×
09.06.2018
218.016.5a1a

ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА (ВАРИАНТЫ)

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002655571
Дата охранного документа
28.05.2018
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Законцовка крыла в виде крылышка большого удлинения, являющегося продолжением основного крыла и выполненного с размахом не менее 10% полуразмаха крыла, а размер концевой хорды не менее 30% ее корневой хорды. Выполнена она в виде рулевой поверхности, плоскость которой составляет с плоскостью основного крыла угол, не превышающий 90 градусов. В первом варианте законцовка имеет угол положительной стреловидности по передней кромке, превышающий угол стреловидности основного крыла не менее чем на 15 градусов, но составляющий по абсолютной величине не более 70 градусов. Во втором варианте законцовка имеет угол отрицательной стреловидности, не превышающий 60 градусов. Группа изобретений направлена на подавление вибраций, обусловленных полетом в неспокойной атмосфере. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 17 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области летательных аппаратов (самолетов, крылатых и оперенных ракет). Оно направлено на повышение аэродинамического качества летательных аппаратов, а также повышение эффективности управления летательным аппаратом и решения проблемы реверса органов управления, управления аэродинамическими нагрузками, подавления вибраций, обусловленных полетом в неспокойной атмосфере, подавления флаттера - за счет целесообразного изменения распределения местных углов атаки по размаху упругого крыла самолетов (особенно самолетов со стреловидными крыльями большого удлинения).

Известен рассматриваемый в качестве аналога предлагаемого изобретения «Спироидный винглет» (заявка на изобретение №2016143059 от 2.11.2016 Г.А. Амирьянца). Отличительной особенностью его является то, что, будучи элементом активного аэроупругого крыла, он оснащен выносными органами управления по типу выносного элерона («Устройство для улучшения управляемости и устойчивости крылатых летательных аппаратов при больших скоростях полета». Авторское свидетельство Г.А. Амирьянца, SU 1839845 А1, 1965 год).

Выносной элерон, в том числе выполненный как цельноповоротный элемент активного аэроупругого крыла, вынесенный существенно вперед относительно оси жесткости крыла, имеет известный недостаток: для его установки требуются специальные выносные устройства на конце крыла. Недостатком выносного элерона, в том числе цельноповоротного, вынесенного назад относительно оси жесткости крыла, представляется также следующее. Хотя его эффективность с ростом скоростного напора уменьшается гораздо сильнее, чем у обычных элеронов, она может оказаться недостаточной, чтобы использовать предложенную в концепции «Спироидного винглета» смену в законе управления знака угла отклонения выносной рулевой поверхности на противоположный при значениях скоростного напора q, превышающих критическое значение скоростного напора реверса этой поверхности q кр рев. Недостатком «Спироидного винглета» представляется также сложность его пространственной конструкции.

Известны также другие законцовки крыла (винглеты), главное назначение которых увеличение аэродинамического качества летательного аппарата. Наиболее близким к предлагаемому изобретению устройством, рассматриваемым в качестве прототипа, представляются так называемые raked wingstips, или гребневые законцовки (в буквальном переводе на русский язык: наклонные законцовки крыла). Они представляют собой продолжение основного крыла в виде крылышек, расположенных в той же плоскости, что и основное крыло, имеющих несколько больший (на 5-10%) угол стреловидности по передней кромке, чем основное крыло (см., например: Norris, Guy; Wagner, Mark (2009). Boeing 787 Dreamliner. Osceola, Wisconsin: Zenith Press. ISBN 978-0-7603-2815-6). Задняя кромка наклонной гребневой законцовки, являясь продолжением задней кромки основного крыла, имеет практически тот же угол стреловидности, что и задняя кромка основного крыла. Такая законцовка имеет гораздо большее сужение, чем основное крыло. Хорда такой законцовки равна не более примерно 20% от ее корневой хорды.

Недостатком наклонных, гребневых законцовок представляется то, что они имеют ограниченное предназначение - лишь для повышения аэродинамического качества (хоть и весьма значительного) и не используются в качестве органов управления.

Невозможность использования известного наклонного винглета в качестве рулевой поверхности как элемента активного аэроупругого крыла обусловлена тем, что он представляет собой продолжение основного крыла в виде горизонтального крылышка, не удаленного значительно вперед или значительно назад относительно оси жесткости крыла, к тому же вклад концевых сечений крылышка в его подъемную силу относительно невелик из-за относительно большого сужения, обусловленного малым размером его концевой хорды, близкого к нулю (Norris, Guy; Wagner, Mark (2009). Boeing 787 Dreamliner. Osceola, Wisconsin: Zenith Press. ISBN 978-0-7603-2815-6).

Недостатком цельноповоротной рулевой поверхности (как элемента активного аэроупругого крыла) представляется, к тому же, возможное осложнение проблемы ее шарнирных моментов, а также проблемы прочности ее крепления в относительно тонкой концевой части крыла.

Целью настоящего изобретения является повышение аэродинамического качества летательного аппарата, а также повышение эффективности управления по крену и повышение эффективности управления распределением аэродинамической нагрузки по размаху крыла, повышение весовой отдачи конструкции и безопасности по условиям флаттера - за счет активного использования упругости конструкции. Эта комплексная задача особенно актуальна для самолетов со стреловидными, тонкими, гладкими крыльями большого удлинения.

Решение поставленной задачи и соответствующий технический результат достигаются тем, что используют законцовку крыла в виде крылышка большого удлинения, являющегося продолжением основного крыла. Отличительной особенностью такой законцовки является то, что она имеет угол положительной стреловидности по передней кромке, превышающий угол стреловидности основного крыла не менее чем на 15 градусов, но составляющий по абсолютной величине не более 70 градусов. Ее размах равен не менее 10% полуразмаха крыла, а размер концевой хорды не менее 30% ее корневой хорды. Выполнена она в виде рулевой поверхности, при этом плоскость законцовки составляет с плоскостью основного крыла угол, не превышающий 90 градусов.

В одном из вариантов эта рулевая поверхность выполнена цельноповоротной с возможностью изменения ее угла атаки. А в другом - рулевая поверхность выполнена в виде отклоняемых задней и передней кромок, связанных с кессоном законцовки, моментно заделанным в концевой части основного крыла.

Решение поставленной задачи и соответствующий технический результат также достигаются тем, что используют законцовку крыла в виде крылышка большого удлинения, являющегося продолжением основного крыла. При этом отличительной особенностью этой законцовки является то, что она имеет угол отрицательной стреловидности, не превышающий по абсолютной величине 60 градусов. Ее размах равен не менее 10% полуразмаха крыла, а размер концевой хорды не менее 30% ее корневой хорды. Выполнена она в виде рулевой поверхности, при этом плоскость законцовки составляет с плоскостью основного крыла угол, не превышающий 90 градусов.

В одном из вариантов эта рулевая поверхность выполнена цельноповоротной с возможностью изменения ее угла атаки. А в другом - рулевая поверхность выполнена в виде отклоняемых задней и передней кромок, связанных с кессоном законцовки, моментно заделанным в концевой части основного крыла.

Предлагаемые изобретения иллюстрируются фотографиями и схемами, на которых изображены:

- на фиг. 1 - наклонные гребневые законцовки крыла («raked wingtips») на самолетах Боинг B-747-Freighter (фиг. 1a), Boeing-767-400ER (фиг. 1б), Boeing-787 Dreamliner (фиг. 1в);

- на фиг. 2-4 - геометрия крыла, оснащенного задним спироидным винглетом (законцовкой);

- на фиг. 5-7 - геометрия крыла, оснащенного передним спироидным винглетом;

- на фиг. 8 - законцовка положительной стреловидности, выполненная в виде выносной рулевой цельноповоротной поверхности (вид сверху);

- на фиг. 9 - вид сзади по стрелке Д на законцовку положительной стреловидности, выполненную в виде рулевой цельноповоротной поверхности;

- на фиг. 10 - законцовка положительной стреловидности, выполненная в виде отклоняемых задней и передней кромок, связанных с кессоном законцовки, моментно заделанным в концевой части основного крыла (вид сверху);

- на фиг. 11 - вид сзади по стрелке Е на законцовку положительной стреловидности, выполненную в виде отклоняемых задней и передней кромок, связанных с кессоном законцовки, моментно заделанным в концевой части основного крыла;

- на фиг. 12 - законцовка обратной стреловидности, выполненная в виде рулевой цельноповоротной поверхности (вид сверху);

- на фиг. 13 - вид сзади по стрелке Ж на законцовку обратной стреловидности, выполненную в виде рулевой цельноповоротной поверхности;

- на фиг. 14 - законцовка обратной стреловидности, выполненная в виде отклоняемых задней и передней кромок, связанных с кессоном законцовки, моментно заделанным в концевой части основного крыла (вид сверху);

- на фиг. 15 - вид сзади по стрелке З на законцовку обратной стреловидности, выполненную в виде отклоняемых задней и передней кромок, связанных с кессоном законцовки, моментно заделанным в концевой части основного крыла;

- на фиг. 16 - эффективность поперечного управления самолета (производные момента крена по углу отклонения цельноповоротной законцовки большой прямой стреловидности, а также для сравнения - штатного элерона и спойлера - в зависимости от скоростного напора при различных числах М);

- на фиг. 17 - эффективность поперечного управления самолета (производные момента крена по углу отклонения цельноповоротной законцовки большой обратной стреловидности, а также для сравнения - штатного элерона и спойлера - в зависимости от скоростного напора при различных числах М).

Законцовка крыла устроена следующим образом.

Законцовка 12 крыла (фиг. 8, 9) выполнена в виде рулевой поверхности и представляет собой продолжение основного крыла 11 в виде крылышка большого удлинения. Законцовка 12 имеет угол положительной стреловидности по передней кромке, превышающий угол стреловидности основного крыла не менее чем на 15 градусов, но составляющий по абсолютной величине не более 70 градусов. Размах законцовки 12 равен не менее 10% полуразмаха крыла. Сужение законцовки 12 примерно такое же, как и у основного крыла, так что размер концевой хорды 14 законцовки 12 равен не менее 30% корневой хорды 15 законцовки 12. Плоскость законцовки примерно расположена в плоскости основного крыла, но в любом случае плоскость законцовки составляет с плоскостью основного крыла угол, не превышающий 90 градусов. Законцовка 12 выполнена цельноповоротной с возможностью изменения ее угла атаки за счет поворота ее вокруг оси вала 13, а в другом варианте (фиг. 10, 11) она выполнена с возможностью отклонения задней 18 и передней 19 кромок, связанных с кессоном законцовки 17, моментно заделанным в концевой части основного крыла 11.

В другом варианте (фиг. 12, 13) законцовка 20 крыла выполнена в виде рулевой поверхности и представляет собой также продолжение основного крыла 11 в виде крылышка большого удлинения. При этом законцовка 20 имеет отрицательный угол стреловидности, не превышающий по абсолютной величине 60 градусов. Размах законцовки 20 равен не менее 10% полуразмаха крыла. Сужение законцовки 20 примерно такое же, как и у основного крыла, так что размер концевой хорды 21 законцовки 20 равен не менее 30% корневой хорды 22 законцовки 20. Плоскость законцовки примерно расположена в плоскости основного крыла, но в любом случае плоскость законцовки составляет с плоскостью основного крыла угол, не превышающий 90 градусов. Законцовка 20 выполнена цельноповоротной с возможностью изменения ее угла атаки за счет поворота ее вокруг оси вала 23, а в другом варианте (фиг. 14, 15) она выполнена с возможностью отклонения задней 25 и передней 26 кромок, связанных с кессоном законцовки 24, моментно заделанным в концевой части основного крыла 11.

Устройство работает следующим образом. Законцовка в виде рулевой цельноповоротной поверхности 12, вынесенная назад относительно оси жесткости 29 крыла 11, выполнена с возможностью поворота ее вокруг оси вала 13, чем обеспечивается изменение ее угла атаки. Угол атаки изменяется в зависимости от потребного момента крена, распределения изгибающего момента по размаху крыла, уровня вибраций, а также числа М и скоростного напора. В том числе предусматривается использование в законе управления смены знака угла отклонения выносной рулевой поверхности на противоположный при значениях скоростного напора q, превышающих критическое значение реверса рулевой поверхности q кр.рев. В случае невозможности использования цельноповоротной рулевой поверхности 12 из-за проблем, связанных с шарнирными моментами и прочностью закрепления в концевой части крыла 11, в качестве рулевой поверхности используют отклоняемые заднюю 18 и переднюю 19 кромки законцовки, при этом кессон законцовки 17 выполнен моментно заделанным в ее корне, в концевой части крыла 11.

Рулевая цельноповоротная поверхность 20, вынесенная вперед относительно оси жесткости 29 крыла 11, выполнена с возможностью поворота ее вокруг оси вала, чем обеспечивается изменение ее угла атаки. Угол атаки изменяется в зависимости от потребного момента крена, распределения изгибающего момента по размаху крыла, уровня вибраций, а также числа М и скоростного напора.

В случае невозможности использования цельноповоротной рулевой поверхности 20 из-за проблем, связанных с шарнирными моментами и прочностью закрепления законцовки в концевой части крыла 11, в качестве рулевой поверхности используют отклоняемые заднюю 25 и переднюю 26 кромки законцовки 24, при этом кессон законцовки 24 выполнен моментно заделанным в ее корне, в концевой части крыла 11.

Достигаемый положительный эффект доказывается результатами выполненных расчетных исследований.

Они свидетельствуют, во-первых, о том, что для дальнемагистрального пассажирского самолета с крылом большого удлинения прирост аэродинамического качества (и изгибающего момента в корне крыла), обусловленный применением активной (наклонной) законцовки крыла - винглетов (как прямой, так и обратной стреловидности, при постоянном значении коэффициента подъемной силы Су=0.5) составил соответственно: 10,4% (1,143).

Во-вторых, они свидетельствуют о высокой эффективности предлагаемых законцовок крыла (винглетов) в качестве элементов активного аэроупругого крыла. В качестве иллюстрации на фиг. 16, 17 представлены, к примеру, графики зависимости производных момента крена по углу отклонения законцовки прямой стреловидности (фиг. 8, 9) и обратной стреловидности (фиг. 12, 13), а для сравнения - штатного элерона 27 и спойлера 28, располагаемых позади оси жесткости крыла 29 (фиг. 8-14) - в зависимости от скоростного напора при различных числах М.

Эффективность штатного элерона (фиг. 16, 17) в значительной мере (и в меньшей степени эффективность спойлера) в качестве органов управления самолетом по крену быстро падает с ростом скоростного напора. Это обусловлено положением элеронов позади оси жесткости крыла и его неблагоприятными деформациями.

Эффективность управления с помощью вынесенной назад законцовки, или законцовки прямой стреловидности, фиг. 16, падает с ростом скоростного напора гораздо сильнее, чем эффективность штатного элерона. Смена знака производных момента крена по углу отклонения вынесенной назад законцовки (то есть реверс органа управления) наступает при относительно небольшом значении скоростного напора. Причем реверс этот глубокий, и в законе управления при сверхкритических значениях скоростного напора следует использовать отклонение органа управления в противоположную сторону. Тем самым с помощью вынесенной назад законцовки обеспечивается повышение эффективности управления по крену, решение проблемы реверса органов управления, а также управления аэродинамическими нагрузками, подавления вибраций, обусловленных полетом в неспокойной атмосфере, подавления флаттера - за счет целесообразного изменения распределения местных углов атаки по размаху упругого крыла.

Эффективность управления с помощью вынесенной вперед законцовки, или законцовки обратной стреловидности, фиг. 17, падает с ростом скоростного напора гораздо меньше, чем эффективность штатного элерона.

Тем самым с помощью вынесенной вперед законцовки обеспечивается повышение эффективности управления по крену, решение проблемы реверса органов управления, а также управления аэродинамическими нагрузками, подавления вибраций, обусловленных полетом в неспокойной атмосфере, подавления флаттера - за счет целесообразного изменения распределения местных углов атаки по размаху упругого крыла. При этом в законе управления во всем диапазоне скоростных напоров нет необходимости использовать отклонение органа управления в противоположную сторону.


ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА (ВАРИАНТЫ)
ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА (ВАРИАНТЫ)
ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА (ВАРИАНТЫ)
ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА (ВАРИАНТЫ)
ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА (ВАРИАНТЫ)
ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА (ВАРИАНТЫ)
ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА (ВАРИАНТЫ)
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 255.
10.02.2013
№216.012.2454

Способ адаптации рабочей части аэродинамической трубы для получения безындукционного обтекания моделей летательных аппаратов и устройство для его осуществления

Заявленная группа изобретений относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использована при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах. Предложен новый способ адаптации рабочей части аэродинамической трубы, содержащий новую технологию получения на границах...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474802
Дата охранного документа: 10.02.2013
20.03.2013
№216.012.302a

Измерительное устройство

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для измерения неэлектрических величин при помощи тензометрических мостовых датчиков с инструментальными усилителями, запитанных постоянным током. Техническим результатом изобретения является повышение точности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477865
Дата охранного документа: 20.03.2013
10.05.2013
№216.012.3cfa

Способ фрезерования на станках с чпу моделей лопаток роторов газотурбинных двигателей

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в авиадвигателестроении при обработке профиля пера рабочих лопаток газотурбинных двигателей, в частности аэродинамических моделей лопаток роторов газотурбинных двигателей, имеющих малую толщину и осевые габариты 200-300 мм. Способ...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481177
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.05.2013
№216.012.4044

Система управления самолётом

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами. Предлагаемая система улучшает характеристики продольного движения за счет введения блока оценки продольной устойчивости самолета и компенсации ее изменения по режимам полета. Ликвидируются характерные для интегральных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482022
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.41f7

Способ создания потока газа в гиперзвуковой вакуумной аэродинамической трубе и аэродинамическая труба

Изобретения относятся к области промышленной аэродинамики, в частности к гиперзвуковым аэродинамическим трубам (АДТ). Предложены способ создания потока и аэродинамическая труба (АДТ) непрерывного действия, охватывающая весь гиперзвуковой диапазон скоростей с числами Маха М≥5, причем для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482457
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.427e

Аэродинамический стенд для проведения фундаментальных исследований по генерации электроэнергии мгд-методами с использованием в качестве рабочего газа высокотемпературного водорода (h)

Изобретение относится к области энергетики, преимущественно к созданию аварийных энергетических установок большой мощности, работающих на принципе магнитогазодинамического преобразования энергии. Заявленное устройство включает источник высокотемпературного газа, устройство подачи присадки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482592
Дата охранного документа: 20.05.2013
10.07.2013
№216.012.53c7

Треугольное крыло для сверхзвуковых летательных аппаратов

Изобретение относится к области авиационной техники. Треугольное крыло имеет вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, и неплоскую срединную поверхность. Срединная поверхность выполнена из двух элементов, которые...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487050
Дата охранного документа: 10.07.2013
10.07.2013
№216.012.53c8

Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания

Группа изобретений относится к области авиации. Предкрылок крыла самолета подвижно соединен с основным крылом и содержит аэродинамически обтекаемую поверхность, включающую заднюю нижнюю кромку. Часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487051
Дата охранного документа: 10.07.2013
20.07.2013
№216.012.57a0

Устройство для локального подвода энергии к потоку воздуха, обтекающего объект (варианты)

Изобретение относится к аэродинамике и к энергетическим установкам транспортных средств, в частности к устройствам для улучшения аэродинамического качества путем подвода энергии к их внешней поверхности. Устройство для локального подвода энергии к потоку воздуха, обтекающего объект, содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488040
Дата охранного документа: 20.07.2013
20.07.2013
№216.012.57cb

Способ измерения негерметичности изделий

Изобретение относится к области испытательной техники и может быть использовано для измерения негерметичности изделий, работающих под избыточным давлением. Техническим результатом является повышение точности измерения негерметичности изделия в разных условиях окружающей среды при неодинаковых...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488083
Дата охранного документа: 20.07.2013
Показаны записи 1-6 из 6.
10.12.2013
№216.012.89f1

Разборная упругоподобная аэродинамическая модель и способ ее изготовления

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к исследованию проблем аэроупругости летательных аппаратов в области авиационной техники, а именно к разработке моделей для аэродинамических труб. Модель содержит силовой сердечник и крышку, представляющие в сборе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002500995
Дата охранного документа: 10.12.2013
20.12.2014
№216.013.1381

Способ изготовления упругоподобных моделей летательных аппаратов на станках с чпу

Изобретение относится к авиационной технике и касается экспериментальных исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов (ЛА) в аэродинамических трубах. При изготовлении упругоподобных моделей ЛА на станках с ЧПУ производят предварительный и поверочный расчеты математической модели...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002536416
Дата охранного документа: 20.12.2014
10.02.2016
№216.014.c513

Способ управления упругими изгибными и крутильными деформациями несущей поверхности и устройство для его реализации

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам изменения аэродинамических характеристик несущих поверхностей летательных аппаратов. Способ управления упругими изгибными и крутильными деформациями несущей поверхности включает операцию деформирования кессона...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002574491
Дата охранного документа: 10.02.2016
29.12.2017
№217.015.f45a

Спироидный винглет

Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Спироидный винглет представляет продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы. Несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002637149
Дата охранного документа: 30.11.2017
20.02.2019
№219.016.c230

Универсальная упругоподобная аэродинамическая модель и способ ее изготовления

Изобретения относятся к области экспериментальной аэродинамики, в частности исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов. Модель содержит силовой сердечник и одну съемную крышку, сердечник выполнен в виде части профиля, включающей всю верхнюю поверхность, например, крыла, а также...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002454646
Дата охранного документа: 27.06.2012
01.03.2019
№219.016.c9e4

Способ (варианты) управления летательным аппаратом и устройство (варианты) для его осуществления

Изобретение относится к авиации и касается аэродинамики органов управления летательного аппарата (ЛА). Один из вариантов способа управления ЛА заключается в том, что для управления распределением давления по несущей поверхности и положением ЛА отклоняют заднюю кромку несущей поверхности и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002299834
Дата охранного документа: 27.05.2007
+ добавить свой РИД