Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СТРЕЛОВИДНАЯ НЕСУЩАЯ ПОВЕРХНОСТЬ С ИЗМЕНЯЕМОЙ В ПОЛЕТЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКОЙ КРУТКОЙ
СТРЕЛОВИДНАЯ НЕСУЩАЯ ПОВЕРХНОСТЬ С ИЗМЕНЯЕМОЙ В ПОЛЕТЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКОЙ КРУТКОЙ

СТРЕЛОВИДНАЯ НЕСУЩАЯ ПОВЕРХНОСТЬ С ИЗМЕНЯЕМОЙ В ПОЛЕТЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКОЙ КРУТКОЙ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: на самолетах со стреловидными крыльями прямой стреловидности для смещения начала срыва потока на больших углах атаки, техническая сущность изобретения заключается в том, что нижняя панель и нижние пояса лонжеронов крала оснащены нагревательными устройствами, обеспечивающими при повышении температуры деформацию крыла и геометрическую его крутку в полете. 3 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

   С помощью Яндекс:  

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: 2094310
Класс(ы) патента: B64C3/44
Номер заявки: 93037894/11
Дата подачи заявки: 23.07.1993
Дата публикации: 27.10.1997
Заявитель(и): Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева
Автор(ы): Кретов А.С.; Белик Д.А.
Патентообладатель(и): Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева
Описание изобретения: Изобретение относится к конструкции самолетов. Оно может применяться в несущих поверхностях прямой стреловидности для смещения срыва потока на большие углы атаки, что особенно актуально при валете и посадке самолета.
Известно типовое стреловидное крыло типа крыла самолета Ту-154, у которого геометрическая крутка установочная и угол закручивания изменяется от 0 до -4o относительно корневой и концевой хорд. Наличие угла геометрической крутки у такого крыла влечет за собой на режиме крейсерского полета создание добавочного лобового сопротивления, что сказывается на необходимости увеличения тяги двигателя и, как следствие, на увеличении расхода топлива и уменьшении дальности полета.
Наиболее близким по технической сущности является изобретение Гимранова Р. З. "Вертикальное оперение самолета", Авторское свидетельство СССР N 1789809, МКИ B 64 C 9/00, 1974). Конструкция состоит из руля направления вертикального оперения, выполненного за одно целое с килем в виде паруса, на задней кромке которого установлен шарнирный узел крапления тросовой системы управления, размещенной в стабилизаторе. Силовым набором паруса служат продолжение обшивки киля и лучевые упругие стрингера, выполненные в виде стальных пластинок пружин, сходящихся в шарнирном узле, к которому крепится трос системы управления. Характерное отличие конструкции паруса от киля заключается в том, что лонжероны, обшивка и носок неподвижно закреплены на фюзеляже, тогда как нижний обрез паруса, неподвижно закрепленного на киле, образует с верхним батоксом фюзеляжа зазор. Управление рулем направления осуществляется при помощи симметрично замкнутой тросовой проводки, размещенной в стабилизаторе. По существу это получается геометрическая крутка части управляющей поверхности, выполненная механически.
Недостатками этой конструкции является только частичная геометрическая крутка поверхности, используемая на небольших самолетах.
Решаемой задачей является создание конструкции несущей поверхности прямой стреловидности, изменяющей в полете геометрическую крутку за счет ее прогиба. Решение поставленной задачи достигается тем, что нижняя панель и нижние пояса лонжеронов связаны с нагревательными устройствами.
На фиг. 1 представлено сечение стреловидного крыла с изменяемой геометрической круткой. Нижняя панель 1 связана с нагревателем 2, в качестве которого используется типовая электрическая противообледенительная система.
Устройство работает следующим образом. При повышении температуры с помощью нагревательного устройства 2 будет происходить нагрев панели 1, что вызовет прогиб конструкции крыла вверх и, как следствие, появление отрицательного угла эакручивания крыла. Для восстановления первоначальной формы необходимо отключить нагреватель 2 и под действием набегающего потока нижняя панель 1 охлаждается.
Рассмотрим гипотетический пример конструкции стреловидного крыла, представленного на фиг. 2. Сечение такого крыла соответствует фиг. 1. При нагреве нижней панели и нижних поясов лонжеронов произойдет прогиб крыла вверх. Прогиб вдоль набегающего потока в точках 2 и 1 будет различный, в точке 1 больше чем в точке 2. В результате рассматриваемое сечение закрутится относительно корневого.
На фиг. 3 представлены графики зависимости угла закручивания, полученные в результате исследования стреловидного крыла, представленного на фиг. 2. Как видно из графиков, с увеличением температуры нагрева нижней панели увеличивается прогиб и, как следствие, увеличивается угол закручивания, температуру нагрева следует брать не выше расчетной из условия получения нужного угла закручивания, т.к. увеличение температуры связано с существенными энергетическими затратами и опасностью снижения прочности конструкции.
Возвращение в исходное состояние происходит при отключении нагревательного элемента и за счет охлаждения набегающим потоком.
Сравнивая предлагаемое техническое решение с типовой конструкцией стреловидного крыла можно сделать вывод о том, что докрутка крыла только на режимах взлета и посадки и ее отсутствие на крейсерском режиме полета позволяет добиться снижения аэродинамического сопротивления и, как следствие, уменьшение расхода топлива. Как показали численные исследования, несмотря на затраты энергии для нагрева нижней поверхности, эффект для крыла самолета типа Ту-154, Ту-204 будет составлять 5% экономии топлива.
Формула изобретения: Стреловидная несущая поверхность с изменяемой в полете геометрической круткой, состоящей из нескольких лонжеронов, связанных панелями обшивки, отличающаяся тем, что нижняя панель и нижние пояса лонжеронов оснащены нагревательными устройствами.