Консоль крыла летательного аппарата с устройством для управления по курсу

Изобретение относится к устройствам для управления летательным аппаратом (ЛА) с помощью подвижных аэродинамических поверхностей. Консоль крыла (1) ЛА содержит устройство для управления по курсу, установленное на концевой части консоли. Устройство содержит корневой (2) и концевой (3) элементы. Элементы выполнены в виде аэродинамических поверхностей. Первый торец (4) корневого (2) элемента сопряжен с концевым сечением (5) консоли. Концевое сечение выполнено в плоскости, параллельной плоскости симметрии (6) летательного аппарата. Второй (7) торец корневого элемента сопряжен с внутренним торцом (8) концевого (3) элемента. В устройстве обеспечена возможность одновременного независимого поворота корневого (2) элемента относительно консоли крыла (2), а концевого (3) элемента относительно корневого (2) элемента. Изобретение направлено на управление по курсу с помощью устройства, размещенного на консоли крыла без возникновения дополнительных аэродинамических моментов крена и тангажа. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к авиации, конкретно к устройству для управления летательным аппаратом (ЛА) с помощью подвижных аэродинамических поверхностей.

В настоящее время управление летательным аппаратом по курсу осуществляется с помощью руля направления, расположенного на хвостовом оперении, представляющего собой подвижную вертикальную плоскость, крепящуюся к килю. Однако, при использовании руля направления возрастают нагрузки на планер в кормовой части, при развороте появляется крен, самолет стремится к потере высоты, и необходимо компенсировать возникающий момент по крену и тангажу. Одновременно данный способ управления не может быть использован для самолетов типа «летающее крыло» у которых хвостовое оперение отсутствует.

Известен способ управления летательным аппаратом по курсу с помощью устройств, представляющих собой расщепляющиеся поверхности, расположенные на правой и левой консолях крыла, которые за счет увеличения аэродинамического сопротивления на правой или левой консолях соответственно, создают потребный момент рыскания. В качестве способа управления используется координированное раскрытие расщепляющихся поверхностей, (заявка CN 104554707 (А), МПК В64С 9/00, опубл. 29.04.2015).

Недостатком способа является то, что расщепляющиеся поверхности располагаются на концах консолей крыла, в месте, где целесообразнее установить органы управления по крену, при этом управление по крену либо совмещается с управлением по курсу при помощи расщепляющихся элеронов, либо передается расположенным ближе к плоскости симметрии самолета элевонам. И в том и в другом случае эффективность управления по крену уменьшается, что может привести к наложению ограничений на пилотажные характеристики самолета. Также, поскольку расщепляющиеся поверхности, расположенные вдоль задней кромки крыла, они имеют «зону нечувствительности» поскольку при малых углах раскрытия данный орган управления до определенного угла обладает очень малой эффективностью. Поэтому, на протяжении всего времени полета, расщепляющиеся поверхности постоянно должны иметь начальный угол раскрытия, что негативно сказывается на летно-технических характеристиках ЛА.

Наиболее близким к настоящему изобретению прототипом является консоль крыла летательного аппарата с устройством для управления по курсу, в котором управление осуществляется с помощью комплексного устройства управления, включающего в себя внутреннюю поверхность управления - «интерцептор», по форме в плане параллелограмм и элевон по форме в плане параллелограмм. Располагается комбинированный орган управления на консольной части крыла, вблизи законцовки крыла, интерцептор на верхней поверхности перед элевоном. При одновременном отклонении интерцептора вверх и элевона вниз получается значительное приращение силы аэродинамического сопротивления, что создает управляющее усилие в канале рысканья (заявка CN 103057695 (A), МПК В64С 9/00, опубл. 24.04. 2013 г.).

Недостатками прототипа является то, что при управлении по курсу при помощи двух независимых элементов данного органа управления, появляются дополнительные непреднамеренные моменты, крена и тангажа, что существенно усложняет пилотирование ЛА. Кроме того, при работе элевона для управлению по крену, при отклонении его вверх, элевон оказывается в зоне затенения интерцептора, что приводит к снижению его эффективности.

При создании изобретения была поставлена техническая задача - разработки устройства, позволяющего осуществлять управление ЛА по курсу, обеспечивающего управление по курсу, без возникновения негативных дополнительных моментов крена и тангажа

Поставленная задача решается оснащением консоли крыла устройством, установленным на концевой части консоли, содержащим корневой и концевой элементы, выполненные в виде аэродинамических поверхностей, при этом первый торец корневого элемента сопряжен с концевым сечением консоли, выполненным в плоскости, параллельной плоскости симметрии летательного аппарата, а второй - с внутренним торцом концевого элемента и обеспечена возможность одновременного независимого поворота корневого элемента относительно консоли крыла, а концевого элемента относительно корневого элемента.

Техническим результатом, достигаемым при использовании результатов разработки, является расширение арсенала технических средств для управления ЛА по курсу и обеспечение управления по курсу с помощью устройства, размещенного на консоли, без возникновения дополнительных аэродинамических моментов крена и тангажа.

- для получения минимальных шарнирных моментов в приводном поворотном механизме при повороте элементов, конструктивно, концевой и корневой элементы могут осуществлять поворот каждый относительно своей оси вращения, при этом в предпочтительном варианте, каждая из осей вращения концевого и корневого элементов размещены оптимально по отношению к точкам приложения действующих на них результирующих аэродинамических сил, например позиционированием корневого и концевого элементов таким образом, чтобы проекции их осей вращения на горизонтальную плоскость проходили через проекции на эту плоскость точек приложения результирующих аэродинамических сил на корневом и концевом элементах, соответственно;

- для конструктивного обеспечения независимого поворота, возможность поворота концевого и корневого элементов обеспечена относительно осей перпендикулярных концевому сечению консоли;

- для минимизации возникающего относительно продольной оси ЛА момента ΔМ_X, вызываемого отклонением, геометрия корневого и концевого элементов законцовки выбирается из условия удовлетворяющего следующему соотношению плановых площадей корневого и концевого элементов устройства для управления по курсу

где

S_корн, S_конц. - величины плановых площадей корневого и концевого элементов;

- величины плеч, от точки приложения дополнительных подъемных сил на отклоненных элементах, соответственно, до плоскости симметрии ЛА;

С_У.корн., С_У.конц, - величины коэффициентов подъемной силы на соответствующих отклоняемых элементах.

Для пояснения сущности изобретения используются следующие графические материалы:

Фиг. 1 Схема консоли крыла ЛА с устройством для управления по курсу;

Фиг. 2 Изменение угла рысканья с использованием устройства для управления по курсу;

Фиг. 3 Вид А фиг. 2;

Фиг. 4 Схема дополнительных аэродинамических сил в устройстве для управления по курсу при изменении курса самолета.

По техническому замыслу изобретения, консоль крыла (1) летательного аппарата оснащается устройством для управления по курсу (Фиг. 1), установленном на концевой части консоли, содержащим корневой (2) и концевой (3) элементы, выполненные в виде аэродинамических поверхностей, при этом первый торец (4) корневого (2) элемента сопряжен с концевым сечением (5) консоли, (понятие «концевое сечение» раскрыто в Справочнике, Микеладзе В.Г., Титов В.М. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет; М.: Машиностроение, 1982 г., стр. 58-59, Фиг. 54), выполненным в плоскости, параллельной плоскости симметрии (6) летательного аппарата, а второй (7) - с внутренним торцом (8) концевого (3) элемента и обеспечена возможность одновременного независимого поворота корневого (2) элемента относительно консоли крыла (2), а концевого (3) элемента относительно корневого (2) элемента.

Конструкция устройства для управления по курсу может предусматривать вариант (Фиг. 1, 4), при котором концевой (2) и корневой (3) элементы осуществляют поворот каждый относительно своей оси вращения (9, 10), при этом в предпочтительном варианте, каждая из осей вращения концевого и корневого элементов размещены оптимально по отношению к точкам приложения действующих на них результирующих аэродинамических сил (11, 12), например, так, чтобы при позиционировании корневого и концевого элементов, проекции их осей вращения (9, 10) на горизонтальную плоскость проходили через проекции на эту плоскость точек приложения (11, 12) результирующих аэродинамических сил на корневом и концевом элементах, соответственно; в результата чего шарнирный момент от аэродинамических сил относительно осей вращения будет оптимизирован (минимизирован).

Возможность поворота концевого (3) и корневого (2) элементов может быть обеспечена относительно осей (9, 10) перпендикулярных концевому сечению (5) консоли крыла.

Изготовление и сборка устройства для управления по курсу и общая сборка консоли крыла может быть реализована с помощью известных средств и методов (например А.Л. Абибов и др. «Технология самолетостроения», Учебник для авиационных вузов, М. Машиностроение 1982 г.). Поворотный привод корневого и концевого элементов может быть установлен в кессоне консоли крыла и реализуется с использованием шарнирных соединений передаточными механизмами или с помощью электрогидравлического агрегата (например раскрытыми в источниках: Е.С. Войт и др «Проектирование конструкций самолетов», М.: Машиностроение, 1987; А.В. Кожина, А.Л. Гиммельфарб, «Основы конструирования в самолетостроении», М.: Машиностроение, 1980).

Управление курсом ЛА, в соответствии с изобретением происходит следующим образом:

В случае необходимости изменения курса, на консоли крыла, направленной в сторону выполнения поворота, корневой (2) и концевой (3) элементы одновременно поворачиваются относительно своих осей вращения (9, 10) соответственно (Фиг. 2, 3, 4). Корневой элемент законцовки поворачивается на угол отклонения «+δ_корн.» (передней кромкой вверх), а концевой элемент законцовки поворачивается на угол отклонения «-δ_конц..» (передней кромкой вниз).

При отклонениях элементов устройства для управления по курсу-, на них действуют результирующие аэродинамические силы ΔR₁ и ΔR₂, которые могут быть разложены на составляющие: вертикальные ΔY₁ и ΔY₂ и продольные ΔХ₁ и ΔХ₂, пропорциональные величинам углов поворота отклоненных элементов законцовки (фиг. 4).

Суммарная сила сопротивления, приложенная к отклоненным элементам законцовки ΔХ_Σ, создает момент ΔМ_y, поворачивающий самолет в сторону консоли крыла с работающей законцовкой (фиг. 2). Величина действующего на ЛА дополнительного момента рыскания вычисляется по формуле

где

ΔX_Σ=f(δ₁, δ₂) - суммарная сила дополнительного сопротивления при отклоненных элементах, соответственно;

- плечо, от точки приложения суммарной силы дополнительного сопротивления на крыле при отклоненных элементах, соответственно, до плоскости симметрии ЛА.

Дополнительные вертикальные составляющие результирующей силы, действующие на отклоненные корневой и концевой элементы, противоположны по направлению и взаимно компенсируются, и таким образом обеспечивается близкая к нулю величина дополнительного момента крена самолета ΔMx.

Продольные составляющие результирующих сил ΔХ₁, ΔХ₂ образуют суммарную дополнительную силу сопротивления ΔХ₁+ΔХ₂, приложенную в области устройства для управления по курсу и создающую дополнительный момент рыскания ΔM_Y относительно вертикальной оси, проходящей через центр масс ЛА, и разворачивающий ЛА в сторону консоли крыла с работающими элементами устройства для управления по курсу (2, 3).

Геометрия корневого и концевого элементов законцовки выбирается из условий минимизации момента ΔМ_X, относительно продольной оси ЛА, вызываемого отклонением элементов устройства для управления по курсу. Имея в виду ряд допущений, можно получить приближенную формулу определяющую соотношение плановых площадей корневого и концевого элементов устройства для управления по курсу

где:

S_корн, S_конц. - величины плановых проекций площадей корневого и концевого элементов, соответственно;

- величины плеч, от точки приложения дополнительных подъемных сил на отклоненных элементах, соответственно, до плоскости симметрии ЛА.

С_У.корн., C_У.конц - величины коэффициентов подъемной силы на отклоненных элементах, соответственно.

Таким образом, при использовании изобретения обеспечивается управление по курсу с помощью устройства, установленного на консоли крыла, без возникновения дополнительных аэродинамических моментов крена и тангажа, при этом разработанное устройство расширяет арсенал технических средств, для управления ЛА по курсу.

1. Консоль крыла летательного аппарата с устройством для управления по курсу, отличающаяся тем, что устройство для управления по курсу установлено в концевой части консоли и содержит корневой и концевой элементы, выполненные в виде аэродинамических поверхностей, при этом первый торец корневого элемента сопряжен с концевым сечением консоли, выполненным в плоскости, параллельной плоскости симметрии летательного аппарата, а второй - с внутренним торцом концевого элемента и обеспечена возможность одновременного независимого поворота корневого элемента относительно консоли крыла, а концевого элемента относительно корневого элемента.

2. Консоль крыла по п. 1, в которой обеспечивается поворот концевого и корневого элементов, каждого относительно своей оси вращения,

3. Консоль крыла по п. 2, в которой оси вращения концевого и корневого элементов размещены оптимально по отношению к точкам приложения действующих на них результирующих аэродинамических сил соответственно.

4. Консоль крыла по п. 2, в которой оптимальность размещения обеспечивается позиционированием корневого и концевого элементов таким образом, чтобы проекции их осей вращения на горизонтальную плоскость проходили через проекции на эту плоскость точек приложения результирующих аэродинамических сил на корневом и концевом элементах соответственно.

5. Консоль крыла по п. 1 или 2, в которой возможность поворота концевого и корневого элементов устройства для управления по курсу обеспечена относительно осей, перпендикулярных концевому сечению консоли крыла.

6. Консоль крыла по п. 1, в которой соотношение плановых площадей корневого и концевого элементов устройства для управления по курсу определяется по формуле: ,

где S_корн, S_конц. - величины плановых проекций площадей корневого и концевого элементов соответственно;

, - величины плеч, от точки приложения дополнительных подъемных сил на отклоненных элементах соответственно до плоскости симметрии летательного аппарата;

С_У.корн., С_У.конц. - величины коэффициентов подъемной силы на отклоненных элементах соответственно.