Forbidden

You don't have permission to access /zzz_siteguard.php on this server.

СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК НА КРЫЛЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ) - Патент РФ 2026240
Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК НА КРЫЛЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ)
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК НА КРЫЛЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ)

СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК НА КРЫЛЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ)

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к авиационной технике. Цель изобретения - повышение летно-технических характеристик ЛА путем увеличения относительной массы полезного груза за счет снижения нагрузок на режимах, определяющих характеристики прочности и усталостной долговечности. Поворотные подвижные концевые части крыла на всех этапах полета в режиме флюгирования под начальной нагрузкой, соответствующей коэффициенту перегрузки , величину которой по мере приближения к крейсерскому режиму снижают до значений, равных 1. Способ может быть осуществлен выполнением крыла, у которого каждая поворотная концевая часть 2 связана с консолью 1 с помощью упругих элементов регулируемой жесткости, расположенных во взаимно-перпендикулярных плоскостях. Кроме того, имеются еще два варианта выполнения крыла. 2 с. и 2 з.п. ф-лы, 11 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2026240
Класс(ы) патента: B64C3/38, B64C5/08
Номер заявки: 4367580/23
Дата подачи заявки: 20.01.1988
Дата публикации: 09.01.1995
Заявитель(и): Экспериментальный машиностроительный завод им.В.М.Мясищева
Автор(ы): Ширинянц В.А.; Каракешишев В.А.; Захаров В.А.
Патентообладатель(и): Экспериментальный машиностроительный завод им.В.М.Мясищева
Описание изобретения: Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) тяжелее воздуха, а именно к способам регулирования положения или размеров крыла при изменении аэродинамической нагрузки, действующей на крыло ЛА, а также к конструкциям крыла.
Известен ряд способов регулирования распределения аэродинамических нагрузок, действующих на крыло ЛА, основанных на изменении в полете размаха, стреловидности, угла атаки крыла и т.д.
Известен способ регулирования распределения аэродинамических нагрузок на крыле ЛА, заключающийся в отклонении концевых поворотных частей по углу атаки, причем на взлетном режиме поворотные части устанавливают в режим флюгирования, а при выходе на крейсерский режим полета фиксируют и по мере выработки топлива изменяют угол атаки поворотных концевых частей до αкч≥αкр, где αкч- угол атаки поворотных концевых частей крыла;
αкр- угол атаки неподвижной части крыла [1].
Известное крыло ЛА, содержащее неподвижные консоли и поворотные концевые части, которые закреплены на консолях с возможностью отклонения по углу атаки, причем ось вращения каждой из поворотных концевых частей расположена впереди аэродинамического фокуса, при этом поворотные концевые части могут отклоняться относительно оси параллельной продольной оси ЛА [2].
Недостатком известных способов и крыла является то, что они имеют низкие ресурсные характеристики по условиям сопротивления усталости из-за значительных амплитуд циклических нагрузок от атмосферной турбулентности на указанных режимах полета.
Целью изобретения является повышение летно-технических характеристик ЛА.
Цель достигается тем, что в способе, включающем установку поворотных концевых частей в режим флюгирования и их отклонение, поворотные концевые части крыла устанавливают на всех этапах полета в режим флюгирования под начальной нагрузкой, соответствующей коэффициенту перегрузки InI>1, величину которой по мере приближения к крейсерскому режиму снижают до значений, равных 1.
Достижение цели возможно с помощью крыла, содержащего неподвижные консоли и поворотные концевые части, которые закреплены на консолях с возможностью отклонения по углу атаки, причем ось вращения поворотной концевой части расположена впереди аэродинамического фокуса и перпендикулярна продольной оси ЛА, при этом каждая поворотная концевая часть дополнительно связана с неподвижной консолью с помощью упругого элемента регулируемой жесткости, например пружины с изменяемым натяжением.
Цель может быть также достигнута с помощью крыла, содержащего неподвижные консоли и поворотные концевые части, которые закреплены на консолях с возможностью поворота относительно оси, параллельной продольной оси ЛА, при этом каждая поворотная концевая часть крыла дополнительно связана с консолью с помощью упругого элемента регулируемой жесткости. Кроме того, цель может быть достигнута с помощью крыла, содержащего неподвижные консоли и поворотные концевые части, каждая из которых связана с консолями с возможностью поворота относительно осей, одна из которых параллельна, а другая - перпендикулярна продольной оси летательного аппарата, при этом каждая поворотная концевая часть связана с консолью с помощью упругих элементов, расположенных во взаимно перпендикулярных плоскостях.
Во всех вариантах подвижная поворотная концевая часть крыла связана с неподвижной с помощью упругого элемента регулируемой жесткости.
На фиг.1 представлен ЛА в плане с поворотными концевыми частями, общий вид; на фиг.2 - узел I на фиг.1; на фиг.3 - сечение А-А на фиг.2; на фиг.4 - узел II на фиг.3; на фиг.5 - разрез Б-Б на фиг.4; на фиг.6 - иллюстрация распределения коэффициента подъемной силы вдоль размаха крыла в зависимости от действия способа; на фиг.7 - эпюра изгибающих моментов вдоль размаха крыла в зависимости от действия способа; на фиг.8 - ЛА в плане с поворотными концевыми частями, ось вращения которых параллельна продольной оси ЛА; на фиг. 9 - узел III на фиг.8; на фиг.10 - ЛА в плане с поворотными концевыми частями, одна из осей вращения каждой из которых параллельна, а другая перпендикулярна продольной оси ЛА; на фиг.11 - узел IV на фиг.10.
Способ можно осуществить с помощью одной из возможных конструкций крыла, содержащего концевые поверхности. Так, например, крыло ЛА содержит неподвижную консоль 1 и поворотные концевые части 2, которые выполнены поворотными относительно осей 3, перпендикулярных плоскости симметрии ЛА и расположенных впереди аэродинамического фокуса (фиг.3).
Поворот концевых частей 2 осуществляют с помощью одного из силовых приводов 4 и 5, а начальную подгрузку создают одновременным включением указанных силовых приводов 4 и 5. Для обеспечения флюгирования под начальной нагрузкой между силовыми приводами 4 и 5 и кронштейнами на осях 3 вращения установлены упругие элементы регулируемой жесткости, например пружины 6 и 7. С осями 3 связаны демпферы колебаний 8. На силовых приводах 4 и 5 установлены замки 9, на демпфере 8 колебаний - замок 10, выключающие из работы соответственно приводы 4 и 5 и демпфер 8.
Способ осуществляют следующим образом.
На взлете и режиме набора высоты (выхода на крейсерский режим полета) с помощью силового привода 4 подвижные концевые части 2 устанавливают путем поворота относительно оси 3 на угол атаки αкч<α>крвплоть до создания ими отрицательной подъемной силы. При этом пружины 6, 7 получают некоторое натяжение за счет их закрутки. Затем, воздействуя одновременно на приводы 4 и 5, создают начальное натяжение пружин 6 и 7 также за счет их закрутки, соответствующее коэффициенту перегрузки n>1, при этом нагрузку по мере приближения к крейсерскому режиму снижают до значений, равных 1. На режиме взлета и набора высоты натяжение доводят до величин, соответствующих перегрузке 1,4≅n ≅1,5. Далее включением замков 9, установленных на силовых приводах 4 и 5, выключают последние из работы. Система управления приводами 4 и 5 устроена таким образом, что их включение в работу не может произойти без выключения замков 9 и наоборот. При этом поворотные концевые части 2 крыла под действием аэродинамических сил и усилий натяжения в пружинах 6 и 7 будут находиться в равновесии и в отклоненном на некоторый угол атаки положении.
Создание концевыми частями 2 отрицательной (или уменьшенной по сравнению с их нормальным положением) подъемной силы приводит к разгрузке центральной части крыла I (см. фиг.6, 7), причем изгибающий момент на крыле, определяющий прочностные характеристики крыла, будет ниже, что позволяет увеличить взлетную массу ЛА, не превышая допустимый уровень изгибных напряжений в элементах крыла, т.е. увеличить массу полезного груза. Кроме того, эффективное удлинение крыла в данном случае определяется полным размахом крыла с учетом концевых частей 2, а аэродинамическое нагружение (положительной подъемной силой) испытывают только неподвижные консоли 1, т.е. реализуется высокий уровень аэродинамического качества. Начальное натяжение пружин 6 и 7 обеспечивает флюгирование концевых частей 2 под начальной нагрузкой.
Осуществляется это следующим образом.
При воздействии на крыло ЛА вертикального порыва, например восходящего, величина подъемной силы, действующей на каждую из поворотных концевых частей 2, возрастает, что приведет к их повороту относительно оси 3 в сторону уменьшения угла атаки, так как ось вращения 3 находится впереди аэродинамического фокуса. В результате такого поворота подъемная сила, действующая на концевую часть 2, уменьшается. В целом величина аэродинамической нагрузки, передаваемой от каждой из поворотных концевых частей 2 на неподвижную центральную часть 1, сохранится практически неизменной несмотря на воздействие порыва. Поворот концевых частей 2, вызванный порывом, приводит к перераспределению нагрузок в пружинах 6 и 7, причем вращение происходит до поступления нового состояния равновесия между моментами аэродинамических нагрузок и моментами усилий в пружинах 6 и 7 относительно осей 3. После прекращения действия порыва состояние равновесия нарушается и пружины 6 и 7 возвращают концевую часть крыла 2 в исходное состояние. Наличие демпферов 8, связанных с поворотными концевыми частями 2, обеспечивает требуемый декремент затухания колебаний, который задается предварительной настройкой демпферов 8. При воздействии на крыло 1 порыва другого знака картина повторяется с отклонением концевых частей 3 в противоположном направлении.
В результате таких отклонений концевых частей 2 от воздействия порывов на неподвижную часть крыла 1 от поворотных концевых частей 2 передается практически постоянная нагрузка. В итоге амплитуда колебаний нагрузок (а следовательно, и напряжений) в крыле уменьшается, что повышает усталостную долговечность конструкции крыла.
После набора ЛА высоты Н ≥15 км, где вероятность больших порывов практически равна нулю, концевые части крыла 2 устанавливают на угол атаки αкч= αкри одновременно уменьшают с помощью силовых приводов 4 и 5 начальное натяжение пружин 6 и 7 до величин, соответствующих перегрузке 1,05≅n ≅1,1. Поворот концевых частей 2 на угол атаки αкчкрприводит к тому, что несущая поверхность крыла и эффективное его удлинение увеличиваются, что приводит к увеличению продолжительности полета. При этом величина изгибных напряжений в крыле также будет в пределах допускаемого уровня. Уменьшение начального натяжения пружин 6 и 7 приводит к тому, что поворотные концевые части 2 "откликаются" на вертикальные порывы меньшей интенсивности, т.е. обеспечивается "парирование" концевыми частями крыла 2 атмосферной турбулентности, вызывающей колебания нагрузок малой амплитуды. По мере выработки топлива путем включения силовых приводов 5 концевые части 2 поворачивают на угол атаки αкчкр, что позволяет в большей степени использовать несущие свойства крыла, так как при этом реализуется максимум аэродинамического качества. На режимах снижения и посадки при достижении высот Н<15 км концевые части крыла 2 с помощью силовых приводов 4 и 5 поворачивают на угол атаки доαкч<α>кр , вплоть до создания ими отрицательной подъемной силы и одновременно увеличивают предварительное натяжение пружин 6 и 7. Это как и на режимах взлета и набора высоты обеспечивает разгрузку неподвижных консолей крыла 1 и, следовательно снижение уровня изгибных напряжений. Работа крыла с концевыми поворотными частями в вариантах, когда оси вращения их параллельны продольной оси ЛА и когда одна из осей параллельна, а другая перпендикулярна продольной оси ЛА, аналогична работе рассмотренного варианта конструкции. Наличие замка 10 на демпфере колебаний дает возможность при необходимости по команде пилота выключить поворотные концевые части 2 из работы в режиме флюгирования под начальной нагрузкой, т.е. крыло 1 работает как единое целое.
Формула изобретения: СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК НА КРЫЛЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ЕГО ВАРИАНТЫ).
1. Способ регулирования распределения аэродинамических нагрузок на крыле летательного аппарата, включающий установку поворотных концевых частей в режим флюгирования и их отклонение, отличающийся тем, что, с целью повышения летно-технических характеристик летательного аппарата, поворотные концевые части крыла устанавливают на всех этапах полета в режим флюгирования под начальной нагрузкой, соответствующей коэффициенту перегрузки , величину которой по мере приближения к крейсерскому режиму снижают до значений, равных 1.
2. Крыло летательного аппарата, содержащее неподвижные консоли и поворотные концевые части, которые закреплены на консолях с возможностью отклонения по углу атаки, причем ось вращения каждой из поворотных концевых частей расположена впереди аэродинамического фокуса, отличающееся тем, что каждая поворотная концевая часть дополнительно связана с неподвижной консолью с помощью упругого элемента регулируемой жесткости, например пружины с изменяемым натяжением.
3. Крыло летательного аппарата, содержащее неподвижные консоли и поворотные концевые части, которые закреплены на консолях с возможностью поворота относительно оси, параллельной продольной оси летательного аппарата, отличающееся тем, что каждая поворотная концевая часть дополнительно связана с консолью с помощью упругого элемента регулируемой жесткости.
4. Крыло летательного аппарата, содержащее неподвижные консоли и поворотные концевые части, каждая из которых связана с консолями с возможностью поворота относительно осей, одна из которых параллельна, а другая - перпендикулярна к продольной оси летательного аппарата, отличающееся тем, что каждая поворотная концевая часть связана с консолью с помощью упругих элементов регулируемой жесткости, расположенных во взаимно перпендикулярных плоскостях.