Аэродинамическая поверхность с рулем

Изобретение относится к средствам управления полетом летательных аппаратов. Аэродинамическая поверхность снабжена рулем, имеющим осевую компенсацию. Профиль поперечного сечения аэродинамической поверхности на всем размахе или части ее размаха подрезан хотя бы с одной из сторон этого профиля непосредственно перед рулем. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления аэродинамической поверхности с неотклоненным рулем управления без уменьшения эффективности руля и увеличения шарнирных моментов при отклонении руля. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности, к органам управления полетом летательных аппаратов.

Основными параметрами рулей, используемых для управления полетом летательных аппаратов, являются эффективность, то есть способность создавать при своем отклонении управляющий момент относительно соответствующей оси координат, и шарнирный момент, то есть момент аэродинамических сил, действующих на руль относительно оси его вращения (см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с. 676 и 656). Увеличение эффективности рулей приводит к улучшению управляемости летательного аппарата, а уменьшение шарнирного момента к уменьшению веса конструкции и мощности бустеров рулей (бустер и бустерное управление - см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с. 124).

Важным параметром аэродинамических поверхностей является их аэродинамическое сопротивление (см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с. 527). Нарушение плавности обтекания из-за наличия щели между аэродинамической поверхностью и рулем приводит к увеличению сопротивления. Для таких аэродинамических поверхностей, снабженных рулями, как стабилизатор с рулем высоты и киль с рулем направления, щель, как правило, занимает значительную долю размаха или весь размах этих поверхностей. Для многих самолетов характерны продолжительные режимы полета с неотклоненными рулями. Поэтому, в первую очередь для увеличения экономичности полета, необходимо уменьшать сопротивление аэродинамических поверхностей с неотклоненными рулями.

Известна аэродинамическая поверхность с установленным в ее хвостовой части рулем управления, состоящим из одной подвижной поверхности, для уменьшения шарнирного момента которого используется осевая аэродинамическая компенсация, представляющая собой часть руля, расположенную впереди его оси вращения вдоль всего размаха руля (см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с. 490 и 76).

Недостатком такой аэродинамической поверхности, снабженной рулем, является наличие значительных областей застойного течения между аэродинамической поверхностью и рулем, что приводит к росту сопротивления.

Известна аэродинамическая поверхность с установленным в ее хвостовой части рулем управления со специальным видом осевой компенсации, так называемой конструктивной компенсацией, минимизирующей щель между аэродинамической поверхностью и рулем, что приводит к уменьшению сопротивления (см., Аэродинамика элементов летательных аппаратов. К.П. Петров. М., Машиностроение, 1985, с. 208, рис. 5.3 а).

Недостатком такой аэродинамической поверхности, снабженной рулем, являются повышенные шарнирные моменты руля.

Известна аэродинамическая поверхность с установленным в ее хвостовой части рулем управления, для уменьшения шарнирного момента которого используется внутренняя аэродинамическая компенсация, представляющая собой компенсирующую пластину, расположенную впереди оси вращения руля вдоль всего его размаха (см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с. 77). Компенсирующая пластина находится в полости внутри аэродинамической поверхности, что приводит к уменьшению сопротивления.

Недостатками данного технического решения являются сложность размещения внутри аэродинамической поверхности и меньшая эффективность внутренней компенсации как средства уменьшения шарнирного момента по сравнению с осевой аэродинамической компенсацией.

По техническим признакам прототипом предлагаемого устройства является аэродинамическая поверхность с установленным в ее хвостовой части рулем с осевой аэродинамической компенсацией (см. Аэродинамика элементов летательных аппаратов. К.П. Петров. М., Машиностроение, 1985, с. 208, рис. 5.3 б).

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является уменьшение аэродинамического сопротивления аэродинамической поверхности с неотклоненным рулем управления при сохранении эффективности руля и небольших шарнирных моментов отклоненного руля.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что профиль поперечного сечения аэродинамической поверхности с рулем с осевой аэродинамической компенсацией, подрезан на всем размахе или части размаха аэродинамической поверхности в хвостовой части хотя бы с одной из сторон этого профиля, подрезка профиля выполнена на участке 5-10% от общей хорды профиля с рулем с глубиной подрезки 1-1.5% от общей хорды профиля с рулем, хорда осевой компенсации руля составляет 25-30% его хорды, максимальная толщина профиля аэродинамической поверхности составляет 10-15% от общей хорды профиля с рулем, профили аэродинамической поверхности и руля симметричны относительно линии хорды.

На фиг. 1 приведен профиль поперечного сечения хвостовой части аэродинамической поверхности с неотклоненным рулем с конструктивной компенсацией.

На фиг. 2 приведен профиль поперечного сечения хвостовой части аэродинамической поверхности с неотклоненным рулем с осевой аэродинамической компенсацией (прототип).

На фиг. 3 приведен подрезанный с двух сторон профиль поперечного сечения предлагаемой аэродинамической поверхности с неотклоненным рулем с осевой аэродинамической компенсацией.

На фиг. 4 приведен подрезанный с одной стороны профиль поперечного сечения предлагаемой аэродинамической поверхности с неотклоненным рулем с осевой аэродинамической компенсацией.

В первом варианте исполнения профиль аэродинамической поверхности подрезан с двух его сторон. Во втором варианте исполнения, если по каким-либо причинам подрезка профиля аэродинамической поверхности с двух сторон невозможна, профиль подрезают с одной стороны.

Аэродинамическая поверхность 1 снабжена рулем 2, имеющим ось вращения 3. Руль имеет осевую компенсацию 4 (фиг. 2). Участки 5 профиля аэродинамической поверхности перед рулем подрезаны вблизи кромок 6 профиля прототипа, показанного пунктирными линиями (фиг. 3, 4). Участки подрезки профиля 5 имеют продольный размер 7, поперечный - 8 и плавно сопряжены спереди с профилем прототипа (фиг. 3, 4).

Глубина подрезки профиля перед рулем должна подбираться таким образом, чтобы при обтекании аэродинамической поверхности с не отклоненным рулем потоком, набегающим вдоль хорды аэродинамической поверхности, подрезка не вызывала отрыва потока на ней до самых кромок аэродинамической поверхности, или же отрыв вблизи кромок был минимален. В результате уменьшается область застойного течения между аэродинамической поверхностью и рулем, давление в ней увеличивается, а толщина пограничного слоя в хвостовой части руля уменьшается. Это приводит к уменьшению аэродинамического сопротивления.

Расчетные исследования обтекания симметричного профиля аэродинамической поверхности с установленным позади нее рулем с осевой компенсацией, хорда которой составляет 25-30% хорды руля, показали уменьшение сопротивления при набегании потока вдоль оси симметрии достигающее 8-15% в результате подрезки профиля с обеих его сторон в продольном направлении на 5-10% общей хорды профиля с неотклоненным рулем и в поперечном - на 1-1.5% при максимальной толщине самого профиля 10-15%. При этом приращение сопротивления профиля аэродинамической поверхности, снабженной рулем, при использовании осевой компенсации руля вместо конструктивной уменьшилось в несколько раз, когда осевая компенсация руля применялась совместно с двусторонней подрезкой профиля аэродинамической поверхности.

Расчетные исследования при отклонении руля показали некоторое увеличение коэффициента его эффективности и уменьшение шарнирного момента при подрезке аэродинамической поверхности перед рулем.

1. Аэродинамическая поверхность с рулем с осевой аэродинамической компенсацией, отличающаяся тем, что профиль поперечного сечения аэродинамической поверхности на всем ее размахе или части размаха подрезан в хвостовой части хотя бы с одной из сторон этого профиля.

2. Аэродинамическая поверхность по п. 1, отличающаяся тем, что подрезка профиля выполнена на участке 5-10% от общей хорды профиля с рулем с глубиной подрезки 1-1.5% от общей хорды профиля с рулем.

3. Аэродинамическая поверхность по п. 1, отличающаяся тем, что хорда осевой компенсации руля составляет 25-30% его хорды.

4. Аэродинамическая поверхность по п. 1, отличающаяся тем, что максимальная толщина профиля аэродинамической поверхности составляет 10-15% от общей хорды профиля с рулем.

5. Аэродинамическая поверхность по п. 1, отличающаяся тем, что профили ее и руля симметричны относительно линии хорды.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике. Раскрываемый руль содержит складываемую часть руля (1) и корневую часть (2), закрепленную в приводе (3) управления рулем и установленную в корпусе с возможностью поворота, и привод (5) раскрытия руля со штоком (6) для его продольного перемещения.

Способ и устройство увеличения аэродинамической подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло, расположенное у задней кромки крыла. Для увеличения подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло в области задней кромки крыла, используют нижнюю внешнюю поверхность сопла, где устанавливают по меньшей мере один аэродинамический щиток, который отклоняют в воздушный поток вокруг самолета.

Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Крыло широкофюзеляжного летательного аппарата содержит каркас, обшивку, верхние и нижние аэродинамические поверхности, элементы отклонения воздушных потоков и турбореактивный/реактивный двигатель.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Носовая часть летательного аппарата содержит кабину управления с вытянутой вперед головкой в форме конуса, снабженной поворотной на вертикальной оси деталью в виде клина, конец которой выполнен острым по направлению к набегающему потоку воздуха, имеет возможность отклонения влево и вправо на угол от 0о до 10о с помощью поворотного гидродвигателя/пневмодвигателя и совершения колебательных движений, приводящих к синусоидального вида траектории полета летательного аппарата.

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.

Изобретение относится к уплотнительному элементу несущей поверхности, расположенному между двумя компонентами рулевой поверхности воздушного судна для закрытия изменяемой по ширине щели между ними.

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 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 опорной сборке предкрылка и к крылу летательного аппарата. Крыло летательного аппарата имеет предкрылок и опорную сборку предкрылка.

Аэродинамическое тело, которое посредством регулирующего устройства выполнено с возможностью регулировки относительно основного крыла летательного аппарата. В связи с его регулировкой на боковом конце (E1, E2) образуется изменяемая щель (G) между аэродинамическим телом и другим аэродинамическим телом или деталью фюзеляжа или основным крылом.

Группа изобретений относится к сверлению отверстий с использованием струи жидкости. В способе сверления одного или более отверстий в передней стеновой секции заготовки с помощью режущей струи жидкости при необходимости подмешивают абразивный материал.

Изобретение относится к области обработки сварных соединений. На сварное соединение воздействуют вращающейся цилиндрической фрезой, имеющей на нижнем торце конический выступ с диаметром основания d и с углом между основанием и боковой поверхностью конуса ϕ=arc Sin [(0,1 - 0,8)/d], при этом фрезу устанавливают под углом φ1, равным углу φ, так, чтобы нижняя точка торца фрезы касалась основного металла, с последующим перемещением фрезы вдоль сварного шва углом вперед.

Группа изобретений относится к машиностроению и может быть использована для обработки продольных кромок металлических заготовок периферийной фрезой с по меньшей мере одной спиралевидной режущей кромкой.

Изобретения относятся к обработке кожуха газотурбинного двигателя летательного аппарата. Способ обработки включает установку кожуха на раме, приведение во вращение по оси кожуха рамы со скоростью фрезерования, фрезерование выходной кромки и/или входной кромки кожуха посредством фрезерного устройства с возможностью корректирования аксиальной длины кожуха и удаление заусенцев с упомянутой кромки кожуха так, чтобы убрать по меньшей мере один заусенец, образованный вблизи упомянутой кромки после этапа фрезерования.

Изобретение относится к способу подготовки кромок листовых заготовок резанием для сварки листовых сварных заготовок и для получения из них методами холодной листовой штамповки корпусных деталей.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при обработке сварных соединений в судостроении, авиации, химическом машиностроении и других отраслях промышленности.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при зачистке электродов для точечной сварки. Устройство для зачистки по меньшей мере одного электрода для точечной сварки содержит фрезерную головку и направляющее устройство, выполненное с возможностью направления фрезерной головки относительно по меньшей мере одного электрода для точечной сварки.

Изобретение относится к оборудованию для механической обработки кромок, в частности уголков на заготовках, предпочтительно, в виде панели, выполненных из дерева, древесных материалов, пластмассы или тому подобного.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в станках для снятия скосов при снятии скосов на поверхностях под сварной шов, в частности на металлических листовых материалах и трубах.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в станках для снятия скосов при обработке поверхности под сварной шов, выполненных с возможностью регулирования глубины резки скосов посредством операции в одно касание.

Изобретение относится к средствам управления полетом летательных аппаратов. Аэродинамическая поверхность снабжена рулем, имеющим осевую компенсацию. Профиль поперечного сечения аэродинамической поверхности на всем размахе или части ее размаха подрезан хотя бы с одной из сторон этого профиля непосредственно перед рулем. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления аэродинамической поверхности с неотклоненным рулем управления без уменьшения эффективности руля и увеличения шарнирных моментов при отклонении руля. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх