Результат интеллектуальной деятельности: КРЫЛО САМОЛЕТА КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к несущим системам самолета короткого взлета и посадки, и может найти применение в конструкции разрабатываемых самолетов.

Известна конструкция крыла с закрылком Фаулера, установленного посредством кареток и роликов на рельсах, обеспечивающих значительный выход закрылка в поток, существенно увеличивая подъемную силу за счет увеличения площади и кривизны крыла [1].

Недостатком данной конструкции является невысокая жесткость хвостовой части крыла, связанная с размещением закрылка Фаулера, и ограниченная параметрами хорды и параметрами аэродинамической щели эффективность.

Наиболее близким изобретением является конструкция крыла самолета короткого взлета и посадки с установленными жесткими сдвижными панелями по верхней поверхности крыла и однощелевыми закрылками [2]. Увеличение подъемной силы осуществляется за счет выхода сдвижной панели в поток за заднюю кромку крыла с увеличением общей площади крыла и организацией аэродинамического канала между крылом (сдвижной панелью крыла) и закрылком.

Недостатком данного технического решения является ограничение общей эффективности крыла вследствие наличия однощелевого закрылка.

Изобретение направлено на повышение эффективности крыла самолета короткого взлета и посадки. Это достигается тем, что сдвижные панели через складывающиеся тяги шарнирно соединены с щитком дефлектора, подвижно установленным в носовой части основного звена закрылка. При этом верхнее звено складывающейся тяги шарнирно соединено с механизмом уборки выпуска закрылка.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображено крыло при виде сверху на крейсерском режиме полета; на фиг. 2 - сечение Α-A на фиг. 1 (закрылок убран); на фиг. 3 - сечение Α-A на фиг. 1 (закрылок выпущен); на фиг. 4 - сечение Б-Б на фиг. 1 (закрылок выпущен); на фиг. 5 - сечение В-В на фиг. 1 (закрылок выпущен); на фиг. 6 - сечение Г-Г на фиг. 5; на фиг. 7 - сечение Д-Д на фиг. 5; на фиг. 8 - сечение E-Ε на фиг. 5.

Крыло самолета короткого взлета и посадки 1 содержит двухщелевой закрылок, состоящий из основного звена 2 и жестко закрепленного к нему с образованием аэродинамической щели дефлектора 3, при этом щиток 4 дефлектора 3 шарнирно установлен в носовой части основного звена 2 и шарнирно связан через складывающиеся тяги, состоящие из верхнего звена 5 и нижнего - 6, с подвижными панелями крыла 7, установленными по направляющим с помощью вертикальных роликов 8 и горизонтальных 9. Кроме того, верхнее звено 5 складывающейся тяги шарнирно соединено с механизмом уборки выпуска закрылка 10, который подвижно закреплен в крыле с помощью кронштейна 11. Дефлектор 3 закрылка жестко связан с каретками 12, которые установлены подвижно на рельсах 13 с использованием верхних роликов 14 и нижних - 15.

В крайнем положении режимов взлета и посадки щиток 4 дефлектора 3 имеет ограничивающий упор 16, взаимодействующий с основным звеном 2 закрылков. Упор фиксирует крайнее положение закрылков и одновременно снижает нагрузки от скоростного напора на элементы управления закрылком.

Кроме того, дефлектор 3 закрылка в крайнем положении взлетно-посадочных режимов ограничен в перемещении по рельсу 13 упором 17, взаимодействующим с кареткой 12.

Крыло самолета короткого взлета и посадки работает следующим образом.

На режимах взлета и посадки двухщелевой закрылок, состоящий из жестко соединенных между собой дефлектора 3 и основного звена 2, через складывающуюся тягу, состоящую из верхнего звена 5 (к которому присоединен винтовой механизм 10) и нижнего - 6 (соединенного шарнирно с щитком 4 дефлектора 3 (фиг. 4)), выдвинут механизмом уборки выпуска закрылка (винтовым механизмом) 10 по рельсам 13 до крайнего положения, ограниченного упором 17 каретки 12 дефлектора 3 (фиг. 5) и упором 16 щитка 4 дефлектора 3 (фиг. 4).

При этом за счет кинематической связи (через складывающуюся тягу) между щитком 4 дефлектора 3 и подвижной панелью 7 последняя выдвинута по направляющим крыла, посредством вертикальных роликов 8 (фиг. 6) и горизонтальных 9 (фиг. 8) в крайнее (взлетно-посадочное) положение, образуя аэродинамическую щель совместно с носовой частью дефлектора 3 закрылка и в целом - эффективный аэродинамический канал ("первый") между крылом 1 с панелью 7 и носовой частью дефлектора 3 (фиг. 4).

Таким образом, на режимах взлета и посадки, между крылом 1, совместно с панелью 7, и носовой частью дефлектора 3 закрылка создан эффективный аэродинамический канал "первый" (фиг. 3), способствующий существенному увеличению скорости вокруг крыла 1, а следовательно, - значительному увеличению подъемной силы крыла 1. Также увеличению циркуляции способствует увеличение общей площади крыла 1 за счет выхода подвижной панели 7 за заднюю его кромку.

Кроме того, увеличению циркуляции скорости потока вокруг крыла и, соответственно, увеличению подъемной силы крыла будет способствовать аэродинамический канал "второй" - между дефлектором 3 и основным звеном 2 закрылка.

В результате данное крыло обеспечит самолету короткого взлета и посадки на необходимых режимах существенный прирост подъемной силы.

Источники информации

1. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. М: Машиностроение, 1991, с. 133, рис. 4.4(б), с. 134, рис 4.5(б);

2. Патент RU 2385261 С1.