устройство и способ регулирования характеристик подъемной силы

Формула изобретения

1. Устройство регулирования характеристик подъемной силы летательного аппарата, содержащее:

устройство (2) повышения подъемной силы и по меньшей мере один щиток (3, 4) для закрытия щели,

причем устройство (2) повышения подъемной силы прикреплено к элементу (1) крыла с возможностью перемещения, и по меньшей мере один щиток (3, 4) для закрытия щели прикреплен к элементу (1) крыла с возможностью перемещения, при этом по меньшей мере один щиток (3, 4) для закрытия щели прикреплен к нижней части элемента (1) крыла с возможностью регулируемого перемещения для регулирования размера щели (7) между элементом (1) крыла и устройством (2) повышения подъемной силы, и по меньшей мере один щиток (3, 4) для закрытия щели прикреплен к верхней части элемента (1) крыла с возможностью регулируемого перемещения для регулирования размера щели (7) между элементом (1) крыла и устройством (2) повышения подъемной силы, и по меньшей мере один щиток (3, 4) для закрытия щели предназначен для регулирования размера щели (7) между элементом (1) крыла и устройством (2) повышения подъемной силы.

2. Устройство по п.1, которое дополнительно содержит элемент (1) крыла.

3. Устройство по п.1, в котором по меньшей мере один щиток (3, 4) для закрытия щели прикреплен таким образом, чтобы его можно было поворачивать вокруг продольной оси элемента (1) крыла.

4. Устройство по п.2, в котором по меньшей мере один щиток (3, 4) для закрытия щели может убираться в выемку (8) в элементе (1) крыла.

5. Устройство по п.2, в котором устройство (2) повышения подъемной силы прикреплено к задней кромке (5) элемента (1) крыла с возможностью перемещения.

6. Устройство по п.2, в котором устройство (2) повышения подъемной силы прикреплено к передней кромке (5) элемента (1) крыла с возможностью перемещения,

7. Устройство по п.2, в котором устройство (2) повышения подъемной силы выполнено с возможностью поворота на шарнире вниз по отношению к элементу (1) крыла.

8. Устройство по п.2, в котором устройство (2) повышения подъемной силы выполнено с возможностью выдвижения назад по отношению к элементу (1) крыла.

9. Устройство по п.1, которое представляет собой конструкцию, установленную на направляющем рельсе, для управления устройством (2) повышения подъемной силы и/или по меньшей мере одним щитком (3, 4) для закрытия щели.

10. Устройство по п.1, которое представляет собой конструкцию, опирающуюся на направляющие стержни, для управления устройством (2) повышения подъемной силы и/или по меньшей мере одним щитком (3, 4) для закрытия щели.

11. Устройство по п.1, в котором устройство (2) повышения подъемной силы выбирают из группы, содержащей крыльевые закрылки, односекционные щелевые закрылки, выдвижные закрылки Фаулера, двухсекционные щелевые закрылки, трехсекционные щелевые закрылки, предкрылки Фестера (Fester) и предкрылки Хэндли Пейджа.

12. Способ регулирования характеристик подъемной силы летательного аппарата с использованием устройства по п.1, в котором на этапах взлета и посадки летательного аппарата устройство (2) повышения подъемной силы выдвигают назад и/или поворачивают на шарнирах вниз и осуществляют регулирование размера щели (7) между элементом (1) крыла и устройством (2) повышения подъемной силы с помощью щитка (3, 4) для закрытия щели.

13. Способ по п.12, в котором щитком (3, 4) для закрытия щели и/или устройством (2) повышения подъемной силы управляют с помощью бортового компьютера.

14. Способ по п.13, в котором параметры управления бортового компьютера выбирают из группы, содержащей полетную скорость, угол атаки, профиль крыла, давление и температуру воздуха и высоту полета.

15. Средство передвижения, которое содержит устройство регулирования характеристик подъемной силы по любому из пп.1-11.

16. Средство передвижения по п.15, представляющее собой летательный аппарат.

17. Применение устройства регулирования характеристик подъемной силы по любому из пп.1-11 на летательном аппарате.

Описание изобретения к патенту

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение относится к устройству и способу регулирования характеристик подъемной силы, к средствам передвижения и к применению механизма регулирования характеристик подъемной силы на летательном аппарате.

ПРЕДПОСЫЛКИ ДЛЯ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Для обеспечения достаточно большой подъемной силы на малых скоростях полета современных коммерческих самолетов необходимо использовать устройства, повышающие подъемную силу на этапах взлета и посадки. На этапе взлета устройства повышения подъемной силы используются для получения высокого коэффициента подъемной силы при малом лобовом сопротивлении и низком уровне шума. Аналогичные условия возникают и на этапе посадки, причем в этом случае низкое лобовое сопротивление имеет второстепенное значение, поскольку лобовое сопротивление обеспечивает одновременное снижение скорости летательного аппарата.

До настоящего времени устройства повышения подъемной силы или дополнительные щитки прикреплялись к аэродинамическим поверхностям или крыльям и при необходимости выдвигались/убирались или поворачивались. При этом на передней кромке крыла используются так называемые предкрылки, а на задней кромке крыла используются так называемые закрылки для изменения поверхности крыла и/или его геометрии.

Геометрия и поверхность профиля крыла имеют решающее влияние на летные характеристики самолета и особенно на критических этапах полета, например во время взлета и посадки. Поскольку, как правило, самолеты большую часть полетного времени находятся в крейсерском режиме полета, профили крыльев могут быть оптимизированы для этого основного полетного режима, так что при взлете и посадке должны быть предприняты дополнительные меры. При этом увеличение максимальной подъемной силы имеет важное значения для сокращения взлетной дистанции или для достижения минимальной посадочной скорости при посадке. Для того чтобы обеспечить выполнение этих двух противоречивых требований к профилям крыльев, а именно высокая подъемная сила при взлете и посадке и максимально возможная экономичность в крейсерском режиме, геометрия профилей крыльев может изменяться с помощью систем закрылков.

При этом для изменения поверхности профиля крыла устройства повышения подъемной силы могут выдвигаться и убираться, так что изменяются размеры поверхности крыла. С другой стороны, устройства повышения подъемной силы могут быть повернуты, в результате чего может изменяться кривизна профиля крыла. При увеличении кривизны профиля крыла и площади его поверхности воздушный поток на нижней части крыла замедляется, а на верхней части ускоряется, в результате чего градиент давления между верхней и нижней частями крыла растет и, соответственно, коэффициент подъемной силы увеличивается.

Было разработано несколько систем закрылков, по разному влияющих на летные характеристики. Как правило, закрылок крыла размещается между элероном и фюзеляжем на задней кромке аэродинамической поверхности. Обычно такие закрылки могут отклоняться только вниз и прежде всего используются для изменения кривизны профиля крыла, в результате чего увеличивается подъемная сила и лобовое сопротивление.

Одним из вариантов крыльевых закрылков являются щелевые закрылки. Щелевые закрылки также могут отклоняться только вниз. Как следует из названия, между щелевым закрылком и крылом имеется щель, через которую воздух может проходить на верхнюю поверхность крыла с нижней его поверхности.

Еще одним вариантом крыльевых закрылков являются выдвижные закрылки Фаулера. В принципе закрылки Фаулера - это щелевые закрылки, которые не только отклоняются вниз, но также могут выдвигаться назад. То есть кроме увеличения кривизны профиля дополнительно обеспечивается увеличение площади поверхности крыла.

Устройства повышения подъемной силы выдвигаются при выполнении взлета, для того чтобы увеличить подъемную силу и, соответственно, уменьшить взлетную скорость. В результате открывается щель, хотя срыв потока на закрылке не происходит.

В патенте США 6601801 В1 описывается устройство, в котором щель, возникающая в элероне самолета, может регулироваться дополнительным элементом. Этот дополнительный элемент управляется механически по усилию и перемещается по заданной оси при отклоненном элероне.

Это может приводить к тому, что подъемная сила, создаваемая средствами механизации крыла, соответственно уменьшается за счет выравнивания давления на нижней и верхней поверхности крыла и увеличивается уровень шума, что является результатом прохождения через щель высокоскоростного воздушного потока.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Среди прочего, целью настоящего изобретения является обеспечение гибкого регулирования характеристик подъемной силы элемента крыла.

Эта цель может быть достигнута с помощью устройства и способа регулирования характеристик подъемной силы, с помощью средства передвижения и применения механизма регулирования характеристик подъемной силы, признаки которого описаны в формуле изобретения, на летательном аппарате.

В соответствии с вариантом осуществления изобретения предлагается устройство регулирования характеристик подъемной силы. Устройство регулирования характеристик подъемной силы содержит устройство повышения подъемной силы, которое прикреплено к элементу крыла с возможностью перемещения, и по меньшей мере один щиток для закрытия щели, который прикрепляется к элементу крыла с возможностью перемещения и/или к устройству повышения подъемной силы, причем по меньшей мере один щиток для закрытия щели предназначен для регулирования размера щели между элементом крыла и устройством повышения подъемной силы.

В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения предлагается способ регулирования характеристик подъемной силы. В этом способе размер щели между элементом крыла и устройством повышения подъемной силы регулируют с помощью щитка для закрытия щели.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения предлагается средство передвижения с вышеописанными характеристиками.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения устройство регулирования характеристик подъемной силы, признаки которого описаны выше, используется на летательном аппарате.

В соответствии с изобретением щель между устройством повышения подъемной силы и, например, элементом крыла может регулироваться таким образом, чтобы можно было установить оптимальный размер щели для любого рабочего режима в любой момент времени. Благодаря такому регулированию размера щели, и прежде всего на этапе взлета, щель может быть закрыта таким образом, чтобы обеспечивалось снижение уровня шума, создаваемого воздушным потоком, проходящим через эту щель, а также уменьшение лобового сопротивления и увеличение подъемной силы. При этом может быть обеспечено увеличение скорости подъема. С другой стороны, применение изобретения позволяет снизить мощность двигателя, что, в свою очередь, может обеспечивать снижение уровня шума и уменьшение расхода топлива.

Оптимизация щели для выполнения этапов взлета и посадки с помощью кинематической схемы устройства повышения подъемной силы больше не будет обязательным требованием, поскольку эта щель может регулироваться с помощью щитков для закрытия щели. В этом случае конструкция несущих элементов кинематической схемы может быть упрощена, и в результате можно будет добиться снижения веса, что является в авиации одной из наиболее важных задач оптимизации.

Кроме того, механизм может содержать элемент крыла.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения по меньшей мере один щиток для закрытия щели прикрепляется к нижней части элемента крыла, так что его можно перемещать регулируемым образом для регулирования размеров щели между элементом крыла и устройством повышения подъемной силы.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения по меньшей мере один щиток для закрытия щели прикрепляется таким образом, что его можно поворачивать вокруг продольной оси элемента крыла. В этом случае по меньшей мере один щиток закрытия щели может прилегать к устройству повышения подъемной силы, которое можно поворачивать вниз на шарнирах на заданный угол или выдвигать назад, в результате чего повышается аэродинамическое качество поверхности.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения по меньшей мере один щиток для закрытия щели прикрепляется к верхней части элемента крыла, так что его можно перемещать регулируемым образом для регулирования размеров щели между элементом крыла и устройством повышения подъемной силы.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения по меньшей мере один щиток для закрытия щели прикрепляется к выемке в элементе крыла с возможностью регулируемого перемещения, в результате чего повышается аэродинамическое качество поверхности. В частности, щиток для закрытия щели может быть выполнен заподлицо с выемкой, так что пространство используется экономно, в результате чего могут быть улучшены характеристики обтекания поверхности воздушным потоком.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения устройство повышения подъемной силы прикрепляется к задней кромке элемента крыла с возможностью перемещения. Такие устройства повышения подъемной силы, которые прикрепляются к задней кромке крыла, называются закрылками.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения устройство повышения подъемной силы прикрепляется к передней кромке элемента крыла с возможностью перемещения.

Такие устройства повышения подъемной силы, которые прикрепляются к передней кромке крыла, называются предкрылками.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения устройство повышения подъемной силы можно поворачивать на шарнирах вниз и/или выдвигать назад.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения устройство представляет собой конструкцию, опирающуюся на направляющий рельс и/или на направляющие стержни для управления устройством повышения подъемной силы и/или щитком для закрытия щели. В конструкции, опирающейся на направляющий рельс, устройство повышения подъемной силы и/или щиток для закрытия щели перемещаются по этому рельсу. Форма и ориентация направляющего рельса могут изменяться для установки в нужном положении устройств повышения подъемной силы или щитков для закрытия щели. В случае конструкции, которая опирается на направляющие стержни, устройство повышения подъемной силы и/или щиток для закрытия щели перемещаются в нужное положение с помощью стержней, которые могут иметь гидравлический или пневматический привод.

В качестве устройств повышения подъемной силы, используемых в вышеуказанном механизме, могут использоваться крыльевые закрылки, односекционные щелевые закрылки, выдвижные закрылки Фаулера, двухсекционные щелевые закрылки, трехсекционные щелевые закрылки, предкрылки Фестера (Fester) или предкрылки Хэндли Пейджа.

В случае двухсекционных или трехсекционных закрылков осуществляется выдвижение или поворот нескольких расположенных один за другим закрылков, в результате чего образуется несколько щелей. При использовании предлагаемого в изобретении механизма также можно регулировать размеры таких щелей с помощью нескольких щитков для закрытия щелей.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления предлагаемого в изобретении способа на этапе взлета летательного аппарата устройства повышения подъемной силы выдвигают назад и/или вперед и/или поворачивают на шарнирах вниз. В соответствии еще с одним вариантом осуществления предлагаемого в изобретении способа на этапе взлета щель можно регулировать или закрывать с помощью регулируемых щитков для закрытия щели.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления предлагаемого в изобретении способа на этапе посадки летательного аппарата устройства повышения подъемной силы выдвигают назад и/или вперед и/или поворачивают на шарнирах вниз.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления предлагаемого в изобретении способа щель можно регулировать оптимальным образом с помощью щитка для закрытия щели. Поскольку на этапе посадки полетная скорость невысока, то на верхней части крыла может происходить срыв потока, поскольку градиент давления в этой зоне становится очень высоким. В этом случае щель может обеспечивать обмен воздухом между верхней и нижней частями крыла. В частности щель может одновременно использоваться для создания реактивного потока, то есть воздушный поток может ускоряться при прохождении от нижней части к верхней части крыла, в результате чего может увеличиться аэродинамическое сопротивление и, соответственно, уровень шума. При использовании щели, размеры которой могут регулироваться, можно оптимальным образом управлять сопротивлением и уровнем шума.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления предлагаемого способа управление щитком для закрытия щели можно осуществлять с помощью бортового компьютера, который на основании имеющейся полетной информации, в частности скорости полета, угла атаки, профиля крыла, давления и температуры воздуха и высоты полета, управляет щитком для закрытия щели или устройством повышения подъемной силы таким образом, чтобы щель имела оптимальные размеры.

Варианты предлагаемого в изобретении устройства также относятся к способу и к средствам передвижения, а также к их применению, и наоборот.

Предлагаемые в изобретении устройство и способ обеспечивают эффективное регулирование характеристик подъемной силы, аэродинамического сопротивления и уровня шума в щели, так что может быть улучшена эффективность работы устройств повышения подъемной силы. Кроме того, изобретение может обеспечить упрощение конструкции устройств повышения подъемной силы, что может привести к снижению веса.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Ниже описываются более подробно несколько вариантов осуществления изобретения в целях его пояснения и обеспечения лучшего понимания, при этом делаются ссылки на прилагаемые чертежи.

На чертежах показано:

Фигура 1 - схематическое изображение элемента крыла с убранным устройством повышения подъемной силы в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения.

Фигура 2 - схематическое изображение элемента крыла с выдвинутым устройством повышения подъемной силы в положении выполнения взлета в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения.

Фигура 3 - схематическое изображение элемента крыла с выдвинутым устройством повышения подъемной силы в положении выполнения посадки в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения.

На разных фигурах используются одинаковые ссылочные обозначения для одинаковых или сходных элементов. Чертежи на фигурах являются схематическими и выполнены без соблюдения масштаба.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ

ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

На фигуре 1 приведен схематический вид устройства регулирования подъемной силы летательного аппарата в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения.

Устройство содержит элемент 1 крыла, устройство 2 повышения подъемной силы и два щитка 3, 4, предназначенных для закрытия щели. Устройство 2 повышения подъемной силы прикреплено к элементу 1 крыла с возможностью перемещения. Щитки 3, 4 для закрытия щели прикреплены к элементу 1 крыла также с возможностью перемещения. Щитки 3, 4 устроены таким образом, чтобы регулировать размер щели 7 между элементом 1 крыла и устройством 2 повышения подъемной силы.

На фигуре 1 показан элемент 1 крыла с убранным устройством 2 повышения подъемной силы. Такая конфигурация предпочтительно используется в режиме крейсерского полета, для того чтобы уменьшить площадь поверхности крыла и таким образом уменьшить лобовое сопротивление. Профиль крыла на фигуре 1 может быть таким, что при определенном угле атаки подъемная сила будет уравновешивать силу тяжести, действующую в противоположном направлении. В этом случае может осуществляться крейсерский полет на заданной высоте при малом лобовом сопротивлении. В такой схеме щитки 3 и 4 в соответствии с изобретением могут убираться, и поскольку они имеют аэродинамическую поверхность, то они могут размещаться в выемках 8 профиля крыла 1.

Устройство 2 повышения подъемной силы также может быть названо односекционным щелевым закрылком. Щиток 3 для закрытия щели можно назвать дефлектором. Щиток 4 для закрытия щели можно назвать спойлером или подвижным экраном.

На фигуре 2 показана конфигурация крыла на этапе взлета. Устройство 2 повышения подъемной силы выдвинуто для увеличения коэффициента подъемной силы. В результате самолет может взлететь на меньшей взлетной скорости или с использованием меньшей длины взлетной полосы. При использовании конфигурации крыла в соответствии с изобретением щель 7, которая образуется между элементом 1 крыла и устройством 2 повышения подъемной силы, может быть выборочно закрыта регулируемым образом. Для этого щитки 3, 4 могут быть выдвинуты в направлении устройства 2 повышения подъемной силы для закрытия щели 7. Щитки 3, 4 могут быть устроены таким образом, чтобы угол их наклона относительно продольной оси крыла можно было изменять, так чтобы они плотно прилегали к поверхностям элемента 1 крыла и устройства 2 повышения подъемной силы. В этом случае могут быть обеспечены высокие аэродинамические характеристики, например, может быть снижено лобовое сопротивление. Кроме того, когда щель закрыта, то уровень шумов, возникающих в ней во время взлета, может быть снижен. Когда щель 7 закрыта, то вызываемые ею аэродинамические потери могут быть снижены, так что может быть получена гораздо более высокая скорость подъема. Таким образом, могут быть использованы менее мощные двигатели, которые потребляют меньше топлива.

На фигуре 3 показана конфигурация крыла на этапе посадки. На этапе посадки может потребоваться устойчивость воздушного потока на очень малых скоростях и при высоком коэффициенте подъемной силы. Для этого устройства 2 повышения подъемной силы выдвигаются для увеличения площади поверхности крыла и кривизны профиля. Таким образом, воздушный поток может интенсивно отклоняться большой или длинной поверхностью, в результате чего градиент давления между верхней и нижней поверхностями крыла увеличивается и может быть достигнут высокий коэффициент подъемной силы. При малой скорости выполнения посадки и одновременном интенсивном отклонении воздушного потока невысокой энергии, прежде всего на верхней поверхности крыла, возникает опасность того, что ламинарный воздушный поток станет турбулентным и затем произойдет его срыв от верхней поверхности крыла. Для предотвращения такого срыва потока щель 7 может быть открыта регулируемым образом, для того чтобы обеспечить обмен средой между верхней и нижней поверхностями крыла. Когда щель открыта, то замедленный воздушный поток с более высокой энергией может поступать в более быстрый воздушный поток с низкой энергией на верхней поверхности крыла для повышения его устойчивости.

В результате обратного потока может повыситься лобовое сопротивление и увеличиться уровень шумов в щели. С использованием предложенной в изобретении конфигурации крыла можно управлять размером щели и, соответственно, ее аэродинамическими характеристиками. В зависимости от характеристик воздушного потока размер щели может регулироваться щитками 3, 4 таким образом, чтобы можно было избежать срыва потока и при этом добиться снижения уровня возникающих шумов.

При такой схеме управление щитками 3, 4 может осуществляться с помощью бортового компьютера, который на основании имеющейся полетной информации, в частности скорости полета, угла атаки, профиля крыла, давления и температуры воздуха и высоты полета, управляет щитками 3, 4 или устройством 2 повышения подъемной силы таким образом, чтобы щель 7 имела оптимальные размеры.

Необходимо иметь в виду, что слово "содержащий" не исключает использования и других элементов или стадий, и использование в описании единственного числа при указании элементов или стадий не исключает использования нескольких таких элементов или стадий. Далее необходимо отметить, что признаки или стадии, которые были описаны со ссылками на один из вышеуказанных вариантов осуществления изобретения, могут быть также использованы совместно с другими признаками или стадиями других вышеуказанных вариантов. Ссылочные обозначения в формуле изобретения не должны рассматриваться как ограничения.