Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком (варианты) и способ развертывания шарнирного закрылка



Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком (варианты) и способ развертывания шарнирного закрылка
Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком (варианты) и способ развертывания шарнирного закрылка
Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком (варианты) и способ развертывания шарнирного закрылка
Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком (варианты) и способ развертывания шарнирного закрылка
Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком (варианты) и способ развертывания шарнирного закрылка
Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком (варианты) и способ развертывания шарнирного закрылка
Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком (варианты) и способ развертывания шарнирного закрылка
Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком (варианты) и способ развертывания шарнирного закрылка
Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком (варианты) и способ развертывания шарнирного закрылка
Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком (варианты) и способ развертывания шарнирного закрылка

 


Владельцы патента RU 2613375:

Зе Боинг Компани (US)

Группа изобретений относится к летательным аппаратам. Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком содержит деталь с аэродинамическим профилем, развертываемый закрылок, выполненный с возможностью перемещения между неактивированным состоянием, первой конфигурацией и второй конфигурацией, и систему надувных камер, содержащую первый и второй отсеки, выполненные с возможностью индивидуального надувания и размещенные смежно друг с другом. Первый и второй отсеки расположены между частью закрылка и верхней поверхностью, когда закрылок находится в неактивированном состоянии. В другом варианте аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком содержит деталь с аэродинамическим профилем, имеющую выемку и заднюю кромку, развертываемый закрылок, выполненный с возможностью перемещения между положением хранения и развернутым положением, надувную камеру, сегменты которой расположены по размаху крыла. Способ развертывания шарнирного закрылка включает подачу сжатого воздуха к первому и второму отсекам системы надувных камер, расположенных смежно друг с другом и между верхней поверхностью детали с аэродинамическим профилем и секцией шарнирного закрылка, расположенной по размаху крыла. Группа изобретений направлена исключение дополнительного сопротивления. 3 н. и 19 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Раскрытые в дальнейшем варианты реализации изобретения в общем относятся к шарнирным поверхностям на задней кромке деталей с аэродинамическим профилем летательного аппарата с неподвижным крылом, таких как крылья, поверхности для управления полетом (например, закрылки) и горизонтальные стабилизаторы. В частности, раскрытые в настоящем документе варианты реализации относятся к способам приведения в действие разрезных закрылков, шарнирно прикрепленных к таким деталям с аэродинамическим профилем.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Разрезной закрылок представляет собой шарнирно-сочлененную пластину, которая формирует часть детали аэродинамического профиля. Разрезной закрылок обеспечивает аэродинамические преимущества для летательного аппарата, однако его небольшие размеры (обычно 1-3% от хорды) и местоположение у самого края задней кромки создают трудности.

Известно приведение в действие разрезного закрылка посредством сложного рычажно-тягового механизма при наличии обычно тем или иным образом выполненного внешнего шарнира или привода. Внешние шарниры или привод создают дополнительное сопротивление. Сложные рычажно-тяговые механизмы предполагают большое количество деталей, приводящее к дополнительным затратам и увеличению веса. Отдельные механические опоры могут больше подвергаться флаттеру, и рычажно-тяговый механизм будет подвержен заклиниванию. Кроме того, приведение в действие разрезного закрылка в отдельных местах (таких как обычный рычажно-тяговый механизм) является затруднительным вследствие очень низкой жесткости небольшого тонкого разрезного закрылка, что может увеличивать риск гудения или флаттера разрезного закрылка. Данное обстоятельство нагружает привод во многих точках.

В заявке Великобритании №563319 на изобретение раскрыты тормоз с пневматическим приводом и/или устройство для увеличения подъемной силы для воздушного судна, содержащее закрылок или тому подобное, который может выдвигаться в воздушный поток благодаря расширению устройства сильфонного типа, в которое подается воздух при движении воздушного судна вперед.

В патенте США №3047257 раскрыта управляемая текучей средой система для изменения профиля крыла самолета, содержащая резервуар с находящейся под давлением текучей средой, всасывающий резервуар, насосные средства, множество управляемых давлением текучей среды управляющих поверхностей на крыльях самолета, каждая из которых приводится в действие мотором с гидроприводом, расположенным смежно с осью шарнира указанной поверхности, и трубопровод для текучей среды, соединяющий указанные моторы с резервуарами. При этом известная система управляет положением управляющей поверхности в целом и не использует разрезной закрылок.

Таким образом, существует потребность в системах и способах приведения в действие разрезных закрылков, исключающих дополнительное сопротивление, уменьшающих стоимость и вес, уменьшающих флаттер и заклинивание.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Раскрытые в дальнейшем варианты реализации изобретения относятся к системе для пневматического приведения в действие разрезного закрылка, шарнирно прикрепленного около или на задней кромке детали с аэродинамическим профилем. Система содержит систему надувных камер, расположенную между разрезным закрылком и верхней поверхностью детали с аэродинамическим профилем. Данный разрезной закрылок представляет собой нижний щиток с небольшой хордой (обычно 1-3% от общей хорды крыла) и большим размахом, который отделяется от задней кромки детали с аэродинамическим профилем посредством шарнира или гибкой нижней обшивки. Развертывание разрезного закрылка приводится в действие пневматически посредством системы надувных камер. Разрезной закрылок может быть на задней кромке неподвижного крыла, задней кромке движущегося закрылка или задней кромке хвостового оперения. Надувная камера обеспечивает распределенную силу для вытягивания и втягивания разрезного закрылка.

Пневматический привод обеспечивает много конструктивных особенностей и преимуществ. Система надувных камер будет иметь небольшое количество движущихся деталей, тем самым снижая стоимость и вес, а также снижая риск заклинивания. Система надувных камер обеспечивает непрерывную поддержку разрезного закрылка по его длине, что позволяет применять более тонкий разрезной закрылок (отсутствие опорных узлов привода или жестких требований к прочности), и снижает вероятность флаттера за счет исключения безопорного участка (объединенного с шомпольным шарниром или непрерывной изгибаемой обшивкой). Конфигурация системы надувных камер может быть выполнена для создания изменения по размаху крыла угла развертывания разрезного закрылка для наилучшего соответствия аэродинамическим требованиям. Надувная камера может иметь внутренние перегородки, расположенные по размаху крыла и допускающие множество развернутых положений для разрезного закрылка. Перегородки, направленные по хорде, могут уменьшить степень втягивания разрезного закрылка в направлении размаха крыла из-за разорванной надувной камеры. Разгрузка закрылка, находящегося под высокими нагрузками, может быть получена посредством спускания отсеков системы надувных камер, что может быть быстро выполнено посредством клапанов сброса давления (возможно, избыточного). Применение отсасывания к системе надувных камер удерживает закрылок в полностью втянутом положении под нагрузкой. В случае, если для закрытия закрылка требуются дополнительные силы, то в конструкцию могут быть добавлены торсионные пружины.

Устройство согласно раскрытым в дальнейшем различным вариантам реализации содержит: деталь с аэродинамическим профилем, имеющую верхнюю и нижнюю поверхности; разрезной закрылок, соединенный с указанной нижней поверхностью; и массив надувных отсеков, расположенный между разрезным закрылком и верхней поверхностью детали с аэродинамическим профилем. В одном варианте осуществления надувные отсеки расположены в колонках и рядах, причем смежные отсеки в каждой колонке разделены перегородкой, расположенной по размаху крыла, тогда как смежные отсеки в каждом ряду отделены перегородкой, направленной по хорде. Надувные отсеки в любой конкретной колонке могут надуваться последовательно, тем самым поэтапно развертывая разрезной закрылок. Надувные отсеки в чередующихся колонках могут надуваться с использованием независимых источников сжатого воздуха, таким образом снижая эффект разрыва любого отсека путем поддержания давления по другой половине закрылка. Дополнительно, отсеки в различных колонках могут быть выполнены различных форм в полностью надутом состоянии, обеспечивая различные степени отклонения закрылка в направлении по размаху крыла.

В соответствии с общим объемом изобретения указанный массив содержит по меньшей мере два надувных отсека, расположенных в любом количестве колонок и любом количестве рядов. В случае, когда массив содержит только два надувных отсека, в одном варианте реализации они могут быть расположены в одном ряду, а в другом варианте реализации они могут быть расположены в одной колонке. Хотя в вариантах реализации, раскрытых в настоящем документе, массив надувных отсеков содержит два ряда и более чем две колонки, следующие аспекты указывают на общий объем различных аспектов изобретения.

Одним аспектом настоящего изобретения является устройство, содержащее: деталь с аэродинамическим профилем, имеющую верхнюю и нижнюю поверхности; развертываемый закрылок, имеющий переднюю кромку, поддерживаемую указанной нижней поверхностью и проходящую в направлении по размаху крыла; и систему надувных камер, содержащую первый и второй отсеки, выполненные с возможностью индивидуального надувания и размещенные смежно друг с другом. Первый и второй отсеки расположены между частью закрылка и указанной верхней поверхностью. При этом указанная часть закрылка имеет первую конфигурацию, когда первый отсек надут, а второй отсек спущен, и имеет вторую конфигурацию, отличную от первой конфигурации, когда первый и второй отсеки надуты. Указанная часть закрылка развертывается под большим углом относительно указанной нижней поверхности, когда указанная часть закрылка имеет вторую конфигурацию, чем когда указанная часть закрылка имеет первую конфигурацию.

Другим аспектом изобретения является способ развертывания шарнирного закрылка, который поддерживается нижней поверхностью детали с аэродинамическим профилем около ее задней кромки, включающий подачу сжатого воздуха ко взаимно смежным первому и второму отсекам системы надувных камер, причем первый и второй отсеки расположены между верхней поверхностью детали с аэродинамическим профилем и по меньшей мере секцией шарнирного закрылка, расположенной по размаху крыла, а первая секция шарнирного закрылка, расположенная по размаху крыла, отклонена в первое развернутое положение, когда первый отсек надут, а второй отсек спущен, и отклонена во второе развернутое положение дальше первого развернутого положения, когда оба из первого и второго отсеков надуты.

Дополнительный аспект настоящего изобретения представляет собой устройство, содержащее: деталь с аэродинамическим профилем, имеющую верхнюю и нижнюю поверхности и заднюю кромку; развертываемый закрылок, имеющий переднюю кромку, поддерживаемую указанной нижней поверхностью около задней кромки детали с аэродинамическим профилем и проходящую в направлении по размаху крыла; и по меньшей мере одну надувную камеру, расположенную между указанной верхней поверхностью и закрылком, причем по меньшей мере одна надувная камера сегментирована в направлении по размаху крыла для формирования сегментов, расположенных по размаху крыла, а сегменты указанной по меньшей мере одной надувной камеры, расположенные по размаху крыла, являются надувными для обеспечения перемещения закрылка из положения хранения в развернутое положение.

Техническим результатом заявленного изобретения является исключение дополнительного сопротивления, уменьшение стоимости и веса, снижение флаттера и заклинивания.

Ниже раскрыты и заявлены другие аспекты настоящего изобретения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На фиг. 1-3 представлены схемы, изображающие поперечное сечение части детали с аэродинамическим профилем, имеющей заднюю кромку, оснащенную пневматически приводимым разрезным закрылком согласно различным вариантами реализации. Фиг. 1-3 изображают соответствующее положение разрезного закрылка до приведения в действие, после первого этапа приведения в действие и после второго этапа приведения в действие.

На фиг. 4 представлена схема, показывающая компоненты системы для пневматического приведения в действие отклонения части разрезного закрылка, изображенного на фиг. 1-3. Выделенные стрелки обозначают поток воздуха через соединительные воздушные каналы, тогда как линии, пересекающие контроллер, обозначают электрические связи.

На фиг. 5 представлена схема, изображающая вид сверху системы подачи сжатого воздуха для приведения в действие разрезного закрылка согласно одному варианту реализации.

На фиг. 6 представлена схема, изображающая вид сверху системы подачи сжатого воздуха для приведения в действие разрезного закрылка согласно другому варианту реализации.

На фиг. 7 представлена схема, изображающая вид в разрезе части (а именно задней кромки детали с аэродинамическим профилем с разрезным закрылком) системы, изображенной на фиг. 6, при этом плоскость сечения проходит по линии 7-7, указанной на фиг. 6.

На фиг. 8 и 9 изображены схемы, показывающие компоненты системы для пневматической активации отклонения и втягивания соответственно части разрезного закрылка, изображенного на фиг. 1-3. Выделенные стрелки обозначают поток воздуха через соединительные воздушные каналы, тогда как линии, пересекающие контроллер, обозначают электрические соединения.

Фиг. 10 представляет схему, изображающую некоторые компоненты системы пневматических надувных камер для приведения в действие, содержащей средства для подавления утечек согласно дополнительному варианту реализации. Выделенные стрелки обозначают поток воздуха через соединительные воздушные каналы, тогда как линии, пересекающие контроллер, обозначают электрические соединения.

В дальнейшем будут ссылаться на данные чертежи, на которых схожие элементы на различных чертежах обозначены одинаковыми номерами позиций.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

На фиг. 1 изображено сечение части задней кромки детали 10 с аэродинамическим профилем, оснащенной пневматическим приводом для развертывания разрезного закрылка 14, согласно различным вариантам реализации. Деталь 10 с аэродинамическим профилем имеет нижнюю аэродинамическую поверхность 12, верхнюю аэродинамическую поверхность 18 и цельный конец 20 на самой задней кромке. Деталь с аэродинамическим профилем может быть выполнена из армированного углеродными волокнами полимера, металла или другого подходящего материала. Развертываемый закрылок 14 имеет переднюю кромку, поддерживаемую нижней поверхностью 14, и проходит в направлении по размаху крыла (т.е. в направлении, параллельном прохождению указанной детали с аэродинамическим профилем). Также разрезной закрылок 14 может быть выполнен из армированного углеродными волокнами полимера, металла (например, алюминия) или другого подходящего материала.

На фиг. 1 изображен разрезной закрылок 14 в неактивированном состоянии. В таком неактивированном состоянии закрылок 14 в основном выровнен с нижней поверхностью 12 и закрывает отверстие в указанной нижней поверхности. Цельный конец 20 содержит выемку для приема задней кромки закрылка 14. Указанный закрылок 14 поддерживается нижней поверхностью 12 через монтажную плиту 42, содержащую шарнир 16 на своей задней кромке. Шарнир 16 может быть выполнен в виде шомпольного шарнира. Закрылок 14 поворачивается относительно нижней поверхности вокруг оси шарнира 16. Альтернативно, закрылок может быть связан с нижней поверхностью посредством непрерывной изгибающейся обшивки, тем самым исключая шарнир.

Пневматический привод, показанный на фиг. 1, содержит систему надувных камер, расположенную между верхней поверхностью 18 детали 10 с аэродинамическим профилем и разрезным закрылком 14. На фиг. 1 видны только следующие компоненты системы надувных камер: складная надувная камера 22, содержащая внутреннюю перегородку 24, разделяющая надувную камеру 22 с формированием отсека 26 первого этапа и отсека 28 второго этапа, которые совместно используют общую стенку (т.е. перегородку 24). Данная перегородка 24 формирует соответствующие внутренние поверхности отсеков 26 и 28. Указанные отсеки 26 и 28 расположены друг над другом между верхней поверхностью 18 детали 10 с аэродинамическим профилем и разрезным закрылком 14. Одна часть отсека 26 прикрепляется (например, клеем) к верхней поверхности 18 детали с аэродинамическим профилем, тогда как одна часть отсека 28 подобным образом прикрепляется к закрылку 14. Оба отсека показаны в сложенном (т.е. не надутом) состоянии.

Согласно различным вариантам реализации расположенные друг над другом отсеки 26 и 28, показанные на фиг. 1, могут формировать одну колонку в системе надувных камер, содержащей многоколонный массив надувных отсеков (которые на фиг. 1 не видны, см. фиг. 5 и 6, а также будут более подробно описаны позже), при этом каждая колонка содержит пару подобно расположенных друг над другом надувных отсеков, расположенных между верхней поверхностью 18 детали 10 с аэродинамическим профилем и соответствующими секциями разрезного закрылка 14, расположенными по размаху крыла. В случае двухрядного многоколонного массива надувных отсеков внутренняя перегородка 24, видимая на фиг. 1, может проходить в направлении по размаху крыла по всей длине массива, при этом смежные отсеки в каждом ряду совместно используют общую перегородку, направленную по хорде.

Альтернативно смежным отсекам, которые совместно используют общую перегородку, могут быть сформированы два смежных отсека (либо в ряду, либо в колонке) как отдельные емкости или резервуары, которые затем прикрепляются при помощи клея, тепловой пайки или других подходящих средств в зависимости от материала, используемого для создания указанных емкостей.

Согласно дополнительным альтернативным вариантам пары расположенных друг над другом отсеков могут быть установлены отдельно без прикрепления друг к другу последующих пар расположенных друг над другом отсеков. Кроме того, соответствующие пары расположенных друг над другом отсеков могут быть отделены зазорами и не обязательно должны быть смежными друг с другом.

В соответствии с некоторыми вариантами реализации система надувных камер может быть выполнена из складного и армированного волокнами материала, при этом связующим материалом является нейлон или резина. Использование армированного волокнами материала имеет преимущество, заключающееся в том, что отсек выполнен с возможностью прекращения расширения в ответ на внутреннее давление воздуха выше запроектированного уровня при достижении предопределенной конфигурации, т.е. когда стенки отсека полностью расширены до положения, в котором армирующие волокна становятся полностью растянутыми и сопротивляются дополнительному расширению отсека.

Обращаясь снова к фиг. 1, отсеки 26 и 28 индивидуально надуваются через соответствующие воздуховпускные трубки 32 и 34, соединенные с соответствующими каналами указанных отсеков. Хотя на фиг. 1 не указаны крепежные средства, предназначенные для присоединения воздуховпускной трубки ко входу надувной камеры, специалистам в области техники, относящейся к надувным камерам, такие крепежные средства известны. (Например, каждый отсек системы надувных камер может быть обеспечен раструбом, который прикрепляется к концу патрубка или трубки.) Соответствующие части воздуховпускных трубок 32 и 34 заделаны в блок 40 из полимерного материала, например фенольной смолы, и тем самым поддерживаются им. В конкретной конфигурации системы подачи воздуха, частично показанной на фиг. 1, воздуховпускная трубка 32 сообщается посредством текучей среды с воздухораспределительной трубой 30, тогда как воздуховпускная трубка 34 сообщается посредством текучей среды с воздухораспределительной трубой 30 через клапан 36. Воздухораспределительная труба 30 в свою очередь сообщается с источником сжатого воздуха, например, воздушным насосом (на фиг. 1 не показан).

Опционально, между воздуховпускной трубкой 32 и воздухораспределительной трубой 30 может быть установлен клапан. Альтернативно, может быть исключен клапан 36, и клапан может быть помещен между источником сжатого воздуха и воздуховпускной трубкой 32, такая компоновка обеспечила бы надувание отсека 28 перед надуванием отсека 26.

Более конкретно, воздухораспределительная труба 30 может быть частью воздухораспределительной системы, соединенной с источником, обеспечивающим входной поток высокого давления для функционирования системы. Например, данный источник может быть присоединен к главному распределительному клапану через магистральный воздуховод (на фиг. 1 не показан). Контроллер (не показан) электрически активирует главный распределительный клапан через электропровод после поступления команды на развертывание разрезного закрылка. Данный контроллер может быть активирован пилотом, или он может быть предварительно запрограммирован согласно условиям полета. Когда главный распределительный клапан открыт, он распределяет сжатый воздух комплексу клапанов (например, клапан 36, изображенный на фиг. 1) через трубопровод. Открытые клапаны, в свою очередь, подают сжатый воздух в соответствующие воздуховпускные трубки.

В тех случаях, когда источником сжатого воздуха является электроуправляемый воздушный насос, контроллер также активирует воздушный насос после поступления команды на раскрытие разрезного закрылка. На фиг. 2 и 3 изображено положение закрылка и состояние надувных отсеков по завершении первого и второго этапов активации соответственно. На первом этапе частичное раскрытие закрылка 14 выполняется посредством надувания отсека 26. На фиг. 2 изображено состояние, при котором при полном наполнении отсека 26 закрылок 14 отклонен под первым углом относительно нижней поверхности 12 детали 10 с аэродинамическим профилем. На втором этапе выполняется полное раскрытие закрылка 14 посредством надувания отсека 28. На фиг. 3 изображено состояние, при котором при полном надутии отсеков 26 и 28 закрылок 14 отклонен под вторым углом, большим, чем первый угол. Альтернативно, отсеки 26 и 28 могут быть надуты одновременно.

Однако ввиду того, что закрылок 14 не является жесткой конструкцией и подвержен скручиванию, все секции разрезного закрылка, расположенные по размаху крыла, не будут отклоняться строго под одинаковым углом в течение либо частичного, либо полного раскрытия. В примере, изображенном на фиг. 2 и 3, проиллюстрированная часть закрылка 14 имеет первую конфигурацию, когда отсек 26 надут, а отсек 28 спущен (как видно на фиг. 2), и имеет вторую конфигурацию, отличную от первой конфигурации, когда оба отсека 26 и 28 надуты (как видно на фиг. 3). Другие части закрылка, не изображенные на фиг. 2 и 3, могут быть отклонены под углами, отличными от углов, изображенных на фиг. 2 и 3.

Более того, в том случае, когда массив надувных отсеков, содержащий колонки (каждая колонка состоит из пары расположенных друг над другом отсеков такого типа, как изображено на фиг. 1-3), установлен между закрылком и верхней поверхностью детали с аэродинамическим профилем, пара отсеков может быть выполнена таким образом, что соответствующие колонки имеют различные конфигурации, когда отсеки в данных колонках полностью наполнены воздухом. Это позволяет разработчику проектировать отклонение закрылка таким образом, чтобы величина отклонения изменялась по направлению размаха крыла.

Также следует понимать, что количество надувных отсеков в колонке может быть больше двух. Например, если бы каждый набор имел три отсека, то после наполнения воздухом только первого отсека, закрылок был бы выпущен в первое частично развернутое положение; затем после наполнения воздухом второго отсека, при одновременном сохранении первого отсека наполненным, закрылок был бы выпущен во второе частично развернутое положение, промежуточное между первым частично развернутым положением и полностью развернутым положением; и наконец, после наполнения воздухом третьего отсека в наборе, при одновременном сохранении надутыми первого и второго отсеков, закрылок был бы выпущен в полностью развернутое положение.

На фиг. 4 изображены компоненты системы для пневматического приведения в действие отклонения части разрезного закрылка, изображенного на фиг. 1-3. На первом этапе приведения в действие, при активации воздушного насоса 44 контроллером 8, отсек 26 надувается. Выделенные стрелки на фиг. 4 изображают поток воздуха через соединительные воздушные каналы, тогда как линии, пересекающие контроллер, обозначают электрические соединения. На втором этапе приведения в действие (следующем за первым этапом) отсек 28 надувается при открытии контроллером 8 клапана 36 (при этом воздушный насос 44 по-прежнему пребывает в активированном состоянии), тем самым помещая отсек 28 во взаимодействие посредством текучей среды с воздушным насосом 44. В конфигурации, когда между воздушным насосом 44 и отсеком 26 (на фиг. 4 не показан) установлен промежуточный клапан, то такой промежуточный клапан был бы открыт контроллером в течение первого этапа приведения в действие, таким образом помещая отсек 28 во взаимодействие посредством текучей среды с воздушным насосом 44.

Контроллер 8 может быть запрограммирован для активации воздушного насоса и неоткрывания клапана 36 после получения команды, которая указывает, что разрезной закрылок должен быть отклонен на угол, представленный на фиг. 2. Кроме того, контроллер 8 может быть запрограммирован для активации воздушного насоса и последующего открытия клапана 36 после получения команды, указывающей на то, что разрезной закрылок должен быть отклонен на угол, изображенный на фиг. 3, который больше, чем угол, изображенный на фиг. 2.

На фиг. 5 представлена система подачи сжатого воздуха для приведения в действие разрезного закрылка согласно одному варианту реализации изобретения. На виде сверху фиг. 5 просматривается деталь 10 с аэродинамическим профилем с разрезным закрылком 14, помещенным в отверстии на нижней поверхности 12 детали 10 с аэродинамическим профилем. В этом примере деталь 10 с аэродинамическим профилем является закрылком задней кромки, а разрезной закрылок 14 является закрылком конца, который является отклоняемым (по направлению вне листа) относительно закрылка задней кромки. Система, изображенная на фиг. 5, содержит массив надувных отсеков (расположенных за закрылком 14 и не видимых с позиции просмотра фиг. 5). В примере, представленном на фиг. 5, массив надувных отсеков содержит два ряда и одиннадцать колонок, причем каждая колонка отсеков расположена друг над другом, как было описано ранее в отношении фиг. 1-3. Каждая пара расположенных друг над другом отсеков может быть надута путем подачи сжатого воздуха от воздушного насоса 44. Опционально и при желании, воздушный насос 44 может быть расположен удаленно (от закрылка).

Сжатый воздух от насоса 44 распределяется при помощи линии 46 подачи воздуха к воздухораспределительным трубам. Следуя описанию воздухораспределительной трубы 30, изображенной на фиг. 1-3, каждая воздухораспределительная труба 30, представленная на фиг. 5, может подавать воздух к соответствующей паре расположенных друг над другом отсеков через соответствующие клапаны и воздуховпускные трубки (на фиг. 5 не показаны). Могут быть установлены дополнительные клапаны (например, в соответствующих воздухораспределительных трубах 30) при необходимости предотвращения потерь давления в линии 46 подачи в случае образования разрыва где-нибудь в системе надувных камер. Кроме того, если закрылок будет изготовлен из твердого слоистого композита или листовой стали, то он будет стремиться скручиваться, в случае, если некоторые, но не все отсеки будут спущены. Однако другие отсеки, которые остаются надутыми, по-прежнему будут удерживать закрылок в отклоненном положении даже при изменении угла перекоса закрылка.

В варианте осуществления, проиллюстрированном на фиг. 5, единственный воздушный насос приводит в действие весь закрылок, используя единственную линию подачи. Воздушный насос является реверсируемым, так что можно отводить закрылок назад путем отсасывания воздух из линии 46 подачи, тем самым отсасывая воздуха из сжимающихся отсеков. На надувных отсеках при необходимости могут быть расположены клапаны выпуска излишнего воздуха (на фиг. 5 не показаны) для облегчения отвода закрылков. Состоянием каждого воздухоспускного клапана может управлять тот же контроллер, который управляет состояниями воздухораспределительных клапанов. Каждый воздухоспускной клапан открывает отсек, на котором данный клапан установлен. Далее внешнее давление, оказываемое воздушным потоком на закрылок 14, сжимает отсек и вытесняет воздух из открытого воздухоспускного клапана. Если требуется большее запирающее усилие, на оси 16 вращения могут быть установлены торсионные пружины для побуждения более быстрого закрытия закрылка.

На фиг. 6 изображена система для подачи сжатого воздуха для приведения в действие разрезного закрылка согласно другому варианту реализации. Снова на виде сверху фиг. 6 просматривается деталь 10 с аэродинамическим профилем с разрезным закрылком 14, помещенным в отверстии на нижней поверхности 12 детали 10 с аэродинамическим профилем. Система, проиллюстрированная на фиг. 6, содержит массив из надувных отсеков, расположенные за закрылком 14, однако с целью пояснения на фиг. 6 представлены четыре примыкающих пары расположенных друг над другом надувных отсеков, обозначенные ссылочными позициями 56, 58, 60 и 62. Данные отсеки имеют общие границы, которые принимают форму перегородок 50, 52 и 54, направленных по хорде и делящих надувную камеру на четыре секции, расположенные по размаху крыла.

На фиг. 7 представлена схема, изображающая сечение части (а именно задней кромки детали с аэродинамическим профилем с разрезным закрылком) системы, изображенной на фиг. 6, причем сечение выполнено по линии 7-7, обозначенной на фиг. 6. Как видно на фиг. 7, каждая секция, расположенная по размаху крыла, в свою очередь разделена перегородкой 24, расположенной по размаху крыла, для формирования надувных отсеков 26 и 28 такого типа, как было описано ранее.

Таким образом, при совместном рассмотрении фиг. 6 и 7 изображают типовую систему надувных камер, состоящую из массива, содержащего два ряда и четыре колонки надувных отсеков, при этом расположенные друг на друге отсеки в каждой колонке совместно используют соответствующую перегородку 24, расположенную по размаху крыла, и данные отсеки в смежных колонках совместно используют соответствующую перегородку 50, 52 или 54, направленную по хорде. Обозначения «1/2» на фиг. 6 означают две колонки (каждая из которых представляет собой пару расположенных друг над другом отсеков), надувные отсеки которых избирательно помещаются во взаимодействие посредством текучей среды с комплектом труб первого источника А сжатого воздуха (не показан). Подобным образом обозначения «3/4» на фиг. 6 означают две колонки (каждая представляет собой пару расположенных друг над другом отсеков), надувные отсеки которых избирательно помещаются во взаимодействие посредством текучей среды со вторым источником В сжатого воздуха (не показан). Как видно на фиг. 6, пары 1/2 отсеков располагаются в чередующейся последовательности с парами 3/4 отсеков. Отсек №1 каждой пары 1/2 отсеков может надуваться первым источником А сжатого воздуха, используя воздухораспределительную подсистему 64, тогда как Отсек №2 каждой пары 1/2 отсеков может надуваться первым источником А сжатого воздуха, используя воздухораспределительную подсистему 66. Как было описано ранее, Отсеки №1 и №2, соответствующие отсекам 28 и 26, изображенным на фиг. 7, могут надуваться последовательно или одновременно. Аналогичным образом Отсек №3 каждой пары 3/4 отсеков может надуваться вторым источником В сжатого воздуха, используя воздухораспределительную подсистему 68, тогда как Отсек №4 каждой пары 3/4 отсеков может надуваться вторым источником В сжатого воздуха, используя воздухораспределительную подсистему 70. Указанные Отсеки №3 и №4, которые опять-таки соответствуют отсекам 28 и 26, изображенным на фиг. 7, могут надуваться последовательно или одновременно. Хотя это и не показано на фиг. 6, но клапаны могут быть установлены в соответствующих местоположениях для обеспечения последовательного наполнения воздухом Отсеков №1 и №2 или №3 и №4.

Представленная на фиг. 6 компоновка позволяет осуществлять наполнение надувных отсеков, находящихся в чередующихся колонках (а именно в сегментах, расположенных по размаху крыла), используя независимые источники сжатого воздуха, тем самым уменьшая последствия разрыва любого отсека путем поддерживания давления по всей другой половине закрылка. Использование двух отдельных источников сжатого воздуха уменьшает последствия отказа источника сжатого воздуха.

Согласно другому варианту реализации конфигурация системы надувных камер может быть разработана для создания изменения по направлению размаха крыла угла раскрытия разрезного закрылка для наилучшего соответствия аэродинамическим требованиям. Типовое устройство содержит деталь с аэродинамическим профилем, имеющую верхнюю поверхность 18 и нижнюю поверхность 14; развертываемый закрылок, имеющий переднюю кромку, поддерживаемую указанной нижней поверхностью и проходящую в направлении по размаху крыла; и систему надувных камер, содержащую первую надувную секцию, расположенную по размаху крыла и между верхней поверхностью 18 и первой секцией закрылка, расположенной по размаху крыла, и вторую надувную секцию, расположенную по размаху крыла и между верхней поверхностью 18 и второй секцией закрылка, расположенной по размаху крыла. Такой вариант реализации изобретения ранее описывался в отношении фиг. 6 и 7. Изменение по размаху крыла отклонения закрылка может быть обеспечено посредством задания для одной надувной секции системы надувных камер, расположенной по размаху крыла (например, секция 60 на фиг. 6) такой конфигурации, которая значительно отличается от конфигурации другой надувной секции, расположенной по размаху крыла (например, секция 62 на фиг. 6), чтобы величины отклонения данных секций закрылка, расположенных по размаху крыла, значительно отличались. Например, система надувных камер могла быть выполнена таким образом, чтобы один конец разрезного закрылка отклонялся на 30°, в то время как другой конец отклонялся на 60°, в результате чего разрезной закрылок был бы искривлен по его длине.

В соответствии с дополнительным вариантом реализации для выпуска воздуха из системы надувных камер при поступлении команды на втягивание закрылка могут использоваться одна или более трубок Вентури. Данная трубка Вентури отводит воздух назад из той же трубы, которая использовалась для наполнения воздухом системы надувных камер, тем самым спуская отсек или отсеки устройства. Для указанного выпуска может быть выделена другая труба, однако предпочтительным решением является использование входов для наполнения системы.

На фиг. 8 и 9 изображены компоненты системы для пневматического приведения в дейстивие либо отклонения, либо втягивания части разрезного закрылка, изображенного на фиг. 1-3. Жирные стрелки также изображают поток воздуха через соединительные воздушные каналы (например, трубу), тогда как линии, пересекающие контроллер, указывают на электрические соединения. Воздушный насос 44 соединен с направляющим клапаном 4 посредством трубки 72. Активация воздушного насоса 44 и направленное состояние клапана 4 находятся под электронным управлением контроллера 8. В режиме надувания, изображенном на фиг. 8, клапан 4 направляет воздушный поток от насоса 44 к трубке 74, которая обходит трубку 6 Вентури. Поток по трубке 74 направляется к каналу отсека 26 первого этапа через трубки 76 и 78, которые соединены последовательно. Контроллер 8 также осуществляет управление состоянием клапана 36, который в открытом состоянии вносит сжатый воздух, находящийся в трубке 80, в трубку 82. В свою очередь трубка 82 соединена со входом отсека 28 второго этапа. Контроллер может быть запрограммирован для открытия клапана 36 после переключения состояния клапана 4 таким образом, чтобы он направил сжатый воздух в обходную трубку 74, в данном случае отсек 28 будет надуваться после надувания отсека 26.

Трубка 6 Вентури имеет первый вход, сообщающийся с клапаном 4 через трубку 84, второй вход, соединенный с трубкой 76, и третий вход, соединенный с трубкой 86. Трубка 86 соединена с выпускным отверстием (не показано). В режиме надувания, изображенном на фиг. 8, трубка 6 Вентури не препятствует воздушному потоку, протекающему от насоса 44 к отсекам 26 и 28, и сжатый воздух, вырабатываемый насосом 44, не выходит через трубку 86.

В отличие от этого на фиг. 9 изображена система в режиме выпуска воздуха. Контроллер 8 запрограммирован для удерживания клапана 36 в открытом состоянии и переключения направляющего клапана 4 таким образом, чтобы последний сейчас направлял сжатый воздух от насоса 44 в трубку 84 вместо обходной трубки 74. Вследствие изменения данного режима давление в трубке 76 на одной стороне трубки 6 Вентури становится ниже, чем давление в трубке 84 на другой стороны трубки 6 Вентури, заставляя сжатый воздух, вырабатываемый насосом 44, выходить из трубки 6 Вентури через ее третий вход, втекая в выпускную трубку 86. Выпуск воздуха через трубку 6 Вентури создает вакуум согласно закону Бернулли, при этом вакуум создается и поддерживается, пока воздушный поток направляется через трубку Вентури, тем самым выпуская воздух из отсеков 26 и 28. Получающийся обратный воздушный поток, проходящий через трубки 76, 78, 80 и 82, который вызывает спуск отсеков 26 и 28, на фиг. 9 обозначен стрелками.

На фиг. 10 изображены компоненты системы пневматических надувных камер приведения в действие, содержащей средства для подавления утечек в соответствии с дополнительным вариантом реализации. Данный вариант реализации отличается от представленного на фиг. 8 тем, что клапан 38 расположен между трубками 76 и 78, а отсеки 26 и 28 первого этапа и второго этапа соответственно обеспечены соответствующими барометрическими датчиками 86 и 88, которые присоединены к контроллеру 8. На фиг. 10 данная система изображена в режиме надувания, при котором клапаны 36 и 38 находятся в открытом состоянии. Отсек 26 (если без повреждений) будет надуваться по мере приема сжатого воздуха от воздушного насоса (не показан) через трубку 76, открытый клапан 38 и трубку 78, тогда как отсек 28 (если не поврежден) будет надуваться по мере приема сжатого воздуха от того же насоса через трубки 76 и 80, открытый клапан 36 и трубку 82.

В соответствии с данным вариантом реализации обеспечены средства для обнаружения и подавления утечки в любой из секций надувной камеры. Контроллер принимает сигналы, представляющие внутреннее давление отсека 26, от барометрического датчика 86 через электрическое соединение 90, и в то же время контроллер также принимает сигналы, представляющие внутреннее давление отсека 28, от барометрического датчика 88 через электрическое соединение 92. Контроллер 8 запрограммирован для мониторинга повышения давления каждого отсека. Если бы возник сбой в надувании надувной камеры, то контроллер послал бы сигнал соответствующему клапану указанной надувной камеры и закрыл его. Например, если контроллер должен был бы определять, что сигнал давления от барометрического датчика 86 указал на то, что отсек 26 не надут, то контроллер 8 послал бы управляющий сигнал (через электрическое соединение 96) клапану 38, изменяя состояние последнего с открытого на закрытое. Такое действие препятствовало бы утечке сжатого воздуха из любого разрыва в отсеке 26, что также привело бы к предотвращению надувания отсека 28. Подобным образом в ответ на сигналы давления от барометрического датчика 88, указывающие на то, что отсек 28 не надут, контроллер 8 послал бы управляющий сигнал (через электрическое соединение 94) клапану 36, изменяя состояние последнего с открытого на закрытое.

Такое решение обеспечивает средства для сохранения излишнего воздуха в случае утечки. Другие секции закрылка по-прежнему бы надувались, так как им были заданы размеры для функционирования без надувания всех секций надувной камеры. Однако опорожнение функционирующих секций надувной камеры полностью закрывало бы закрылок для восстановления нормальной полетной конфигурации.

В вариантах реализации, изображенных на фиг. 1-7 (ни одна из которых не показана в масштабе), кромка хвостовой части разрезного закрылка выглядит немного удаленной от фактической задней кромки детали с аэродинамическим профилем. Однако в соответствии с другими вариантами реализации край хвостовой части разрезного закрылка может проходить до фактической кромки хвостовой части закрылка/крыла/горизонтального стабилизатора. Такая особенность в результате приводит к более эффективному с аэродинамической точки зрения разрезному закрылку, однако в силу того, что управление объемом сложенной надувной камеры в очень маленьком клине затруднено, может потребоваться утолщенный конец задней кромки, приводя в результате к образованию большего сопротивления при втянутом закрылке.

Несмотря на то, что настоящее изобретение было описано в отношении различных вариантов реализации, для специалистов в данной области техники будет очевидно, что могут быть выполнены различные изменения и могут использоваться эквиваленты вместо его элементов, не отступая от объема данного изобретения. Например, две надувные камеры, поделенные в направлении по размаху крыла на сегменты (перегородками, направленными по хорде) и прикрепленные друг к другу, могут быть заменены единственной надувной камерой, поделенной в направлении по размаху крыла на сегменты (перегородками, направленными по хорде), в которой каждый сегмент, расположенный по размаху крыла, содержит пару отсеков, сформированных перегородкой, расположенной по размаху крыла. Альтернативно, массив последовательно присоединенных надувных камер, расположенный по размаху крыла и в котором каждая надувная камера содержит пару отсеков, сформированных перегородкой, расположенной по размаху крыла, может быть заменена единственной надувной камерой, поделенной в направлении по размаху крыла на сегменты (перегородками, направленными по хорде), в котором каждый сегмент, расположенный по размаху крыла, содержит пару отсеков, сформированных перегородкой, расположенной по размаху крыла. Кроме того, для адаптации конкретной ситуации к идеям настоящего изобретения может быть выполнено множество модификаций без отхода от его существенного объема. Таким образом, подразумевается, что настоящее изобретение не ограничено конкретным вариантом реализации, раскрытым как лучший способ, рассмотренный для воплощения данного изобретения.

В контексте формулы изобретения термин «шарнир» не должен рассматриваться как охватывающий лишь шарнир, изготовленный с подвижными компонентами (такой как шомпольный шарнир), скорее указанный термин должен обладать значением, которое дополнительно охватывает другие типы шарниров, такие как шарнир, выполненный из гибкого материала (например, упругого соединения или живого шарнира).

1. Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком, содержащее:

деталь с аэродинамическим профилем, имеющую верхнюю и нижнюю поверхности и выемку;

развертываемый закрылок, имеющий переднюю кромку, поддерживаемую указанной нижней поверхностью и проходящую в направлении по размаху крыла, и выполненный с возможностью перемещения между:

неактивированным состоянием, в котором закрылок выровнен с нижней поверхностью, и задняя кромка закрылка принимается выемкой детали с аэродинамическим профилем;

первой конфигурацией, в которой закрылок развернут под первым углом по отношению к нижней поверхности; и

второй конфигурацией, в которой закрылок развернут под вторым углом по отношению к нижней поверхности, причем второй угол больше, чем первый угол; и

систему надувных камер, содержащую первый и второй отсеки, выполненные с возможностью индивидуального надувания и размещенные смежно друг с другом, при этом указанные первый и второй отсеки расположены между частью закрылка и указанной верхней поверхностью, когда закрылок находится в указанном неактивированном состоянии,

причем указанный закрылок находится в указанном неактивированном состоянии, когда указанные первый и второй отсеки спущены, в указанной первой конфигурации, когда указанный первый отсек надут, а указанный второй отсек спущен, и в указанной второй конфигурации, когда указанные первый и второй отсеки надуты.

2. Аэродинамическое устройство по п. 1, в котором указанная система надувных камер выполнена из складного материала, армированного волокнами.

3. Аэродинамическое устройство по п. 1, в котором указанный первый отсек выполнен с возможностью прекращения расширения в ответ на внутреннее давление воздуха при достижении предопределенной конфигурации.

4. Аэродинамическое устройство по п. 1, дополнительно содержащее источник сжатого воздуха, воздуховпускную трубку для подачи сжатого воздуха от указанного источника сжатого воздуха к указанному второму отсеку, клапан, установленный между указанным источником сжатого воздуха и указанной воздуховпускной трубкой, и контроллер, запрограммированный для активации указанного источника сжатого воздуха и открытия указанного клапана в ответ на команду и таким образом надувания указанного второго отсека.

5. Аэродинамическое устройство по п. 1, дополнительно содержащее источник сжатого воздуха, первый и второй клапаны, сообщающиеся посредством текучей среды с указанным источником сжатого воздуха, первую и вторую воздуховпускные трубки, сообщающиеся посредством текучей среды с указанными первым и вторым клапанами соответственно и с указанными первым и вторым отсеками соответственно, и контроллер, запрограммированный для активации указанного источника сжатого воздуха и открытия указанных первого и второго клапанов в ответ на команду и таким образом подачи сжатого воздуха в указанные первый и второй отсеки.

6. Аэродинамическое устройство по п. 5, дополнительно содержащее первый и второй датчики давления, которые определяют внутреннее давление в указанных первом и втором отсеках соответственно,

причем указанный контроллер дополнительно запрограммирован для закрытия указанного первого клапана в ответ на сигнал от указанного первого датчика давления, указывающий на отсутствие надувания указанного первого отсека, и для закрытия указанного второго клапана в ответ на сигнал от указанного второго датчика давления, указывающий на отсутствие надувания второго отсека.

7. Аэродинамическое устройство по п. 1, дополнительно содержащее источник сжатого воздуха,

направляющий клапан, присоединенный для приема сжатого воздуха от источника сжатого воздуха,

воздухораспределительную систему, распределяющую воздух для надувания указанных первого и второго отсеков, когда указанный источник сжатого воздуха активирован, а указанный направляющий клапан находится в состоянии, направляющем сжатый воздух к указанной воздухораспределительной системе, и

трубку Вентури, соединенную с указанным направляющим клапаном и указанной воздухораспределительной системой,

при этом обеспечена возможность выпуска сжатого воздуха, находящегося в указанных первом и втором отсеках, через указанную трубку Вентури для спуска указанных первого и второго отсеков, когда указанный источник сжатого воздуха активирован, а указанный направляющий клапан находится в состоянии, направляющем сжатый воздух к указанной трубке Вентури, а не к указанной воздухораспределительной системе.

8. Аэродинамическое устройство по п. 1, в котором система надувных камер дополнительно содержит третий и четвертый отсеки, выполненные с возможностью индивидуального надувания и размещенные смежно друг с другом, при этом указанные третий и четвертый отсеки расположены между указанным закрылком и указанной верхней поверхностью, и указанное аэродинамическое устройство дополнительно содержит первый и второй источники сжатого воздуха, каждый из которых выполнен с возможностью независимого функционирования,

причем указанный первый источник сжатого воздуха присоединен для подачи сжатого воздуха в указанные первый и второй отсеки, а указанный второй источник сжатого воздуха присоединен для подачи сжатого воздуха в указанные третий и четвертый отсеки.

9. Аэродинамическое устройство по п. 8, в котором

указанные первый и второй отсеки разделены первой перегородкой, расположенной по размаху крыла,

указанные третий и четвертый отсеки разделены второй перегородкой, расположенной по размаху крыла, при этом

указанные первый и третий отсеки разделены первой перегородкой, направленной по хорде, а

указанные второй и четвертый отсеки разделены второй перегородкой, направленной по хорде.

10. Аэродинамическое устройство по п. 1, в котором указанная деталь с аэродинамическим профилем дополнительно содержит заднюю кромку, а указанный закрылок расположен вдоль указанной задней кромки.

11. Аэродинамическое устройство по п. 1, в котором указанная деталь с аэродинамическим профилем представляет собой одно из следующего: поверхность для управления полетом, крыло или горизонтальный стабилизатор.

12. Способ развертывания шарнирного закрылка, имеющего переднюю кромку, поддерживаемую нижней поверхностью детали с аэродинамическим профилем около ее задней кромки, включающий

подачу сжатого воздуха к первому и второму отсекам системы надувных камер, расположенных смежно друг с другом и между верхней поверхностью детали с аэродинамическим профилем и по меньшей мере первой секцией шарнирного закрылка, расположенной по размаху крыла, причем

первая секция шарнирного закрылка, расположенная по размаху крыла, находится в неактивированном состоянии, когда указанные первый и второй отсеки спущены так, что первая секция шарнирного закрылка, расположенная по размаху крыла, выровнена с нижней поверхностью, и задняя кромка первой секции шарнирного закрылка, расположенной по размаху крыла, принимается выемкой детали с аэродинамическим профилем, причем

первую секцию шарнирного закрылка, расположенную по размаху крыла, отклоняют в первое развернутое положение, когда первый отсек надут, а второй отсек спущен, и отклоняют во второе развернутое положение за первым развернутым положением, когда надуты первый и второй отсеки.

13. Способ по п. 12, дополнительно включающий спуск первого и второго отсеков путем перенаправления сжатого воздуха с пути потока, направленного к первому и второму отсекам, на альтернативный путь потока через трубку Вентури.

14. Способ по п. 12, дополнительно включающий закрытие клапана, сообщающегося с первым отсеком, в ответ на отказ надувания второго отсека.

15. Способ по п. 12, дополнительно включающий подачу сжатого воздуха во взаимно смежные третий и четвертый отсеки системы надувных камер, при этом третий и четвертый отсеки расположены между верхней поверхностью детали с аэродинамическим профилем и второй секцией шарнирного закрылка, расположенной по размаху крыла, причем полностью надутые третий и четвертый отсеки имеют конфигурацию, существенно отличную от конфигурации полностью надутых первого и второго отсеков, так что величины отклонения первой и второй секций закрылка, расположенных по размаху крыла, являются существенно различными.

16. Способ по п. 12, дополнительно включающий подачу сжатого воздуха во взаимно смежные третий и четвертый отсеки системы надувных камер, при этом третий и четвертый отсеки расположены между верхней поверхностью детали с аэродинамическим профилем и второй секцией шарнирного закрылка, расположенной по размаху крыла, причем первый и второй отсеки надуты сжатым воздухом, подаваемым первым источником сжатого воздуха, а третий и четвертый отсеки надуты сжатым воздухом, подаваемым вторым источником сжатого воздуха, при этом каждый из первого и второго источников сжатого воздуха способен функционировать независимо от отказа другого из первого и второго источников сжатого воздуха.

17. Аэродинамическое устройство с шарнирным закрылком, содержащее:

деталь с аэродинамическим профилем, имеющую верхнюю и нижнюю поверхности, выемку и заднюю кромку;

развертываемый закрылок, имеющий переднюю кромку, поддерживаемую указанной нижней поверхностью около задней кромки указанной детали с аэродинамическим профилем и проходящую в направлении по размаху крыла, и выполненный с возможностью перемещения между:

положением хранения, в котором закрылок выровнен с нижней поверхностью, и задняя кромка закрылка принимается выемкой детали с аэродинамическим профилем; и

развернутым положением,

по меньшей мере одну надувную камеру, расположенную между указанной верхней поверхностью и указанным закрылком, причем указанная по меньшей мере одна надувная камера сегментирована в направлении по размаху крыла для формирования сегментов, расположенных по размаху крыла,

причем сегменты указанной по меньшей мере одной надувной камеры, расположенные по размаху крыла, являются надувными для обеспечения перемещения указанного закрылка из положения хранения в развернутое положение.

18. Аэродинамическое устройство по п. 17, в котором указанная по меньшей мере одна надувная камера сегментирована в направлении по размаху крыла по меньшей мере одной перегородкой, направленной по хорде, причем каждый сегмент указанной по меньшей мере одной надувной камеры, расположенный по размаху крыла, в свою очередь разделен по меньшей мере на два отсека по меньшей мере одной перегородкой, расположенной по размаху крыла.

19. Аэродинамическое устройство по п. 17, дополнительно содержащее первый и второй источники сжатого воздуха, клапаны и контроллер для избирательной активации указанных первого и второго источников сжатого воздуха и избирательного открытия указанных клапанов, причем первый сегмент, расположенный по размаху крыла, выполнен с возможностью избирательного присоединения к указанному первому источнику сжатого воздуха, а второй сегмент, расположенный по размаху крыла, выполнен с возможностью избирательного присоединения к указанному второму источнику сжатого воздуха.

20. Аэродинамическое устройство по п. 19, в котором полностью надутая первая секция, расположенная по размаху крыла, имеет конфигурацию, достаточно отличную от конфигурации полностью надутой второй секции, расположенной по размаху крыла, так что величины отклонения первой и второй секций закрылка, расположенных по размаху крыла, являются существенно различными.

21. Аэродинамическое устройство по п. 17, дополнительно содержащее источник сжатого воздуха, первый и второй клапаны, сообщающиеся посредством текучей среды с указанным источником сжатого воздуха, первую и вторую воздуховпускные трубки, сообщающиеся посредством текучей среды с указанными первым и вторым клапанами соответственно, и с первым и вторым сегментами, расположенными по размаху крыла, соответственно, и контроллер, запрограммированный для активации указанного источника сжатого воздуха и открытия указанных первого и второго клапанов в ответ на команду и таким образом подачи сжатого воздуха в указанные первый и второй сегменты, расположенные по размаху крыла.

22. Аэродинамическое устройство по п. 21, дополнительно содержащее первый и второй датчики давления, которые определяют внутреннее давление в указанных первом и втором сегментах, расположенных по размаху крыла, соответственно, причем указанный контроллер дополнительно запрограммирован для закрытия указанного первого клапана в ответ на сигнал от указанного первого датчика давления, указывающий на отсутствие надувания указанного первого сегмента, расположенного по размаху крыла, и закрытия указанного второго клапана в ответ на сигнал от указанного второго датчика давления, указывающий на отсутствие надувания указанного второго сегмента, расположенного по размаху крыла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации. Устройство выдвижения закрылка крыла самолета содержит неподвижно закрепленную на крыле балку, на которой шарнирно закреплены звено несущее переднее, звено несущее заднее и коромысло.

Устройство сложного перемещения (3) для соединения двух поверхностей, включающее первый рычаг (5) и второй рычаг (7), соединенные вместе с возможностью поворота с помощью первого шарнирного соединения (13), первую поверхность (35), соединенную с противоположным концом первого рычага с помощью второго шарнирного соединения, вторую поверхность (39), соединенную с противоположным концом второго рычага с помощью третьего шарнирного соединения, при этом первый рычаг (5) и второй рычаг (7) способны перемещаться, в результате чего создается сложное перемещение одной или обеих поверхностей.

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.

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 области авиации. .

Изобретение относится к сверхлегкой авиации. .

Изобретение относится к судостроению и водному транспорту, а именно конструирования судовых ветросиловых установок. .
Наверх