руль управления с осевой компенсацией

Формула изобретения

Руль управления с осевой компенсацией, содержащий нижнюю и верхнюю поверхности, обвод носка, выполненного по радиусу к основному профилю несущей поверхности летательного аппарата, отличающийся тем, что на его нижней и верхней поверхностях от максимальной толщины руля установлены полуконусы, переходящие на задней кромке в гофр с торцевым срезом и амплитудой не более половины максимальной толщины руля.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов с рулями управления в виде элеронов, рулей высоты и направления, имеющих осевую компенсацию.

Рули с осевой компенсацией благодаря их простоте и надежности широко используются для летательных аппаратов. Возникающая аэродинамическая сила в носовой части до оси вращения руля создает момент, обратный моменту, возникающему в хвостовой части за осью вращения руля. Путем выбора оси вращения вдоль хорды руля (осевая компенсация) достигают уменьшение шарнирных моментов на нем и необходимые усилия на ручку управления пилота. Осевая компенсация может составлять 30 - 35% хорды руля. Однако при осевой компенсации между несущей поверхностью и рулем возникают неблагоприятные уступы, приводящие к срыву потока и уменьшению его эффективности.

Для затягивания возникновения срыва потока и увеличения эффективности руля применяют выносные крылышки, расположенные перед ось вращения руля (патент США N 2403770, НКИ244-90р).

Однако такие выносные крылышки приводят к увеличению аэродинамического сопротивления и ухудшению летных характеристик летательного аппарата на основных режимах полета.

Форма носовой части руля с осевой компенсацией во многом определяет его эффективность. Известен руль с выполнением носка по радиусу к основному профилю несущей поверхности, который благодаря устранению выемки за несущей поверхностью и рулем и быстрому выходу носка при малых отклонениях в свободный поток обладает повышенной эффективностью. (Прикладная аэродинамика. Мартынов А.К., -М.:Машиностроение, 1972, с.408). Но при средних и больших углах отклонения руля происходят преждевременный срыв потока, потеря его эффективности и ухудшение аэродинамических характеристик всего летательного аппарата.

Задачей изобретения является увеличение эффективности руля с осевой компенсацией и улучшение аэродинамических характеристик летательного аппарата. Это происходит за счет затягивания срыва потока с руля до больших углов отклонения путем уменьшения деффузорности к задней кромке и отсоса пограничного слоя с его поверхности.

Технический результат достигается тем, что обвод носка руля выполнен по радиусу к основному профилю несущей поверхности летательного аппарата и от максимальной толщины руля на нижней и верхней поверхностях установлены полуконусы, переходящие на задней кромке в полукруглый гофр с торцевым срезом и амплитудой не более половины максимальной толщины руля.

На фиг. 1 изображена схема предлагаемого руля с осевой компенсацией в перспективе; на фиг. 2 - схема обтекания предлагаемого руля; на фиг. 3, 4 проиллюстрированы результаты испытаний модели самолета с известным и предлагаемым рулями-элеронами.

Руль управления 1 с осевой компенсацией 2 несущей поверхности 3 и с обводом носка 4, выполненного по радиусу к основному профилю 5 несущей поверхности 3, у которого на нижней и верхней поверхностях от максимальной толщины 6 руля 2 установлены полуконусы 7, переходящие на задней кроме 8 в полукруглый гофр 9 с торцевым срезом 10 и амплитудой не более половины максимальной толщины 6 руля 1 (фиг. 1), где h - амплитуда гофра; C_max - максимальная толщина руля.

Если при обтекании существующего руля (фиг. 2) с осевой компенсацией 2 из-за наличия выступающего носка 4 руля 1 над основным профилем 5 несущей поверхности 3 и большой диффузорности руля 1 на нем возникают преждевременный срыв потока 11 и падание эффективности, то при обтекании предлагаемого руля благодаря установки в диффузорной части руля 1 полуконусов 7 с торцевым срезом 10 на задней кромке 8 происходят улучшение обтекания выступающего носка 4 и затягивание срыва потока 11, что обуславливает увеличение эффективности руля 1.

Устранение срыва потока 11 достигается уменьшением диффузорности хвостовой части руля 1 путем установки там полуконусов 7 и осуществления отсоса пограничного слоя 12 за счет создания областей разрежения на торцевых срезах 10 полуконусов 7 на задней кромке 8 руля 1 (фиг. 2).

При высоте амплитуды гофра торцевого среза 10 большей половины максимальной толщины 6 руля 1 образующая полуконуса 7 и торцевой срез 10 будут выступать по высоте за максимальную толщину 6 руля 1, что приведет к дополнительному увеличению аэродинамического сопротивления и уменьшению аэродинамического качества летательного аппарата. Выбор высоты амплитуды гофра определяется с учетом формы и толщины профиля руля, его размеров и конструкции.

На фиг. 3 приведена зависимость момента крена М от угла отклонения элеронов M_x= f(_эл) , а на фиг. 4 - зависимости коэффициента подъемной силы С_у и аэродинамического качества K по углу атаки C_y= f(), K = f() модели спортивного самолета с крылом, имеющим удлинение = 5,5, относительную толщину профиля и одинаковую относительную площадь элеронов 19% с осевой компенсацией 35% известных и предлагаемых элеронов. Видно, что при создании одинакового бокового момента M_x = 0,080 (фиг. 3) предлагаемые элероны, обладающие большей эффективностью, достаточно отклонить на _эл= 15, тогда как существующие элероны должны быть отклонены на _эл= 25.

Улучшение аэродинамических характеристик достигается во всем диапазоне углов атаки (фиг. 4). Для максимального коэффициента подъемной силы выигрыш составляет C_{y max}= 20%, а для максимального аэродинамического качества K_max= 17%, что позволяет существенно улучшить летно-технические характеристики самолета.

Конкретный экономический эффект зависит от типа самолета, его конструкции, основных режимов полета и объема эксплуатации.