BR112013003942B1

BR112013003942B1 - sistema de controle da asa

Info

Publication number: BR112013003942B1
Application number: BR112013003942-6A
Authority: BR
Inventors: Louwrens Hermias Van Zyl
Original assignee: Csir
Priority date: 2010-08-20
Filing date: 2011-07-14
Publication date: 2020-12-01
Also published as: US20130146705A1; ZA201300613B; WO2012023062A2; PT2605962T; EP2605962B1; US9434468B2; BR112013003942A2; ES2587259T3; CA2808254C; EP2605962A2; WO2012023062A3; CA2808254A1

Abstract

SISTEMA DE CONTROLE DA ASA A invenção provê um sistema de controle da asa objetiva em opor o efeito aeroelástico da curvaatura da asa de uma aeronave devido à pressão dinâmica do ar agindo sobre um aileron da asa. O sistema de controle da asa inclui um eixo se estendendo ao longo do comprimento da asa e os meios de acionamento responsivos as entradas de controle do airelon para induzir um torque variável T no eixo. A parte externa do comprimento da asa, o sistema operacionalmente transfere T parcialmente para o aileron para articular o airelon e parcialmente para a asa em uma extremidade externa do comprimento da asa para opor a curvatura do comprimento da asa devido à pressão dinâmica do ar sobre o airelon. O lado interno do comprimento da asa, o sistema transfere T operacionalmente para a aeronave, por exemplo, para sua fuselagem, desta forma equilibrando eficazmente a soma dos impulsos transferidos respectivamente para o airelon e a asa.

Description

Esta invenção se refere a um sistema de controle da asa.

A invenção se refere, mais particularmente, a um sistema de controle da asa para uma aeronave.

Descrição do estado da técnica

As pessoas bem informadas sobre efeitos aeroelásticos nas asas da aeronave sabem que, quando um aileron é articulado em uma direção rotacional particular em relação a uma asa de uma aeronave durante o movimento de avanço da aeronave, a pressão de ar dinâmica agindo sobre o 10 aileron induz um impulso sobre a asa na direção rotacional oposta. Este impulso induz a curvatura da asa, em casos extremos, então chamados de reverso do aileron pode ocorrer, significando que um efeito de uma entrada de controle para um aileron é o oposto do efeito pretendido.

Objetivos da invenção

O sistema de controle da asa da presente invenção tem o objetivo de efetuar o acionamento de um aileron sobre uma asa enquanto pelo menos melhora a curvatura da asa.

Breve descrição da invenção

De acordo com a invenção é provido um sistema de controle da asa 20 operacionalmente instalado em uma aeronave, a aeronave incluindo uma asa incluindo um aileron e um comprimento da asa na qual a pressão dinâmica do ar sobre o aileron, quando articulado durante o movimento de avanço da aeronave, tenderia a induzir a curvatura, o sistema incluindo: um eixo se estendendo ao longo do comprimento da asa e incluindo 25 „ uma extremidade externa e uma extremidade interna; meios de acionamento responsivos as entradas de controle do aileron recebidas a partir de um sistema de controle do aileron da aeronave para induzir um torque variável T no eixo; meios de transferência de impulso externo para transferir o torque T a 30 partir da extremidade externa do eixo parcialmente como um impulso MA para o aileron e parcialmente como um impulso MW para a asa em uma extremidade externa do comprimento da asa, como o impulso MW sendo na mesma direção do impulso MA para contra curvatura do comprimento da asa devido à pressão dinâmica do ar sobre o aileron, quando articulado durante o movimento de avanço da aeronave, e com os impulsos MA e MW juntos equilibrando o torque T; e meios de transferência do impulso interno para transferir o torque T da extremidade interna do eixo para a aeronave em uma posição para o lado interno do comprimento da asa como um impulso MF, com o impulso MF sendo direcionalmente oposto aos impulsos MA e MW e com o impulso MF equilibrando o torque T.

Obviamente, os impulsos MA, MW, e MF irão variar operacionalmente com a velocidade da aeronave.

Os meios de transferência do impulso externo podem ser configurados para induzir operacionalmente uma proporção de impulsos MA:MW dentro de uma faixa 1:2 a 1:8. Esta proporção pode, mais particularmente, estar dentro de uma faixa de 1:2 a 1:6. Na prática, será objetivado otimizar esta proporção para o tipo de aeronave considerada.

A posição para dentro do comprimento da asa pode estar na fuselagem da aeronave.

Os meios de acionamento podem ser conectados a extremidade interna do eixo para aplicar o torque T para esta extremidade.

Em uma realização possível, os meios de transferência do impulso externo inclui uma caixa de engrenagem planetária, incluindo um suporte de engrenagem planetária, um anel de engrenagem e uma engrenagem solar, e; a extremidade externa do eixo é conectada ao suporte de engrenagem . planetária, operacionalmente para transferir o torque T no eixo para o suporte de engrenagem planetária; o anel de engrenagem age sobre a asa; e a engrenagem solar age sobre o aileron.

Na dita possível realização, a engrenagem solar pode agir sobre o aileron através de um arranjo de manivela e articulação.

Em outra realização possível: os meios de transferência do impulso externo incluem: uma primeira manivela rotavelmente fixada à extremidade externa do eixo; uma segunda manivela rotavelmente fixada ao aileron; e uma articulação interconectando a primeira manivela e a segunda manivela; a extremidade externa do eixo é rotavelmente montada na asa; e a configuração das manivelas e articulação é tal que, com o torque T aplicado a primeira manivela, o impulso MW é induzido na asa através de um acoplamento gerado pelas articulações e articulação.

Descrição resumida dos desenhos

Outros aspectos da invenção se tornarão aparentes a partir da descrição abaixo de duas realizações exemplares de um sistema de controle de asa, de acordo com a invenção, com referência e conforme ilustrado em qualquer uma das figuras diagramáticas acompanhantes. Nas figuras:

A Figura 1 mostra uma vista em corte tridimensional de uma parte de um conjunto de asa de uma aeronave, a partir de uma posição avançada para dentro, e uma primeira realização de um sistema de controle da asa, de acordo com a invenção, parcialmente localizada na asa;

A Figura 2 mostra um detalhe aumentado de um comprimento da montagem de asa e sistema de controle de asa da Figura 1, a partir de uma posição avançada para dentro;

A Figura 3 mostra um detalhe aumentado de essencialmente o comprimento mostrado na Figura 2, a partir de uma posição avançada para fora;

A Figura 4 mostra um conjunto que forma uma parte do sistema de controle da asa da Figura 1; e

A Figura 5 mostra uma vista em corte tridimensional de uma parte de um conjunto de asa de outra aeronave, a partir de uma posição avançada para frente, e uma segunda realização de um sistema de controle de asa, de acordo com a invenção, parcialmente localizada na asa.

Descrição detalhada das figuras

Com referência inicialmente a Figura 1, um conjunto de asa 10 (mostrado parcialmente) de uma aeronave 11 inclui: uma asa 14, da qual a camada de cima foi cortada na Figura; um flap 16; um aileron 18; e um sistema de controle da asa 12, de acordo com a invenção.

A asa 14 inclui um comprimento da asa 19 no qual a pressão dinâmica do ar sobre o aileron 18, quando articulado durante o movimento de avanço da aeronave (especialmente durante o voo), tende a induzir a curvatura. Conforme será descrito aqui, o sistema de controle da asa 12 serve para contraria esta tendência e para acionar o aileron 18.

O sistema de controle da asa 12 inclui um eixo 20 se estendendo ao longo do comprimento da asa 19 e dentro de uma fuselagem 21 da aeronave. O eixo 20 inclui um tubo de torque oco 26 e duas juntas universais 28 nas extremidades opostas do tubo 26. O eixo 20 tem uma extremidade externa 22 e uma extremidade interna 24.

O sistema de controle da asa 12 inclui também meios de acionamento 30 incluindo: uma manivela 31 montada sobre a extremidade interna 24 do eixo 20; e um pistão/cilindro hidráulico 33 agindo na manivela 31.

O cilindro/pistão hidráulico 33 é responsivo as entradas de controle do aileron recebidas a partir de um sistema de controle do aileron (não mostrado) da aeronave 11.

Com referência particularmente as Figuras 2, 3 e 4, o sistema de controle da asa 12 inclui também uma rede de reforço 32 dentro da asa 14 em uma extremidade externa do comprimento da asa 19 e meios de transferência do impulso externo 34 montados na rede de reforço 32. Os meios de transferência de impulso 34 incluem uma caixa de engrenagem planetária 36, montada em um lado interno da rede de reforço 32, e um arranjo de manivela e articulação, incluindo manivelas 38 e 40 e uma articulação 42 interconectando as manivelas 38 e 40. Neste exemplo, as manivelas 38 e 40 têm substancialmente o mesmo comprimento. A manivela 40 é fixamente conectada ao aileron 18 para efetuar a articulação do aileron 18.

A caixa de engrenagem planetária 36 inclui: um arranjo das engrenagens planetárias 44 e um suporte de engrenagem planetária 46; um conjunto de anel de engrenagem 47 incluindo um anel de engrenagem 50 e dois discos 48 nos lados opostos do suporte de engrenagem planetária 46; e uma engrenagem solar 52 tendo um eixo de roda 54 se estendendo ao longo da rede de reforço 32.

Na caixa de engrenagem planetária 36, a extremidade externa 22 do eixo 20 é fixamente conectada ao suporte de engrenagem planetária 46 e o conjunto de anel de engrenagem 47 é fixamente montado na rede 32. A manivela 38 é fixamente montada no eixo de roda 54, que por sua vez, é fixamente conectado a engrenagem solar 52.

A fim de articular o aileron 18 descendentemente, em uma direção rotacional 53 (vide Figura 1), o pistão/cilindro hidráulico 33 é estendido parra girar a extremidade interna 24 do eixo 20 na direção 53 (conforme mostrado na Figura 1). Isto induz um torque T no eixo 20 e um impulso oposto MF na fuselagem da aeronave, que está dentro do comprimento da asa 19. Os meios de acionamento 30 assim também serve como meio de transferência do impulso interno para transferir o torque T da extremidade interna 24 do eixo 20 para a fuselagem 21 da aeronave 11 como o impulso MF. O impulso MF assim equilibra o torque T.

Devido à configuração da caixa de engrenagem planetária 36, o torque T no eixo 20 induz um impulso MW no conjunto de anel de engrenagem 47 e, desta forma, na rede 32 e um impulso MW na engrenagem solar 52 e o eixo de roda 54, cujo impulso MA é transferido através das manivelas 38 e 40 e a articulação 42 para o aileron 18. O impulso MA é aproximadamente 0,25*T e o impulso MW é aproximadamente 0,75*T. O impulso MW opõe o impulso induzido através da pressão dinâmica do ar no aileron 18. Desta forma, opõem a tendência da asa 14 para girar em uma direção rotacional oposta a direção 53 (conforme mostrado na Figura 1), sob a pressão dinâmica do ar sobre o aileron 18.

Selecionando adequadamente as proporções da caixa de engrenagem planetária 36 e os comprimentos relativos das manivelas 38 e 40, uma proporção adequada de impulsos MA:MW pode ser alcançada para a aeronave específica e necessita de condições de operação. É visado que a proporção dos impulsos MA:MW pode estar dentro de uma faixa 1:2 a 1:8. Esta proporção pode, mais particularmente, estar dentro de uma faixa 1:2 a 1:6.

A Figura 5 mostra uma parte de um conjunto de asa 110 incluindo uma segunda realização de um sistema de controle de asa 112, de acordo com a invenção. O sistema de controle da asa 112 é uma alternativa ao sistema de controle da asa 12 das Figuras 1 a 4.

O conjunto de asa 110 inclui muito aspectos similares ou idênticos aos aspectos do conjunto de asa 10 das Figuras 1 a 4. Tais aspectos são geralmente novamente designados pelos mesmos numerais de referência como antes e uma descrição destes aspectos não é repetida abaixo.

O sistema de controle da asa 112 inclui mios de acionamento idênticos aos meios de acionamento 30 descritos acima. No entanto, o sistema de controle da asa 112 não inclui uma caixa de engrenagem planetária.

O sistema de controle da asa 112 inclui meios de transferência do impulso externo 56 incluindo: um eixo de roda 60 que é conectado a extremidade externa 22 do eixo 20 e que é rotavelmente montado na rede de reforço 32; uma manivela 58 fixamente conectada ao eixo de roda 60; uma manivela 62 fixamente conectada ao aileron 18 para efetuar a articulação do aileron 18; e uma articulação 64 interconectando as manivelas 58 e 62.

A manivela 58 tem um comprimento de, digamos, quatro vezes aquele da manivela 62.

Após a rotação do eixo 20 na direção 53 sob o acionamento dos meios de acionamento na extremidade interna do eixo 20, a manivela 58 é girada junto com a extremidade externa do eixo 20. Um torque T é induzido no eixo 20. Uma força compressiva F1 é induzida na articulação 64. Esta força é transferida para a manivela 62 e o aileron 18, causando um impulso MA sobre, e articulando para baixo do, aileron 18.

Um acoplamento compreendendo os componentes de força F2 da força F1 perpendicular a uma linha 66 interconectando os respectivos eixos pivotais das manivelas 58 e 62 é transferida para a asa 14 através das manivelas 58 e 5 62, induzindo um impulso MW na asa 14. O impulso MW pode ser variado variando os comprimentos relativos das manivelas 58 e 62 para alcançar uma magnitude necessária do impulso MW para contrariar a tendência da asa 14 para girar na direção oposta a direção 53 (vide Figura 1).

Os exemplos acima se referem à articulação descendente do aileron 18. 10 O mesmo se aplica mutatis mutantis no caso da articulação ascendente do aileron 18, em cujo caso todos os deslocamentos impulsos, e forças referidas acima são revertidas.

O depositante acredita que o sistema de controle da asa da invenção pode prover um meio eficaz, econômico e confiável para se opor a curvatura 15 das asas devido à pressão dinâmica do ar nos ailerons. Isto foi estabelecido através do teste de túnel de vento realizado pelo depositante.

Claims

1. Sistema de controle da asa (12, 112) instalado em uma aeronave (11), a aeronave incluindo uma asa (10) incluindo um aileron (18) e um comprimento da asa (19) em cuja pressão dinâmica de ar no aileron, quando articulado durante o movimento de avanço da aeronave, tenderia a induzir a curvatura, o sistema (12, 112) incluindo: um eixo (20) se estendendo ao longo do comprimento da asa (19) e incluindo uma extremidade externa (22) e uma extremidade interna (24); meios de acionamento (30) responsivos as entradas de controle do aileron recebidos a partir de um sistema de controle do aileron da aeronave para induzir um torque variável T no eixo (20); meios de transferência (34) do impulso externo para transferir o torque T da extremidade externa (22) do eixo (20) parcialmente como um impulso MA para o aileron (18) e parcialmente como um impulso MW para a asa (10) em uma extremidade externa do comprimento da asa (19), com os impulsos MA e MW juntos equilibrando o torque T; e meios de transferência do impulso interno para transferir o torque T da extremidade interna (24) do eixo (20) para a aeronave (11) em uma posição para dentro do comprimento da asa (19) como um impulso MF, com o impulso MF equilibrando o torque T, caracterizado pelo fato de queo impulso MW é na mesma direção que o impulso MA para se opor a curvatura do comprimento da asa (19) devido à pressão dinâmica do ar sobre o aileron (18), quando articulado durante o movimento de avanço da aeronave (11), e o impulso MF é direcionalmente oposto aos impulsos MA e MW .

2. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de queos meios de transferência do impulso externo (34) são configurados para induzir operacionalmente de uma proporção dos impulsos MA:MW dentro de uma faixa 1:2 a 1:8.

3. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 2, caracterizado pelo fato de quea posição para dentro do comprimento da asa (19) está na fuselagem (21) da aeronave (11).

4. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 3, caracterizado pelo fato de queos meios de acionamento (30) são conectados a extremidade interna (24) do eixo (20) para aplicar o torque T a esta extremidade.

5. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 4, caracterizado pelo fato de queos meios de transferência (34) do impulso externo incluem uma caixa de engrenagem planetária (36), incluindo um suporte de engrenagem planetária (46), uma montagem de anel de engrenagem (47) e uma engrenagem solar (52) e na qual: a extremidade externa (22) do eixo (20) é conectada ao suporte da engrenagem planetária (46), operacionalmente para transferir o torque T no eixo (20) para o suporte de engrenagem planetária (46); a montagem de anel de engrenagem (47) é configurada para agir sobre a asa (10); e a engrenagem solar (52) é configurada para agir sobre o aileron (18).

6. Sistema, de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de quea engrenagem solar (52) é configurada para agir no aileron (18) através de um arranjo de manivela e articulação (38, 40, 42).

7. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizado pelo fato de que: os meios de transferência de impulso externo (56) incluem: uma primeira manivela (58) rotavelmente fixada à extremidade externa (22) do eixo (20); uma segunda manivela (62) rotavelmente fixada ao aileron (18); e uma articulação interconectando (64) a primeira manivela (58) e a segunda manivela (62); a extremidade externa (22) do eixo (20) é rotavelmente montada para a asa (10); e a configuração das manivelas (58, 62) e articulação (64) é tal que, com o torque T aplicado a primeira manivela (58), o impulso MW é induzido na asa (10) através de um acoplamento gerado pelas manivelas (58, 62) e articulação (64).