Закрылок сегментный амортизаторный



Закрылок сегментный амортизаторный
Закрылок сегментный амортизаторный
Закрылок сегментный амортизаторный
Закрылок сегментный амортизаторный
Закрылок сегментный амортизаторный
Закрылок сегментный амортизаторный
Закрылок сегментный амортизаторный

 


Владельцы патента RU 2609178:

Прокопенко Андрей Владимирович (RU)

Изобретение относится к авиационной технике. Закрылок сегментный амортизаторный состоит из нескольких плоских крыловидных сегментов, прикрепленных к задней части крыла летательного аппарата шарнирными и амортизаторными соединениями. Сегменты присоединены независимо друг от друга к задней части крыла коленчатыми шарнирными соединениями и амортизаторами, расположенными внутри крыла, с адресно настроенной амортизационной жесткостью, соединенными с плоскими крыловидными сегментами подвижными штоками, либо иным соединением, позволяющим обеспечивать подвижное, подпружиненное состояние крыловидных сегментов в процессе их колебательной работы. Изобретение направлено на стабилизацию давления на крыле. 6 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к конструкции летательных аппаратов, оснащаемых несущими крыльями.

При попадании летательного аппарата с несущим крылом в турбулентный поток происходит его вибрация, тряска, раскачка по крену или тангажу. Это явление обусловлено возникающей разницей воздушного давления под несущими плоскостями крыла. Негативное воздействие турбулентности очень опасно как для конструкции летательного аппарата, так и для членов экипажа, пассажиров. Вибрация несущих плоскостей крыла, вызванная турбулентностью, может вызвать не только сложности в управлении, но и повлечь разрушение конструкции крыла и, как следствие, создать аварийную ситуацию летательного аппарата.

Известная и широко используемая классическая конструкция закрылка состоит из выдвижного щитка, расположенного в задней части крыла летательного аппарата, и способна изменять кривизну и площадь несущей поверхности крыла, тем самым регулировать подъемную силу крыла на различных скоростях полета. Но при этом в процессе своей работы классический закрылок не оказывает никакого антитурбулентного эффекта, так как большая площадь щитка закрылка с его жесткой фиксацией в различных положениях отклонения относительно несущей плоскости крыла не только не выравнивает возникающие перепады давления воздушного потока на разных участках под несущей поверхностью крыла, а напротив усиливает негативное воздействие турбуленции за счет увеличенной площади крыла.

Задача, стоящая перед изобретателем, заключалась в разработке устройства, лишенного выше указанных недостатков, способного обеспечить значительное уменьшение негативного воздействия турбуленции на крыло летательного аппарата.

Указанный технический результат достигнут тем, что вместо жестко фиксирующегося в отклоняющихся положениях щитка закрылка большой площади, применяемого в известном устройстве, было принято решение использовать несколько независимих друг от друга подвижных крыловидных сегментов. Закрепив крыловидные сегменты закрылка в задней части крыла с помощью коленчатых шарнирных подпружиненных креплений, удалось создать механизм, позволяющий в автоматическом режиме выравнивать и стабилизировать давление воздушного потока на разных участках несущей плоскости крыла. Таким образом, благодаря введению существенных отличительных признаков в конструкцию закрылка была решена поставленная задача по созданию устройства, способного динамично выравнивать разницу воздушного давления потока, вызванную турбуленцией воздушных масс под несущей поверхностью крыла.

На фигуре 1 изображен общий вид закрылка сегментного амортизаторного.

На фигуре 2 представлен вид сверху закрылка сегментного амортизаторного для прямоугольного крыла.

На фигуре 3 показан вид крыла и закрылка сегментного в разрезе с изображением принципиальной схемы устройства гидропневматического амортизатора.

На фигуре 4 показаны варианты форм крыловидных сегментов для крыльев различной стреловидности.

На фигуре 5 схематически представлены варианты рабочих положений крыловидных сегментов при различных условиях полета самолета.

На фигуре 6 схематически представлены варианты рабочих положений крыловидных сегментов при различных условиях полета экраноплана.

Закрылок сегментный амортизаторный состоит из нескольких плоских крыловидных сегментов (1), прикрепленных к задней части крыла (2) летательного аппарата с помощью коленчатых шарниров (3), позволяющих сегментам совершать колебательные движения вне зависимости друг от друга. Все крыловидные сегменты, образующие закрылок несущего крыла, оснащены амортизаторами (4), расположенными внутри крыла с адресно настроенной жесткостью для каждого крыловидного сегмента и соединенными с ними с помощью подвижных штоков (5) либо иным способом соединения, позволяющим обеспечивать подвижное, подпружиненное состояние крыловидных сегментов в процессе их колебательной работы.

При проектировании закрылка сегментного амортизаторного учтены следующие конструктивные особенности принципиальной схемы:

Количество крыловидных сегментов, их размеры, форма находятся в прямой зависимости от геометрии крыла летательного аппарата. Так, в прямоугольных крыльях сегменты закрылка имеют квадратную форму и одинаковые размеры относительно друг друга, а в стреловидных крыльях форма сегментов трапециевидная и находится в прямой зависимости от формы стреловидности крыла (фиг. 4). Также, при проектировании крыловидных сегментов трапециевидной формы следует учитывать, что длина стороны сегмента, расположенной ближе к фюзеляжу, равна длине стороны этого сегмента, расположенной ближе к задней кромки несущей поверхности крыла. Размер и количество крыловидных сегментов трапециевидной формы в одном закрылке крыла рассчитывается через коэффициент подобия геометрических фигур, с помощью формулы n-го члена геометрической прогрессии: bn=b1⋅qn-1,

где n - порядковый номер крыловидного сегмента;

bn - размер подобной стороны n-го крыловидного сегмента;

b1 - размер подобной стороны первого крыловидного сегмента;

q - коэффициент подобия.

Общая площадь несущих поверхностей всех крыловидных сегментов закрылка составляет 20% от всей общей площади несущих поверхностей крыла и включительно закрылка:

S (закрылок) = 20% S (крыло),

где S (закрылок) - площадь закрылка, состоящая из суммарной площади несущих поверхностей всех крыловидных сегментов;

S (крыло) - общая площадь крыла, включающая в себя площадь закрылка.

Установлено, что в случае уменьшения площади закрылка менее 20% от общей площади крыла, работа крыловидных сегментов не достаточно эффективна. В случае если площадь закрылка более 20% от общей площади крыла, возникает риск раскачивания крыла при колебательной работе крыловидных сегментов. Ширина крыловидного сегмента в каждой его хорде составляет 20% от всей ширины крыла в соответствующей расчетной точке его длины. Длина сегмента максимально приближена к его ширине (длине хорде) по стороне, расположенной ближе к фюзеляжу, для получения более устойчивой геометрической формы, более приближенной к квадрату, нежели к прямоугольнику. В рабочих режимах максимально допустимое отклонение несущей плоскости крыловидных сегментов закрылка относительно несущей плоскости крыла составляет диапазон , а в режиме торможения - 70°. Ось качения (6) колена кронштейнового соединения (3) крыловидного сегмента закрылка с крылом удалена от передней кромки сегмента закрылка (1) внутрь крыла на расстояние, равное 20% длины хорды крыловидного сегмента закрылка в точке крепления, что образует потоковую щель (7) в режиме отклонения сегмента закрылка вниз относительно плоскости крыла. При нахождении несущей плоскости крыла и несущей плоскости сегмента в одной проекционной плоскости, между передней кромкой сегмента и задней кромкой крыла предусматривают небольшой технологический зазор (8), позволяющий беспрепятственно отклонятся крыловидному сегменту вниз и вверх во время колебательной работы относительно несущей плоскости крыла. Расчет усилия амортизации в положении отклонения 0° несущей поверхности сегмента относительно несущей поверхности крыла производят по следующим формулам адресно для каждого крыловидного сегмента:

F (амортизации) = P (сегмента);

P (сегмента) = Б (сегмента) * P (единицы площади);

P (единицы площади) = m (аппарата) / S (крыла),

где F (амортизации) - усилие амортизации, действующее на один сегмент с помощью одного или нескольких амортизаторов;

P (сегмента) - подъемная сила, действующая на сегмент;

S (сегмента) - площадь несущей плоскости сегмента;

P (единицы площади) - подъемная сила, действующая на единицу площади несущих плоскостей летательного аппарата;

m - масса летательного аппарата;

S - общая площадь несущих плоскостей летательного аппарата.

В различных конструкциях закрылка сегментного амортизаторного допустимо использование амортизаторов любых видов, подходящих по своим техническим характеристикам к конструкции конкретного летательного аппарата, а их количество, участвующее в работе с одним сегментом, должно строго соответствовать расчетам амортизационного усилия на сегмент по вышеуказанным формулам. Для достижения наибольшей эффективности и управляемости закрылок сегментный амортизаторный оснащают гидропневматическими амортизаторами, состоящими из корпуса цилиндра (9), двух гидравлических камер (10), одной пневматической камеры (11), поршня, разделяющего гидро- и пневмокамеры (12), штока (5) и соединенного с ним второго поршня, разделяющего вторую гидро- и пневмокамеры (13). Таким образом, под воздействием изменения давления жидкости в гидравлических камерах изменяют давление газа в пневматической камере и, как следствие, меняют не только жесткость амортизационного усилия, но и его векторную направленность.

Закрылок сегментный амортизаторный работает следующим образом.

В горизонтальном полете, в спокойной воздушной среде (a) сила давления воздушного потока на несущую поверхность крыла в его различных участках одинакова, поэтому давление воздушного потока на несущие поверхности сегментов закрылка равно силе, противоположно направленной силе давления амортизаторов, что придает горизонтальное положение крыловидным сегментам закрылка (1) с нулевым отклонением их несущих плоскостей относительно несущей плоскости крыла (2). При горизонтальном полете, в возмущенной воздушной среде давление турбулентного воздушного потока на несущую поверхность крыла в различных участках разное. На участках крыла с пониженным давлением (в) крыловидные сегменты закрылка (1) автоматически отклоняются вниз под воздействием силы амортизаторов (4) и за счет увеличившегося таким образом собственного угла атаки увеличивают воздушное давление под крылом на данном участке до равного с другими участками. При этом благодаря коленчатым шарнирам (3) между передней кромкой крыловидного сегмента и задней кромкой крыла образуется потоковая щель (7), которая позволяет беспрепятственно сдуваться пограничному слою воздушного потока с несущей поверхности крыла (2), что значительно снижает риск срыва потока и сваливания. В случае попадания участка крыла в зону повышенного давления относительно других участков крыловидные сегменты закрылка (1) этого участка автоматически отклоняются вверх (г), продавливая противоположно направленное усилие амортизаторов (4), тем самым стравливая возникшее избыточное давление под несущей плоскостью крыла подобно лепестковым клапанам. При этом под несущими поверхностями сегментов возникает завихрение потока (14) от несущей поверхности крыла (2), которое оказывает давление на несущую поверхность крыловидных сегментов (1), придавая летательному аппарату дополнительную силу поступательного движения, направленную вперед и вверх, перпендикулярно несущей поверхности крыловидного сегмента, что улучшает устойчивость летательного аппарата на крутых виражах.

Очень актуально применение закрылка сегментного амортизаторного в конструкции экранопланов. Ввиду того, что геометрическая форма крыла экраноплана гораздо шире и намного короче самолетного, опираясь на вышеуказанные формулы расчета, размеры сегментов будут гораздо больше (д), а их количество во много раз меньше, чем в закрылках сегментных амортизаторных самолетного крыла. Большая собственная площадь крыловидных сегментов позволяет экраноплану сохранять стабильный воздушный экран не только в полете над резко меняющимся рельефом местности (е), но и над водной поверхностью, при значительном ее волнении (ж), без риска раскачки экраноплана по тангажу (з). При изменении веса летательного аппарата в процессе полета регулировка жесткости гидропневматических амортизаторов происходит по команде пилота или бортового компьютера.

Таким образом, раскрытая в данном изобретении принципиальная схема закрылка сегментного амортизаторного решает не только задачу по созданию устройства, уменьшающего негативное воздействие турбуленции воздушных потоков на несущие крылья летательных аппаратов во время полета, но и имеет более широкий спектр применения. Так, по команде пилота или бортового компьютера изобретенное устройство, оснащенное управляемыми гидропневматическими амортизаторами, выполняет работу элеронов, классических закрылок и тормозных щитков (б), чем способно полностью заменить всю классическую механизацию крыла.

Закрылок сегментный амортизаторный, предназначенный для автоматической стабилизации давления воздушного потока под несущей поверхностью крыла летательного аппарата и состоящий из нескольких плоских крыловидных сегментов, прикрепленных к задней части крыла летательного аппарата шарнирными и амортизаторными соединениями, отличающийся тем, что количество, размеры и формы сегментов находятся в прямой зависимости от геометрии крыла летательного аппарата, причем сегменты присоединены независимо друг от друга к задней части крыла коленчатыми шарнирными соединениями и амортизаторами, расположенными внутри крыла, с адресно настроенной амортизационной жесткостью, соединенными с плоскими крыловидными сегментами подвижными штоками либо иным соединением, позволяющим обеспечивать подвижное, подпружиненное состояние крыловидных сегментов в процессе их колебательной работы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, а более конкретно к установочному устройству (1) для позиционирования конструктивного элемента, например, горизонтального оперения.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям рулевых приводов летательных аппаратов. Устройство (13) для обнаружения повреждения основного тракта в исполнительном органе управления полетом содержит датчик (15) положения, соединенный с винтом (2) для измерения информации, представляющей его угловое положение, и систему (17) отсоединения, выполненную с возможностью отсоединять датчик (15) положения от винта (2) в случае перемещения тяги (3) относительно винта (2) при повреждении основного тракта (1).

Изобретение относится к области управления летательным аппаратом (ЛА) и касается системы основного управления ЛА. Система управления полетом содержит рулевые поверхности и связанные с ними силовые приводы для управления летными функциями крена, рыскания, тангажа и аэродинамического торможения ЛА.

Изобретение относится к авиастроению и может быть применено в приводах подвижных аэродинамических поверхностей самолета, в частности предкрылков, закрылков, элеронов.

Изобретение относится к области авиации. Система повышения управляемости для летательного аппарата с переставным стабилизатором (2) включает средства (16) передачи движения отклонения, которые для каждого положения стабилизатора (2) по углу его установки устанавливают элемент (8) механизации стабилизатора в определенное положение по углу отклонения.

Изобретение относится к машиностроению и может быть применено в приводах автоматических систем управления летательных аппаратов. Силовой мини-привод петлеобразной формы состоит из одного или нескольких выходных редукторов (10), внутри которых размещены механические передачи, входные звенья которых объединены общим валом (1), соединенным с двигателем (13) через промежуточный редуктор (11).

Группа изобретений относится к устройствам управления системой механизации крыла и касается переключателей, корпусов, рычагов и гашеток. Переключатель основного управления механизацией крыла самолета включает связанные между собой командный и задающий блоки управления.

Изобретение относится к космической, ракетной и морской технике и касается раскрытия и автоматической установки в рабочее положение несущей управляющей плоскости летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к способу контроля эффективности работы электромеханического привода роторно-линейного типа. .

Изобретение относится к рулевым приводам аэродинамических поверхностей беспилотных летательных аппаратов. .
Наверх