силовой установки (с возможностью разворота на 90°) на концах крыла, что приводит к значительным дополнительным нагрузкам на крыло на стоянке и переходных режимах, следствием чего является увеличение веса крыла. Кроме этого, для обеспечения вертикального взлета мощность силовой установки завышена в 2-2,5 раза, а диаметр винта увеличен в 3-3,5 раза по сравнению с обычным летательным аппаратом аналогичного взлетного веса, что приводит к высокому расходу топлива на всех режимах полета, а также - увеличению общего взлетного веса.

Также имеет место снижение эффективности силовой установки при взлете, на переходных режимах, посадке из-за попадания части струи винтов на консоли крыла.

Кроме того, сложна конструкция узлов поворота и привода силовой установки (СУ) в связи с большим диапазоном возможных углов фиксации СУ с винтами при взлете (посадке) и крейсерском полете, а также завышенной массой винтомоторной группы и, как следствие, - значительным моментом инерции.

Изобретение направлено на повышение эффективности устройства увеличения подъемной силы (СКВП) и его упрощение (включая снижение массы).

Это достигается тем, что узел поворота двигателя размещен в концевом сечении пилона, установленного над хвостовой частью 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, при этом винтовой механизм привода закрылка шарнирно связан с узлом закрылка, установленном на верхней носовой его части, а нижнее звено тяги в убранном положении закрылка составляет часть хвостового отсека пилона.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена консоль крыла при виде сверху на крейсерском режиме полета; на фиг.2 - сечение А-А (A1-A1 - зеркальное отражение), закрылок убран) на фиг.1; на фиг.3 - сечение А-А (A1-A1 - зеркальное отражение), закрылок выпущен) на фиг.1; на фиг.4 - узел Б на фиг.2; на фиг.5 - сечение В-В на фиг.4; на фиг.6 сечение Г-Г на фиг.2, 4; на фиг.7 - узел Д на фиг.3.

Устройство увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки содержит крыло 1, установленные над ним в хвостовой части на пилонах 2, турбовинтовые двигатели 3 с толкающими винтами 4 с возможностью поворота относительно узлов вращение 5, закрепленных в верхнем сечении пилонов 3. Пилон 3 содержит замок фиксации 6, мотогандолы двигателя 3 и автомат демпфирования нагрузок 7, подвижно соединенный с мотогандолой двигателя 3. Однощелевой закрылок 8 установлен на крыле с помощью кронштейнов навески 9 с ограничителями 10 перемещения закрылка 8 посредством кронштейнов 11 закрылка 8. При этом последний связан с крылом винтовым механизмом 12 (привода закрылка 8), закрепленным в носовой части закрылка 8, а через складывающуюся тягу, состоящую из верхнего звена (элемента) 13 и нижнего - 14, шарнирно соединен с узлом 15 мотогандолы двигателя 3.

Устройство увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки работает следующим образом.

На режимах взлета и посадки замок 6 фиксации мотоганолы с двигателем 3 в крейсерском положении открыт, щелевой закрылок 8 перемещен (развернут) винтовым механизмом 12 вокруг оси вращения кронштейнов 9 крыла 1 до начала взаимодействия кронштейнов 11 закрылка 8 с упорами 10 кронштейнов 9 крыла 1 (фиг.3).

При этом за счет кинематической связи (через складывающиеся тяги, состоящие из верхнего звена 13 и нижнего 14) закрылка 8 и узла 15 мотогандолы турбовинтового двигателя 3 последний развернут относительно узла вращения 5 до необходимого положения, удерживаясь дополнительно (кроме складывающейся тяги со звеньями верхним 13 и нижним 14) демпфером нагрузок 7, который способен воспринимать как нагрузки растяжения - сжатия, так и менять положение: складываться - раздвигаться без демпфирования в зависимости от положения замков управления демпфером (на чертеже не показаны) (фиг.3). В фиксированном взлетно-посадочном положении двигателя 3 плоскость вращения его винта 4 расположена за задней кромкой выпущенного щелевого закрылка 8.

На крейсерском режиме полета складывающаяся тяга занимает место в хвостовой части пилона, между мотогандолой двигателя 3 и закрылком 8, причем нижнее звено 14 складывающейся тяги одновременно представляет собой элемент хвостового отсека пилона 2, фиг.4, 5, 6.

На режимах взлета и посадки закрылок 8 перемещен вокруг оси вращения кронштейна 9 крыла 1 с образованием аэродинамического канала между носовой частью закрылка 8 и нижней поверхностью хвостовой части крыла 1. При этом турбовинтовой двигатель 3 развернут вокруг узла вращения 5 на определенный угол между осью двигателя 3 (и винта 4) и горизонтальной плоскостью, с расположением плоскости винта 4 за задней кромкой закрылка 8. При вращении винта 4 перед его плоскостью давление воздуха понижено, что способствует ускорению потока (увеличению скорости потока), проходящего над верхней поверхностью крыла 1 и через аэродинамический канал между крылом 1 и закрылком 8 при взлете или посадке СКВП. Следствием чего является увеличение циркуляции скорости вокруг крыла 1 и, соответственно, увеличение подъемной силы крыла 1. Кроме того, увеличению подъемной силы СКВП будет способствовать вертикальная составляющая тяги винта 4 при повороте двигателя 3 (на взлетно-посадочных режимах).

В результате данное устройство обеспечит самолету короткого взлета и посадки на необходимых режимах существенный прирост подъемной силы.

Источники информации

1. Ружицкий Е.И. Американские самолеты вертикального взлета. - Москва: Астрель, ACT, 2000, с.172-173.

2. Ружицкий Е.И. Американские самолеты вертикального взлета. - Москва: Астрель, ACT, 2000, с.21-28.

Устройство увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки, содержащее 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, отличающееся тем, что 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, при этом винтовой механизм привода закрылка шарнирно связан с узлом закрылка, установленным на верхней носовой его части, а нижнее звено тяги в убранном положении закрылка составляет часть хвостового отсека пилона.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к механизму навески элемента механизации крыла на основной части крыла. Устройство уборки и выпуска элемента механизации крыла летательного аппарата включает в себя два механизма навески, расположенных сбоку друг от друга в направлении размаха крыла, и устройство привода для перемещения элемента механизации крыла относительно основной части крыла.

Группа изобретений относится к области авиации. Устройство для увеличения подъемной силы содержит основной элемент (5) закрылка, установленный с возможностью выпуска и убирания относительно основного крыла, и выступающий элемент (6А-1), выполненный так, что он имеет плавный контур и расположен вблизи концевого участка в направлении размаха поверхности положительного давления основного элемента (5) закрылка, выступая в направлении от основного элемента закрылка.

Изобретение относится к авиации, а именно к управлению летательными аппаратами. Механизм представляет собой рычажно-пружинный или линейно-пружинный механизм, имеющий положение неустойчивого равновесия и содержащий рычаг, прикрепленный к управляемому элементу, и/или к органу управления, и/или к промежуточному кинематическому звену, и шарнирно прикрепленную к концу рычага пружину сжатия или растяжения.

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.

Изобретение относится к опорному узлу для направления закрылка во время развертывания на крыле самолета. Опорный узел содержит направляющую дорожку, задающую двухмерный путь, цилиндрический подшипниковый ведомый элемент, имеющий продольную ось, вал и сферическую опору.

Изобретение относится к системам автоматического управления обеспечения большой подъемной силы самолета с помощью пред-/закрылок (21, 22), которые выполнены с возможностью установки в различные конфигурации: для крейсерского полета, полета в зоне ожидания, взлета или посадки.

Изобретение относится к увеличивающим подъемную силу крыла системам для летательного аппарата в соответствии с ограничительной частью пункта 1 формулы изобретения.

Изобретение относится к аэродинамическому закрылку летательного аппарата и, прежде всего, к создающему значительный прирост подъемной силы закрылку (высокоэффективному закрылку) летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством или с турбулизатором, а также такое же влияющее на срыв потока устройство.

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.

Изобретение относится к авиационной технике. Закрылок самолета короткого взлета и посадки содержит основное звено, дефлектор, каретки с опорными роликами, направляющие рельсы перемещения закрылка.

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.

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.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата имеет профиль тонкого ромба, образованный верхней и нижней аэродинамическими поверхностями.

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.

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.

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.

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.

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