Результат интеллектуальной деятельности: АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ

Изобретение относится к области авиационной техники и в частности к средствам управления полетом летательных аппаратов.

Для управления полетом летательных аппаратов наиболее широко используются аэродинамические рули, выполненные в виде поворотной хвостовой части обтекаемой поверхности. Основными характеристиками аэродинамического руля являются: эффективность и шарнирный момент, возникающий при отклонении руля на необходимый угол. Эффективность аэродинамического руля определяется максимальной величиной управляющей силы, создаваемой рулем. Величина шарнирного момента, возникающего при повороте аэродинамического руля, определяет необходимую мощность привода руля и вес механизма его отклонения. По этой причине при разработках аэродинамических рулей стремятся к уменьшению их шарнирных моментов.

Известен аэродинамический руль, выполненный в виде одной поворотной секции, расположенной в хвостовой части аэродинамической поверхности (см. Энциклопедия Авиация, М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, стр. 490). Поворот руля относительно его оси приводит к изменению внешней формы аэродинамической поверхности и созданию управляющей силы.

Основным недостатком такого аэродинамического руля является его невысокая эффективность, не позволяющая при необходимости создавать большие управляющие силы. Необходимость высокой эффективности аэродинамических рулей в большинстве случаев возникает на вертикальных оперениях самолетов с двигателями, симметрично расположенными на консолях крыльев. При несимметричном отказе одного или нескольких двигателей на консолях крыльев для безопасного завершения полета необходима очень высокая эффективность руля направления для компенсации возникающего большого момента рыскания.

Известен двухзвенный руль направления, выполненный в виде двух поворотных звеньев с близкими размерами хорд, расположенных друг за другом и поворачиваемых относительно своих осей с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена относительно не отклоненного положения (см. патент РФ №2492109, фиг. 7, МПК В64С, 2008 г.).

Двухзвенные рули обладают наибольшей аэродинамической эффективностью и используются на ряде отечественных самолетов: Ан-72, Ан-74, Ан-70 (см., например, О.В. Флоринский «Практическая аэродинамика самолета Ан-74», Киев, изд-во «АэроХобби», 2007 г., стр. 11-12), а также на многих зарубежных самолетах, например на Боинг-7478Р (см., например, Boeing 747SP Roll-Out, Flight №3454, 1974 г.), на военно-транспортных самолетах США: С-16; С-17, на Бразильском грузопассажирском самолете СВА-123 «Вектор» (см., например, Interavia Air Letter, 1986, 9/IX №11080 p. 7-8).

Основными недостатками двухзвенных рулей направления являются большой суммарный шарнирный момент, приводящий к необходимости использования мощных силовых приводов, большой вес и сложность конструкции.

По техническим признакам двухзвенный руль, выполненный в виде переднего и заднего поворотных звеньев с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена, наиболее близок к предлагаемому изобретению и является его прототипом.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения являются уменьшение суммарного шарнирного момента руля, приводящего к уменьшению мощности силового привода и снижению веса механизма поворота руля.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что аэродинамический руль, состоящий из переднего и заднего поворотных звеньев с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена, выполнен с одной общей осью поворота для переднего и заднего звеньев. Общая ось поворота переднего и заднего звеньев располагается на 25-30% хорды руля при не отклоненном положении звеньев.

На фиг. 1 представлен профиль сечения предлагаемого аэродинамического руля при максимально отклоненном и не отклоненном положениях.

Предлагаемый аэродинамический руль устанавливается в хвостовой части аэродинамической поверхности и состоит из переднего звена 1 и заднего звена 2, расположенных друг за другом и поворачивающихся относительно общей оси 3 (фиг. 1). На режимах полета, не требующих больших отклонений и эффективности руля, например на крейсерском полете, оба звена могут отклоняться на одинаковые, относительно небольшие углы (находясь в одной плоскости). При необходимости достижения максимального увеличения эффективности руля, например на взлетно-посадочных и аварийных режимах, звенья руля должны отклоняться до максимальных углов. При этом, максимальный угол отклонения α₁ переднего звена 1 должен быть меньше максимального угла отклонения α₂ заднего звена 2 относительно их положения при не отклоненном положении руля 4. Значения максимальных углов отклонения звеньев руля зависят от внешней формы хвостовой части аэродинамической поверхности, по которой формируется форма звеньев руля и определяются расчетным либо экспериментальным путем.

Проведенные расчетные исследования предлагаемого руля, представленного на фигуре 1, показали, что максимальная эффективность данного руля достигается при максимальном угле отклонении первого звена на угол 20° и максимальном отклонении заднего звена на угол 35°. По эффективности предлагаемый руль близок к известному двухзвенному рулю, но имеет значительно меньший шарнирный момент.

Значительное уменьшение шарнирного момента в предлагаемом руле достигается за счет того, что управляющие силы, возникающие на переднем и заднем звеньях, находятся по разные стороны от оси поворота, а создаваемые ими моменты имеют противоположные знаки и взаимно вычитаются. В результате этого суммарная величина шарнирного момента становится существенно меньшей по сравнению с обычными двухзвенными рулями, где моменты, создаваемые звеньями, складываются. Проведенные расчетные исследования показали, что высокая эффективность предлагаемого аэродинамического руля и значительное уменьшение шарнирного момента может быть достигнуто при расположении общей оси поворота переднего и заднего звеньев на 25-30% хорды руля при не отклоненном положении звеньев. Следствием уменьшения суммарного шарнирного момента является уменьшение мощности силового привода и снижение веса механизма поворота руля.