Поверхность хвостового оперения летательного аппарата с секцией передней кромки волнистой формы



Поверхность хвостового оперения летательного аппарата с секцией передней кромки волнистой формы
Поверхность хвостового оперения летательного аппарата с секцией передней кромки волнистой формы
Поверхность хвостового оперения летательного аппарата с секцией передней кромки волнистой формы
Поверхность хвостового оперения летательного аппарата с секцией передней кромки волнистой формы
Поверхность хвостового оперения летательного аппарата с секцией передней кромки волнистой формы

 


Владельцы патента RU 2611857:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ, С.Л. (ES)

Изобретение относится к авиационной технике. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата, такая как горизонтальный стабилизатор или вертикальный стабилизатор, содержит переднюю кромку (14). Передняя кромка (14) имеет в секции вдоль размаха хвостового оперения волнистую форму, образованную непрерывной последовательностью гладких выступов (17) и углублений (19). В условиях обледенения нарастание льда образуется только на вершинах упомянутых выступов (17) и на днищах (20) упомянутых углублений (19). Изобретение уменьшает вредное воздействие нарастания льда на аэродинамические характеристики. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 13 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение относится к поверхностям хвостового оперения летательного аппарата, а более точно - к конфигурации поверхности хвостового оперения летательного аппарата для улучшения его аэродинамических характеристик в условиях обледенения.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Характеристика поверхностей хвостового оперения летательного аппарата, в частности горизонтального стабилизатора и вертикального стабилизатора, является одной из наиболее важных проблем в глобальном конструировании летательного аппарата, потому что упомянутые поверхности используются как поверхности управления, которые должны предоставлять стабилизирующие силы даже на больших углах атаки, чтобы восстановить положение летательного аппарата в воздухе.

Угол срыва с хвостового оперения является ограничением конструирования, имеющим отношение к безопасности полета летательного аппарата, и определен сужением и соотношением размеров поверхности, также как, среди прочих отличительных признаков конструкции, толщиной аэродинамического профиля и формой передней кромки, так что авиационная промышленность постоянно требует новых конструкций поверхностей хвостового оперения, которые позволят отсрочить срыв, особенно в условиях обледенения.

Что касается крыльев, Патент 6,431,498, США раскрывает устройство для модификации крыла, чтобы предоставить увеличенные соотношения между подъемной силой и силой сопротивления по сравнению с подобными крыльями с прямыми передними кромками, формирующее множество выступов (на это вдохновили бугорки на передних кромках плавников горбатых китов), расположенных по фронту вдоль передней кромки, при этом выступы создают равномерно меняющееся поочередно вперед и назад течение вдоль передней кромки относительно восходящего направления потока вдоль передней кромки. Одним из результатов упомянутой модификации является отсрочка срыва при больших углах атаки.

Максимальный коэффициент подъемной силы крыльев является важным фактором для конструирования крыльев, и существуют очень эффективные устройства большой подъемной силы, используемые в авиационной промышленности, чтобы увеличить коэффициент подъемной силы крыла, с тем чтобы уменьшить скорость срыва, позволяя обезопасить полет на малых скоростях. Устройства задней кромки, такие как закрылки, производят увеличение коэффициента подъемной силы при сохранении того же угла атаки крыла. Устройства передней кромки, такие как предкрылки, отклоняемые носовые части, клыки, зубчатые передние кромки и аэродинамические перегородки, позволяют увеличить угол срыва и, как следствие, максимальный коэффициент подъемной силы. Ключевым соображением в конструировании крыльев является уменьшение сопротивления в конфигурации крейсерского полета, поэтому желательно, чтобы вне зависимости от используемых устройств повышения подъемной силы они приводили к небольшому увеличению сопротивления. Подвижные устройства передней кромки, такие как предкрылки и отклоняемые носовые части, могут быть убраны, так что форма аэродинамического профиля крыла в крейсерском полете не нарушается. Следовательно, в условиях крейсерского полета максимальный угол срыва с крыла соответствует конфигурации "чистого крыла", т.е. без устройств повышения подъемной силы. Неподвижные устройства передней кромки, такие как клыки, перегородки и т.д., приводят к увеличению сопротивления в крейсерском полете, и, следовательно, избегаются в конструировании высокоэффективных крыльев, подобных тем, которые используются в современных коммерческих транспортных летательных аппаратах.

Когда летательный аппарат сталкивается с ситуацией в полете, в которой может произойти срыв потока с крыла (как следствие сильной турбулентности, которая может нарушить положение летательного аппарата в воздухе, или в случае полета через область атмосферы с условиями обледенения, где лед может нарасти на передней кромке крыла, нарушая аэродинамическую гладкость аэродинамического профиля), необходимо, чтобы поверхности хвостового оперения оставались эффективными в предоставлении достаточных аэродинамических сил, чтобы восстановить положение летательного аппарата в воздухе. Важным требованием конструкции для поверхностей хвостового оперения летательного аппарата, следовательно, является то, что их угол срыва должен быть больше, чем угол срыва с крыла, даже в условиях обледенения.

Во время полета на малой скорости, где системы повышения подъемной силы развернуты, крыло подвержено срыву, если пилот непреднамеренно летит ниже скорости срыва или выполняет необычный маневр, который увеличивает угол атаки сверх угла срыва с крыла. В этом состоянии необходимо, чтобы поверхность хвостового оперения предоставляла достаточные аэродинамические силы даже с отклоненным рулем высоты и, в особенности, в условиях обледенения, где может быть лед, наросший на переднюю кромку хвостового оперения.

Должно быть отмечено, что для того чтобы поверхности хвостового оперения генерировали аэродинамические силы в ситуациях, когда крыло может быть подвергнуто срыву, критическим условием конструирования является то, что угол срыва с хвостового оперения должен быть больше, чем угол срыва с крыла.

Ясно, что необходимым требованием к конструкции для поверхностей хвостового оперения летательного аппарата является угол срыва, при этом оно является значительно более важным в случае хвостового оперения, чем в случае крыла, где аэродинамическое "качество" (соотношение между подъемной силой и сопротивлением в крейсерском полете) и максимальный коэффициент подъемной силы (при наименьшем возможном угле атаки, чтобы минимизировать сопротивление фюзеляжа и риск удара хвостового оперения о землю) являются наиболее важными аэродинамическими требованиями к конструкции.

В частности, угол срыва с хвостового оперения в условиях обледенения, когда предполагается, что передняя кромка хвостового оперения имеет форму льда, которая нарушает гладкость аэродинамического профиля и, таким образом, уменьшает максимальный коэффициент подъемной силы, является ключевым соображением конструирования для современного коммерческого летательного аппарата. Существует несколько зарегистрированных аварий, где основной причиной стал срыв с хвостового оперения в условиях обледенения и, как следствие, потеря управления летательным аппаратом.

Существуют известные способы уменьшения нарастания льда на поверхностях хвостового оперения, состоящие в нагревании передней кромки или в наличии гибкой передней кромки, которая может быть надута с целью предотвращения образования льда на передней кромке или разрушения льда, если он уже образовался. Работа этих устройств требует положительного действия от пилота, кто приводит их в действие, если обнаружены атмосферные условия обледенения. Эти способы не только дороги в установке и обслуживании, но также несут риск неработоспособности в случае необходимости без предварительной индикации.

Таким образом, ясно, что пассивные средства предотвращения обледенения на передней кромке были бы предпочтительны.

Настоящее изобретение предназначено для рассмотрения упомянутого требования.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Целью настоящего изобретения является предоставление поверхности хвостового оперения летательного аппарата с улучшенными аэродинамическими характеристиками в условиях обледенения.

Другой целью настоящего изобретения является предоставление поверхности хвостового оперения летательного аппарата, которая уменьшает вредное воздействие нарастания льда в условиях обледенения.

Эти и другие цели удовлетворены поверхностью хвостового оперения летательного аппарата, содержащей переднюю кромку, имеющую, по меньшей мере, в секции вдоль размаха хвостового оперения волнистую форму, образованную непрерывной последовательностью гладких выступов и углублений, так что в условиях обледенения нарастание льда образуется только на вершинах упомянутых выступов и на днищах упомянутых углублений, тем самым создавая направленный по каналу воздушный поток и структуру воздушных завихрений, которые сообщают энергию воздушному потоку в пограничном слое аэродинамического профиля, который замедляет отрыв воздушного потока, который приводит к срыву, таким образом уменьшая вредное воздействие нарастания льда на его аэродинамические характеристики.

В вариантах осуществления настоящего изобретения упомянутая секция передней кромки, имеющая волнистую форму, охватывает 60%-100% размаха хвостового оперения. Следовательно, средства для улучшения аэродинамических характеристик поверхности хвостового оперения размещены в области хвостового оперения возникновения срыва.

В вариантах осуществления настоящего изобретения упомянутая волнистая форма содержит выпуклые или вогнутые поверхности между вершинами выступов и днищами углублений и выпуклые поверхности между днищами углублений и вершинами выступов; или выпуклые поверхности между вершинами выступов и днищами углублений и вогнутые поверхности между днищами углублений и вершинами выступов. Три конфигурации секции волнистой передней кромки, определяющие три различные формы точек торможения потока, где ожидается нарастание льда в условиях обледенения, таким образом, предоставлены в качестве альтернативных конфигураций для рассмотрения для заданной поверхности хвостового оперения.

В вариантах осуществления настоящего изобретения, в частности, для хвостовых стабилизаторов сужающейся трапециевидной формы в плане упомянутая волнистая форма сконфигурирована так, что гипотетические касательные плоскости к выпуклым поверхностям между днищами углублений и вершинами выступов в промежуточной области между ними являются параллельными плоскостями между собой и гипотетической касательной плоскости к секции передней кромки без волнистой формы, или формируют увеличивающиеся углы с гипотетической касательной плоскостью к секции передней кромки без волнистой формы в направлении к концу поверхности хвостового оперения. Две конфигурации секции волнистой передней кромки, определяющие две ориентации упомянутых выступов и углублений, предоставлены, следовательно, как альтернативные конфигурации для рассмотрения для заданной поверхности хвостового оперения.

Изобретение особенно применимо для горизонтальных стабилизаторов и вертикальных стабилизаторов летательных аппаратов.

Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения будут ясны из последующего подробного описания вариантов осуществления, иллюстрирующих его цель относительно приложенных чертежей.

ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Фиг. 1 схематически показывает область возникновения срыва на горизонтальном стабилизаторе летательного аппарата.

Фиг. 2 показывает типичные графики зависимости Подъемной Силы от Угла Атаки для поверхностей хвостового оперения в различных условиях.

Фиг. 3a показывает форму нарастания льда на передней кромке традиционной поверхности хвостового оперения летательного аппарата, и Фиг. 3b показывает его аэродинамические эффекты.

Фиг. 4a показывает нарастание льда на передней кромке поверхности хвостового оперения летательного аппарата согласно настоящему изобретению, и Фиг. 4b показывает его аэродинамические эффекты.

Фиг. 5 показывает горизонтальный стабилизатор с передней кромкой, имеющей волнистую форму согласно настоящему изобретению.

Фиг. 6a, 6b и 6c показывают варианты осуществления волнистой передней кромки горизонтального стабилизатора Фиг. 5.

Фиг. 7 показывает горизонтальный стабилизатор типичной трапециевидной формы в плане с передней кромкой, имеющей волнистую форму согласно настоящему изобретению.

Фиг. 8a и 8b представляют собой увеличенные виды вариантов осуществления волнистой передней кромки горизонтального хвостового стабилизатора Фиг. 7.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Фиг. 1 показывает традиционный горизонтальный стабилизатор 11 летательного аппарата с прямой передней кромкой 14, прикрепленный к фюзеляжу 13 летательного аппарата, и область 15 возникновения срыва. Стрелка 10 показывает направление потока.

Фиг. 2 показывает кривые 21, 23, 25 зависимости Подъемной силы от Угла Атаки для горизонтального стабилизатора Фиг. 1, соответственно, в ситуации с обледенением на передней кромке стабилизатора без какого-либо специального устройства для отсрочки срыва в условиях обледенения, в ситуации с обледенением на передней кромке с волнистостью, как в настоящем изобретении, и в ситуации без обледенения. Эти кривые четко показывают, что уменьшение вредного воздействия нарастания льда является основным определяющим фактором для отсрочки срыва.

Потеря максимальной подъемной силы и уменьшенный угол срыва из-за нарастания льда, как показано на Фиг. 3a и 3b, являются следствием отрыва 32 потока, вызванного нарастанием льда 31 на передней кромке горизонтального стабилизатора 11.

Фиг. 4a и 4b иллюстрируют основную идею настоящего изобретения. Имея горизонтальный стабилизатор 11 с передней кромкой 14 волнистой формы, образованной непрерывной последовательностью выступов 17 и углублений 19, достигается то, что нарастания льда 33, 35 образуются только в точках торможения потока передней кромки, т.е. на вершинах выступов 17 и на днищах углублений 19. Следовательно, отрываемый поток 37 ограничен секциями, на которые оказывают влияние упомянутые нарастания льда 33, 35, в то время как в оставшихся секциях может быть обнаружен прилегающий поток 39.

Фиг. 5 показывает горизонтальный стабилизатор 11 с передней кромкой 14 волнистой формы в секции, охватывающей 60%-100% размаха хвостового оперения, которая является областью стабилизатора, где типично начинается срыв, и которая может иметь преимущества благодаря защите, предоставляемой волнистой передней кромкой.

Упомянутая волнистая форма может быть выполнена, как показано на Фиг. 6a, и содержать выпуклые поверхности между вершинами 18 выступов (включая закругленные окончания в их поперечных сечениях) и днищами 20 углублений и также выпуклые поверхности между днищами 20 углублений и вершинами 18 выступов, или, как показано на Фиг. 6b, содержать вогнутые поверхности между вершинами 18 выступов и днищами 20 углублений (включая острые кромки в их поперечных сечениях) и выпуклые поверхности между днищами 20 углублений и вершинами 18 выступов, или, как показано на Фиг. 6c, содержать выпуклые поверхности между вершинами 18 выступов и днищами 20 углублений и вогнутые поверхности между днищами 20 углублений и вершинами 18 выступов.

Обратимся теперь к предпочтительному варианту осуществления для горизонтального стабилизатора классической сужающейся трапециевидной формы в плане прямой стреловидности. Хорошо известно, что в этих типах формы в плане срыв начинается рядом с концом несущей поверхности и, следовательно, это является областью, которая должна быть защищена любым устройством или местными средствами, чтобы отсрочить срыв.

Фиг. 7 показывает горизонтальный стабилизатор 11 сужающейся трапециевидной формы в плане с передней кромкой 14 волнистой формы, образованной непрерывной серией выступов 17 и углублений 19, содержащих выпуклые поверхности между вершинами 18 выступов и днищами 20 углублений и также между днищами 20 углублений и вершинами 18 выступов.

В варианте осуществления, показанном на Фиг. 8a, волнистая форма сконфигурирована так, что гипотетические касательные плоскости 43 к упомянутым выпуклым поверхностям в промежуточной области между днищами 20 углублений и вершинами 18 выступов будут параллельными плоскостями между собой и гипотетической касательной плоскости 41 к секции передней кромки без волнистой формы. Как показано на Фиг. 8a, поперечное сечение передней кромки в упомянутых промежуточных областях тоньше, чем в выпуклых поверхностях между вершинами 18 выступов и днищами 20 углублений.

В варианте осуществления Фиг. 8b волнистая форма сконфигурирована так, что гипотетические касательные плоскости 45 к упомянутым выпуклым поверхностям в промежуточной области между днищами 20 углублений и вершинами 18 выступов образуют увеличивающиеся углы с гипотетической касательной плоскостью 41 к секции передней кромки без волнистой формы в направлении к концу поверхности хвостового оперения.

Как без труда поймет специалист, все предшествующие параграфы также применимы к вертикальным стабилизаторам.

Хотя настоящее изобретение было полностью описано в связи с предпочтительными вариантами осуществления, очевидно, что могут быть представлены модификации в пределах его объема, рассматривая его ограничения не этими вариантами осуществления, а содержанием последующей формулы изобретения.

1. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата, содержащая переднюю кромку (14), имеющую, по меньшей мере, в секции вдоль размаха хвостового оперения волнистую форму, образованную непрерывной последовательностью гладких выступов (17) и углублений (19), так что в условиях обледенения нарастание льда образуется только на вершинах (18) упомянутых выступов (17) и на днищах (20) упомянутых углублений (19), тем самым создавая направленный по каналу воздушный поток и расположение воздушных завихрений, которые сообщают энергию воздушному потоку в пограничном слое аэродинамического профиля, который отсрочивает отрыв воздушного потока, который приводит к срыву, таким образом уменьшая вредное воздействие нарастания льда на его аэродинамические характеристики, при этом упомянутая волнистая форма содержит:

вогнутые поверхности между вершинами (18) выступов и днищами (20) углублений и выпуклые поверхности между днищами (20) углублений и вершинами (18) выступов; или

выпуклые поверхности между вершинами (18) выступов и днищами (20) углублений и вогнутые поверхности между днищами (20) углублений и вершинами (18) выступов.

2. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата по п. 1, в которой упомянутая секция передней кромки, имеющая волнистую форму, охватывает 60%-100% размаха хвостового оперения.

3. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата по п. 1, в которой ее форма в плане является сужающейся трапециевидной формой в плане.

4. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата по п. 3, в которой упомянутая волнистая форма сконфигурирована так, что гипотетические касательные плоскости (43) к выпуклым поверхностям между днищами (20) углублений и вершинами (18) выступов в промежуточной области между ними являются параллельными плоскостями (43) между собой и гипотетической касательной плоскости (41) к секции передней кромки без волнистой формы.

5. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата по п. 3, в которой упомянутая волнистая форма сконфигурирована так, что гипотетические касательные плоскости (45) к выпуклым поверхностям между днищами (20) углублений и вершинами (18) выступов в промежуточной области между ними образуют увеличивающиеся углы с гипотетической касательной плоскостью (41) к секции передней кромки без волнистой формы в направлении к концу поверхности хвостового оперения.

6. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата по любому из пп. 1-5, в которой упомянутая поверхность хвостового оперения является горизонтальным стабилизатором.

7. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата по любому из пп. 1-5, в которой упомянутая поверхность хвостового оперения является вертикальным стабилизатором.

8. Летательный аппарат, содержащий поверхность (11) хвостового оперения по любому из пп. 1-7.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям элементов летательных аппаратов, подвергаемых воздействию потоками горячего газа. Обтекатель (10) законцовки горизонтального стабилизатора (3) летательного аппарата содержит переднюю часть (11) и заднюю часть (12).

Изобретение относится к авиации. Устройство для улучшения вывода самолета из штопора представляет наплыв горизонтального оперения, выполненный в форме двух несущих поверхностей, установленных симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета в хвостовой части фюзеляжа и пристыкованных к горизонтальному оперению вблизи его корневых хорд.

Поверхность (8) горизонтального стабилизатора летательного аппарата выполнена так, что угол стреловидности (40) поверхности (8) является углом, образованным проекцией базовой линии точек, расположенных на 25% местной хорды (19) поверхности (8) горизонтального стабилизатора на плоскость, перпендикулярную плоскости (21) симметрии летательного аппарата.

Изобретение относится к области пилотируемых летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, закрепленное сверху на фюзеляже треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель, установленный с возвышением над крылом, сопряженный с двигателем эжектор и шасси.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж, треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель с эжектором, установленный с возвышением над крылом, и шасси.

Изобретение относится к арматуре, изготовленной из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата по отношению к хвостовому фюзеляжу.

Изобретение относится к заднему концу летательного аппарата и касается зоны приложения нагрузок горизонтального (ГХС) и вертикального (ВХС) хвостового стабилизаторов.

Изобретение относится к конструктивному сопряжению переднего фитинга стабилизатора летательного аппарата (ЛА). Передний узел крепления стабилизатора, сопрягаемый с работающим на растяжение соединением двух боковых кессонов стабилизатора, содержит передний фитинг, переднюю работающую на сдвиг панель, верхнюю работающую на сдвиг панель, нижнюю работающую на сдвиг панель и соединительную деталь в виде стойки для присоединения нервюры к лонжерону.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло самолета выполнено из композитного материала несимметричного двояковыпуклого профиля.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло выполнено с удлинением λ=9-11, сужением η=2,0÷4,0 и стреловидностью X1/4=15÷25o.

Изобретение относится к авиастроению. Профиль содержит верхний выпуклый АВМС и нижний ANEDC контуры, соединенные передней А и задней С кромками, координаты которых заданы относительно хорды АС профиля.

Крыло с естественным ламинарным обтеканием для сверхзвукового летательного аппарата, в котором форма поперечного сечения крыла в направлении по хорде крыла в каждой точке по размаху крыла выбирается таким образом, что кривизна вблизи передней кромки имеет заранее заданное значение 1/3 или менее по сравнению с нормальной формой поперечного сечения в области линейного элемента 0,1% длины хорды крыла.

Изобретение относится к авиационной технике. Аэродинамический профиль крыла включает носовую часть круговой формы малого радиуса от передней кромки до сопряжения с контуром нижней поверхности.

Способ обеспечения летательного аппарата, имеющего фюзеляж и стреловидное крыло, сконфигурированные для ламинарного обтекания в условиях крейсерского полета, характеризуется тем, что обеспечивают аэродинамические профили крыла двояковыпуклого типа, имеющие значения толщины, хорды и формы вдоль размаха крыла.

Изобретение относится к аэродинамике и может быть использовано для создания летательного аппарата (ЛА), а также для создания несущих винтов для вертолетов, винтов для поршневых самолетов и гребных винтов для водного транспорта.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике. .
Наверх