летательный аппарат

Формула изобретения

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, содержащий крыло и расположенные на концевых хордах крыла генераторы энергии, на валах которых установлены крестообразные аэродинамические поверхности, неподвижные в нормальном полете и автоматически растормаживаемые при отказе бортовой электросистемы, образующие при этом воздушные турбины, отличающийся тем, что, с целью уменьшения индуктивного сопротивления крыла летательного аппарата, в нем вертикальные аэродинамические поверхности выполнены подвижными в продольном направлении, жестко скреплены между собой, снабжены замкнутой гидравлической системой и золотниковым переключателем каналов, взаимодействующим с тормозным устройством, причем направляющей при продольном движении вертикальных аэродинамических поверхностей служит паз в валу электрогенератора, с которым взаимодействует средняя соединительная перемычка между двумя вертикальными аэродинамическими поверхностями.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, а конкретно к способам и устройствам для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата и к стабилизирующим поверхностям, устанавливаемым на крыльях.

Известен летательный аппарат с рассеивателями вихрей, представляющими собой крылышко (аэродинамическую поверхность), установленное перпендикулярно плоскости крыла на его концевой хорде [1]

Это техническое решение служит для уменьшения величины индуктивного сопротивления несущей поверхности.

Недостатком этого летательного аппарата является его узкая функция, не повышающая безопасность полетов, например, при отказе бортовой электросистемы.

Наиболее близким техническим решением является известная разработка консорциума Эрбас Индастри по проектированию для широкофюзеляжных самолетов А-330 и А-340 концевых аэродинамических поверхностей сзади концевой хорды крыла, снижающих его индуктивное сопротивление в полете. При отказе бортовой электросистемы эти крестообразные аэродинамические поверхности растормаживаются и, работая как воздушные турбины, приводят во вращение роторы электрогенераторов аварийной электросистемы самолета, а генераторы расположены в законцовках крыла [2]

Однако данное техническое решение характеризуется недостаточным снижением индуктивного сопротивления крыла из-за удаления концевых аэродинамических поверхностей от основного места образования мощных концевых вихрей, образующихся недалеко от носка концевой хорды крыла. Об этом свидетельствует обычное, проверенное практикой, место установки концевых крылышек на концевой хорде крыла на многих современных самолетах.

Целью изобретения является уменьшение индуктивного сопротивления крыла летательного аппарата.

Цель достигается тем, что в предлагаемом летательном аппарате, содержащем крыло и расположенные на концевых хордах крыла генеpаторы энергии, на валах которых установлены крестообразные аэродинамические поверхности, неподвижные в нормальном полете и автоматически растормаживаемые при отказе бортовой электросистемы, образующие в этом случае воздушные турбины, вертикальные аэродинамиические поверхности выполнены подвижными в продольном направлении, жестко скреплены между собой, снабжены замкнутой гидравлической системой и золотниковым переключателем, взаимодействующим с тормозным устройством, причем направляющей при продольном движении вертикальных аэродинамических поверхностей служит паз в валу электрогенератора, с которым взаимодействует соединительная перемычка между двумя вертикальными аэродинамическими поверхностями.

На фиг.1 показано устройство при нормальном полете, вертикальные аэродинамические поверхности находятся в переднем положении, вид сверху; на фиг.2 то же, при отказе бортовой электросистемы, вертикальные аэродинамические поверхности находятся в заднем положении и работают как воздушная турбина, вид сверху; на фиг. 3 то же, вид сзади в положении воздушной турбины; на фиг.4 переднее положение вертикальных аэродинамических поверхностей и задний участок вала электрогенератора и ложементы в разрезе; на фиг.5 передняя часть обтекателя на концевой хорде крыла с предложенным устройством (верхняя обшивка обтекателя условно снята и аэродинамические поверхности не показаны), вид сверху; на фиг.6 сечение А-А на фиг.5; на фиг.7 сечение Б-Б на фиг.5; на фиг.8 тормозное устройство со стопором и золотниковым переключателем в положении нормального полета; на фиг.9 то же, в положении отказа бортовой электросистемы, т.е. в положении воздушной турбины.

Летательный аппарат содержит крыло 1, на концевых хордах которого закреплены внутренние 2 и наружные 3 горизонтальные аэродинамические поверхности, а также связанные между собой перемычками 4 верхние 5 и нижние 6 вертикальные аэродинамические поверхности, выполненные с возможностью продольного перемещения последних вдоль концевых хорд крыла. Горизонтальные аэродинамические поверхности 2 и 3 установлены в полости концевой хорды крыла за его задней кромкой. В неподвижной передней части обтекателя 7 расположен электрогенератор 8, тормозной диск 9 которого жестко закреплен на пустотелом валу 10 электрогенератора 8. В носовой части обтекателя 7 закреплен гидроцилиндр 11, шток которого шарнирно присоединен к перемычке 4 между вертикальными аэродинамическими поверхностями 5 и 6. Гидроцилиндр 11 обслуживает замкнутую гидросистему, состоящую еще из гидроаккумулятора 12, расположенного в полости крыла 1 и золотникового переключателя 13. Внутри передней части пустотелого вала 10 расположен шток гидроцилиндра 11, а в задней части вала 10 выполнен паз 14 для перемещения перемычки 4. К хвостовой части вала 10 жестко прикреплены задняя часть обтекателя 7, отделенная от передней, и горизонтальные аэродинамические поверхности 2 и 3. В передней части обтекателя 7 жестко закреплены два ложемента 15, в которых расположен вал 10 электрогенератора 8. Тормозное устройство содержит два соленоида 16, прикрепленных к обтекателю 7. Расположенные в соленоидах 16 сердечники 17 присоединены через пружину 18 к конструкции обтекателя 7. К концу сердечника 17 хомутом прикреплен рычажок перемещения золотника золотникового переключателя 13. На обращенном к тормозному диску 9 концу сердечника 17 выполнена подпружиненная площадка 19 с тормозной колодкой 20, а внутри паза в сердечнике 17 расположен подпружиненный фиксатор 21, взаимодействующий с поперечной прорезью 22 в тормозном диске 9. К внутренней поверхности тормозной колодки 20 прикреплена фрикционная прокладка 23, взаимодействующая с тормозным диском 9. Длина паза 14 в валу 10 точно соответствует сумме длины перемычки 4 и длины необходимого перемещения ее из переднего положения в заднее при отказе электросистемы.

Устройство работает следующим образом.

При нормальной работе в полете бортовой электросистемы летательного аппарата все четыре аэродинамические поверхности с помощью фиксаторов 21, вошедших в прорези тормозного диска 9, заторможены. Аэродинамические поверхности 2 и 3 расположены несколько сзади крыла 1 горизонтально и работают как обычные, но дополнительные несущие поверхности, а вертикальные аэродинамические поверхности 5 и 6 с помощью замкнутой гидросистемы, гидроцилиндра 11 и золотникового переключателя 13, направляющего гидросмесь на втягивание штока, расположены в переднем положении. При этом верхняя 5 и нижняя 6 аэродинамические поверхности работают, как известные концевые крылышки, значительно уменьшая индуктивное сопротивление крыла 1, эффективно предотвращая образование мощных вихрей на концах крыла 1 (один из вариантов "крылышек Уиткомба"). Меньший эффект дают и горизонтальные аэродинамические поверхности 2 и 3, что связано с некоторым удалением их от зоны зарождения мощных вихрей на концах крыла. При отказе бортовой электросистемы, например при отказе маршевых двигателей, обесточиваются соленоиды 16 и сердечники 17 с помощью пружин 18 отходят от тормозного диска 9 и извлекают из прорезей 22 фиксаторы 21. Вал 10 электрогенератора 8 расторможен, а золотник переключателя 13 устанавливается в положение, когда гидросмесь подается в переднюю часть гидроцилиндра 11. Гидросмесь из обратной стороны гидроцилиндра 11 выходит через жиклер малого проходного сечения, демпфируя усилия гидроцилиндра 11 и лобового сопротивления аэродинамических поверхностей 5 и 6, делая их передвижение назад плавным и безударным. Ложементы 15, взаимодействуя с перемычкой 4, не дают при движении назад повернуться аэродинамическим поверхностям 5 и 6 до полного перехода перемычки 4 в хвостовую часть обтекателя 7. После перехода все крестообразные аэродинамические поверхности 2, 3, 5 и 6 под воздействием мощных концевых вихрей, образующихся на концах крыла, начинают вращаться, превращаясь в воздушную турбину, приводящую в действие электрогенератор 8, соединенный электрически с аварийной электросистемой летательного аппарата.

В случае восстановления в воздухе работы основной бортовой электросистемы летательного аппарата запитываются соленоиды 16, рычажок золотникового переключателя 13 перепускает гидросмесь в заднюю часть гидроцилиндра 11. В это время вал 10 электрогенератора 8 затормаживается и фиксируется в исходном положении, а вертикальные аэродинамические поверхности 5 и 6 плавно выдвигаются вперед в исходное положение нормального полета.

При необходимости увеличения в полете мощности бортовой электросистемы для кратковременного использования специального энергоемкого оборудования или приборов, установленных в данном полете на борту летательного аппарата, возможно временное дистанционное отключение питания энергии электрогенераторов 8.

Использование в этом случае аварийных электрогенераторов 8 позволяет исключить использование дополнительных источников питания для такого дополнительного, временно установленного на борту, оборудования.

Кроме того, использование электрогенераторов 8 на летательном аппарате позволяет устанавливать на маршевых двигателях менее мощные электрогенераторы, что сокращает расход на их привод топлива.

Применение предлагаемого устройства позволяет уменьшить индуктивное сопротивление крыла в полете, повысить дальность полета, получить экономию топлива и другие положительные эффекты.