×
10.10.2019
219.017.d3e0

Результат интеллектуальной деятельности: Поверхность управления

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение может быть использовано при создании поверхностей управления летательных аппаратов в виде элеронов, рулей высоты и направления, а также в области кораблестроения. Поверхность управления содержит механизм ее поворота вокруг оси вращения и устройство снижения возникающего шарнирного момента, при этом устройство снижения возникающего шарнирного момента выполнено в виде проницаемого для среды участка с отверстиями или щелевидными вырезами, расположенного в диапазоне от 2% до 30% длины средней хорды поверхности управления от ее задней кромки, при этом площадь отверстий или щелевидных вырезов составляет от 30% до 90% площади проницаемого участка. Изобретение направлено на упрощение конструкции. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов с поверхностями управления в виде элеронов, рулей высоты и направления. Кроме этого, его можно использовать в кораблестроении и в механике для различных вращающихся и отклоняемых поверхностей.

Известен аэродинамический руль, патент №2593178, который состоит из переднего и заднего поворотных звеньев с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена относительно не отклоненного положения. Изобретение направлено на уменьшение суммарного шарнирного момента руля, уменьшение мощности силового привода и снижение веса механизма поворота руля. Недостатком данной схемы является то, что при повороте руля поверхность осевой компенсации может выходить в поток за обводы крыла и влиять на аэродинамические характеристики.

Кроме того, известна поверхность управления палубного пикирующего бомбардировщика-разведчика «Дуглас SBD Даунтлесс» (Wikipedia 20.07.2017). Для устранения бафтинга при пикировании раскрывающиеся закрылки - тормозные щитки были перфорированы круглыми отверстиями. Тормозные щитки были установлены по всей задней кромке крыла. Центральный и нижние секции консольных щитков отклонялись вниз на угол 42 градуса, а верхние - вверх на 37,5 градуса. Нижние секции, кроме того, работали на взлете и посадке как закрылки. По всему размаху тормозные щитки имели перфорацию - три ряда сквозных отверстий. Недостатками данного технического решения являются снижение подъемной силы и уменьшение площади поверхности управления, что приводит к снижению эффективности поверхности управления.

Наиболее близким, принятым за прототип, является изобретение «Орган управления», патент №2028251. Изобретение относится к аэродинамическим органам управления летательных аппаратов, в частности к элеронам, и содержит механизм его поворота вокруг оси вращения, пружинный сервокомпенсатор (устройство снижения шарнирного момента) и дополнительную жесткую кинематическую связь, предотвращающую самопроизвольное отклонение элеронов и сервокомпенсаторов по углу атаки при фиксированном положении рычага управления. Недостатками данного технического решения являются: увеличение сопротивления несущей поверхности вследствие находящихся в потоке элементов рычажной системы сервокомпенсатора, дополнительное сопротивление за счет образования отрывной зоны за отклоненным сервокомпенсатором, увеличение веса самолета за счет рычажной системы сервокомпенсатора и ее обтекателей. Несмотря на то, что общим для данного патента и предлагаемого изобретения является воздействие на величину шарнирного момента через изменение силы на концевой части руля, оно осуществляется разными средствами: в прототипе - механическим путем, что требует механизации и управления, а в предлагаемом изобретении - за счет проницаемости поверхности.

Техническим результатом изобретения является уменьшение шарнирного момента при несущественном изменении суммарных аэродинамических характеристик летательного аппарата.

Указанный технический результат достигается тем, что у поверхности управления, содержащей механизм ее поворота вокруг оси вращения и устройство снижения возникающего шарнирного момента, устройство снижения возникающего шарнирного момента выполнено в виде проницаемого для среды участка с отверстиями или щелевидными вырезами, расположенного в диапазоне от 2% до 30% длины средней хорды поверхности управления от ее задней кромки, при этом площадь отверстий или щелевидных вырезов составляет от 30% до 90% площади проницаемого участка.

Дополнительный технический результат достигается, если проницаемый для среды участок расположен в диапазоне от 10% до 15% длины средней хорды поверхности управления от ее задней кромки.

Дополнительный технический результат достигается, если проницаемый для среды участок выполнен в виде щели, расположенной продольно относительно задней кромки поверхности управления.

Дополнительный технический результат достигается, если отверстия или щелевидные вырезы выполнены с увеличением площади поверхности проницания к задней кромке поверхности управления.

Предлагаемое изобретение поясняется следующими схемами и графиками.

На фигуре 1 изображена предлагаемая поверхность управления.

Фигура 2 показывает расчетное распределение коэффициента давления по поверхности управления.

На фигуре 3 представлены зависимости величин коэффициента шарнирного момента поверхности управления от угла атаки mш(α).

Фигура 4 показывает перетекание воздуха на верхнюю поверхность в среднем сечении поверхности управления плоскостью XOY (поле скоростей (м/с)).

На фигуре 5 изображены аэродинамические силы и их составляющие Fx, Fy, Fz, действующие на поверхность управления с конструктивной компенсацией.

Фигура 6 показывает зависимость величины коэффициента шарнирного момента mш(α) от положения проницаемой поверхности на хорде профиля при ее отклонении на δр=15°.

Фигура 7 показывает зависимость величины коэффициента шарнирного момента от площади проницаемой поверхности при α=10°, δp=15°.

На фигуре 8 показано отклонение струи воздуха в зависимости от размеров щели.

Фигура 9 показывает некоторые возможные формы отверстий в поверхности управления.

Фигура 10 показывает общий вид поверхности управления с проницаемой концевой частью для водной среды.

В предлагаемом изобретении введены следующие обозначения: основная часть крыла 1, поверхность управления 2, носовая часть поверхности управления 3, щель между основной частью крыла и поверхностью управления 4, ось вращения поверхности управления 5, хорда поверхности управления 6, хорда крыла 7, проницаемая часть поверхности управления 8, механизм поворота поверхности управления вокруг оси вращения 9 (фигура 1).

Поверхность управления работает следующим образом: через проницаемую часть поверхности управления 8 осуществляется перетекание воздуха (или другой среды), которое обеспечивает изменение распределения давления на поверхности управления в основном на концевой ее части и уменьшает силы, имеющие большое плечо относительно оси вращения 5, что приводит к уменьшению шарнирного момента.

Пример 1. В качестве примера приведено трехмерное численное исследование аэродинамических сил и моментов поверхности управления с конструктивной компенсацией по программе ANSYS FLUENT (лицензия №501024), основанной на численном решении осредненных по Рейнольд су уравнений Навье-Стокса. Исследование выполнено на прямом крыле с удлинением λ=2 при угле атаки α=10° с отклоненной на δp=10° поверхностью управления. Расчет показал, что наличие щели на конце поверхности управления осуществляет перетекание воздуха в противоположную сторону ее отклонения, в данном случае на верхнюю поверхность. Это движение воздуха показано на фигуре 4а через распределение скоростей V(м/c) и направление векторов скорости в среднем сечении поверхности управления на фигуре 4б. Это перетекание воздуха изменяет распределение давления, а также величину и направление суммарных сил, действующих на поверхность управления. На фигуре 5 видно, что щель уменьшила суммарную силу, действующую на поверхность управления по абсолютной величине, а также изменила ее направление, так как повлияла на ее составляющие: Fx, Fy и Fz. Силы, действующие на поверхность управления, получены из программы расчета и построены пропорционально их величинам в центре давления поверхности управления XD.

Расчетное распределение коэффициента давления в среднем сечении поверхности управления показано на фигуре 2, где Cp=(p-p)/q - распределение давления в сечении крыла (р - статическое давление, р - статическое давление и q - скоростной напор в набегающем потоке) на угле атаки α=10° на фигуре 2а - основной части сечения крыла 1 и фигуре 2б - отклоненной на δр=10° поверхности управления. На фигуре 2б видно, что проницаемый участок на поверхности управления влияет на коэффициенты распределения давления Ср в районе расположения проницаемого участка 8, на основной части крыла 1 значения Ср не изменяются (фигура 2а). Поскольку силы, действующие на участок длины Δх, равны произведению разности давлений на нижнюю и верхнюю поверхность ΔСр=(рнв) на Δх, то видно, что силы на концевой части поверхности управления с проницаемым участком меньше, чем без него. При вычислении шарнирного момента поверхности управления путем интегрирования моментов от сил по всей поверхности управления где х0 - координата оси вращения поверхности управления, силы на концевой части поверхности управления имеют большое плечо относительно оси вращения 5 и поэтому их вклад в величину шарнирного момента будет значительным.

Приведено численное исследование влияния проницаемой концевой части на величину шарнирных моментов поверхности управления с конструктивной компенсацией. Результат по уменьшению шарнирного момента на поверхности управления 2 (фигура 1) достигается тем, что проницаемая поверхность 8 при перетекании воздуха оказывает влияние на распределение давления на конце поверхности управления (фигура 2б), изменяет силы с наибольшим плечом относительно оси вращения 5 и приводит к уменьшению величины шарнирного момента (фигура 3). Фигура 4 показывает перетекание воздуха на верхнюю поверхность в среднем сечении поверхности управления плоскостью XOY (фигура 4а), через векторы скорости видно направление движения потока воздуха через щель на конце поверхности управления (фигура 4б).

Пример 2. Приведены результаты двумерного расчета поверхности управления, рассмотренной в примере 1, но при отклоненной поверхности управления на δр=15°. На фигуре 6 показаны величины коэффициента шарнирного момента mш(α) в зависимости от положения проницаемой поверхности (в данном примере щели), при отклонении поверхности управления на δp=15°. Площадь проницаемой поверхности составляет S'=6% от площади поверхности управления, а ее местоположение выражено в процентном отношении к хорде поверхности управления. На графиках видно, что наиболее эффективно уменьшает величину шарнирного момента щель, расположенная на ~15% от задней кромки поверхности управления. Важной особенностью проницаемого участка для получения нужной величины шарнирного момента является обеспечение необходимого перетекания, которое зависит от плотности среды. Фигура 7 показывает при отклоненной поверхности управления на δp=15° и угле атаки α=10° зависимости величины коэффициента шарнирного момента от площади проницаемой поверхности (S'), выраженной в процентном отношении к площади поверхности управления. На фигуре 8 показано распределение величин скоростей (м/с) и направление струи воздуха в зависимости от размеров щели, расположенной на 15% от задней кромки поверхности управления при отклоненной поверхности управления на δp=15° и угле атаки α=10°, Здесь фигура 7а - исходная поверхность управления, фигура 7б - площадь щели S'=6%, а фигура 7в - S'=12% от площади поверхности управления. Видно, что форма и размеры проницаемого участка оказывают влияние на перетекание потока, внося возмущения в отрывную зону за отклоненной поверхностью управления. Так, например, из узкой щели струя воздуха выдувается в вертикальном направлении, а при увеличении размеров щели она отклоняется в направлении основного потока воздуха. Таким образом, показано, что с целью уменьшения шарнирного момента целесообразно выполнять проницаемый участок на поверхности управления ближе к задней кромке. На фигуре 9 приведены некоторые примеры таких отверстий, которые могут быть расположены как вдоль всей задней кромки поверхности управления, так и частично занимать определенные участки поверхности в зависимости от нужной величины шарнирного момента.

Площадь, вид и положение проницаемого участка определяются в зависимости от конструкции поверхности управления и от плотности окружающей среды для обеспечения перетекания. Для получения нужной величины шарнирного момента площадь проницаемой поверхности и ее расположение можно варьировать. К уменьшению величины шарнирного момента приводит: увеличение площади проницаемости участка и смещение ее в сторону концевой части поверхности управления.

Таким образом, решение поставленной задачи достигнуто и найден путь по снижению шарнирного момента поверхности управления за счет формирования в концевой части поверхности проницаемого для среды участка. При этом суммарные аэродинамические характеристики практически не меняются, так как площадь проницаемого для среды участка мала по сравнению с суммарной площадью поверхности управления, тем более с характерной площадью летательного аппарата. Кроме использования этой модели в воздушной среде, ее можно использовать и в других средах, например, в воде (фигура 10).

Преимущество данной поверхности управления состоит в том, что она не требует вспомогательных устройств и рычагов для обеспечения работы, а ее конструкцию можно легко и малозатратно выполнить.


Поверхность управления
Поверхность управления
Поверхность управления
Поверхность управления
Поверхность управления
Поверхность управления
Поверхность управления
Поверхность управления
Поверхность управления
Поверхность управления
Поверхность управления
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 111-120 из 255.
13.01.2017
№217.015.878c

Лопасть несущего винта вертолёта с отклоняемой задней кромкой

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств изменения циклического шага несущих винтов вертолетов. Лопасть несущего винта вертолета с отклоняемой задней кромкой включает закрылок, привод и встроенную в корпус лопасти систему передачи движения, содержащую тяги....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002603707
Дата охранного документа: 27.11.2016
13.01.2017
№217.015.87b7

Устройство для измерения давления и температуры

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для одновременного измерения давления, температуры и теплового потока с компенсацией влияния температуры на результаты измерения давления. Чувствительным элементом (ЧЭ) для измерения давления выбран «кремний на сапфире»,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002603446
Дата охранного документа: 27.11.2016
13.01.2017
№217.015.880a

Способ торможения сверхзвукового потока

Изобретение относится к аэродинамике летательных аппаратов сверхзвуковых и околозвуковых скоростей. Способ торможения сверхзвукового потока заключается в создании скачков уплотнения, движущихся относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002603705
Дата охранного документа: 27.11.2016
25.08.2017
№217.015.9c51

Устройство для измерения интегральной полусферической излучательной способности частично прозрачных материалов

Изобретение относится к измерительной технике. Устройство содержит вакуумную камеру, исследуемый образец, механизм вращения образца, два плоских омических нагревателя с расположенными в них датчиками температуры и тепловых потоков. Определение интегральной полусферической излучательной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002610552
Дата охранного документа: 13.02.2017
25.08.2017
№217.015.a4c1

Сопло газоструйной системы управления вертолета

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано для вертолетов со струйной системой управления. Механизм управления створками трехстворчатого сопла с управляемым вектором тяги состоит из зубчатого сектора управления положением средней створки, рычагов управления боковыми...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002607687
Дата охранного документа: 10.01.2017
25.08.2017
№217.015.a50e

Крупноразмерная аэродинамическая модель

Изобретение относится к конструкции крупноразмерных аэродинамических моделей летательных аппаратов, применяющихся для испытаний в аэродинамических трубах. Устройство состоит из соединенных между собой сердечников фюзеляжа, крыла с подвижной механизацией, подвижного хвостового оперения с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002607675
Дата охранного документа: 10.01.2017
25.08.2017
№217.015.a5d4

Способ повышения прочности болтового металлокомпозиционного соединения

Изобретение относится к области машиностроения и может применяться в авиастроении, транспорте, строительстве, энергетике для повышения прочности и ресурса конструкций из металлических, композиционных и металлокомпозиционных материалов. Способ заключается в использовании наномодифицированной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002607888
Дата охранного документа: 11.01.2017
25.08.2017
№217.015.acd8

Устройство для измерения давления в аэродинамических трубах

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения полного и статическое давления, их пульсаций в аэродинамических трубах и стендах. Для измерения указанных давлений предложен датчик давления, содержащий тензометрические и емкостные чувствительные элементы....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612733
Дата охранного документа: 13.03.2017
25.08.2017
№217.015.ae50

Гидродинамический интерцептор

Изобретение относится к области судостроения и, в частности, касается усовершенствования быстроходных судов, обеспечивает ускоренный выход судна на режим глиссирования и повышает устойчивость при движении на скорости. Предложен гидродинамический интерцептор, содержащий устройство управления,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612941
Дата охранного документа: 14.03.2017
25.08.2017
№217.015.b614

Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе

Изобретение относится к авиационной технике. Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе состоит из фюзеляжа, стреловидного крыла большого удлинения, хвостового оперения, двигателей, расположенных на фюзеляже. Фюзеляж имеет две параллельные пассажирские кабины, между которыми...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614443
Дата охранного документа: 28.03.2017
Показаны записи 1-1 из 1.
21.06.2020
№220.018.2898

Способ снижения влияния обледенения на аэродинамическую поверхность

Изобретение относится к авиационной технике. Способ снижения влияния обледенения на аэродинамическую поверхность заключается в том, что через продольное щелевое сопло на верхней плоскости аэродинамической поверхности производят тангенциальный выдув струи сжатого воздуха. Выдув осуществляют на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002724026
Дата охранного документа: 18.06.2020
+ добавить свой РИД