Аэродинамическое крыло летательного аппарата с адаптивно изменяющейся поверхностью

Устройство аэродинамическое крыло с адаптивно изменяющейся поверхностью для компенсации турбулентности содержит подвижные пластины, которые имеют две оси вращения, опирающиеся на элементы каркаса крыла. На поверхности каждой пластины расположен датчик, измеряющий внешнее давление. Вращение пластин осуществляется посредством двух исполнительных сервомеханизмов под управлением отдельного микрокомпьютера, в который поступает информация с датчика пластины и о текущем положении пластины. Все микрокомпьютеры связаны в сеть, в которой каждый микрокомпьютер связан только с микрокомпьютерами соседних пластин. Изобретение направлено на повышение устойчивости и стабильности полета. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области способов и устройств для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата.

Известны различные варианты изменения изначально заданных параметров крыла в процессе полета. Устройство механизации крыла с помощью предкрылков или закрылков для улучшения характеристик крыла самолета на больших углах атаки при упрощении конструкции закрылков и расширении области применения самолета (см. патент RU 2323126 С2, В64С 3/50). Посадочный закрылок крыла самолета с устройством для обнаружения ошибок закрылка (см. патент RU 2423295, B64D 45). Закрылок самолета короткого взлета и посадки (см. патент RU 2549593, В64С 9/20). Крыло самолета с изменяемым профилем (см. патент ph 67Р59, СССР 1944, В64С 3/42).

Заявленное изобретение предназначено для использования в конструкции крыла летательных аппаратов различных форм, схем и размеров. Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, заключается в радикальном уменьшении негативного воздействия турбулентного потока на крыло и, как следствие, увеличение устойчивости и стабильности полета летательного аппарата при попадании в такой турбулентный поток.

Поставленная задача решается путем покрытия нижней и верхней поверхности аэродинамического крыла подвижными пластинами с датчиками давления, которые соединены с отдельным для каждой пластины бортовым микрокомпьютером, микрокомпьютеры связаны в децентрализованную вычислительную сеть, пластины могут вращаться в двух направлениях с помощью сервоприводов, управляемых микрокомпьютером пластины (Фиг. 1).

Пластины имеют форму правильных многоугольников и, стыкуясь друг с другом, полностью повторяют профиль крыла. Пластины имеют две оси вращения (Фиг. 1, Фиг. 2). На верхней части каждой пластины расположен датчик, который измеряет давление, действующее на плоскость этой пластины. Датчик может быть сконструирован по-разному, с разной методикой измерений и разным видом выходных данных.

Вращение пластин осуществляется двумя исполнительными механизмами (Фиг. 2). Исполнительный механизм представляет собой устройство, в котором подвижной частью является либо вращающийся вал с насаженным на него рычагом, либо выдвигающийся вал с напаянным или прикрученным кольцом. В движение вал или стержень приводится либо электродвигателем, либо гидравлическим механизмом.

Каждая пластина связана с отдельным бортовым микрокомпьютером (Фиг. 2). Микрокомпьютер представляет собой одноплатное вычислительное устройство с процессором, аналоговыми и цифровыми входами и выходами, микроконтроллером для установки и изменения программного обеспечения процессора. Все микрокомпьютеры принимают данные с датчиков своих пластин, а также связаны в две отдельные сети без единого центра для верхней и нижней поверхности. Каждый микрокомпьютер на основе показаний своего датчика, датчиков соседей и данных о текущем состоянии исполнительных механизмов своей пластины формирует управляющие сигналы на исполнительные механизмы своей пластины.

Технический эффект предлагаемого изобретения заключается в реализации почти мгновенного реагирования всей поверхности крыла на возникающие внешние возмущения (турбулентный поток) за счет децентрализованной работы распределенной сети пластин с реагированием на изменение давления на небольшом участке крыла.

Изобретение поясняется чертежами, которые не охватывают и тем более не ограничивают весь объем притязаний данного технического решения, а являются лишь иллюстрирующими материалами частного случая исполнения:

На Фиг. 1 - Вид устройства крыла сверху: 1 - каркас крыла (1а - лонжерон крыла, 1б - нервюра крыла), 2 - пластина верхней поверхности №1, 3 - датчик давления пластины №4, 4 - оси вращения пластины №2, 5 - элерон крыла.

На Фиг. 2 - Сечение крыла по нервюре устройства сбоку, разрез А-А: 1 - каркас крыла (1а - лонжерон крыла), 2 - пластина верхней поверхности №1, 3 - датчик давления пластины №4, 4 - оси вращения пластины №2, 5 - элерон крыла, 6 - исполнительные механизмы пластины №1, 7 - микрокомпьютер пластины №1.

1. Устройство аэродинамическое крыло летательного аппарата с адаптивно изменяющейся поверхностью, характеризующееся тем, что аэродинамическое крыло с произвольным профилем и произвольной формы содержит на всей рабочей поверхности подвижные пластинки, которые имеют две взаимно перпендикулярные оси вращения, расположенные на плоскости крыла, при этом каждая пластинка имеет на своей поверхности датчик, измеряющий внешнее давление на пластинку, и вращается двумя исполнительными механизмами, оси вращения закреплены на жестких элементах каркаса крыла, пластинки имеют форму правильного многоугольника, а расстояние от центра пластины до вершины многоугольника не превышает 5% от минимальной хорды аэродинамического крыла; сбор, обработка данных с датчика каждой пластинки и управление исполнительными механизмами одной пластинки осуществляется отдельным микрокомпьютером с предустановленным алгоритмом работы; все микрокомпьютеры связаны в две отдельных для нижней и верхней поверхности крыла сети, в которых каждый микрокомпьютер связан только со своими соседями, при этом количество соседей может быть разным в зависимости от месторасположения пластинки; у каждой из пластин микрокомпьютер формирует управляющие сигналы на исполнительные механизмы в зависимости от поставленной задачи и в результате обработки данных текущего состояния исполнительных механизмов своей пластины, показаний датчиков своей пластины и соседних.

2. Устройство аэродинамическое крыло летательного аппарата с адаптивно изменяющейся поверхностью п. 1, отличающееся тем, что контуры пластинок жестко крепятся к каркасу крыла, один исполнительный механизм каждой пластики изменяет ее выпуклость путем увеличения давления на нее изнутри.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области медицины, в частности к онкологии, и предназначено для прогнозирования пятилетней безметастатической выживаемости у больных раком молочной железы.

Изобретение относится к области автоматизации информационно-управляющих систем управления и контроля за состоянием удаленных объектов, функционирующих в реальном масштабе времени.

Изобретение относится к способу определения оптимальной периодичности контроля состояния технических средств и систем при минимальном времени получения результата.

Предложенная группа изобретений относится к области медицины. Предложены способ определения, с какой вероятностью пациент с раком реагирует на лечение антагонистом VEGF, и способ выбора терапии для конкретного пациента с раком в популяции пациентов с раком, для которых предполагают проведение терапии.

Изобретение относится к области кодирования/декодирования информации. Технический результат - повышение эффективности помехоустойчивого кодирования/декодирования информации за счет увеличения объема передачи/приема информации при уменьшении количества используемых элементов.

Группа изобретений относится к медицине. Вспомогательное устройство для закрепления на инъекционном устройстве содержит дисплей, процессорное средство, детектор настроенной дозы, блок определения введения дозы, блок количественного определения, блок определения лекарственного препарата и часы для определения текущего времени.

Группа изобретений относится к области медицины. Для управления клиническими протоколами и/или интерпретируемыми компьютером рекомендациями процессор сбора данных принимает данные потока работ и данные пациента для множества пациентов.

Изобретение относится к области медицины и предназначено для прогнозирования наличия хромосомных аномалий в эмбрионах удовлетворительного и плохого качества в программе экстракорпорального оплодотворения (ЭКО).

изобретение относится к вычислительной технике и технике релейной защиты, и предназначено для автоматизации процесса сбора информации о состоянии присоединений и выключателей объекта контроля и управления.

Изобретение относится к способу и системе оценки интервала глубин ствола скважины по фрагментам пород. Техническим результатом является повышение эффективности оценки интервала глубин ствола скважины по фрагментам пород.

Система воздушных сигналов вертолета содержит неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник в виде разнесенных по высоте экранирующих дисков, трубки полного давления, кольцевые каналы с отверстиями, являющимися приемниками дросселированного статического давления, осесимметричный приемник, отверстие - приемники полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, отверстия - приемники для забора давлений, определяющих положение вектора результирующей скорости набегающего воздушного потока, камеру статического давления, кожух, пневмопроводы, пневмометрические преобразователи, измерительные преобразователи температуры, электроизмерительную схему, мультиплексор, аналого-цифровой преобразователь, микропроцессор, коммутаторы, термоэлектрические нагревательные элементы, соединенные определенным образом.

Изобретения относятся к авиационной технике, а именно к измерительной технике для диагностики параметров потока, в частности к способам и устройствам для разделения суммарного поля пульсаций сверхзвукового потока на вихревую, энтропийную и акустическую моды (модовой декомпозиции).

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам определения динамики изменения газодинамических параметров потока в лопаточных машинах и каналах, например в лопаточных компрессорах, трубопроводах и диффузорах в заданных областях течения, как в пограничных зонах, так и в ядре газового потока, и может быть использовано для диагностирования технического состояния газотурбинных двигателей, исследования течения в трубопроводах и каналах с отрывом потока.

Изобретение относится к устройствам для измерения величины (модуля) и угла направления (аэродинамического угла) вектора воздушной скорости летательного аппарата. .

Изобретение относится к измерительным устройствам, в частности к устройствам для измерения высотно-скоростных параметров вертолета. .

Изобретение относится к области измерительной техники, предназначено для определения величины и направления скорости в потоках теплоносителя, например закрученных.

Изобретение относится к области измерительной техники, предназначено для определения величины и направления скорости в потоках теплоносителя, например, закрученных.

Изобретение относится к области измерительной техники и может найти применение, в частности, для измерения воздушно-скоростных параметров траектории полета самолета, в частности таких как скоростной напор, угол атаки, коэффициент подъемной силы, массы самолета, положение центра тяжести самолета и так далее.

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для определения расхода газа или жидкости, в частности в промышленных магистральных трубопроводах.

Изобретение относится к области приборостроения, в частности к устройствам для измерения параметров потока газа в открытых и закрытых каналах. .

Описаны способ и система аэро/гидродинамического регулирования потока ньютоновской текучей среды в радиальной турбомашине, которые с использованием конформного вихрегенератора обеспечивают возможность улучшения энергетической эффективности и возможность управления в различных точках в турбокомпрессоре или обрабатывающем устройстве для аэро/гидродинамической обработки потока ньютоновской текучей среды.

Устройство аэродинамическое крыло с адаптивно изменяющейся поверхностью для компенсации турбулентности содержит подвижные пластины, которые имеют две оси вращения, опирающиеся на элементы каркаса крыла. На поверхности каждой пластины расположен датчик, измеряющий внешнее давление. Вращение пластин осуществляется посредством двух исполнительных сервомеханизмов под управлением отдельного микрокомпьютера, в который поступает информация с датчика пластины и о текущем положении пластины. Все микрокомпьютеры связаны в сеть, в которой каждый микрокомпьютер связан только с микрокомпьютерами соседних пластин. Изобретение направлено на повышение устойчивости и стабильности полета. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх