Аэродинамический орган управления летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к регулируемым поверхностям управления (рулям). Аэродинамический орган управления летательного аппарата содержит консольно закрепленную на корпусе неподвижную аэродинамическую поверхность, рулевую поверхность, ее ось вращения и размещенный в корпусе летательного аппарата привод. Рулевая поверхность размещена в площади неподвижной аэродинамической поверхности вблизи ее бортовой хорды с отступом от кромок и концевой хорды. Достигается упрощение конструкции крепления органов управления. 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к регулируемым поверхностям управления (рулям).

Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения, принятым за прототип, является аэродинамический орган управления летательного аппарата (Краснов Н.Ф. и др. Аэродинамика ракет. М.: Высшая школа, 1968, стр.62, 63, рис.II-3-1 и II-3-2), содержащий консольно закрепленную на корпусе неподвижную аэродинамическую поверхность (консоль крыла или оперения), рулевую поверхность, расположенную на конце консоли, ее ось вращения (вал). При этом привод вала располагается в корпусе летательного аппарата, а ось вращения (вал) в связи со значительной длиной помещается в подшипники.

Общими существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками предлагаемого технического решения, являются следующие - аэродинамический орган управления летательного аппарата содержит консольно закрепленную на корпусе неподвижную аэродинамическую поверхность, рулевую поверхность, ее ось вращения, а также размещенный в корпусе летательного аппарата привод.

В связи с расположением у прототипа рулевой поверхности на конце консоли неподвижной аэродинамической поверхности возникают конструктивные трудности размещения подшипников оси вращения руля в тонких консолях неподвижных аэродинамических поверхностей.

Предлагаемое изобретение устраняет конструктивные трудности, вызванные необходимостью размещения подшипников оси вращения руля в тонких консолях.

Для достижения указанного технического результата в аэродинамическом органе управления летательного аппарата, содержащем консольно закрепленную на корпусе неподвижную аэродинамическую поверхность, рулевую поверхность, ее ось вращения, а также размещенный в корпусе летательного аппарата привод, рулевая поверхность располагается в площади неподвижной аэродинамической поверхности вблизи ее бортовой хорды с отступом от кромок и концевой хорды.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) достигается следующий технический результат - длина оси вращения (вала) руля сокращается до минимума и необходимость размещения подшипников внутри консоли отпадает. При этом эффективность руля сохраняется, а шарнирный момент не увеличивается во всем диапазоне углов его отклонения, что подтверждено испытаниями в аэродинамической трубе (графики приведены на фиг.2).

Отличительными признаками предлагаемого технического решения являются следующие - рулевая поверхность размещена в площади неподвижной аэродинамической поверхности вблизи ее бортовой хорды с отступом от кромок и концевой хорды.

Предложенное техническое решение может найти применение при изготовлении летательных аппаратов различного назначения, особенно в случаях размещения рулевых поверхностей на неподвижных аэродинамических поверхностях, имеющих малую толщину.

Изобретение поясняется фиг.1 и 2.

На фиг.1 приведена схема аэродинамического органа управления летательного аппарата в виде центрального руля.

На фиг.2 приведены основные аэродинамические характеристики (АХ) концевого и центрального рулей одинаковой площади.

Представленный на фиг.1 аэродинамический орган управления летательного аппарата содержит консольно закрепленную на корпусе 6 неподвижную аэродинамическую поверхность 2, рулевую поверхность 3, ее ось вращения (вал) 4, а также размещенный в корпусе 6 летательного аппарата привод 5, рулевая поверхность (руль) 3 располагается в площади неподвижной аэродинамической поверхности 2 вблизи ее бортовой хорды 7 (может быть как смежной с корпусом 6, так и, как правило, с незначительным отступом в связи с тем, что корневое сечение поверхности 2 расширено) с отступом от кромок 8 и концевой хорды 1.

Приведенные на фиг.2 зависимости приращения коэффициента подъемной силы

и приращения коэффициента шарнирного момента Δm от угла отклонения δp были получены в результате экспериментальных исследований в дозвуковой аэродинамической трубе АХ параметрических моделей. Сравнение АХ двух вариантов позволяет сделать вывод, что эффективность центрального руля не снижается, а шарнирный момент не увеличивается во всем диапазоне углов δp.

Предлагаемое устройство работает аналогично устройству-прототипу. Крутящий момент привода 5 через ось вращения (вал) 4 передается на руль 3, в результате чего он поворачивается относительно своей оси на угол δp. При этом изменяются условия внешнего обтекания неподвижной аэродинамической поверхности 2 и возникает управляющая сила.

Аэродинамический орган управления летательного аппарата, содержащий консольно закрепленную на корпусе неподвижную аэродинамическую поверхность, рулевую поверхность, ее ось вращения, а также размещенный в корпусе летательного аппарата привод, отличающийся тем, что рулевая поверхность размещена в площади неподвижной аэродинамической поверхности вблизи ее бортовой хорды с отступом от кромок и концевой хорды.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами. .

Изобретение относится к сочленению для соединения конструкционных элементов. .

Изобретение относится к сочленению конструктивных элементов. .

Изобретение относится к авиации и касается аэродинамики органов управления летательного аппарата (ЛА). .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиации и может быть использовано на дозвуковых самолетах схемы "тандем". .

Изобретение относится к авиастроению, в частности к устройствам выдвижения механизации крыла. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в устройствахстопоренйя рулевых поверхностей летательных аппаратов в земле. .

Изобретение относится к рулям направления коммерческих самолетов

Изобретение относится к области жизненных потребностей человека, а более конкретно - к способам и устройствам для спасения жизни людей, терпящих бедствие на море, в том числе - людей, катапультировавшихся с летательных аппаратов, и может быть использовано для поиска и спасения этих людей в сложных гидрометеорологических условиях - низкой облачности, тумане, в условиях полярной ночи, и при отсутствии у этих людей возможности определения своих координат, а также в условиях отсутствия прямой связи (радиосвязи) со спасателями

Изобретение относится к области авиации, а именно к самолетам корабельного базирования многофункционального назначения как в одноместной, так и в двухместной конфигурациях, которые максимально унифицированы между собой, способным обеспечивать обнаружение, распознавание, сопровождение и поражение воздушных, наземных и надводных целей управляемым и неуправляемым оружием при одновременном проведении оборонительных мероприятий с применением средств радиоразведки активного и пассивного противодействия и средств снижения радиолокационной заметности

Изобретение относится к области авиации, а именно к истребителям авиации наземного базирования многофункционального назначения, как в одноместной, так и в двухместной конфигурациях, которые максимально унифицированы между собой, способным обеспечивать обнаружение, распознавание, сопровождение и поражение воздушных, наземных и надводных целей управляемым и неуправляемым оружием при одновременном проведении оборонительных мероприятий с применением средств радиоразведки активного и пассивного противодействия и средств снижения радиолокационной заметности

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата

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. Устройство (1) перекрытия щели с деталью (20) обшивки, которая простирается вдоль щели (G) и перекрывает внешнюю обшивку аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха на его торце таким образом, что деталь (20) обшивки является телескопически перемещаемой относительно этого аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха. Первый вариант крыла для летательного аппарата с основным крылом и множеством расположенных рядом друг с другом поперек направления (S1) глубины крыла аэродинамических тел (A1, А2). Второй вариант крыла для летательного аппарата с основным крылом и регулируемым относительно него посредством регулирующего устройства и расположенным поперек направления (S1) глубины крыла вблизи детали фюзеляжа или основного крыла аэродинамическим телом (A1, A2). Группа изобретений направлена на повышение аэродинамической эффективности за счет уплотнения щели между конструктивными деталями. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к опорной сборке предкрылка и к крылу летательного аппарата. Крыло летательного аппарата имеет предкрылок и опорную сборку предкрылка. Опорный рычаг предкрылка является сконфигурированным так, что он выходит из зацепления с обоймой, находящейся на расстоянии дальше всего от передней кромки крыла, когда предкрылок достиг своего полностью выпущенного положения. Опорная сборка предкрылка содержит опорный рычаг предкрылка, имеющий множество опорных поверхностей, тянущихся по его длине, и множество цилиндрических роликовых подшипников. Опорный рычаг предкрылка является подвижным, чтобы выпускать предкрылок, прикрепленный к одному концу упомянутого опорного рычага предкрылка, из передней кромки крыла летательного аппарата. Каждый подшипник находится в контакте качения со связанной опорной поверхностью, чтобы поддерживать опорный рычаг предкрылка и направлять его во время выпуска и уборки предкрылка. Каждый подшипник имеет ось вращения, которая параллельна его опорной поверхности. Опорная сборка предкрылка содержит пару смежных верхних опорных поверхностей, каждая верхняя опорная поверхность является расположенной под углом относительно смежной верхней опорной поверхности, так что подшипник, связанный с каждой верхней опорной поверхностью, не разделяет общую ось с подшипником. Достигается уменьшение веса сборки. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

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. Ось подшипникового ведомого элемента ограничена для того, чтобы следовать по указанному пути во время развертывания закрылка. Вал проходит от подшипникового ведомого элемента. Сферическая опора соединяет конец вала с подшипниковым ведомым элементом таким образом, что подшипниковый ведомый элемент является вращаемым относительно вала вокруг продольной оси подшипникового ведомого элемента, когда он перемещается по дорожке. Сферическая опора обеспечивает угловой поворот вала вокруг центральной точки сферической опоры так, что закрылок, поддерживаемый указанным узлом, является свободным для перемещения во многих направлениях. Направляющая дорожка может быть прикреплена к элементу конструкции авиационного крыла или к закрылку, а линейный опорный элемент может быть прикреплен к закрылку или к крылу на валу соответственно. Достигается возможность направления закрылка по трехмерной траектории во время развертывания, уменьшение проскальзывания и истирания подшипникового ведомого элемента. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 9 ил.

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. Передний фитинг содержит центральную часть и две боковые части, образующие цельную деталь из композиционного материала. Центральная часть содержит прямоугольное основание, две параллельные друг другу и симметричные боковые стенки, верхнюю и нижнюю стенки. Из боковых стенок выступают отдельные проушины, расположенные в одной плоскости с соответствующими боковыми стенками. Верхняя и нижняя стенки более короткие, чем боковые стенки, непараллельны друг другу и несимметричны. Нижняя стенка выгнута и обращена вогнутой поверхностью к верхней. Две боковые части имеют боковую сторону, симметричную каждой из снабженных проушиной боковых стенок центральной части. Каждая боковая сторона боковых стенок также имеет проушину с отверстием и выступающий край, проходящий вдоль почти всего ее наружного контура. Достигается обеспечение соединения, работающего на растяжение, минимальной передачи нагрузок, передаваемых боковым кессонам стабилизатора, снижение веса. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к уплотнительному элементу несущей поверхности, расположенному между двумя компонентами рулевой поверхности воздушного судна для закрытия изменяемой по ширине щели между ними. Уплотнительный элемент содержит участок крепления для соединения с первым компонентом, первую полку и вторую полку, отходящие от участка крепления и отстоящие друг от друга так, чтобы принимать между собой второй компонент. Уплотнительный элемент также содержит первый повышающий жесткость элемент, выполненный с возможностью частичного ограничения взаимного перемещения первой и второй полок. Первый повышающий жесткость элемент выполнен цельным и содержит первый повышающий жесткость рычаг и второй повышающий жесткость рычаг. Первый повышающий жесткость рычаг находится внутри или рядом с первой полкой, а второй повышающий жесткость рычаг находится внутри или рядом со второй полкой так, что взаимное перемещение первой и второй полок частично ограничено первым повышающим жесткость элементом. При изготовлении уплотнительного элемента обеспечивают форму, соответствующую внешнему контуру уплотнительного элемента, имеющего участок крепления и первую и вторую полки, отходящие от участка крепления. Обеспечивают один повышающий жесткость элемент внутри формы. Вводят уплотнительный материал в форму для частичного заполнения пространства вокруг повышающего жесткость элемента. Затем отверждают уплотнительный материал и извлекают уплотнительный элемент из формы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 13 ил.
Наверх