Управление устранением отклонения закрылка крыла

Аэродинамическая система летательного аппарата содержит фиксированную часть крыла, уплотнение, соединенное с фиксированной частью крыла, и поверхность механизации крыла, выполненные с возможностью протекания воздуха между уплотнением и поверхностью механизации крыла. Поверхность механизации крыла выполнена с возможностью деформирования под действием аэродинамических сил с ее переходом из формы, придаваемой ей при изготовлении, во вторую форму таким образом, что поверхность механизации крыла полностью контактирует с уплотнением с предотвращением протекания воздуха между уплотнением и поверхностью механизации крыла. Заявлен также способ создания поверхности механизации крыла. Группа изобретений направлена на улучшение весовых храктеристик. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[001] Настоящее изобретение в целом относится к крыльям для самолетов. В частности, настоящее изобретение относится к закрылку крыла.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[002] Современные летательные аппараты, такие как большие пассажирские реактивные самолеты, предназначены для работы на различных скоростях, включая небольшую скорость во время взлета и посадки и повышенную скорость во время полета в крейсерском режиме. На небольших скоростях иногда требуются дополнительные несущие поверхности, также известные как механизация крыла, элементом которой является закрылок на задней кромке, для создания необходимой подъемной силы. Эти дополнительные несущие поверхности часто выполняют с возможностью их уборки при большой скорости, чтобы минимизировать сопротивление на крейсерской скорости, и развертывания при необходимости в пониженной скорости во время взлета и посадки. При развертывании различных несущих поверхностей их форма и относительное движение рассчитаны так, чтобы обеспечивать совместное эффективное создание подъемной силы.

[003] Во время полета, например в крейсерских режимах, крыло и закрылок на задней кромке испытывают нагрузки, которые вызывают изгиб и крутку крыла и закрылка. Внутренняя конструкция крыла и внутренняя конструкция закрылка отличаются. Кроме того, изгибающие нагрузки от крыла переносятся в закрылок в отдельных местах, таких как устройство поддержки закрылка, обеспечивающее возможность развертывания и/или отклонения закрылка. Поскольку внутренние конструкции отличаются, и отличается распределение нагрузки, изгиб и крутка крыла и закрылка во время полета происходят по-разному.

[004] Несоответствие отклонения и крутки крыла и закрылка может привести к геометрическим вариациям, которые ухудшают аэродинамическую характеристику крыла. Эта проблема может быть решена путем механического принуждения закрылка принимать определенную форму. Однако механические решения приводят к нежелательным ухудшениям весовых характеристик и дополнительным затратам. Ввиду вышеизложенного необходимы способы и устройства, которые уменьшают геометрические вариации между крылом и закрылком в результате различных нагрузок и конструктивных параметров во время полета.

РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[005] Раскрыта методика выполнения поверхностей механизации крыла. Поверхности механизации крыла могут включать в себя, но без ограничения, элероны, флапероны, интерцепторы, рули направления, рули высоты, предкрылки и закрылки. В одном примерном варианте реализации изобретения описаны закрылок и связанный с ним способ выполнения закрылка. Закрылок выполнен с возможностью прикрепления к фиксированной части крыла на самолете. Способ может включать в себя выбор начальных форм закрылка и крыла с последующим определением отклонений крыла и закрылка в выбранных условиях, например в крейсерских режимах, когда закрылок находится в определенном положении, а самолет имеет определенный вес. Для таких выбранных условий новые формы крыла и закрылка могут быть спрогнозированы с использованием численных моделирования и анализа.

[006] После определения новых форм крыла и закрылка для таких выбранных условий может быть исследована форма закрылка для определения, удовлетворяет ли закрылок заданным ограничениям, таким как геометрические ограничения и ограничения по уплотнению. Кроме того, относительное расстояние между крылом и закрылком может быть рассмотрено в разных условиях, например, когда закрылок развернут так, чтобы удовлетворять аэродинамическим требованиям на низких скоростях.

[007] Если новая форма закрылка не удовлетворяет заданным ограничениям, может быть спрогнозирована вторая начальная форма закрылка, получаемая, например, изгибом, круткой или уплощением начальной формы, после чего может быть определена вторая новая форма для заданных режимов полета. Этот процесс может быть повторен итеративным образом до тех пор, пока не будет определено, что все ограничения удовлетворены.

[008] На последней итерации может быть определена окончательная начальная форма, и может быть определена окончательная новая форма в заданных режимах полета. Когда определено, что окончательная новая форма удовлетворяет заданным требованиям, окончательная начальная форма может быть указана в качестве формы, с которой будет изготовлен закрылок. Для закрылка, выполненного из композиционного материала, форма, полученная при изготовлении, (придаваемая ему при изготовлении) может быть названа формой, получаемой на стапеле. Такой подход позволяет получить необходимую форму в крейсерских режимах без механической деформации закрылка.

[009] Один аспект изобретения может быть в целом охарактеризован как аэродинамическая система летательного аппарата. Система может включать в себя фиксированную часть крыла, уплотнение, соединенное с фиксированной частью крыла и проходящее от нее, и поверхность механизации крыла, соединенную с крылом и имеющую форму, придаваемую ей при изготовлении (форму, получаемую на стапеле). При нахождении не в полете поверхность механизации крыла, имеющая форму, придаваемую ей при изготовлении, имеет частичный контакт с уплотнением таким образом, что обеспечена возможность протекания воздуха между уплотнением и поверхностью механизации крыла. В одном или более режимах полета обеспечена возможность деформирования указанной поверхности механизации крыла под действием аэродинамических сил с ее переходом из формы, придаваемой ей при изготовлении, во вторую форму таким образом, что имеющая вторую форму поверхность механизации крыла полностью контактирует с уплотнением с предотвращением протекания воздуха между уплотнением и поверхностью механизации крыла.

[0010] В конкретных вариантах реализации изобретения указанные один или более режимов полета могут включать в себя крейсерский режим. Кроме того, форма, придаваемая при изготовлении, выполнена с возможностью изгибания с получением, таким образом, необходимой формы под действием аэродинамических сил. Также, форма, придаваемая при изготовлении, выполнена с возможностью крутки таким образом, что происходит раскрутка под действием аэродинамических сил. Кроме того, подъем формы, придаваемой при изготовлении, выполнен с возможностью увеличения таким образом, что происходит уплощение поверхности механизации крыла и ее удлинение под действием аэродинамических сил.

[0011] Еще один аспект изобретения может быть охарактеризован как способ создания поверхности механизации крыла. Способ может включать в себя 1) определение формы фиксированной части крыла и формы поверхности механизации крыла, придаваемой ей при изготовлении, при этом поверхность механизации крыла механически соединена с крылом таким образом, что обеспечена возможность ее перемещения относительно крыла, а между фиксированной частью крыла и поверхностью механизации крыла расположено уплотнение, которое предотвращает протекание воздуха между уплотнением и поверхностью механизации крыла в режиме полета; 2) определение первой конструкции и первых материалов крыла и второй конструкции и вторых материалов поверхности механизации крыла и 3) задание указанного режима полета. Форма поверхности механизации крыла, придаваемая ей при изготовлении, выполнена с возможностью аэроупругой деформации с переходом из первой формы, при нахождении не в полете, во вторую форму, при нахождении в полете. В первой форме между поверхностью механизации крыла и уплотнением имеются зазоры. Во второй форме зазоры между поверхностью механизации крыла и уплотнением устранены в результате аэроупругой деформации, возникающей в указанных режимах полета.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0012] После описания таким образом примеров раскрытия настоящего изобретения в общих понятиях будет сделана ссылка на прилагаемые чертежи, которые необязательно выполнены в масштабе, причем аналогичные ссылочные символы обозначают одни и те же или подобные части на представленных ниже видах, на которых:

[0013] На ФИГ. 1 приведен перспективный вид, на котором показаны самолет и аэродинамические поверхности механизации крыла, согласно одному аспекту раскрытия настоящего изобретения.

[0014] На ФИГ. 2 приведен перспективный вид известного закрылка на задней кромке, согласно одному аспекту раскрытия настоящего изобретения.

[0015] На ФИГ. 3 приведен вид сверху двух закрылков, где форма одного из закрылков, полученная им при изготовлении, была скорректирована для учета деформаций, возникающих в крейсерских режимах, согласно одному аспекту раскрытия настоящего изобретения.

[0016] На ФИГ. 4А, 4В и 4С приведены сечения, показывающие форму двух закрылков, показанных на ФИГ. 3, в трех различных местах, согласно одному аспекту раскрытия настоящего изобретения.

[0017] На ФИГ. 5А и 5В приведены сечения в двух различных местах, показывающие формы передней кромки закрылка в различных режимах полета по сравнению с формой, придаваемой ему при изготовлении, согласно одному аспекту раскрытия настоящего изобретения.

[0018] На ФИГ. 6 приведена блок-схема методики выполнения закрылков, согласно одному аспекту раскрытия настоящего изобретения.

[0019] На ФИГ. 7 приведена блок-схема способа изготовления и обслуживания летательного аппарата, в котором могут быть использованы закрылки, описанные со ссылкой на ФИГ. 1-6, согласно одному аспекту раскрытия настоящего изобретения.

[0020] На ФИГ. 8 схематически проиллюстрирован летательный аппарат, в котором может быть использован закрылок в соответствии с ФИГ. 1-6, согласно одному аспекту раскрытия настоящего изобретения.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0021] В последующем описании многочисленные конкретные детали изложены для того, чтобы обеспечить полное понимание представленных концепций. Эти представленные концепции могут быть применены на практике без некоторых или всех из этих конкретных деталей. В других случаях хорошо известные операции способа не были описаны подробно с тем, чтобы излишне не усложнять описанные концепции. Хотя некоторые концепции будут описаны в связи с конкретными примерами, следует отметить, что эти примеры не предназначены для ограничения изобретения.

[0022] Ссылка в настоящем документе на "один пример" или "один аспект" означает, что один или больше признаков, конструкций или характеристик, описанных в связи с этим примером или аспектом, включены по меньшей мере в один из вариантов осуществления. Выражение "один пример" или "один аспект" в различных местах в описании может являться или не являться ссылкой на один и тот же пример или аспект.

ВВЕДЕНИЕ

[0023] Описана методика выполнения поверхностей механизации крыла на самолете, таком как реактивный самолет. В одном варианте реализации изобретения указанная методика описана в контексте выполнения закрылка на задней кромке на крыле реактивного самолета. Согласно способу определяют форму закрылка, придаваемую ему при изготовлении, для упреждения ожидаемой деформации закрылка для конкретного режима полета. Форму закрылка, которую он имеет во время полета, определяют на основе анализа, при котором учитывают заданные режимы полета, вес самолета и распределение его массы, конструкцию крыла, конструкцию закрылка и спрогнозированные аэродинамические нагрузки. Указанная методика выполнения позволяет выполнить и использовать на самолете такой закрылок, который не требует использования механической системы, заставляющей закрылок принимать необходимую форму во время полета. Устранение механической системы позволяет уменьшить вес летательного аппарата, упростить конструкцию летательного аппарата и снизить периодические издержки по самолету.

[0024] В частности, самолет и аэродинамические поверхности механизации крыла, используемые на летательном аппарате, описаны со ссылкой на ФИГ. 1. Со ссылкой на ФИГ. 2 показан перспективный вид известного закрылка на задней кромке. Со ссылкой на ФИГ. 3, 4А, 4В и 4С описаны формы двух закрылков. В частности, форма одного из закрылков, придаваемая ему при изготовлении, была скорректирована для учета деформаций, возникающих в крейсерских режимах.

[0025] ФИГ. 2-4С связаны с конфигурацией самолета Boeing 777х. Однако этот пример приведен только для в качестве иллюстрации. Изделия и методики, описанные в настоящем документе, могут быть использованы со многими различными типами современных летательных аппаратов. Эти летательные аппараты могут иметь различное количество закрылков и конфигураций закрылков. И поэтому приведенный пример не предназначен для ограничения.

[0026] Со ссылкой на ФИГ. 5А и 5В приведено сравнение форм передней кромки закрылка в различных режимах полета с формой закрылка, придаваемой ему при изготовлении. Форма, придаваемая при изготовлении, рассчитана на упреждение аэроупругих явлений, возникающих во время полета. Методика выполнения закрылков, обеспечивающая упреждение аэроупругих явлений, раскрыта со ссылкой на ФИГ. 6. Со ссылкой на ФИГ. 7 описан способ изготовления и обслуживания летательного аппарата, в котором могут быть использованы закрылки, описанные со ссылкой на ФИГ. 1-6. В заключении, со ссылкой на ФИГ. 8 приведено схематическое изображение летательного аппарата, в котором может быть использован закрылок в соответствии с ФИГ. 1-6.

ПОВЕРХНОСТИ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И ИЗВЕСТНАЯ КОНСТРУКЦИЯ ЗАКРЫЛКА

[0027] На ФИГ. 1 приведен перспективный вид, на котором показаны самолет 2 и относящиеся к нему аэродинамические поверхности механизации крыла. На крыльях 25 используются предкрылки 5, размещенные возле передней кромки каждого крыла. Возле задней кромки на каждом крыле выполнены интерцепторы 4, двухщелевые закрылки 6, флаперон 8, внешний закрылок 10 и элерон 12. Как отмечено выше, такая конфигурация закрылка приведена только в качестве иллюстрации и не предназначена для ограничения. Поверхности механизации крыла, такие как закрылки 6, могут быть выполнены с возможностью шарнирного соединения тем или иным образом относительно крыльев 25.

[0028] Хвостовое оперение 27 оснащено вертикальным стабилизатором 13, рулем 16 направления и триммером 18 руля направления. Горизонтальный стабилизатор 14 оснащен рулем 20 высоты. Руль 16 направления и триммер 18 руля направления могут быть выполнены с возможностью перемещения относительно вертикального стабилизатора, а руль высоты может быть выполнен с возможностью перемещения относительно горизонтального стабилизатора.

[0029] Вышеприведенная конфигурация связана с существующей конфигурацией самолета Boeing 777™. Конфигурация самолета Boeing 777х включает в себя однощелевой закрылок. Конфигурация самолета 777х включает в себя три закрылка на крыло, а в других конфигурациях включены только два закрылка на крыло. Флапероны обеспечивают большую подъемную силу и управление по крену. На некоторых летательных аппаратах флаперонами является внутренний элерон. У самолета Boeing 737 отсутствуют флапероны/внутренний элерон. Вместо этого выполнены сходящиеся закрылки для данного крыла. Таким образом, пример крыла, описанный в настоящем документе, приведен только для в качестве иллюстрации и не предназначен для ограничения.

[0030] В одном варианте реализации изобретения крылья могут включать в себя систему изменяемой кривизны задней кромки. Система изменяемой кривизны задней кромки включает в себя механизм зависания интерцепторов и закрылков. Система изменяемой кривизны задней кромки может обеспечивать получение диапазона положений аэродинамически уплотняемых закрылков и интерцепторов в крейсерских режимах. Она может немного корректировать закрылок, когда закрылки подняты (в крейсерском режиме), для оптимизирования расхода топлива при выполнении летательным аппаратом своей задачи во время полета, посредством корректировки распределения подъемной силы по размаху крыла. Способность закрылка в системе изменяемой кривизны задней кромки осуществлять уплотнение в отличающемся крейсерском режиме описана ниже со ссылкой на ФИГ. 5.

[0031] На ФИГ. 2 приведен перспективный вид примера узла 100 закрылков. Узел 100 закрылков выполнен с возможностью соединения с задней кромкой крыла, например крыльев 25. Узел 100 закрылков соединен с крылом посредством шарнирных соединителей, таких как 104а и 104b. В состоянии соединения с крылом шарнирные соединители покрыты обтекателем (не показано).

[0032] Во время полета узел 100 закрылков может совершать поворот относительно шарнирных соединителей, а также других точек вращения (не показано), встроенных в узел 100 закрылков, для корректировки положения закрылка относительно фиксированной части крыла. Как правило, узел 100 закрылков выполнен с возможностью перемещения по его максимальному диапазону движения при взлете и посадке. Однако узел 100 закрылков также может обеспечивать возможность корректировки положения закрылка в крейсерских режимах. Эта способность обеспечивает улучшение аэродинамического качества в более широком диапазоне крейсерских режимов. Например, как описано выше, узел 100 закрылков может быть частью системы изменяемой кривизны задней кромки, которая обеспечивает несколько различных положений закрылков в крейсерских режимах.

[0033] Во время полета на узел 100 закрылков действуют силы от нескольких различных источников. Например, узел 100 закрылков испытывает аэродинамические нагрузки, например 100, которые изменяются в зависимости от положения закрылка, ориентации самолета и режимов полета. Кроме того, узел 100 закрылков принимает нагрузки через два своих отдельных узла соединения с крылом, например посредством шарнирного соединителя 104а и 104b.

[0034] Во время полета форма крыла изменяется по мере изменения аэродинамических нагрузок и веса самолета. Например, крыло может изгибаться и подвергаться крутке. Кроме того, крыло может разгибаться и устранять крутку при изменении аэродинамических нагрузок и переходе из одного режима полета в другой режима полета. По мере изменения формы крыла изменяются нагрузки, передаваемые в узел 100 закрылков через шарнирные соединители.

[0035] В целом, узел 100 закрылков имеет внутреннюю конструкцию, отличающуюся от внутренней конструкции фиксированной части крыла, к которой он прикреплен. Отличия внутренних конструкций обусловлены такими факторами, как форма закрылка, который сужается до малого радиуса кривизны на его задней кромке, его расположение на крыле, насколько велики аэродинамические нагрузки, которые он испытывает в результате своей способности изменять положение, и механические опоры, необходимые для механизмов поворота и крепления, в его узлах крепления к крылу. Часто узел 100 закрылков может быть выполнен механически более жестким или более мягким, чем фиксированная часть крыла.

[0036] В разных режимах полета отличия внутренней конструкции закрылка по сравнению с фиксированной частью крыла и его отдельные узлы крепления вызывают изменения формы закрылка, отличающиеся по сравнению с фиксированной частью крыла. Например, поскольку закрылок прикреплен к крылу только в двух узлах крепления и имеет жесткость, отличающуюся от жесткости фиксированной части крыла, узел 100 закрылков может не испытывать такого же изгиба или такой же крутки, как фиксированная часть крыла. Эти отличия могут вызывать локальные неоднородности формы, которые ухудшают аэродинамические характеристики крыла. Например, ступенчатые неоднородности могут возникнуть в области сопряжения закрылка с крылом. В качестве еще одного примера, закрылок может не обеспечивать должного уплотнения, что приводит к появлению зазоров, которые позволяют воздуху протекать между передней кромкой закрылка и задней кромкой крыла. Когда закрылок уплотнен неправильно или имеет ступенчатые неоднородности в своей структуре, лобовое сопротивление увеличивается, что приводит к увеличению расхода топлива.

[0037] В конструкциях, известных из уровня техники, для способствования сохранения узлом 100 закрылков необходимой формы могут быть выполнены дополнительные узлы механического крепления между фиксированной частью крыла и узлом 100 закрылков. На ФИГ. 2 показаны два соединителя 102а и 102b с направляющей. Соединители 102а и 102b с направляющей проходят от узла 100 закрылков и каждой области сопряжения с роликовыми соединениями с фиксированной частью крыла, такой как 112 на компоненте 116 крыла. По мере изменения положения закрылка соединители с направляющей перемещаются вдоль направляющей.

[0038] Соединители с направляющей/роликами вводят дополнительные нагрузки на закрылок, что заставляет закрылок сохранять необходимую форму, в различных рабочих режимах самолета, к которому он прикреплен. Например, соединитель с направляющей/роликами может вынуждать закрылок оставаться рядом с уплотнением. Недостатком соединителей с направляющей/роликами является дополнительный вес, приводящий к утяжелению самолета, и дополнительная сложность крыла, включающего в себя эти соединители. Дополнительный вес и сложность также приводят к увеличению затрат. Например, соединители с направляющей и направляющие могут приводить к утяжелению самолета приблизительно на сто фунтов (45 кг). Как будет описано ниже в отношении ФИГ. 3-6, крыло, включающее в себя узел закрылков, описано как не включающее в себя соединители с направляющей.

МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ЗАКРЫЛКОВ

[0039] В данном разделе описано крыло, включающее в себя закрылок изменяемого положения. В одном варианте реализации изобретения закрылок может быть связан с системой изменяемой кривизны задней кромки. Следовательно, положение закрылка может быть регулируемым в крейсерских режимах. Получаемая на стапеле (при изготовлении) форма закрылка может быть выбрана так, что когда закрылок нагружен в крейсерских режимах, он изменяется и приобретает вторую необходимую форму. Например, получаемая на стапеле форма может быть изменена круткой и изгибом в направлении по размаху крыла для упреждения аэроупругих изгиба и крутки, возникающих во время полета, чтобы получить закрылок, осуществляющий необходимое уплотнение в полете. Используя этот подход, в одном варианте реализации изобретения могут быть устранены соединители с направляющей, как описано со ссылкой на ФИГ. 2. Со ссылкой на ФИГ. 3 далее описана методика изготовления такого закрылка.

[0040] На ФИГ. 3 приведен вид сверху двух закрылков, на котором показано подстраивание формы, придаваемой при изготовлении, чтобы учесть деформации, возникающие в крейсерских режимах. Указанные два закрылка расположены поверх друг друга. Первый закрылок обозначен секцией 202, которая светлее окружающей области. Второй закрылок обозначен темными областями 204а и 204b.

[0041] Первый закрылок не рассчитан на упреждение аэроупругих явлений при нахождении в полете. Для обеспечения второй формы форма первого закрылка была деформирована, например, изогнута, скручена и/или уплощена, для учета ожидаемых аэроупругих явлений. Граница между светлой и темными областями находится там, где высоты первого закрылка и второго закрылка равны. В секции 202 высота первого закрылка больше высоты второго закрылка. В темных областях 204а и 204b высота второго закрылка больше высоты первого закрылка. Различия в высотах являются результатом деформации первой формы закрылка, выполняемой для получения второй формы закрылка.

[0042] Первый закрылок может быть по существу совмещен с линией, от внутренней линии 206 по средней линии 208 и к внешней линии 210. Для сравнения, части второго закрылка могут следовать по кривой, где второй закрылок может считаться изогнутым вниз в средней части по сравнению с первым закрылком. Следовательно, высота первого закрылка больше высоты второго закрылка возле средней линии 208 и меньше высоты второго закрылка возле концов, например, вблизи внутренней линии 206 и внешней линии 210.

[0043] Форма первого закрылка, придаваемая ему при изготовлении, не рассчитана на упреждение аэроупругих нагрузок, воздействию которых открыт первый закрылок во время режимов полета, например в крейсерском режиме. Во время полета первый закрылок может деформироваться. Как описано выше со ссылкой на ФИГ. 2, в традиционной системе, для обеспечения того, что форма первого закрылка является удовлетворительной при нахождении в полете, может быть использована система отклонения направляющей. Система отклонения направляющей вводит механические нагрузки, которые вызывают деформирование первого закрылка желаемым образом при нахождении в полете. Например, указанная система направляющей может быть использована для обеспечения надлежащего уплотнения первого закрылка в крейсерских режимах.

[0044] В отличие от этого, второй закрылок не требует использования системы отклонения направляющей. Форма второго закрылка, придаваемая ему при изготовлении, выполнена таким образом, что в заданных режимах полета она деформируется с получением новой необходимой формы. Например, форма второго закрылка может быть выполнена таким образом, что в крейсерских режимах в диапазоне положений второй закрылок надлежащим образом уплотнен относительно фиксированной части крыла. В другом примере второму закрылку также может быть придана форма, обеспечивающая улучшение аэродинамических характеристик крыла при небольших скоростях. Чтобы дополнительно проиллюстрировать различия между первым закрылком и вторым закрылком, кривые сечения на внутренней линии 206, средней линии 208 и внешней линии 210 описаны следующим образом со ссылкой на ФИГ. 4А, 4В и 4С.

[0045] На ФИГ. 4А, 4В и 4С приведены сечения двух закрылков, показанных на ФИГ. 3. Формы первого закрылка и второго закрылка могут представлять формы закрылков, придаваемые им при изготовлении, перед прикреплением к фиксированной части крыла. На ФИГ. 4А, на которой показаны формы 225 по внешней линии 210, кривая сечения, связанная с первым закрылком, названа некомпенсированным закрылком 214, поскольку она не была компенсирована для учета аэроупругих нагрузок, возникающих во время полета. В отличие от этого, кривая сечения, связанная со вторым закрылком, названа компенсированным закрылком 212, поскольку его форма выбрана для упреждения аэроупругих деформаций, возникающих в условиях нагрузок, таких как условия нагрузок, связанные с полетом в крейсерском режиме.

[0046] На задней кромке компенсированный закрылок 212 и некомпенсированный закрылок имеют одинаковую длину хорды. На передней кромке некомпенсированный закрылок 214 проходит больше вперед, чем компенсированный закрылок 212. В одном варианте реализации изобретения передняя кромка закрылка может быть выбрана для улучшения аэродинамических характеристик на небольших скоростях.

[0047] Некоторые отличия двух кривых сечения показаны в местоположениях 216, 218 и 220. Расстояние между указанными двумя кривыми в местоположении 216 составляет около 0,27 дюйма (6,86 мм). В одном варианте реализации изобретения это расстояние составляет от 0 до 0,5 дюйма (0 - 12,7 мм). Отличие указанных двух кривых возле места 218 расположения передней кромки составляет около 0,1 дюйма (2,54 мм). В одном варианте реализации изобретения это расстояние составляет от 0 до 0,5 дюйма (0 - 12,7 мм). Передняя кромка компенсированного закрылка 212 выполнена более круглой по сравнению с некомпенсированным закрылком, а расстояние между указанными двумя кривыми составляет около 0,55 дюйма (13,97 мм). В одном варианте реализации изобретения это расстояние составляет от 0 до 1 дюйма (0 - 25,4 мм).

[0048] На ФИГ. 4В показаны профили 230 кривых сечения закрылков по средней линии 208. По средней линии высота некомпенсированного закрылка 232 теперь больше по сравнению с компенсированным закрылком 234. Ширина компенсированного закрылка 234 также больше, поскольку передняя кромка компенсированного закрылка 234 проходит дальше, чем передняя кромка некомпенсированного закрылка. На задней кромке 238 расстояние для этих закрылков составляет приблизительно 0,58 дюйма (14,73 мм). В одном варианте реализации изобретения это расстояние составляет от 0 до 1 дюйма (0 - 25,4 мм). Кроме того, в местоположении 256 расстояние для этих закрылков составляет приблизительно 0,34 дюйма (8,64 мм). В одном варианте реализации изобретения это расстояние составляет от 0 до 1 дюйма (0 - 25,4 мм). В месте 240 расположения передней кромки расстояние для закрылков составляет приблизительно 0,49 дюйма (12,45 мм). В одном варианте реализации изобретения это расстояние составляет от 0 до 1 дюйма (0 - 25,4 мм).

[0049] На ФИГ. 4С показаны профили кривых сечения компенсированного закрылка 252 и некомпенсированного закрылка 254 по внутренней линии 206. Компенсированный закрылок 252 также оказывается выше некомпенсированного закрылка 254. На передней кромке некомпенсированный закрылок 254 проходит дальше и ниже, чем компенсированный закрылок 252. На задней кромке компенсированный и некомпенсированный закрылки расположены близко друг к другу.

[0050] На передней кромке 260 расстояние для закрылков составляет приблизительно 0,7 дюйма (17,78 мм). В одном варианте реализации изобретения это расстояние составляет от 0 до 1,5 дюйма (0 - 38,1 мм). В местоположении 256 расстояние для закрылков составляет приблизительно 0,45 дюйма (11,43 мм). В одном варианте реализации изобретения это расстояние составляет от 0 да 1 дюйма (0 - 25,4 мм). На задней кромке, расстояние для закрылков составляет приблизительно 0,018 дюйма (0,457 мм). В одном варианте реализации изобретения это расстояние составляет от 0 и 0,5 дюйма (0 - 12,7 мм). Числовые значения приведены только для иллюстративных целей и не предназначены для ограничения, поскольку указанные числовые значения могут варьироваться в зависимости от того, какие материалы используются для создания крыла и закрылка, места расположения закрылка на крыле, размера крыла и закрылка, веса самолета, выбранных крейсерских режимов, мест соединения закрылка с крылом и внутренней конструкции каждого крыла и закрылка.

[0051] В предыдущих абзацах размеры приведены только в качестве иллюстрации и не предназначены для ограничения. Прогностические размеры получены на основе моделирования. Кроме того, размеры зависят от конкретного применения и могут значительно варьироваться в зависимости от жесткости и размера крыла или другой аэродинамической поверхности, к которой применяются методики, описанные в настоящем документе.

[0052] На ФИГ. 5А и 5В приведены сечения в двух различных местах для сравнения форм передней кромки закрылка в различных режимах полета с формой, придаваемой ему при изготовлении. Форма, придаваемая при изготовлении, соответствует компенсированной форме, описанной выше со ссылкой на ФИГ. 3, 4А, 4В и 4С. В этом примере форма, придаваемая при изготовлении, выбрана для упреждения аэроупругих сил, которые могут возникнуть во время полета. Форма, придаваемая при изготовлении, также может представлять форму закрылка в условиях отсутствия нагружения, например, когда самолет, содержащий закрылок, находится на земле. Закрылок может быть выполнен с возможностью нахождения в отведенном положении и неотведенном положении. В одном варианте реализации изобретения закрылок может находиться в отведенном положении при нахождении на земле.

[0053] На ФИГ. 5А и 5В форма, придаваемая при изготовлении, сравнивается с формами закрылка в крейсерских режимах с перегрузкой на уровне 1g. Закрылок может быть использован в качестве части системы изменяемой кривизны задней кромки. Таким образом, выполняют анализ формы закрылка в крейсерских режимах в диапазоне перемещения системы изменяемой кривизны задней кромки (trailing edge variable camber, TEVC).

[0054] На ФИГ. 5A приведено сравнение форм 308а, 308b и 308с закрылка на передней кромке, по внешней линии 210 (см. ФИГ. 3) с формой 306, придаваемой при изготовлении. Результаты, аналогичные тому, что показано на ФИГ. 5А, также прогнозируют по внутренней линии 206. Формы 308а, 308b и 308с закрылка на передней кромке соответствуют трем положениям закрылка в системе изменяемой кривизны задней кромки. В частности, кривая 312b относится к поднятому закрылку, кривая 312с относится к опущенному закрылку и кривая 312а относится к закрылку в обычном положении. Режимы полета представляют собой крейсерский полет с перегрузкой в 1g (самолет ни набирает высоту, ни снижается) при заданных высоте, весе самолета и распределении его массы. Распределение массы может зависеть от того, сколько человек, сколько груза и сколько топлива выбрано для транспортировки самолетом, а также мест расположения указанных масс на самолете.

[0055] На ФИГ. 5А формы закрылка показаны размещенными относительно уплотнения 304, которое соединено с опорой 302 на задней кромке крыла. Как описано выше, может быть важным обеспечение для закрылка надлежащего уплотнения при некоторых условиях, таких как номинальный крейсерский режим, для поддержания аэродинамических характеристик. Например, в крейсерских режимах течение воздуха между задней кромкой крыла и передней кромкой закрылка может привести к увеличению лобового сопротивления и расхода топлива. Следовательно, требуется надлежащее уплотнение.

[0056] В условиях отсутствия нагружения, например на земле, форма 306, придаваемая при изготовлении, не соприкасается с уплотнением 304. В случае, когда поверхность механизации крыла выполнена с возможностью уборки и возвращения из убранного состояния, это неуплотненное состояние может возникнуть, когда форма 306, придаваемая при изготовлении, находится в убранном состоянии. Указанное отличается от традиционной конструкции закрылка, показанной на ФИГ. 2, где механическая система направляющих обеспечивает соприкосновение передней кромки с уплотнением в этом месте. В крейсерском режиме обеспечено направление вниз форм 308а, 308b и 308с в трех различных показанных положениях системы изменяемой кривизны задней кромки по сравнению с формой, придаваемой при изготовлении, и соприкасаются с уплотнением. Таким образом, обеспечено сохранение аэродинамических характеристик в этих выбранных режимах полета.

[0057] На ФИГ. 5В приведены форма 310 закрылка, придаваемая ему при изготовлении, в условиях отсутствия нагружения, например на земле, и формы 312а, 312b и 312с закрылка, показанные по средней линии 208 (см. ФИГ. 3) в трех различных крейсерских режимах относительно уплотнения 304. Форма 310 закрылка, придаваемая ему при изготовлении, обеспечивает уплотнение по средней линии. В крейсерских режимах закрылок проходит на меньшее расстояние в уплотнение 304 по сравнению с ненагруженным закрылком. Однако закрылок соприкасается с уплотнением 304 в каждом из крейсерских режимов.

[0058] Как показано со ссылкой на ФИГ. 5А, ненагруженный закрылок не обеспечивает уплотнения на внутреннем и внешнем концах. Таким образом, в ненагруженном состоянии по мере увеличения расстояния от средней линии ненагруженный закрылок перемещается от уплотнения 304 до тех пор, пока контакт не будет фактически потерян. Таким образом, ненагруженный закрылок обеспечивает частичное уплотнение в ненагруженном состоянии. Как показано на ФИГ. 5А и 5В, в ненагруженном состоянии закрылок изгибается вниз по направлению к средней линии и проходит вверх на концах (внутренней и внешней линий). Таким образом, в ненагруженном состоянии и нейтральном положении, в которых закрылок не отклонен, часть закрылка может проходить выше задней кромки крыла, примыкающей к закрылку.

[0059] В результате аэроупругих явлений в крейсерских режимах закрылок движется вниз на двух концах и вверх в средней части, т.е. он выпрямляется. Таким образом, закрылок достаточно равномерно соприкасается с уплотнением по длине закрылка. Если форма закрылка не была компенсирована в отношении аэроупругих явлений, т.е. начальная форма является плоской в ненагруженном состоянии, то в крейсерских режимах закрылок будет изгибаться вверх в середине и вниз по средней линии. Таким образом, не будет обеспечено уплотнение в крейсерском режиме.

[0060] В конкретном варианте реализации изобретения способ использования поверхности механизации крыла и уплотняющего устройства может включать: 1) на самолете, на котором установлены поверхность механизации крыла и уплотняющее устройство, управление самолетом в первом режиме полета, в котором поверхность механизации крыла испытывает первые аэродинамические нагрузки, таким образом, что поверхность механизации крыла принимает первую форму, которая не обеспечивает уплотнения об уплотняющее устройство или частичного уплотнения об уплотняющее устройство, 2) управление самолетом во втором режиме полета, в котором поверхность механизации крыла испытывает вторые аэродинамические нагрузки, таким образом, что поверхность механизации крыла принимает вторую форму, которая образует уплотнение с уплотняющим устройством. В конкретных вариантах реализации изобретения первый режим полета может иметь место перед взлетом, во время взлета, во время посадки или после посадки. В другом варианте реализации изобретения второй режим полета может возникнуть во время полета в крейсерском режиме. Еще в одном варианте реализации изобретения на крыле самолета установлена поверхность механизации крыла. Еще в одном варианте реализации изобретения поверхность механизации крыла принимает множество форм между первой формой и второй формой при непрерывном изменении режимов полета с первого режима полета на второй режим полета. Далее со ссылкой на ФИГ. 6 описан способ выполнения закрылка, такого как закрылок, описанный выше со ссылкой на ФИГ. 5А и 5В.

[0061] На ФИГ. 6 приведена блок-схема методики 350 выполнения закрылков, согласно одному аспекту раскрытия настоящего изобретения. На этапе 352 определяют первоначальную форму крыла. Первоначальная форма крыла может быть основана на начальной спецификации самолета, требованиях к рабочим характеристикам и аэродинамическом моделировании. В некоторых случаях трехмерная первоначальная форма крыла может быть сначала задана в качестве постоянной составляющей без какой-либо из моделированных поверхностей механизации крыла или с поверхностями механизации крыла, заданными только частично. Аэродинамическое моделирование, используемое для получения первоначальной формы крыла, может охватывать диапазон режимов полета от взлета и посадки до крейсерских режимов.

[0062] На этапе 354 могут быть заданы размер и местоположение закрылка на первоначальном крыле. Если первоначальная форма крыла является непрерывной и не содержит поверхности механизации крыла, часть первоначального крыла может быть удалена для размещения закрылка. Кроме того, могут быть заданы области сопряжения в местах крепления и места их расположения. Области сопряжения в местах крепления включают в себя крепежные средства, обеспечивающие возможность прикрепления закрылка к крылу и его перемещения относительно крыла. Например, на ФИГ. 2, закрылок показан как имеющий два шарнирных соединителя, обеспечивающих возможность прикрепления закрылка к фиксированной части крыла. Местоположение шарнирных соединителей и связанной с ними конструкции также показаны на ФИГ. 2.

[0063] Кроме того, может быть задан диапазон перемещения закрылка. Диапазон перемещения может повлиять на конструкцию областей сопряжения в местах крепления, например на расстояние оси, вокруг которой закрылок совершает поворот, от нижней части закрылка и обтекателя на крыле, который необходим для размещения узла закрылков. Когда закрылок используется в системе изменяемой кривизны задней кромки, диапазон перемещения также может включать в себя положения закрылков, связанные с этой системой. Как описано выше, форма закрылка, придаваемая ему при изготовлении, может быть выполнена таким образом, чтобы обеспечить надлежащее уплотнение закрылка в различных положениях, связанных с системой изменяемой кривизны задней кромки.

[0064] На этапе 356 может быть выбрана первоначальная форма закрылка. Например, первоначальная форма закрылка может быть выбрана такой, чтобы в целом следовать форме крыла, где был удален закрылок. Задняя кромка фиксированной части крыла возле передней кромки закрылка может представлять собой относительно плоскую вертикальную поверхность. Однако передняя кромка закрылка, как описано выше, может быть скругленной. Передней кромке закрылка может быть придана форма, обеспечивающая улучшение аэродинамической характеристики закрылка. Некомпенсированный закрылок на ФИГ. 3, 4А, 4В и 4С является примером первоначальной формы закрылка, которая может быть использована.

[0065] На этапе 358 могут быть заданы конструкция и материалы крыла. Конструкция крыла может включать в себя такие компоненты, как обшивка, нервюры, лонжероны и стрингеры с заданными параметрами, и места, связанные с их расположением. Для создания крыла могут быть использованы такие материалы, как алюминий (металлы в целом), композиционные материалы или их комбинации. Конструкция крыла влияет на величину крутки и изгиба крыла под действием прикладываемых аэродинамических нагрузок. Заданные конструкция и материалы крыла могут быть использованы при анализе методом конечных элементов для определения деформации закрылка под действием аэродинамических нагрузок.

[0066] На этапе 360 могут быть заданы конструкция и материалы закрылка, аналогично тому, как это делается для крыла. Внутренняя конструкция закрылка отличается от внутренней конструкции крыла вследствие того, что он предназначен для перемещения, не несет топлива, испытывает нагрузки, отличные от нагрузок крыла, и прикреплен к крыльям в отдельных местах. Таким образом, жесткость закрылка может отличаться от жесткости крыла. Следовательно, его аэроупругая реакция отличается от аэроупругой реакции крыла. Заданные конструкция и материалы закрылка могут быть использованы при анализе методом конечных элементов для определения деформации закрылка под действием аэродинамических нагрузок.

[0067] На этапе 362 могут быть заданы один или более режимов полета и распределения массы самолета. Эти условия влияют на аэроупругую реакцию крыла и закрылка. В частности, величина аэроупругой реакции может варьироваться в зависимости от режимов. Моделирование и экспериментальные испытания могут быть проведены в нескольких различных режимах для определения, является ли аэроупругость закрылка удовлетворительной в пределах необходимых безопасных эксплуатационных режимов.

[0068] В качестве примера, обычная крейсерская скорость самолета Boeing 777 составляет около 0,84 числа Маха (554 мили в час (892 км/ч)) на крейсерской высоте 3000 футов (10700 м). Эксплуатационный вес без топлива, пассажиров и груза в зависимости от модели может варьироваться от 300000 до 400000 фунтов (136000-181000 кг). Максимальный взлетный вес в зависимости от модели может варьироваться от 545000 до 775000 фунтов (247200-351500 кг). Максимальный посадочный вес в зависимости от модели может составлять от 445000 до 557000 фунтов (201800-252700 кг). Таким образом, для любой конкретной модели самолета нагрузка, вызываемая воздействием топлива и груза в конкретных режимах полета, может быть задана в качестве части испытаний безопасных эксплуатационных режимов крыла и закрылка.

[0069] На этапе 364 могут быть определены формы крыла и закрылка в заданных режимах полета. Например, заданные режимы полета могут представлять собой крейсерский режим самолета, загруженного немного больше, чем вес пустого самолета. Может быть определено численное моделирование аэродинамических нагрузок на крыле и закрылках, и затем может быть определена величина деформации крыла и закрылка. Как описано выше, величина деформации зависит от таких факторов, как аэродинамические нагрузки, вес самолета, конструкция крыла и закрылка и первоначальная трехмерная форма крыла и закрылка в ненагруженном состоянии.

[0070] В некоторых вариантах реализации изобретения этот процесс может быть повторен несколько раз, поскольку аэродинамические нагрузки могут изменяться по мере деформации крыла и закрылка. Например, на основании аэродинамических нагрузок, определенных с использованием первоначальной формы крыла и закрылков, может быть определена вторая форма крыла и закрылков. Затем, с использованием второй формы крыла и закрылков могут быть определены новые аэродинамические нагрузки. На основании новых аэродинамических нагрузок может быть определена деформация второй формы с ее переходом в третью форму. Этот итеративный процесс может быть повторен до тех пор, пока форма крыла и закрылка не сойдется с получением определенной формы при определенной совокупности условий.

[0071] Этот процесс может быть повторен на каждом из выбранных режимов полета. В этом примере первоначальная форма в ненагруженном состоянии является той же самой. Однако влияние формы на аэродинамику и влияние аэродинамики на форму рассматриваются совместно. Это обусловлено итеративной природой реализуемого процесса. В альтернативных вариантах реализации изобретения влияние изменения формы на аэродинамику может не учитываться.

[0072] На этапе 366 может быть выполнена проверка для определения, обеспечивает ли форма закрылка при моделируемых условиях контакт с уплотнением таким образом, который описан со ссылкой на ФИГ. 5А и 5В. Если закрылок не обеспечивает уплотнения, на этапе 372 может быть определена новая форма закрылка. Например, если закрылок не обеспечивает уплотнения вследствие его изгиба в одном направлении, обусловленного аэроупругими явлениями. Форма закрылка может быть скорректирована в противоположном направлении в его нагруженном состоянии, чтобы уменьшить проявление этого. Схожим образом, если закрылок закручен в одном направлении вследствие аэроупругих явлений, и крутка препятствует уплотнению, первоначальная форма закрылка может быть закручена в противоположном направлении, чтобы уменьшить проявление этого.

[0073] В одном варианте реализации изобретения помимо корректировки формы закрылка могут быть скорректированы места расположения узлов крепления на закрылках. Например, места расположения креплений могут быть перемещены дальше друг от друга или ближе друг к другу. Еще в одном варианте реализации изобретения внутренняя конструкция закрылка или материалы, используемые в закрылке, могут быть изменены так, чтобы сделать его более или менее жесткими в определенных местах. Изменение внутренней конструкции может повлиять на величину и место деформирования закрылка. Следовательно, уплотнительная характеристика может быть улучшена. Еще в одном варианте реализации изобретения форма, место расположения и/или размер уплотнения могут быть скорректированы для улучшения уплотнительных характеристик закрылка.

[0074] На этапе 368 может быть произведено определение, удовлетворяет ли форма закрылка производственным ограничениям. Например, может быть задано, что наклон закрылка в области сопряжения закрылка с крылом является достаточно постоянным, т.е. отличие наклона крыла на задней кромке крыла и наклона закрылка возле задней кромки крыла может составлять порядка нескольких процентов, например 5%. В другом примере может быть задано, что отличия по высоте между задней кромкой крыла и закрылком возле задней кромки крыла находятся в заданном диапазоне. Еще в одном примере может быть задано, что закрылок толкает уплотнение не больше чем на некоторую величину. Еще в одном примере может быть установлено, что нагрузки в узлах крепления к крылу меньше некоторого максимального значения. Еще в одном примере может быть задано, что расстояние между передней кромкой закрылка и закрылком на задней кромке сохраняется больше некоторого минимального расстояния и меньше некоторого максимального расстояния.

[0075] На этапе 372, если производственные ограничения не выполнены, может быть проведена корректировка формы закрылка. Например, форма закрылка может быть скорректирована так, что при его деформировании получают форму, которая лучше соответствует наклону задней кромки крыла. В качестве еще одного примера, она может быть скорректирована так, чтобы уменьшить нагрузку в узлах крепления к крыльям.

[0076] На этапе 370, если ограничения по уплотнениям закрылков и производственные ограничения выполнены, могут быть определены аэродинамические характеристики сочетания крыла и закрылка в различных режимах полета. Этот анализ может включать выполнение моделирования крыла и закрылков в различных режимах, таких как взлет или посадка. Кроме того, моделирование может быть выполнено в отношении закрылка в различных положениях, например выдвинутых и опущенных для посадки.

[0077] Аэродинамические ограничения могут быть несколько независимыми от ограничений по уплотнению. Например, форма закрылка может быть скорректирована таким образом, что аэродинамическая характеристика лучше в режиме полета, в котором не важно полное уплотнение закрылка. Таким образом, при условии что скорректированная форма обеспечивает уплотнение в требуемом режиме, например в крейсерских режимах, может быть осуществлена точная подстройка закрылка, приводящая к улучшению аэродинамических характеристик. Например, передняя кромка закрылка может быть выполнена более округлой для улучшения аэродинамических характеристик.

[0078] На этапе 374, если закрылок обеспечивает уплотнение, удовлетворены производственные ограничения и удовлетворены аэродинамические ограничения, может быть зафиксирована форма закрылка, придаваемая ему при изготовлении. Композитные закрылки изготовляют на стапеле. Таким образом, может быть задана получаемая на стапеле форма. Получаемая на стапеле форма является формой в ненагруженном состоянии, которую можно использовать для установки на летательном аппарате. Далее, со ссылкой на ФИГ. 7 и 8 описаны некоторые детали летательного аппарата, который может включать в себя закрылок, выполненный согласно ФИГ. 6.

ПРИМЕРЫ ПРИМЕНЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

[0079] Способ 400 изготовления и обслуживания летательного аппарата, показанный на ФИГ. 7 и летательный аппарат 500, показанный на ФИГ. 8, будут описаны, чтобы лучше проиллюстрировать различные особенности процессов и систем, представленных в настоящем описании. Узел седловой опоры для фюзеляжа может быть использован на любом этапе срока службы летательного аппарата, например при получении опытного образца, изготовлении, эксплуатации и техническом обслуживании. Как было описано выше, конструкция узла седловой опоры может быть использована для обеспечения опоры объектов других типов и не ограничивается обеспечением опоры только корпуса. Например, узел седловой опоры может быть использован для обеспечения опоры топливного бака или ракетной секции во время изготовления.

[0080] Во время подготовки к производству способ 400 изготовления и обслуживания летательного аппарата может включать в себя разработку спецификации и проектирование 404 летательного аппарата 500 и материальное снабжение 406. Стадии производства включают в себя изготовление 408 компонентов и сборочных узлов и интеграцию 410 систем летательного аппарата 500. Интеграция систем может также происходить перед материальным снабжением 406. Аспекты разработки спецификации и проектирования поверхности механизации крыла, такой как закрылок на задней кромке, летательного аппарата 500 описаны выше со ссылкой на ФИГ. 1-6. Указанная методика может быть применена к другим поверхностям механизации крыла, и пример закрылка на задней кромке приведен только для в качестве иллюстрации. После этого летательный аппарат 500 может проходить этапы сертификации и доставки 412 для ввода в эксплуатацию 414. В процессе эксплуатации заказчиком летательный аппарат 500 подпадает под регламентное техобслуживание и текущий ремонт 416 (которые также могут включать в себя модернизацию, перенастройку, переоборудование и так далее). Хотя варианты реализации изобретения, описанные в настоящем документе, относятся в целом к обслуживанию коммерческих летательных аппаратов, они могут быть реализованы на других этапах способа 400 изготовления и обслуживания летательного аппарата.

[0081] Каждый из процессов способа 400 изготовления и обслуживания летательного аппарата может быть выполнен или осуществлен с помощью системного интегратора, третьей стороной и/или оператором (например, заказчиком). Для целей настоящего описания системный интегратор может включать в себя, помимо прочего, любое количество производителей летательных аппаратов и субподрядчиков по основным системам; третья сторона может включать в себя, например, помимо прочего, любое количество продавцов, субподрядчиков и поставщиков; а оператор может представлять собой авиакомпанию, лизинговую компанию, военную организацию, обслуживающую организацию и т.д.

[0082] Как показано на ФИГ. 8, летательный аппарат 500, полученный с помощью способа 400 изготовления и обслуживания летательного аппарата по ФИГ. 7, может включать в себя корпус 518 с множеством высокоуровневых систем 520 и внутреннюю часть 522. Примеры высокоуровневых систем 520 включают в себя одну или более таких систем, как движительная система 524, электрическая система 526, гидравлическая система 528 и система 530 управления окружающей средой. Может быть включено любое количество других систем. Например, конструкции закрылков, описанные выше, могут быть использованы в качестве части аэродинамической системы управления, которая показана на ФИГ. 1.

[0083] Устройства и способы, показанные или описанные в настоящем документе, могут быть использованы во время любых одного или более этапов способа 400 изготовления и обслуживания летательного аппарата. Например, компоненты или сборочные узлы, относящиеся к этапу 408 изготовления компонентов и сборочных узлов, могут быть изготовлены или произведены аналогично компонентам или сборочным узлам, изготовленным во время эксплуатации летательного аппарата 500. Также, один или более аспектов устройств, способа или их комбинаций могут быть использованы во время этапов 408 и 410, например, с существенным ускорением сборки или снижением стоимости летательного аппарата 500. Аналогично, один или более аспектов реализации устройств или способа, или их комбинаций могут быть использованы, например и без ограничения, во время эксплуатации летательного аппарата 500, например, регламентного техобслуживания и текущего ремонта 416.

Пункт 1. Летательный аппарат, содержащий:

крыло (25), включающее в себя фиксированную часть крыла (25);

уплотнение (304), соединенное с фиксированной частью крыла (25) и проходящее от нее;

поверхность механизации крыла, соединенную с крылом (25) и имеющую форму, придаваемую ей при изготовлении, причем

при нахождении не в полете поверхность механизации крыла, имеющая форму, придаваемую ей при изготовлении, имеет частичный контакт с уплотнением (304) таким образом, что обеспечена возможность протекания воздуха между уплотнением (304) и поверхностью механизации крыла, а

в одном или более режимах полета обеспечена возможность деформирования указанной поверхности механизации крыла под действием аэродинамических сил с ее переходом из формы, придаваемой ей при изготовлении, во вторую форму таким образом, что имеющая вторую форму поверхность механизации крыла полностью контактирует с уплотнением (304) с предотвращением течения воздуха между уплотнением (304) и поверхностью механизации крыла.

Пункт 2. Летательный аппарат по пункту 1, в котором поверхность механизации крыла выбрана из группы, состоящей из элерона, флаперона, интерцептора, руля направления, руля высоты, предкрылка, закрылка и горизонтального стабилизатора.

Пункт 3. Аэродинамическая система летательного аппарата, содержащая:

фиксированную часть крыла (25);

уплотнение (304), соединенное с фиксированной частью крыла (25) и проходящее от нее;

поверхность механизации крыла, соединенную с крылом (25) и имеющую форму, придаваемую ей при изготовлении, причем

при нахождении не в полете поверхность механизации крыла, имеющая форму, придаваемую ей при изготовлении, не имеет контакта с уплотнением (304) или имеет частичный контакт с уплотнением (304) таким образом, что обеспечена возможность протекания воздуха между уплотнением (304) и поверхностью механизации крыла, а

в одном или более режимах полета обеспечена возможность деформирования указанной поверхности механизации крыла под действием аэродинамических сил с ее переходом из формы, придаваемой ей при изготовлении, во вторую форму таким образом, что имеющая вторую форму поверхность механизации крыла полностью контактирует с уплотнением (304) с предотвращением протекания воздуха между уплотнением (304) и поверхностью механизации крыла.

Пункт 4. Аэродинамическая система по пункту 3, в которой передней кромке поверхности механизации крыла придана форма, обеспечивающая улучшение аэродинамической характеристики поверхности механизации крыла с сохранением при этом своей способности уплотнения (304) в указанных одном или более режимах полета.

Пункт 5. Аэродинамическая система по пункту 3, в которой поверхность механизации крыла также включает в себя одну или более областей сопряжения в местах крепления, обеспечивающих возможность перемещения поверхности механизации крыла относительно фиксированной части крыла (25).

Пункт 6. Аэродинамическая система по пункту 3, в которой поверхность механизации крыла выполнена из композиционного материала, металла или их комбинации.

Пункт 7. Аэродинамическая система по пункту 3, в которой поверхность механизации крыла выполнена с возможностью нахождения в отведенном положении и неотведенном положении, причем

не в полете механизация крыла находится в отведенном положении.

Пункт 8. Способ создания поверхности механизации крыла, включающий:

- определение формы фиксированной части крыла (25) и формы поверхности механизации крыла, придаваемой ей при изготовлении, при этом

поверхность механизации крыла механически соединена с крылом (25) таким образом, что обеспечена возможность ее перемещения относительно крыла (25), а

между фиксированной частью крыла (25) и поверхностью механизации крыла расположено уплотнение (304), которое предотвращает протекание воздуха между уплотнением (304) и поверхностью механизации крыла в режиме полета;

- определение первой конструкции и первых материалов крыла (25) и второй конструкции и вторых материалов поверхности механизации крыла и

- задание указанного режима полета; при этом форма поверхности механизации крыла, придаваемая ей при изготовлении, выполнена с возможностью аэроупругого деформирования с переходом из первой формы при нахождении не в полете во вторую форму при нахождении в полете, причем

в первой форме между поверхностью механизации крыла и уплотнением (304) имеются зазоры, а

во второй форме зазоры между поверхностью механизации крыла и уплотнением (304) устранены в результате аэроупругой деформации.

Пункт 9. Способ по пункту 8, согласно которому закрылок соединен с задней кромкой фиксированной части крыла (25).

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Различные примеры и аспекты устройств и способов, раскрытые в настоящем документе, включают в себя различные компоненты, признаки и функциональные особенности. В частности, раскрыты устройства и способы, связанные с закрылком на крыле, используемом на летательном аппарате. Следует понимать, что различные примеры и аспекты устройств и способов, раскрытые в настоящем документе, могут включать в себя любые компоненты, признаки и функциональные особенности любых других примеров и аспектов, устройств и способов, раскрытых в настоящем документе, в любой комбинации, и все такие возможности предназначены для включения в пределы сущности и объема раскрытия настоящего изобретения.

Множество модификаций и другие примеры раскрытия настоящего изобретения, изложенные в настоящем документе, окажутся очевидными для специалиста в области техники, к которой относится раскрытие настоящего изобретения, с получением преимуществ при изучении особенностей настоящего изобретения, представленных в вышеприведенном описании и на соответствующих чертежах.

1. Аэродинамическая система летательного аппарата, содержащая:

фиксированную часть крыла (25);

уплотнение (304), соединенное с фиксированной частью крыла (25) и проходящее от нее;

поверхность механизации крыла, соединенную с крылом (25) и имеющую форму, придаваемую ей при изготовлении, причем

при нахождении не в полете поверхность механизации крыла, имеющая форму, придаваемую ей при изготовлении, не имеет контакта с уплотнением (304) или имеет частичный контакт с уплотнением (304) таким образом, что обеспечена возможность протекания воздуха между уплотнением (304) и поверхностью механизации крыла, а

в одном или более режимах полета обеспечена возможность деформирования указанной поверхности механизации крыла под действием аэродинамических сил с ее переходом из формы, придаваемой ей при изготовлении, во вторую форму таким образом, что имеющая вторую форму поверхность механизации крыла полностью контактирует с уплотнением (304) с предотвращением протекания воздуха между уплотнением (304) и поверхностью механизации крыла.

2. Аэродинамическая система по п. 1, в которой указанные один или более режимов полета включают в себя крейсерский режим.

3. Аэродинамическая система по п. 1, в которой форма, придаваемая при изготовлении, выполнена с возможностью изгибания и выпрямления под действием аэродинамических сил.

4. Аэродинамическая система по п. 1, в которой форма, придаваемая при изготовлении, выполнена с возможностью крутки и раскрутки под действием аэродинамических сил.

5. Аэродинамическая система по п. 1, в которой подъем формы, придаваемой при изготовлении, выполнен с возможностью увеличения таким образом, что происходит уплощение поверхности механизации крыла и ее удлинение под действием аэродинамических сил.

6. Аэродинамическая система по п. 1, в которой поверхность механизации крыла включает в себя среднюю часть между двумя концами, а форма, придаваемая при изготовлении, выполнена с возможностью изгибания вниз в средней части и вверх вблизи указанных двух концов таким образом, что часть поверхности механизации крыла проходит выше части крыла (25) возле указанной части поверхности механизации крыла.

7. Аэродинамическая система по п. 1, в которой поверхность механизации крыла является закрылком, прикрепленным к задней кромке фиксированной части крыла (25).

8. Аэродинамическая система по п. 7, в которой закрылок выполнен с возможностью размещения во множестве различных положений во время полета в крейсерском режиме и с возможностью деформирования в каждом из указанного множества различных положений под действием аэродинамической силы с переходом из формы, придаваемой ему при изготовлении, таким образом, что закрылок полностью контактирует с уплотнением (304) с предотвращением протекания воздуха между уплотнением (304) и поверхностью механизации крыла.

9. Аэродинамическая система по п. 7, в которой закрылок является частью системы изменяемой кривизны задней кромки.

10. Аэродинамическая система по п. 1, в которой в области сопряжения между фиксированной частью крыла (25) и поверхностью механизации крыла наклон фиксированной части крыла (25) в указанной области сопряжения по существу соответствует наклону поверхности механизации крыла в указанной области сопряжения.

11. Способ создания поверхности механизации крыла, включающий:

- определение формы фиксированной части крыла (25) и формы поверхности механизации крыла, придаваемой ей при изготовлении, при этом

поверхность механизации крыла механически соединена с крылом (25) таким образом, что обеспечена возможность ее перемещения относительно крыла (25), а

между фиксированной частью крыла (25) и поверхностью механизации крыла расположено уплотнение (304), которое предотвращает протекание воздуха между уплотнением (304) и поверхностью механизации крыла в режиме полета;

- определение первой конструкции и первых материалов крыла (25) и второй конструкции и вторых материалов поверхности механизации крыла и

- задание указанного режима полета; при этом форму поверхности механизации крыла, придаваемую ей при изготовлении, выполняют с возможностью аэроупругого деформирования с переходом из первой формы при нахождении не в полете во вторую форму при нахождении в полете, причем

в первой форме между поверхностью механизации крыла и уплотнением (304) имеются зазоры, а

во второй форме зазоры между поверхностью механизации крыла и уплотнением (304) устранены в результате аэроупругой деформации.

12. Способ по п. 11, согласно которому поверхность механизации крыла является закрылком.

13. Способ по п. 12, согласно которому закрылок является компонентом системы изменяемой кривизны задней кромки.

14. Способ по п. 11, согласно которому режим полета является крейсерским режимом.

15. Способ по п. 11, согласно которому первая форма является скрученной относительно второй формы.

16. Способ по п. 11, согласно которому первая форма является изогнутой относительно второй формы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике. Щелевой закрылок крыла самолета короткого взлета и посадки содержит основное звено с внутренним дефлектором, который жестко соединен с внешним дефлектором.

Изобретение относится к авиационной технике и касается несущих систем самолетов короткого взлета и посадки. Крыло самолета короткого взлета и посадки содержит установленные в верхней части жесткие сдвижные панели, щелевые закрылки с каретками и опорными роликами, направляющие рельсы перемещения закрылка, механизмы уборки выпуска.

Изобретение относится к авиационной технике. Закрылок самолета короткого взлета и посадки содержит основное звено, дефлектор, каретки с опорными роликами, направляющие рельсы перемещения закрылка.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области ракетостроения. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к взлетно-посадочной механизации летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиационной технике. Щелевой закрылок крыла самолета короткого взлета и посадки содержит основное звено с внутренним дефлектором, который жестко соединен с внешним дефлектором.

Изобретение относится к области авиационной техники. Крыло самолета включает выдвижной предкрылок и основную часть крыла с выходами внутренних подводящих каналов для выдува струй воздуха.

Изобретение относится к системам перемещения закрылков. Устройство обнаружения и предотвращения перекоса закрылка (1) содержит закрепленную на крыле (4) балку (2), снабженную направляющими элементами (3), и каретку (5).

Сверхзвуковой летательный аппарат с изменяемой в полете кривизной крыла содержит фюзеляж, крыло с изменяемой кривизной, выполненное в виде неподвижно закрепленной к фюзеляжу центральной кессон-секции и поворотных относительно ее подольных кессон-секций, соединенных с центральной кессон-секцией по верхней поверхности при помощи скользящего соединения, а по нижней поверхности – шарнирно, и снабженных замками крайних положений.

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.

Способ уменьшения шума воздушного летательного аппарата связан с системой для создания подъемной силы (варианты) и включает развертывание предкрылка, размещенного в передней кромке крыла.

Изобретение относится к авиационной технике и касается несущих систем самолетов короткого взлета и посадки. Крыло самолета короткого взлета и посадки содержит установленные в верхней части жесткие сдвижные панели, щелевые закрылки с каретками и опорными роликами, направляющие рельсы перемещения закрылка, механизмы уборки выпуска.

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 авиационной технике. Закрылок самолета короткого взлета и посадки содержит основное звено, дефлектор, каретки с опорными роликами, направляющие рельсы перемещения закрылка.

Изобретение относится к средствам механизации крыла самолета короткого взлета и посадки. Трехщелевой закрылок крыла самолета короткого взлета и посадки содержит основное звено с дефлектором, каретки с опорными роликами, направляющие рельсы перемещения закрылка, механизмы уборки–выпуска. Он включает подвижное носовое звено. В нижней части основного звена закрылка по направляющим подвижно установлены подвижные панели, к которым шарнирно закреплены складывающиеся тяги управления с наружными рычагами, одним плечом соединенные с панелями, а другим плечом - с основным звеном закрылка. Наружный рычаг через промежуточную тягу связан с другим наружным рычагом складывающейся тяги носового звена. Складывающаяся тяга одним плечом прикреплена к подвижному носовому звену закрылка, а другим плечом - к его дефлектору. Внутренний рычаг через поворотную тягу связан с механизмом уборки-выпуска. Изобретение направлено на повышение эффективности закрылка крыла самолета короткого взлета и посадки. 12 ил.

Аэродинамическая система летательного аппарата содержит фиксированную часть крыла, уплотнение, соединенное с фиксированной частью крыла, и поверхность механизации крыла, выполненные с возможностью протекания воздуха между уплотнением и поверхностью механизации крыла. Поверхность механизации крыла выполнена с возможностью деформирования под действием аэродинамических сил с ее переходом из формы, придаваемой ей при изготовлении, во вторую форму таким образом, что поверхность механизации крыла полностью контактирует с уплотнением с предотвращением протекания воздуха между уплотнением и поверхностью механизации крыла. Заявлен также способ создания поверхности механизации крыла. Группа изобретений направлена на улучшение весовых храктеристик. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 8 ил.

Наверх