Результат интеллектуальной деятельности: ОРГАН УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности, к органам управления полетом, включающим рули управления и может быть использовано в летательных аппаратах, судах, конструкциях лопастей и т.п.

Одним из основных параметров рулей, служащих для управления полетом, является шарнирный момент. Рулевая поверхность, отклоняясь в процессе управления, испытывает на себе действие аэродинамических сил. В результате взаимодействия воздушного потока с рулевой поверхностью, возникают аэродинамическая сила и момент этой силы. Момент аэродинамических сил передаваемый на орган управления называется шарнирным, (см. Микеладзе В.Г., Титов В.М, Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет. Справочник. М. Машиностроение, 1982, с. 126 и 136). Шарнирный момент всегда противодействует отклонению руля и поэтому вызывает усилия на командных рычагах, которые преодолеваются пилотом.

Отсюда применение гидроусилителей (бустерных систем), которые уменьшают командные усилия. Уменьшение шарнирного момента приводит к снижению веса конструкции и мощности бустеров рулей, (бустер и бустерное управление -см. Энциклопедия. Авиация. М, Большая российская Энциклопедия, 1994 г. с. 124.

Известны основные конструкторские решения для создания компенсации шарнирного момента с целью снижения усилия на командные рычаги. Известны компенсации: осевая, роговая, внутренняя, сервокомпенсация, триммер и т.п. Наиболее распространенной компенсацией является осевая. В качестве прототипа для предлагаемого изобретения принят руль управления полетом летательного аппарата с осевой компенсацией.

Известен орган управления полетом, состоящий из подвижной поверхности, установленной в хвостовой части аэродинамической поверхности, для уменьшения шарнирного момента которого используется осевая аэродинамическая компенсация. Осевая компенсация это часть руля, расположенная впереди его оси вращения вдоль всего размаха руля. Суть компенсации в том, что ось вращения руля помещается ближе к центру давления, т-е к точке приложения равнодействующей аэродинамических сил. В результате уменьшения расстояния между осью вращения и центром давления шарнирный момент также уменьшается, (см. Энциклопедия Авиации. М Большая Российская Энциклопедия, 1994 г, с 76 и 490) Недостатком такого органа управления является то, что смещение оси вращения в сторону центра давления, приводит к выходу носка управления в поток, увеличивая тем самым лобовое сопротивление. Кроме того, углы отклонения руля ограничены неподвижной аэродинамической поверхностью. Если углы отклонения превышены, то возможен срыв потока, В результате теряется эффективность руля и возрастает шарнирный момент.

Целью предложенного изобретения является снижение шарнирного момента и усилия на командные рычаги управления.

Технический результат достигается тем, что орган управления полетом летательного аппарата, содержит аэродинамическую поверхность, руль с осью вращения, командный рычаг с тягой, каркас руля, который собран из размещенных по потоку ребер жесткости и боковых аэродинамических панелей с возможностью поочередного сдвига каждой из них относительно каркаса с образованием отверстий между панелью и каркасом для прохода потока воздуха через руль.

В результате анализа известных технических решений при проведении патентных исследований, заявитель не обнаружил технических решений с признаками, сходными с отличительными признаками заявляемого решения, а потому совокупность упомянутых существенных признаков позволяет считать предложенную конструкцию руля в качестве востребованной части летательного аппарата.

Техническое решение поясняется чертежами, где на фиг. 1 показан вид руля сбоку, на фиг. 2 вид по стрелке «А». В состав органа управления входят каркас руля 1. боковые аэродинамические панели 2 и 3. ось поворота 4. тяга 5 рычаг 6 аэродинамическая поверхность 7, а также ребра 8 на фиг. 2. Управление полетом осуществляют путем поворота руля вокруг оси 4 за счет командного усилия Р, приложенного к тяге 5. Усилие Р далее передается на рычаг 6. Последний связан кинематически с каркасом руля.1. Под действием усилия Р и момента этой силы на плече «а» происходит поворот руля на угол «w«. На фиг. 1 поворот руля происходит против часовой стрелки. Возникают равнодействующая эродинамических сил «R» и шарнирный момент Мш, равный произведению этой силы на плечо «с». Одновременно с поворотом руля выполняют сдвиг панели 3 относительно каркаса 1 с открытием отверстий 10 и 11, в которые поступает воздух в форме скоростного воздушного потока «q», созданного движением летательного аппарата. (См фиг. 1) Сдвиг панели может быть получен электрическими, гидравлическими, механическими и др. средствами, которые могут быть размещены внутри руля. Скоростной поток воздуха заходит через отверстие 10 во внутреннее пространство руля между ребрами 8 (фиг. 2) и выходит наружу в форме скоростного потока «q» через отверстие 11. Скоростной поток «q» оказывает вначале давление на каркас, а затем на выдвинутую часть поверхности панели 3. Если просуммировать давление потока «q» на выдвинутую часть поверхности панели 3, то получим равнодействующую силу «Q» и момент этой силы «Mq» с плечом «b». (см. фиг. 1) Указанные силовые параметры имеют знак обратный знаку шарнирного момента «Мш» и аэродинамической силы «R». Вычитая момент «Mq» из «Мш» получаем уменьшенный Мш.

Таким образом, поставленная цель уменьшения шарнирного момента получена.

. Давлением на каркас можно пренебречь из-за малости расстояния от потока «q», входящего в отверстие 10, до оси вращения руля.

Для того чтобы уменьшить командное усилие при повороте руля в направлении по часовой стрелке, достаточно панель 3 вернуть в исходное положение и аннулировать отверстия, а панели 2 сообщить сдвиг с образованием новых отверстий на противоположной поверхности руля.