RO134382A0 - Light aircraft and flaps control mechanism - Google Patents
Light aircraft and flaps control mechanism Download PDFInfo
- Publication number
- RO134382A0 RO134382A0 ROA202000223A RO202000223A RO134382A0 RO 134382 A0 RO134382 A0 RO 134382A0 RO A202000223 A ROA202000223 A RO A202000223A RO 202000223 A RO202000223 A RO 202000223A RO 134382 A0 RO134382 A0 RO 134382A0
- Authority
- RO
- Romania
- Prior art keywords
- aircraft
- kinematic
- fuselage
- flaps
- wings
- Prior art date
Links
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
AVION UȘOR ȘI MECANISM DE COMANDĂ AL VOLEȚILORLIGHT AIRCRAFT AND FLIGHT CONTROL MECHANISM
Invenția se referă la un mecanism de comandă voleți instalat în structura fuselajului central și al aripilor unui avion ușor, un avion ușor ce are ca domenii de utilizare aviația sportivă și de agrement și cu capacitate de maxim două locuri și având o anumită formă aerodinamică și care are pe aripi montați voleți de curbură fără șarniere pentru bordul de fugă, în scopul realizării unor unghiuri de bracaj mai mari de 40°, decolarea și aterizarea într-un timp mai scurt și pe o distanță mai mică, precum și planarea avionului în condiții critice de zbor sau când este nevoie să se faca economie de carburant.The invention relates to a flywheel control mechanism installed in the structure of the central fuselage and wings of a light aircraft, a light aircraft having as fields of use sports and recreational aviation and with a capacity of maximum two seats and having a certain aerodynamic shape and which has on the wings mounted curved flaps without hinges for the flight board, in order to achieve steering angles greater than 40 °, takeoff and landing in a shorter time and over a shorter distance, as well as gliding the plane in critical conditions flight or when it is necessary to save fuel.
Mecanismul de comandă voleți al unui avion ușor, conform invenției, este format dintr-o manetă de acționare volet, un tub de torsiune, elemente cinematice de antrenare, elemente cinematice de acționare, corpuri complexe de legătură, voleți de curbură fără șarniere pentru bordul de fugă și elemente cinematice de legătură între corpurile complexe și voleți, care asigură transmiterea mișcării de rotatie, amplificarea forței și transmiterea puterii mecanice de la maneta de acționare voleți, cu scopul de a realiza bracaj e mai mari de 40° corespunzătoare unui regim de zbor performant caracteristic acestui tip de aeronave astfel încât aterizarea și decolarea avionului să se realizeze într-un timp scurt, pe o distanță scurtă și portanță mărită, precum și funcționarea avionului in condiții critice de zbor, avionul având posibilitatea să planeze în aceste situații datorită anvergurii aripilor.The flap control mechanism of a light aircraft according to the invention consists of a flap actuator lever, a torsion tube, kinematic drive elements, kinematic actuating elements, complex connecting bodies, curvature flaps without hinges for the dashboard fugue and kinematic connecting elements between complex bodies and flaps, which ensure the transmission of rotational motion, amplification of force and the transmission of mechanical power from the flap actuator lever, in order to achieve steering greater than 40 ° corresponding to a high-performance flight regime characteristic of this type of aircraft so that the landing and take-off of the aircraft is performed in a short time, over a short distance and increased lift, as well as the operation of the aircraft in critical flight conditions, the aircraft having the ability to glide in these situations due to wingspan.
Este cunoscută o aeronavă de transport pasageri care are aripi cu clapete, atașată, pe direcția zborului, in zona bordului de fuga și acționată prin mecanisme cu șase bare (Aircraft fitted with wing trailing edge flaps actuaied by six-bar mechanisms., brevet nr. GB 2 079 688 Al27.01.1982), compus din aripi cu clapete și mecanisme cu șase bare fiind dispuse astfel încât clapeta respectivă poate fi deplasată între o poziție de croazieră, în care clapeta este integrală din punct de vedere aerodinamic cu aripa și o poziție de aterizare în care clapeta este extinsă spre spate pe o distanță de extensie, astfel încât nasul clapetei este aproximativ la fel, poziție longitudinală ca muchia fixă a aripii, în care clapeta este rotită cu cel puțin 35° în jos față de poziția de croazieră și în care se formează un gol îngust între clapă și aripă.It is known a passenger aircraft with flap wings, attached, in the direction of flight, in the area of the flight deck and operated by six-bar mechanisms (Aircraft fitted with wing trailing edge flaps actuaied by six-bar mechanisms., Patent no. GB 2 079 688 Al27.01.1982), consisting of flap wings and six-bar mechanisms arranged in such a way that the flap can be moved between a cruising position, in which the flap is aerodynamically integral with the wing and a position of landing in which the damper is extended backwards by an extension distance so that the damper nose is approximately the same, longitudinal position as the fixed edge of the wing, in which the damper is rotated at least 35 ° downwards from the cruising position and in which forms a narrow gap between the flap and the wing.
Această soluție prezintă dezavantajul utilizării unor aripi cu clapete si cu mecanisme complexe cu gabarit mărit, cost ridicat de execuție, necesită o pistă de aterizare cu lungime relativ mare pentru aterizare precum și o pistă pentru a obține viteză mare de i Of / a 2020 00223This solution has the disadvantage of using flap wings and complex mechanisms with large dimensions, high execution cost, requires a runway with relatively long landing length as well as a runway to achieve high speed of i Of / a 2020 00223
27/04/2020 decolare care are o distanță scurtă de decolare într-o situație de densitate a aerului scăzută și într-un timp mic și care necesită o aeronavă cu greutate mică la decolare, iar aeronava poate folosi doar anumite aeroporturi cu piste ceea ce afectează utilizarea economică a aeronavei, fapt care generează dificultăți constructive și tehnologice semnificative și costuri de exploatare mari.27/04/2020 take-off which has a short take-off distance in a situation of low air density and in a short time and which requires a low-weight aircraft to take off, and the aircraft can only use certain airports with runways which affects the economic use of the aircraft, which generates significant construction and technological difficulties and high operating costs.
Se cunosc soluții clasice complicate de mecanisme de comandă voleti, la care voletii sunt prinși de aripi prin intermediul unor șamiere (axe de rotatie) aflate în structura aripilor.Classical complicated solutions of flap control mechanisms are known, in which the flaps are caught by the wings by means of shafts (axes of rotation) located in the structure of the wings.
Dezavantajul acestor soluții sunt lanțuri cinematice lungi, costuri de fabricație mari și unghiuri de bracaj limitate la 40° (Zlin Aircraft, Maintenance Manual).The disadvantage of these solutions are long kinematic chains, high manufacturing costs and steering angles limited to 40 ° (Zlin Aircraft, Maintenance Manual).
Problema tehnică pe care o rezolvă invenția este îmbunătățirea comportamentului dinamic al avionului ușor prin intermediul formei constructive a avionului și a mecanismului de comandă voleți care permite, unghiuri de bracaj mai mari de 40° necesare la decolări și aterizări pe o distanță scurtă și într-un timp mai scurt și portanta mărită, precum și funcționarea avionului în condiții critice de zbor sau când este necesară economia de carburant, avionul având posibilitatea să planeze în aceste situații, în condițiile unor costuri de fabricație reduse.The technical problem solved by the invention is the improvement of the dynamic behavior of the light aircraft by means of the constructive form of the aircraft and the flywheel control mechanism which allows, steering angles greater than 40 ° required for take-offs and landings over a short distance and in a shorter time and increased load capacity, as well as the operation of the aircraft in critical flight conditions or when fuel economy is required, the aircraft having the possibility to glide in these situations, in conditions of low manufacturing costs.
Avion ușor propus, conform invenției, rezolvă problema tehnică prin utilizarea unor elemente componente originale ca formă si dimensiuni pentru îmbunătățirea aerodinamicii avionului și a stabilității acestuia, după cum urmează: aripi mediane de formă dreptunghiulară și având în secțiune un profil asimetric astfel încât coarda profilului formează un unghi cu direcția de înaintare, de anvergura la o valoare mai mare decât lungimea fuselajului, L=(l, 1...1,3) *Lfși implicit mărirea suprafeței valeților ceea ce permite ca avionul să poată plana în situații critice de zbor când motorul nu mai funcționează sau la nevoie pentru economie de carburant, ceea ce permite avionului ușor să se comporte și ca un motoplanor, planul central al fuselajului (tronsonul 1 a fuselajului central), coiful elicei, fuselajul anterior (capote), eleroane și voleti de curbură fără șamiere pentru bordul de fugă (câte unul pe fiecare aripă), cabina în care stă echipajul, profundorul, deriva, direcția, fuselajul posterior, stabilizatorul și tronsonul al 2-lea al fuselajul central.The proposed light aircraft, according to the invention, solves the technical problem by using original components as shape and dimensions to improve the aerodynamics of the aircraft and its stability, as follows: rectangular wings of rectangular shape and having in section an asymmetrical profile so that the profile string forms an angle with the forward direction, of a magnitude greater than the length of the fuselage, L = (l, 1 ... 1,3) * Lf and implicitly the increase of the surface of the valves which allows the aircraft to glide in critical flight situations when the engine is no longer running or in need of fuel economy, which allows the light aircraft to behave like a glider, the central plane of the fuselage (section 1 of the central fuselage), the propeller helmet, the front fuselage (hoods), ailerons and flaps of curvature without sleeves for the flight board (one on each wing), the cabin in which the crew sits, the depth, the drift, the direction, the rear fuselage erior, stabilizer and 2nd section of the central fuselage.
Mecanismul propus, conform invenției, instalat în structura aripilor și a fuzelajului unui avion ușor propus cu o aerodinamică și stabilitate bune, soluționează problema tehnică prin utilizarea unei manete de acționare volet, un tub de torsiune, un element cinematic de antrenare, un element cinematic de acționare, un corp complex de legătură, voleti de curbură fără șamiere pentru bordul de fugă și elemente cinematice de legătură care asigură amplificarea forței, cu scopul de a realiza bracaje mai mari corespunzătoare unui regim de zbor performant caracteristic aeronavelor ușoare și portanța mărită la decolări și aterizări, transmiterea puterii mecanice de la elementul cinematic conducător (maneta de acționare a 2020 00223The proposed mechanism, according to the invention, installed in the wing and fuselage structure of a light aircraft proposed with good aerodynamics and stability, solves the technical problem by using a flap actuator lever, a torsion tube, a drive kinematic element, a kinematic element of actuators, a complex connecting body, curved flap-free flaps for the flight deck and kinematic connecting elements which ensure the amplification of the force, in order to achieve larger steering corresponding to a high-performance flight regime characteristic of light aircraft and increased take-off load, and landings, transmission of mechanical power from the driving kinematic element (actuation lever of 2020 00223
27/04/2020 voleți) la elementul condus final (voleții de pe aripi) precum și mărirea lungimii aripilor și implicit a anvergurii aripilor L la o valoare mai mare decât lungimea fuselajului, L=(l, 1...1,3) Lf și implicit mărirea suprafeței voleților ceea ce permite ca avionul să poată plana în situații critice de zbor când motorul nu mai funcționează sau la nevoie pentru economie de carburant, ceea ce permite avionului ușor să se comporte și ca un motoplanor.27/04/2020 volts) to the final driven element (flaps on the wings) as well as increasing the length of the wings and implicitly the wingspan L to a value greater than the length of the fuselage, L = (l, 1 ... 1,3) Lf and implicitly the increase of the surface of the flaps which allows the aircraft to glide in critical flight situations when the engine is no longer running or when needed for fuel economy, which allows the aircraft to easily behave like a glider.
Mecanismul de comandă volet propus a fost conceput ținând seama de forma avionului nou propus, de dimensiunile de gabarit ale acestuia și de dimensiunile constructive ale elementelor componente (fuzelajul, cabina, aripile) ale avionului ușor.The proposed shutter control mechanism has been designed taking into account the shape of the proposed new aircraft, its overall dimensions and the constructive dimensions of the components (fuselage, cabin, wings) of the light aircraft.
Invenția prezintă următoarele avantaje:The invention has the following advantages:
a) Mecanismul de comandă voleți realizează unghiuri de bracaj de 70°, negative în jos față de coarda aripii, superioare soluțiilor clasice care realiazează unghiuri de bracaj de 40°.a) The flywheel control mechanism achieves steering angles of 70 °, negative down to the wing string, superior to the classic solutions that achieve steering angles of 40 °.
b) Mecanismul de comandă voleți are simplitate constructivă și tehnologică a elementelor componente.b) The flap control mechanism has constructive and technological simplicity of the components.
c) Mecanismul este alcătuit dintr-un lanț cinematic funcțional compus din mai puține elemente componente și care poate fi analizat cinematic și dinamic cu succes prin analiza mecanismului cu metoda MBS (MultiBody System) cu ajutorul programului Adams în scopul optimizării mecanismului conceput înaintea execuției practice.c) The mechanism consists of a functional kinematic chain composed of fewer components and which can be successfully analyzed kinematically and dynamically by analyzing the mechanism with the MBS (MultiBody System) using the Adams program to optimize the mechanism designed before practical execution.
d) Unghiurile de bracaj ale voleților nu se realizează printr-o rotație în jurul unei șarniere (axa de rotație) aflată în structura aripii, ci se realizează prin intermediul unei mișcări complexe de rototranslatie realizate cu ajutorul elementelor cinematice din construcția mecanismului de comandă volet.d) The steering angles of the flaps are not achieved by a rotation around a hinge (axis of rotation) located in the wing structure, but is achieved by a complex rotational movement made using the kinematic elements of the construction of the flap control mechanism.
e) Structura de rezistență a avionului are o greutate minimă, iar rigiditatea și elasticitatea sunt optime (maxime).e) The resistance structure of the aircraft has a minimum weight and the rigidity and elasticity are optimal (maximum).
j) Construcția juzelajului avionului permite accesul la instalații în vederea reviziilor și reparațiilor.j) The construction of the aircraft pipeline allows access to facilities for overhauls and repairs.
g) Fuzelajul avionului are dimensiuni mici, ceea ce determină reducerea frecărilor aerodinamice și a coeficientului de înaintare Cx.g) The fuselage of the aircraft has small dimensions, which reduces the aerodynamic frictions and the forward coefficient C x .
h) Avionul ușor are o structură simplă și rapidă ca răspuns, este sigur și fiabil și are performante bune de control al zborului și de ridicare și o bună stabilitate.h) The light aircraft has a simple and fast response structure, is safe and reliable and has good flight control and lifting performance and good stability.
i) Forma aerodinamică a avionului și forma constructivă a mecanismului de comandă voleți implică o durată de viață mărită a acestuia.i) The aerodynamic shape of the airplane and the constructive shape of the shutter control mechanism imply an increased service life.
j) Pentru mărirea portanței avionului, la decolare și aterizare, cât și în timpul zborului, pe aripi s-au montat doi voleți de curbură pentru bordul de fugă fără șarnieră (fără axe de rotație față de aripi), câte unul pe fiecare aripă. / / - 3 /r> /77$ a 2020 00223j) To increase the lift of the aircraft, during take-off and landing, as well as during the flight, two curved flaps for the flight board without hinge (without axes of rotation with respect to the wings) were mounted on the wings, one on each wing. / / - 3 / r> / 77 $ a 2020 00223
27/04/202027/04/2020
k) Prin mărirea lungimii aripilor s-a obținut suprafață portantă mărită, mărirea anvergurii L a aripilor la o valoare mai mare de (1,1 ... 1,3) ori decât lungimea fuselajului Lf ceea ce a condus la mărirea suprafeței valeților, care permite ca avionul să poată plana în situații critice de zbor când motorul nu mai funcționează sau la nevoie pentru economie de carburant, ceea ce permite avionului ușor să se comporte și ca un motoplanor.k) By increasing the length of the wings, an increased load-bearing surface was obtained, increasing the wingspan L of the wings to a value greater than (1.1 ... 1.3) than the length of the fuselage Lf, which led to an increase in the surface of the valves, which allows so that the aircraft can glide in critical flight situations when the engine is no longer running or when needed for fuel economy, which allows the aircraft to easily behave like a glider.
I) Mecanismul de comandă voleți permite decolări și aterizări pe o distanță mică într-un timp scurt: - la decolare, voleiul asigură o suprafață portantă suplimentară, avionul se ridică rapid în aer, pe o distanță mică;I) The flywheel control mechanism allows take-offs and landings over a short distance in a short time: - on take-off, the volleyball provides an additional load-bearing surface, the aircraft rises quickly in the air, over a short distance;
- la aterizare, prin reducerea tracțiunii motorul ajunge la viteză mică ceea ce înseamnă reducerea portanței, iar aceste suprafețe de volet asigură o mărire de portanță prin mărirea curburii aripii și reducerea distanței de aterizare, voleiul compartându-se ca o frână aerodinamică.- on landing, by reducing traction the engine reaches low speed which means reducing the lift, and these shutter surfaces ensure an increase in lift by increasing the curvature of the wing and reducing the landing distance, the volley sharing like an aerodynamic brake.
m) Mecanismul necesită întreținere și mentenanță fără costuri ridicate.m) The mechanism requires maintenance and upkeep without high costs.
n) Mecanismul are o construcție robustă și o tehnologie de fabricație nepretențioasă, ceea ce implică costuri reduse de execuție.n) The mechanism has a robust construction and an unpretentious manufacturing technology, which implies low execution costs.
Se prezintă, în continuare, un exemplu de realizare a invenției, în legătură cu figurile 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7:The following is an embodiment of the invention in connection with Figures 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7:
- Fig.l, vedere axonometrică cu forma 3D constructivă a unui avion ușor;- Fig. 1, axonometric view with the constructive 3D shape of a light aircraft;
- Fig.2, vedere laterală a unui avion ușor;- Fig.2, side view of a light aircraft;
- Fig. 3, vedere frontală a avionului ușor;- Fig. 3, front view of the light aircraft;
- Fig. 4, vedere a unui mecanism de comandă voleți al unui avion ușor;- Fig. 4, view of a flap control mechanism of a light aircraft;
- Fig.5, schema conceptuală a unui mecanism de comandă voleți al unui avion ușor;- Fig.5, conceptual scheme of a flap control mechanism of a light aircraft;
- Fig.6, schema structurala a unui mecanism de comandă voleți al unui avion ușor.- Fig.6, the structural diagram of a flap control mechanism of a light aircraft.
- Fig. 7, mecanism de comandă voleți cu voleții bracați într-o poziție intermediară.- Fig. 7, flap control mechanism with the flaps steered in an intermediate position.
Avionul ușor propus, conform invenției, are o anumită formă aerodinamică și o bună stabilitate fiind alcătuit din aripi mediene de formă dreptunghiulară și având în secțiune un profil asimetric astfel încât coarda profilului formează un unghi de incidență ^incidența = 11° cu direcția de înaintare și un unghi de calaj = 0°, dintr-un fuselaj anterior cu o anumită formă aerodinamică, un fuzelaj central cu o anumită formă aerodinamică și având 2 tronsoane de forme diferite în zona cabinei, un fuzelaj posterior cu o anumită formă aerodinamică, coiful elicei, eleroane, voleți de curbură fără șamiere pentru bordul de fugă, cabina, profundor, deriva, direcție, stabilizator având forme profilate. / a 2020 00223The light aircraft proposed, according to the invention, has a certain aerodynamic shape and good stability being composed of rectangular wings of rectangular shape and having in section an asymmetrical profile so that the profile string forms an angle of incidence ^ incidence = 11 ° with the direction of advance and a setting angle = 0 °, from a front fuselage with a certain aerodynamic shape, a central fuselage with a certain aerodynamic shape and having 2 sections of different shapes in the cabin area, a rear fuselage with a certain aerodynamic shape, the propeller helmet, ailerons, curved flaps without sleeves for the flight board, cab, depth, drift, steering, stabilizer with profiled shapes. / a 2020 00223
27/04/202027/04/2020
Mecanismul de comandă voleți al unui avion ușor, conform invenției, este format dintr-o manetă de acționare volef un tub de torsiune, elemente cinematice de antrenare, elemente cinematice de acționare, corpuri complexe de legătură, voleți de curbură fără șamiere pentru bordul de fugă și elemente cinematice de legătură între corpurile complexe și voleti, care asigură transmiterea mișcării de rotatie, amplificarea forței și transmiterea puterii mecanice de la maneta de acționare voleți, realizează bracaje mai mari de 40° corespunzătoare unui regim de zbor performant caracteristic acestui tip de aeronave astfel încât aterizarea și decolarea avionului să se realizeze într-un timp scurt, pe o distanță scurtă și portanță mărită, precum și funcționarea avionului in condiții critice de zbor, avionul având posibilitatea să planeze având posibilitatea să planeze în aceste situații datorită anvergurii aripilor.The flap control mechanism of a light aircraft, according to the invention, consists of a torsion tube volute lever, drive kinematic elements, kinematic drive elements, complex connecting bodies, curved flaps without sleeves for the flight board and kinematic connecting elements between complex bodies and flaps, which ensure the transmission of rotational motion, the amplification of force and the transmission of mechanical power from the flap lever, make braces greater than 40 ° corresponding to a high-performance flight regime characteristic of this type of aircraft. so that the landing and take-off of the aircraft is performed in a short time, over a short distance and increased lift, as well as the operation of the aircraft in critical flight conditions, the aircraft being able to glide having the ability to glide in these situations due to the wingspan.
In figura 1 se prezintă în vedere axonometrică soluția constructivă a unui nou avion ușor, conform invenției, care este alcătuit din elemente componente originale ca și formă și dimensiuni pentru îmbunătățirea aerodinamicii avionului și a stabilității acestuia, după cum urmează: 1 reprezintă aripi mediane (2 buc.) de formă dreptunghiulară și având in secțiune un profil asimetric astfel încât coarda profilului formează un unghi de incidență de <pincidenla =11° cu direcția de înaintare și un unghi de calaj de calaj (pcalaj = 0°, de o anumită anvergură L, 2 - plan central fuselaj, 3 - coiful elicei, 4 - fuselaj anterior (capote), 5 - eleron (câte unul pe fiecare aripă), 6 - voleți de curbură sau voleți simpli (câte imul pe fiecare aripă), fără șamiere aflați pe bordul de fugă (fără axe de rotație pe aripi), 7 - cabina, 8 profundor (partea mobilă a ampenajului orizontal), 9 - deriva (partea fixă a ampenajului vertical), 10 direcția (partea mobilă a ampenajului vertical), 11 - fuselaj posterior, 12 - stabilizator (partea fixă a ampenajului orizontal), 13 - fuselaj central tronsonul al 2- lea.Figure 1 shows in axonometric view the constructive solution of a new light aircraft, according to the invention, which consists of original components as shape and dimensions to improve the aerodynamics of the aircraft and its stability, as follows: 1 represents median wings (2 pcs.) of rectangular shape, having in section an asymmetric profile so that the chord the profile forms an angle of incidence <p iNCIDENCE = 11 ° to the forward direction and angle of slip of the slip (p slip = 0 °, to a certain wingspan L, 2 - central fuselage plane, 3 - propeller helmet, 4 - front fuselage (hoods), 5 - aileron (one on each wing), 6 - curvature flaps or single flaps (one on each wing), without hammers located on the flight edge (without axes of rotation on the wings), 7 - cab, 8 deep (moving part of the horizontal tail), 9 - drift (fixed part of the vertical tail), 10 direction (moving part of the vertical tail), 11 - fuselage pos terior, 12 - stabilizer (fixed part of the horizontal tail), 13 - central fuselage 2nd section.
Forma aerodinamică și dimensiunile constructive ale acestui avion au fost stabilite prin combinarea a diverse forme geometrice pentru elementele componente ale acestuia în vederea obținerii unei forme aerodinamice bune pentru clasa avioane ușoare și care să îndeplinească și funcția de planare la nevoie pentru economie de carburant sau in condiții critice de zbor când motorul nu mai funcționează.The aerodynamic shape and construction dimensions of this aircraft have been established by combining various geometric shapes for its components in order to obtain a good aerodynamic shape for the light aircraft class and to fulfill the function of gliding as needed for fuel economy or in conditions critical flight when the engine is no longer running.
Forma aerodinamică și dimensiunile constructive ale avionului ușor prezentat în figurile 1 ... 5 fac ca acest aparat să se încadreze și în categoria motoplanor, ceea ce înseamnă că avionul poate plana la nevoie în situația în care motorul nu mai funcționează sau atunci când motorul este oprit pentru economie de carburant.The aerodynamic shape and the constructive dimensions of the light aircraft shown in figures 1 ... 5 make this aircraft also fall into the category of glider, which means that the aircraft can glide when needed if the engine is no longer running or when the engine is stopped for fuel economy.
Figura 2 prezintă o vedere laterală a avionului ușor în care se pot observa elementele componente și dimensiunile importante stabilite în proiectarea avionului.Figure 2 shows a side view of the light aircraft in which the important components and dimensions established in the design of the aircraft can be observed.
Forma aerodinamică a avionului ușor, conform invenției, depinde de aerodinamica sistemelor de corpuri din care este alcătuit avionul.The aerodynamic shape of the light aircraft, according to the invention, depends on the aerodynamics of the body systems of which the aircraft is composed.
a 2020 00223and 2020 00223
27/04/202027/04/2020
Fuselajul (2, 4,13) avionului este situat într-un curent de aer și el produce portantă (foarte mică), dar mai ales rezistență la înaintare: asupra lui acționează forțe aerodinamice laterale și momente aerodinamice; construcția lui preia toate solicitările celorlalte organe și elemente ale avionului.The fuselage (2, 4,13) of the aircraft is located in an air current and it produces load-bearing (very small), but especially forward resistance: lateral aerodynamic forces and aerodynamic moments act on it; its construction takes over all the demands of the other organs and elements of the aircraft.
în afara de aceasta, în fuzelaj se amenajează spații pentru echipaj, sistemul de propulsie, rezervor de combustibil, aparatura ș.a., ceea ce implică existența unui volum bine determinat. Pentru fuselaj trebuie găsită o soluție optimă atât din punct de vedere aerodinamic cât și constructiv: cu o suprafață frontală cât mai mică să „închidem” un volum cât mai mare, dar în același timp, forma volumului corpului obținut, să fie cât mai aerodinamică.in addition, in the fuselage are arranged spaces for crew, propulsion system, fuel tank, equipment, etc., which implies the existence of a well-defined volume. For the fuselage, an optimal solution must be found both from an aerodynamic and constructive point of view: with a front surface as small as possible to "close" a volume as large as possible, but at the same time, the shape of the body volume obtained, to be as aerodynamic.
Fuselajul anterior 4 al unui avion ușor, conform invenției, are forma profilată aerodinamică, fiind alcătuită la partea inferioară dintr-o suprafață dispusă sub un arc de cerc pe o lungime La, suprafețele laterale drepte pe lungimea La = (1,2 ... 1,5) *Df, iar partea de sus este o suprafață plană care este înclinată sub un anumit unghi δ = 20° ... 50° .The front fuselage 4 of a light aircraft, according to the invention, has an aerodynamic profiled shape, being formed at the bottom of a surface arranged under a circular arc on a length L a , straight side surfaces on the length L a = (1,2. .. 1.5) * Df, and the top is a flat surface that is inclined at a certain angle δ = 20 ° ... 50 °.
Secțiunea maximă echivalentăD f= H [mm] pentru fuzelajul 13 central se stabilește în funcție de dimensiunile cabinei și ale instalațiilor care sunt conținute în fuzelaj.The maximum equivalent section D f = H [mm] for the central fuselage 13 shall be determined according to the dimensions of the cab and of the installations which are contained in the fuselage.
La avioanele ușoare cu 2 locuri alăturate se recomandă aria secțiunii maxime S f a fuselajului posterior ca fiind Sf = 1,5...1,7 m2.For light aircraft with 2 adjacent seats, the area of the maximum section S f of the rear fuselage is recommended as S f = 1.5 ... 1.7 m 2 .
Stabilirea lungimii totale Lf a fuselajului cu relația: Lf = (6..10) * Df, undeDetermining the total length L f of the fuselage with the relation: L f = (6..10) * D f , where
Lf/Df = Af =6...10 reprezintă alungirea fuselajului.Lf / D f = A f = 6 ... 10 represents the elongation of the fuselage.
La viteze de zbor subsonice, rezistența de presiune, într-o curgere laminară, este relativ mică în comparație cu rezistența de frecare și nu se pune problema reducerii acesteia. Deoarece rezistența la înaintare este produsă, în cea mai mare parte, de rezistența de frecare, pentru reducerea acesteia se recomandă utilizarea unor fuzelaje cu alungire mică (mai scurte).At subsonic flight speeds, the pressure resistance, in a laminar flow, is relatively low compared to the frictional resistance and there is no question of reducing it. As the forward resistance is produced, for the most part, by the frictional resistance, it is recommended to use shorter (shorter) fuselages to reduce it.
Fuselajul central (2,13) are două tronsoane de formă aerodinamică (fig. 1).The central fuselage (2,13) has two aerodynamically shaped sections (fig. 1).
Tronsonul 1 al fuselajului central 2 al unui avion ușor, conform invenției, are la partea inferioară o suprafață dispusă sub un arc de cerc pe o lungime Li = L2 = (1,7 ... 2,0)*Df, suprafețele laterale drepte, partea de sus este dreaptă, o suprafață frontală fată a cabinei înclinată sub un anumit unghi όparbriz = 40 ... 55°, având în secțiune longitudinală o formă profilată cu dimensiunile h=0,625*Df, Li, Df, H=Df=(l,5 ... l,7)*h și o suprafața frontală înclinată care este parbrizul înclinat sub un anumit unghi fparbriz = 40 ... 55° pentru o vizibilitate optimă. / a 2020 00223The section 1 of the central fuselage 2 of a light aircraft, according to the invention, has at the bottom a surface arranged under an arc of a circle on a length Li = L2 = (1,7 ... 2,0) * Df, straight side surfaces , the above is just an inner front surface of the cab tilted at an angle ό steps rbriz = 40 ... 55 °, having a profiled shape in longitudinal section with dimensions of h = 0.625 * DF, Li, Df, H Df = (l, 5 ... l, 7) * h and an inclined front surface which is the inclined windshield at a certain angle f par breeze = 40 ... 55 ° for optimal visibility. / a 2020 00223
27/04/202027/04/2020
Tronsonul 2 al fuselajului central 13 al unui avion ușor, conform invenției, are o formă aerodinamică profilată având la partea inferioară o suprafață dispusă sub un arc de cerc pe o lungime L?=Li și înclinată sub un unghi âi = (10° ... 25°), suprafețele laterale drepte, iar partea de sus este o suprafață plană și înclinată sub un anumit unghi âi = (10° ... 25°), având în secțiune longitudinală o formă tronconică cu baza mare H-Df, lungime L2 și unghiul de înclinare al muchiilor laterale όι = (10° ... 25°).The section 2 of the central fuselage 13 of a light aircraft according to the invention has a profiled aerodynamic shape having at the bottom a surface arranged under an arc of a circle on a length L? = Li and inclined at an angle âi = (10 ° .. 25 °), the straight lateral surfaces, and the upper part is a flat and inclined surface at a certain angle âi = (10 ° ... 25 °), having in longitudinal section a frustoconical shape with a large base H-Df, length L 2 and the angle of inclination of the side edges όι = (10 ° ... 25 °).
Fuselajul 11 posterior al unui avion ușor are formă aerodinamică profilată (fig. 1), fiind alcătuită la partea inferioară dintr-o suprafață dispusă sub un arc de cerc pe o anumită lungime Lpi = 0,7*LP, suprafețele laterale stânga-dreapta sunt drepte pe o anumită lungime Lpi = 0,7*LP, iar suprafețele dinspre coada avionului sunt înclinate sub un anumit unghi 0p = 20... 50° pe o lungime Lp-Lpi = 0,3*Lp, undeZp = (1,2 ... 2,5)*Df.The rear fuselage 11 of a light aircraft has a profiled aerodynamic shape (fig. 1), being made up at the bottom of a surface arranged under a circular arc on a certain length L p i = 0.7 * L P , the left side surfaces -right are straight on a certain length L p i = 0.7 * L P , and the surfaces from the tail of the plane are inclined at a certain angle 0 p = 20 ... 50 ° on a length L p -L p i = 0 , 3 * L p , undeZ p = (1,2 ... 2,5) * D f .
Alungirea fuselajului influențează atât greutatea acestuia, cât și greutatea trenului de aterizare și a ampenajului. Cu creșterea alungirii fuselajului scade și greutatea ampenajelor, ceea ce implică o scădere a greutății avionului. în funcție de geometria stabilită pentru ampenaje, depinde stabilitatea și comanda aparatului, precum și calitățile de zbor ale avionului.The elongation of the fuselage influences both its weight and the weight of the landing gear and tail. As the elongation of the fuselage increases, so does the weight of the tailings, which implies a decrease in the weight of the aircraft. depending on the geometry set for the tailings, the stability and control of the aircraft as well as the flight qualities of the aircraft depend.
Aripa mediană 1 a unui avion ușor (fig. 1-3), conform invenției, are formă aerodinamică profilată, de formă dreptunghiulară și în secțiune un profil asimetric astfel încât coarda profilului formează un unghi de incidență ^inddeniă = 11° cu direcția de înaintare și un unghi de calaj = (fJ, iar anvergura! a aripii este mai mare de (1,1 ... 1,3) ori decât lungimea fuselajului Lf = (6... 10) * Df; (D f = H [mm] - secțiunea maximă echivalentă pentru fuselajul central, pentru un profil care nu este circular) pentru a-i permite avionului să se comporte ca un motoplanor datorită lungimii aripilor și a formei aerodinamice, să planeze la nevoie pentru economie de carburant sau în situații critice de zbor când motorul nu mai funcționează.The middle wing 1 of a light aircraft (fig. 1-3), according to the invention, has a profiled aerodynamic shape, rectangular in shape and in section an asymmetrical profile so that the profile rope forms an angle of incidence ^ inddeni = 11 ° with the direction of advance and a wedge angle = (f J , and the wingspan! is greater than (1,1 ... 1,3) times the length of the fuselage Lf = (6 ... 10) * Df ; (D f = H [mm] - the maximum equivalent section for the center fuselage, for a non-circular profile) to allow the aircraft to behave like a glider due to the length of the wings and the aerodynamic shape, to glide when needed for fuel economy or in critical situations flight when the engine is no longer running.
Aripa mediană este avantajoasă în privința interacțiunii cu fuselajul.The middle wing is advantageous in terms of interaction with the fuselage.
Prin mărirea lungimii aripilor se mărește și lungimea voleților, ceea ce duce la creșterea portanței în timpul decolării și aterizării avionului ușor.By increasing the length of the wings, the length of the flaps is also increased, which leads to an increase in lift during the take-off and landing of the light aircraft.
La viteze subsonice de zbor, o mare influență asupra caracteristicilor aerodinamice o are și bordul de atac al profilului aripii, motiv pentru care se evită forma ascuțită a acestuia pentru că nu permite obținerea de forțe de sustentație mari.At subsonic flight speeds, a great influence on the aerodynamic characteristics has also the attack board of the wing profile, reason for which its sharp shape is avoided because it does not allow obtaining large lifting forces.
Când avionul zboară cu viteze relativ mici, evoluțiile se fac la unghiuri mari de incidență. Desprinderea stratului limită care începe o dată cu creșterea unghiurilor de incidență se manifestă cu intensitate mai mare în zona de îmbinare a aripii cu fuzelajul.When the plane flies at relatively low speeds, the evolutions are made at high angles of incidence. The detachment of the boundary layer that begins with the increase of the angles of incidence is manifested with greater intensity in the area where the wing joins the fuselage.
a 2020 00223and 2020 00223
27/04/202027/04/2020
Aceasta desprindere are ca rezultat creșterea rezistenței de înaintare, micșorarea portanței și deplasarea centrului de presiune.This detachment results in an increase in forward resistance, a decrease in lift and a displacement of the center of pressure.
La aterizare, pilotul reduce tracțiunea motorului și automat portanța scade. Voleții bracați la unghiuri negative în jos asigură o creștere de portanță în acest moment critic, comportându-se ca o frână aerodinamică.Upon landing, the pilot reduces engine traction and automatically reduces the lift. Volleyballs driven at negative angles downwards ensure an increase in lift at this critical moment, behaving like an aerodynamic brake.
La decolare, tracțiunea motorului crește succesiv, iar voleții ca și dispozitive de hipersustentație asigură o creștere a forței portante și reducerea distanței de decolare.At take-off, the traction of the engine increases successively, and the flaps as hypersustainability devices ensure an increase in load-bearing force and a reduction in take-off distance.
La decolare și aterizare, cei doi voleți 6 de curbură fără șamiere pentru bordul de fugă, aflați pe aripi brachează în jos la unghiuri negative.When taking off and landing, the two curved flaps 6 without sleeves for the flight board, located on the wings, bend down at negative angles.
Prin montarea voleților pe aripi, aterizările sunt line și avionul nu ajunge să se lovească de sol.By mounting the flaps on the wings, the landings are smooth and the plane does not hit the ground.
Unghiul de calaj al aripii φ reprezintă unghiul pe care-1 face coarda profilului aripii la încastrarea în fuzelaj cu axa de simetrie longitudinală a avionului.The fitting angle of the wing φ represents the angle that the rope of the wing profile makes when embedded in the fuselage with the axis of longitudinal symmetry of the aircraft.
Figura 3 prezintă o vedere frontală a avionului ușor și anvergura L a aripilor.Figure 3 shows a front view of the light aircraft and the wingspan L of the wings.
Proiectarea fuselajului avionului necesită cunoașterea condițiilor de exploatare necesare pentru fuselaj: sarcina utilă maximă, acces la toate instalațiile montate în fuselaj, încălzire, ventilație, etanșeitate, vizibilitate bună pentru echipaj.The design of the aircraft fuselage requires knowledge of the operating conditions required for the fuselage: maximum payload, access to all installations mounted in the fuselage, heating, ventilation, tightness, good visibility for the crew.
Rezistența și rigiditatea unui avion sunt maxime la o greutate minimă a structurii de rezistență.The strength and rigidity of an aircraft are maximum at a minimum weight of the resistance structure.
Piesele componente ale avionului ușor au o tehnologie simplă de fabricație și de montaj și sunt accesibile pentru întreținere/reparație.The components of the light aircraft have a simple manufacturing and assembly technology and are accessible for maintenance / repair.
Ampenajele (9,10,12) sunt pentru avion organe de echilibru, de stabilitate și de comandă.The tailings (9,10,12) are for the aircraft organs of balance, stability and control.
Fuselajul (2, 4,11,13) este ansamblul suport pentru întregul avion. Pe el se prind toate celelalte subansamble, aripi, ampenaje, tren de aterizare etc.The fuselage (2, 4,11,13) is the support assembly for the entire aircraft. All the other subassemblies, wings, tailings, landing gear, etc. are attached to it.
Fuselajul fiind organ-suport al încărcăturii de transport al avionului, la proiectarea lui se pleacă de la compartimentarea interioară necesară misiunii avionului.The fuselage being the supporting organ of the plane's transport load, its design starts from the interior compartmentation necessary for the plane's mission.
Fuselajul unui avion ușor este alcătuit din 3 ansamble mari și anume: ansamblul 1 denumit fuselajul anterior 4 (partea din fata a avionului) de lungime La, ansamblul 2 denumit fuselaj central care are 2 tronsoane 1 și 2 (pozițiile 2 și 13 de lungimi Lx și L2, iar ultimul ansamblu fiind fuselajul posterior 11 (din coada avionului) de lungime Lp .The fuselage of a light aircraft consists of 3 large assemblies namely: assembly 1 called the front fuselage 4 (front of the aircraft) of length L a , assembly 2 called the central fuselage which has 2 sections 1 and 2 (positions 2 and 13 lengths L x and L 2 , and the last assembly being the rear fuselage 11 (from the tail of the plane) of length L p .
Forma fuselajului la avioanele ușoare fără pretenții deosebite de natura aerodinamică este impusă de considerente de ordin tehnologic, costuri de fabricație, volum util.The shape of the fuselage on light aircraft without special demands of an aerodynamic nature is imposed by technological considerations, manufacturing costs, useful volume.
Volumul util este parametrul care da spațiul disponibil din interior unde putem amplasa echipajul, bagajele, aparatajele echipamentul, combustibilul.The useful volume is the parameter that gives the available space inside where we can place the crew, luggage, equipment, equipment, fuel.
a 2020 00223and 2020 00223
27/04/202027/04/2020
Volumul util depinde de capacitatea de transport a unui avion care se micșorează cu reducerea lungimii totale a fuselajului Lf și a ariei secțiunii transversale maxime Sf .The useful volume depends on the transport capacity of an aircraft which decreases with the reduction of the total length of the fuselage L f and the area of the maximum cross section S f .
Eleroanele 5 sunt suprafețe de comandă situate câte unul pe fiecare din aripile avionului. Conform figurii 1, funcționarea eleroanelor generează mișcarea de ruliu.Ailerons 5 are control surfaces located one on each of the wings of the aircraft. According to Figure 1, the operation of the ailerons generates the roller movement.
Profundorul 8 este suprafața de comandă de pe ampenajul orizontal al avionului. Acesta brachează atât la unghiuri pozitive cât și la unghiuri negative. Din figura 1 se poate observa că funcționarea profundorului generează mișcarea de tangaj.Depth 8 is the control surface on the horizontal tail of the aircraft. It braces at both positive and negative angles. From figure 1 it can be seen that the operation of the depth generates the pitch movement.
Direcția 9 este suprafața de comandă de pe ampenajul vertical. Funcționarea direcției, conform figurii 1, generează girația avionului.Direction 9 is the control surface on the vertical tail. The operation of the steering, according to figure 1, generates the rotation of the aircraft.
In momentul funcționării avionului ușor, cei doi voleți de pe aripi brachează (se rotesc în jos) simetric, doar la unghiuri negative.When the aircraft is operating lightly, the two flaps on the wings bend (rotate downwards) symmetrically, only at negative angles.
în timpul zborului avionului, cele două eleroane identice de pe aripi brachează antisimetric unul față de celălalt la unghiuri pozitive și negative și generează mișcarea de ruliu.During the flight of the aircraft, the two identical ailerons on the wings brace antisymmetrically to each other at positive and negative angles and generate the roll motion.
La stabilirea formei aerodinamice și a dimensiunilor constructive ale avionului ușor s-a avut în vedere proiectarea optimă a avionului ușor ținând seama de parametrii care influențează forma aerodinamică a fuselajului și a aripii (fig. 1-5), cât și instalațiile și mecanismele volet și eleron care sunt montate în aceste zone.In establishing the aerodynamic shape and construction dimensions of the light aircraft, the optimal design of the light aircraft was taken into account taking into account the parameters that influence the aerodynamic shape of the fuselage and wing (Fig. 1-5), as well as the flap and aileron installations and mechanisms. are mounted in these areas.
Figura 4 prezintă o vedere a unui mecanism de comandă voleți al unui avion ușor.Figure 4 shows a view of a flap control mechanism of a light aircraft.
Avionul ușor conceput are în componenta sa un mecanism de comandă voleți, câte un mecanism care are montat pe fiecare aripă cate un volet de curbură fără șarnieră pentru bordul de fugă 6, iar comanda acestora se face sincron de la o manetă 14 de acționare voleți, o singură manetă care comandă cei 2 voleți (fig.4).The lightly designed airplane has in its component a flap control mechanism, a mechanism which has mounted on each wing a curvature flap without a hinge for the flight board 6, and their control is made synchronously from a flap actuator lever 14, a single lever that controls the 2 flaps (fig.4).
Figura 5 prezintă schema conceptuală a unui mecanism de comandă voleți al unui avion ușor.Figure 5 shows the conceptual diagram of a flap control mechanism of a light aircraft.
Mecanismul de comandă voleți al unui avion ușor, conform invenției, în legătură cu fig. 4 și 5, este format dintr-o manetă 14 de acționare volet, tubul de torsiune 14', un element cinematic de antrenare 15 (2 buc.), elementul cinematic de acționare 16 (2 buc.), un corp complex de legătură 17 (2 buc., câte unul pe aripa stânga și altul pe aripa dreaptă), voletii de curbură fără șarnieră pentru bordul de fugă 6 (câte unul pe aripa stânga și altul pe aripa dreaptă), elemente cinematice 19 (2 buc.) între brațul oscilant 20 (2 buc., câte unul pe fiecare aripă) și elementele componente 17, respectiv elementele cinematice 18 de legătură (2 buc, câte unul pe fiecare aripă) între brațul oscilant 20 (2 buc., câte unul pe fiecare aripă) și voleții de curbură fără șarnieră pentru bordul de fugă 6.The flap control mechanism of a light aircraft according to the invention, in connection with fig. 4 and 5, consists of a flap actuating lever 14, the torsion tube 14 ', a kinematic drive element 15 (2 pcs.), The kinematic actuating element 16 (2 pcs.), A complex connecting body 17 (2 pcs., One on the left wing and another on the right wing), curvature flaps without hinge for the flight edge 6 (one each on the left wing and another on the right wing), kinematic elements 19 (2 pcs.) Between the arm oscillating arm 20 (2 pcs., one on each wing) and the components 17, respectively the kinematic connecting elements 18 (2 pcs., one on each wing) between the oscillating arm 20 (2 pcs., one on each wing) and curved flaps without hinge for the flight board 6.
a 2020 00223and 2020 00223
27/04/202027/04/2020
Mecanismul de comandă voleți al unui avion ușor este instalat în structura fuselajului central și a aripilor unui avion ușor.The flywheel control mechanism of a light aircraft is installed in the structure of the central fuselage and wings of a light aircraft.
Maneta 14 de acționare voleti este solidară cu tubul de torsiune 14' și sunt montate în structura fuzelajului central, sub podeaua pilotului, maneta 14 de acționare volet având o poziție convenabilă pentru acționarea manuală de către pilotul aflat în interiorul cabinei. Restul mecanismului de acționare voleți, pozițiile 15 - 20, așa cum este prezentat în fig. 5 este montat în structura aripilor, iar voleții de curbura fără șamiere pentru bordul de fugă 6, situați pe fiecare din aripile avionului si care se mișca in sensul indicat in figura, vin în continuarea bordului de fugă al aripii, cu posibilitatea realizării unor bracaje de până la 70° în jos, negativ, față de coarda profilului aripii.The flap actuator lever 14 is integral with the torsion tube 14 'and are mounted in the central fuselage structure, under the pilot's floor, the flap actuator lever 14 having a convenient position for manual actuation by the pilot inside the cockpit. The rest of the shutter drive mechanism, positions 15 - 20, as shown in fig. 5 is mounted in the wing structure, and the curved flaps without sleeves for the flight dashboard 6, located on each of the wings of the aircraft and moving in the direction indicated in the figure, follow the flight dashboard of the wing, with the possibility of up to 70 ° downwards, negative, relative to the wing profile cord.
în urma studiului cinematic și dinamic realizat în mediul virtual cu ajutorul softului Adams, mișcarea în timp real a întregului mecanism arată unghiuri de bracaj de până la 70°, in jos, negativ față de coarda aripii.following the kinematic and dynamic study performed in the virtual environment with the help of Adams software, the real-time movement of the whole mechanism shows steering angles of up to 70 °, downwards, negative to the wing string.
Unghiurile de bracaj nu se realizează printr-o rotație în jurul unei șarniere (axa de rotație) aflată în structura aripii, ci se realizează prin intermediul unei mișcări complexe realizate cu ajutorul elementelor cinematice 14 ... 20 prezentate în figurile 4 și 5.The steering angles are not achieved by a rotation around a hinge (axis of rotation) located in the wing structure, but is achieved by a complex movement made using the kinematic elements 14 ... 20 shown in Figures 4 and 5.
Mecanismul de comandă voleți al unui avion ușor, conform invenției, realizează unghiuri de bracaj de până la 70°, negative, în jos, față de coarda aripii, superioare soluțiilor clasice care realizează unghiuri de bracaj de 40°.The flap control mechanism of a light aircraft, according to the invention, achieves steering angles of up to 70 °, negative, downwards, compared to the wing rope, superior to the classic solutions that achieve steering angles of 40 °.
Voleiul de curbură (numit și volet simplu) pentru bordul de fugă fără șamieră prin forma sa mărește curbura profilului aripii ceea ce generează mărirea portanței.The curvature volley (also called simple flap) for the fleece-free dashboard by its shape increases the curvature of the wing profile, which generates an increase in lift.
Voleții de curbură sunt poziționați pe aripi pe bordul de fugă, ceea ce implică o soluție constructivă simplă a aripilor, cât și a modului de prindere a voleților pe aripi, nefiind nevoie de șarniere (axe de rotație), ceea ce reduce costurile de execuție ale avionului.The curves are positioned on the wings on the flight board, which implies a simple constructive solution of the wings, as well as the way of attaching the flaps on the wings, without the need for hinges (axes of rotation), which reduces the execution costs of plane.
în figura 6 se prezintă schema structurală a unui mecanism de comandă voleți în care s-au utilizat următoarele notații:Figure 6 shows the structural diagram of a flap control mechanism in which the following notations were used:
A, C, D - cuple de rotație legate la bază;A, C, D - rotational couplings connected to the base;
B, E , F, G, Η, I, J - cuple de rotație.B, E, F, G, Η, I, J - torques of rotation.
Mecanismul de comandă a voleților unui avion ușor, conform invenției, transmite mișcarea de rotație de la o manetă 14 de acționare voleți (14 - element conducător fiind intrarea în mecanism), la un tub de torsiune 14', la elementele cinematice de antrenare 15, la elementele cinematice de acționare 16, la corpurile complexe de legătură 17 care transmit mișcarea de rotație pe de o parte la voleții de curbură fără șamiere pentru bordul de fugă 6, iar pe de altă parte elementele cinematice de legătură 19 transmit mișcarea între corpurile complexe 10 dTZ / a 2020 00223The control mechanism of the flaps of a light aircraft according to the invention transmits the rotational movement from a lever actuating the flaps 14 (14 - the driving element being the entrance to the mechanism), to a torsion tube 14 ', to the kinematic drive elements 15, to the actuating kinematic elements 16, to the complex connecting bodies 17 which transmit the rotational movement on the one hand to the sleeveless curvature flaps for the trailing edge 6, and on the other hand to the connecting kinematic elements 19 transmitting the movement between the complex bodies 10 dTZ / a 2020 00223
27/04/2020 de legătură 17 și brațele oscilante 20, iar elementele cinematice 18 transmit în final mișcarea de la brațele oscilante 20 la voleții de curbură fără șamiere pentru bordul de fugă 6, realizându-se astfel transmiterea mișcării de rotație, amplificarea forței și tranmiterea puterii mecanice de la maneta 14 de acționare volete la voleții pentru bordul de fugă fără șamiere 6 (elemente conduse finale puse in mișcare cu ajutorul elementelor 14-20), cu scopul de a realiza bracaje mai mari corespunzătoare unui regim de zbor performant caracteristic acestor aeronave si care permit decolarea si aterizarea pe o distanta scurtă și într-un timp redus.27/04/2020 connecting 17 and the oscillating arms 20, and the kinematic elements 18 finally transmit the movement from the oscillating arms 20 to the sleeveless curvature volutes for the flight board 6, thus transmitting the rotational movement, amplifying the force and transmitting the mechanical power from the flap actuator lever 14 to the flapless flight dashboard 6 (final driven elements set in motion by means of elements 14-20), in order to achieve larger steering corresponding to a high-performance flight mode characteristic of these aircraft and allowing take-off and landing over a short distance and in a short time.
Elementele cinematice de legătură (19,18) sunt dispuse sub un unghi cu valori cuprinse între (0°...90°) față de corpurile complexe de legătură 17 și brațele oscilante 20, respectiv față de voleții fără șamiere pentru bordul de fugă 6 și brațele oscilant 20.The kinematic connecting elements (19,18) are arranged at an angle with values between (0 ° ... 90 °) with respect to the complex connecting bodies 17 and the oscillating arms 20, respectively with respect to the flapless flaps for the flight board 6 and swinging arms 20.
La acționarea manetei 14 de comandă volet, mișcarea de rotație se transmite la un tub de torsiune 14', solidar cu elementele cinematice de antrenare 15 articulate la bază prin cuplele de rotație din A și Al (care este baza, A si Al) și mai departe la elementele cinematice de acționare 16 prin cuplele de rotație din B și Bl.When actuating the flap control lever 14, the rotational movement is transmitted to a torsion tube 14 ', integral with the kinematic drive elements 15 articulated at the base by the rotational torques of A and Al (which is the base, A and Al) and more away from the kinematic actuating elements 16 by the rotational torques in B and Bl.
De la elementele cinematice de acționare 16, mișcarea se transmite la elementele cinematice de acționare 17 prin cuplele de rotație din E și El, elementele cinematice de acționare 17 fiind legate la baze prin cuplele de rotație din C și CI.From the actuating kinematic elements 16, the movement is transmitted to the actuating kinematic elements 17 through the rotational torques in E and El, the actuating kinematic elements 17 being connected to the bases by the rotating torques in C and CI.
Aceste corpuri 17 au 3 legături (cuplele de rotație E, F, G, respectiv El, FI, Gl) și bazele C, respectiv CI.These bodies 17 have 3 connections (rotation torques E, F, G, respectively El, FI, Gl) and the bases C, respectively CI.
Cuplele de rotație din F și FI asigură legătura dintre corpurile 17 și corpurile 19, iar cuplele de rotație din G și Gl asigură legătura cu corpurile de ieșire 6 (voleții de curbura fără șamiere pentru bordul de fugă).The torques in F and FI ensure the connection between the bodies 17 and the bodies 19, and the rotation torques in G and Gl ensure the connection with the output bodies 6 (curvature flaps without sleeves for the flight board).
De la corpurile 17, prin intermediul cuplelor de rotație F si FI, mișcarea de rotație se transmite la corpurile 20 prin intermediul cuplelor de rotație J si Jl, iar de la corpurile 20 prin cuplele de rotație din H și HI, mișcarea se transmite la corpurile 18 și apoi prin cuplele de rotație I și II la voleții pentru bordul de fugă fără șamiere 6 (6 - corp de ieșire = element condus final).From the bodies 17, by means of the rotational torques F and FI, the rotational movement is transmitted to the bodies 20 by means of the rotational torques J and Jl, and from the bodies 20 through the rotational torques in H and HI, the movement is transmitted to the bodies 18 and then through the rotation couplings I and II at the flaps for the flight board without camshafts 6 (6 - output body = final driven element).
Corpurile 20 au o legătură la bază prin cuplele de rotație din D și Dl.The bodies 20 have a connection at the base through the rotational couplings of D and Dl.
Figura 6 prezintă schema structurală a unui mecanism de comandă voleți al unui avion ușor.Figure 6 shows the structural diagram of a flap control mechanism of a light aircraft.
Gradul de mobilitate al unui mecanism (M) este gradul de mobilitate al lanțului cinematic din care este format (Dudiță, FI ., Diaconescu, D., Gogu, Gr. - Mecanisme Universitatea din Brașov 1989). Din punct de vedere cinematic, gradul de mobilitate M este numărul mișcărilor exterioare independente.The degree of mobility of a mechanism (M) is the degree of mobility of the kinematic chain from which it is formed (Dudiță, FI., Diaconescu, D., Gogu, Gr. - Mechanisms University of Brașov 1989). From a kinematic point of view, the degree of mobility M is the number of independent external movements.
^2 a 2020 00223^ 2 and 2020 00223
27/04/202027/04/2020
Din punct de vedere static, gradul de mobilitate M este numărul forțelor exterioare dependente. Din punct de vedere cinematic, gradul de mobilitate M reprezintă numărul mișcărilor exterioare independente.From a static point of view, the degree of mobility M is the number of dependent external forces. From a kinematic point of view, the degree of mobility M represents the number of independent external movements.
Spațialitatea cinematică 5 a unui mecanism reprezintă numărul de mișcări pe care le poate efectua un mecanism (parametrii de poziționare ai elementului final din lanțul cinematic față de elementul inițial) (DUDIȚĂ, FI ., DIACONESCU, D., GOGU, Gr.. Mecanisme Universitatea din Brașov 1989).The kinematic spatiality 5 of a mechanism represents the number of movements that a mechanism can perform (positioning parameters of the final element in the kinematic chain compared to the initial element) (DUDIȚĂ, FI., DIACONESCU, D., GOGU, Gr .. Mechanisms University from Brașov 1989).
Pentru mecanismul prezentat în fig. 4 și 5 s-a calculat mobilitatea mecanismului cu relația (Vișa, L, Alexandru, P., Talabă, D., Alexandru,C. Proiectarea funcțională a Mecanismelor - Metode clasice și moderne - Editura Lux Libris Brașov, 2004):For the mechanism shown in fig. 4 and 5 calculated the mobility of the mechanism with the relationship (Vişa, L, Alexandru, P., Talabă, D., Alexandru, C. Functional design of Mechanisms - Classical and modern methods - Lux Libris Publishing House Brașov, 2004):
M = S (nb -1) - Σ r, (1) unde Σ r - numărul total de restricții geometrice, Σ r = 41, nb - numărul minim de corpuri din mecanism, nb = 8 corpuri, S - spațialitatea mecanismului, S= 6.M = S (nb -1) - Σ r, (1) where Σ r - the total number of geometric constraints, Σ r = 41, nb - the minimum number of bodies in the mechanism, nb = 8 bodies, S - the spatiality of the mechanism, S = 6.
în urma calculelor efectuate se obține mobilitatea mecanismului M = 1.following the calculations performed, the mobility of the mechanism M = 1 is obtained.
Obiectivul mecanismului de comandă volet, conform invenției, îl constituie transmiterea mișcării de rotație, amplificarea forței, transmiterea și transformarea puterii mecanice de la elementul cinematic conducător (maneta 14 de acționare voleți) la elementul condus final (voleții de curbură fără șamiere pentru bordul de fugă 6 de pe aripi), precum și de mărire a portanței avionului la decolări și aterizări și în momente critice (economie de carburant sau terminarea carburantului sau motor care nu mai funcționează), avionul poate plana.The object of the shutter control mechanism according to the invention is to transmit the rotational motion, to amplify the force, to transmit and transform the mechanical power from the driving kinematic element (lever 14 actuating the shutters) to the final driven element. 6 on the wings), as well as increasing the lift of the aircraft on takeoffs and landings and at critical times (fuel economy or fuel termination or engine no longer running), the aircraft may glide.
Figura 7 prezintă mecanismul de comandă voleți cu voleții bracați într-o poziție intermediară.Figure 7 shows the flap control mechanism with the flaps steered in an intermediate position.
La stabilirea formei constructive a elementelor componente ale mecanismului de comandă voleți s-a avut în vedere forma aerodinamică a întregului produs și dimensiunile constructive ale acestuia.When establishing the constructive form of the components of the volute control mechanism, the aerodynamic shape of the whole product and its constructive dimensions were taken into account.
în etapa actuală de dezvoltare industrială în condițiile unei concurențe ridicate pe piața industriei aero, fiecare constructor trebuie să - și dezvolte propria strategie.In the current stage of industrial development in the face of high competition in the aero industry market, each manufacturer must develop its own strategy.
Se caută să se diminueze cât mai mult intervalul de timp dintre conceperea (proiectarea) unei instalații și execuția acesteia.It seeks to reduce as much as possible the time interval between the conception (design) of an installation and its execution.
în acest scop utilizarea calculatorului în toate etapele de proiectare și producție este o cerința de bază. Astfel se impune:for this purpose the use of the computer at all stages of design and production is a basic requirement. Thus it is necessary:
- simularea în timp real a comportamentului dinamic pentru aceste instalații de comandă și control ale aeronavelor- real-time simulation of the dynamic behavior for these aircraft command and control installations
- optimizarea prototipului virtual.- virtual prototype optimization.
a 2020 00223and 2020 00223
27/04/202027/04/2020
Aeronavele trebuie să respecte condiții speciale de proiectare și execuție. Acestea se impun tuturor subansamblelor și componentelor.Aircraft must comply with special design and execution conditions. They apply to all subassemblies and components.
O metodă unitară de modelare este cea a “sistemelor multicorp ”, MBS - Multi Body Systemes (SHABANA, A., Dynamics of Multibody Systems, Second edition Cambridge University Press USA, 1998).A unitary method of modeling is that of “multibody systems”, MBS - Multi Body Systems (SHABANA, A., Dynamics of Multibody Systems, Second edition Cambridge University Press USA, 1998).
Toate aceste mecanisme componente ale unei instalații de comandă și control sunt sisteme de corpuri supuse la restricții geometrice și cinematice în scopul transmiterii mișcării mecanice și a forței.All these component mechanisms of a command and control installation are body systems subject to geometric and kinematic constraints in order to transmit mechanical motion and force.
Modelul structural al mecanismului (schema structurală) conține elementele cinematice reprezentate simplificat și legăturile dintre ele. Unei scheme structurale i se pot asocia mai multe modele structurale MBS în funcție de numărul de corpuri considerat.The structural model of the mechanism (structural scheme) contains the simplified represented kinematic elements and the connections between them. A structural scheme can be associated with several MBS structural models depending on the number of bodies considered.
Pe această schemă se stabilește mobilitatea mecanismului.The mobility of the mechanism is established on this scheme.
în modelul structural MBS, algoritmul pentru un număr minim de corpuri este:In the MBS structural model, the algorithm for a minimum number of bodies is:
- Baza mecanismului reprezintă corpul fix.- The base of the mechanism represents the fixed body.
- Elementele cinematice la care se introduce mișcarea sunt Corpuri conducătoare.- The kinematic elements to which the movement is introduced are Governing Bodies.
- Elemente cinematice a căror mărimi cinematico - dinamice se determină sunt corpuri conduse.- Kinematic elements whose kinematic - dynamic quantities are determined are driven bodies.
- Elementele cinematice cu mai mult de două cuple sunt Corpuri complexe.- Kinematic elements with more than two couplings are complex bodies.
- Elementele cinematice pe care se aplică forțe exterioare sunt Corpuri active.- The kinematic elements to which external forces are applied are Active Bodies.
în modelarea structurală MBS se cunosc foarte bine: schema structurală; elementele cinematice; cuplele cinematice; ordinea de legare; spațialitatea cinematică, S; mobilitatea mecanismului; spațiul forțelor - spațiul mișcării;in structural modeling MBS are very well known: structural scheme; kinematic elements; kinematic couplings; binding order; kinematic spatiality, S; mobility of the mechanism; the space of forces - the space of movement;
Din cinematica mecanismului rezultă sisteme de ecuații neliniare care se rezolvă doar prin metode numerice (exemplu softul MSC Adams).The kinematics of the mechanism results in systems of nonlinear equations that are solved only by numerical methods (example MSC Adams software).
Pentru verificarea și optimizarea mecanismului s-au modelat componentele acestuia cu softul Mechanical Desktop.To verify and optimize the mechanism, its components were modeled with the Mechanical Desktop software.
Simulările în acest caz au fost realizate cu succes cu softul MSC Adams în vederea studiului comportamentului cinematic și dinamic pentru prototiparea virtuală a întregului produs. Prototipul virtual este vital în faza timpurie de proiectare.The simulations in this case were successfully performed with MSC Adams software in order to study the kinematic and dynamic behavior for the virtual prototyping of the entire product. The virtual prototype is vital in the early design phase.
Prototipul virtual oferă date despre funcționare, înainte ca prototipul fizic să fie realizat. în faza aceasta se pot lua decizii de costuri și tehnologie de fabricație, material, manoperă.The virtual prototype provides performance data before the physical prototype is made. in this phase decisions can be made of costs and manufacturing technology, material, labor.
Simularea prototipului virtual permite studiul comportamentului cinematic și dinamic, permite intervenția timpurie, modificarea si optimizarea întregului produs.The simulation of the virtual prototype allows the study of kinematic and dynamic behavior, allows early intervention, modification and optimization of the entire product.
a 2020 00223and 2020 00223
27/04/202027/04/2020
Prin aplicarea metodei MBS la avioanele ușoare se obțin date (pozițiile, vitezele, accelerațiile corpurilor și unghiurile de bracaj ale valeților) despre calitatea mișcării avionului.By applying the MBS method to light aircraft, data (positions, speeds, body accelerations and steering angles of the jacks) are obtained about the quality of the aircraft's movement.
Modelarea pe computer și prototiparea virtuală sunt instrumente de valoare pentru creație.Computer modeling and virtual prototyping are valuable tools for creation.
Aplicând un algoritm de prototipare virtuală, putem scurta distanța dintre creație și execuția prototipului fizic.By applying a virtual prototyping algorithm, we can shorten the distance between the creation and execution of the physical prototype.
Prioritare sunt considerentele aerodinamice de optimizare funcțională a profilelor structurilor avionului și satisfacerea condițiilor restrictive legate de: rezistențe mecanice deosebite într-un interval larg de valori ale temperaturii ambientale, vibrații, rezistență la oboseală, rigiditate, greutate minimă și fiabilitate maximă.Priority is given to the aerodynamic considerations of functional optimization of the profiles of the aircraft structures and the satisfaction of the restrictive conditions related to: special mechanical resistances in a wide range of ambient temperature values, vibrations, fatigue strength, rigidity, minimum weight and maximum reliability.
Prin aplicarea metodei MBS si cu ajutorul softului MSC Adams s-a ajuns la concluzia ca voleții fără șarniere pentru bordul de fugă 6, conform invenției, pot braca până la unghiuri de maxim 70°, negative în jos față de coarda aripii.By applying the MBS method and with the help of MSC Adams software, it was concluded that the hinges without hinges for the flight board 6, according to the invention, can steer up to angles of maximum 70 °, negative downwards to the wing rope.
Noutatea invenției consta in componenta mecanismului de comanda voleți al unui avion ușor, proiectarea unor voleți de curbură pentru bordul de fugă fără șarniere 6, proiectarea unei aripi 1 mediane si de forma dreptunghiulară și a cărei anvergură a aripilor L-(l,l...l,3)* Lf , unde Lf este lungimea fuselajului, și care implicit mărește suprafața voleților ceea ce contribuie la mărirea portanței care permite decolarea și aterizarea într-un timp mai scurt și pe o distanță mai mică, precum și prin faptul că avionul poate plana în situații critice de zbor când motorul nu mai funcționează sau la nevoie pentru economie de carburant, ceea ce permite avionului ușor să se comporte și ca un motoplanor, precum și prin realizarea unor unghiuri de bracaj de maxim 70°, negative în jos față de coarda aripii, superioare soluțiilor clasice care realizează unghiuri de bracaj de 40°.The novelty of the invention consists in the component of the flap control mechanism of a light aircraft, the design of curvature flaps for the flight board without hinges 6, the design of a median and rectangular wing 1 and whose wingspan L- (l, l .. .l, 3) * Lf, where Lf is the length of the fuselage, and which implicitly increases the surface of the flaps which contributes to increasing the lift which allows take-off and landing in a shorter time and a shorter distance, as well as by the fact that the aircraft can glide in critical flight situations when the engine is no longer running or when needed for fuel economy, which allows the light aircraft to behave like a glider, as well as by achieving steering angles of up to 70 °, negative down front of the wing rope, superior to the classic solutions that achieve steering angles of 40 °.
O influență asupra aerodinamicii avionului ușor și a greutății minime a acestuia o au și materialele utilizate pentru execuția acestuia.The materials used for its execution also have an influence on the aerodynamics of the light aircraft and its minimum weight.
Elementele componente principale ale avionului ușor, conform invenției, (exemplu: fuselaj, aripi, ampenaje, mecanisme de comandă voleți, eleroane) pot fi realizate din diverse materiale (de exemplu: duraluminiu sau materiale compozite) astfel încât să se obțină o aerodinamică bună și o greutate minimă a avionului.The main components of the light aircraft according to the invention (example: fuselage, wings, tailings, controls, flaps, ailerons) can be made of various materials (for example: duralumin or composite materials) so as to obtain good aerodynamics and a minimum weight of the aircraft.
Prin folosirea materialelor compozite se micșorează considerabil greutatea avionului, se îmbunătățește aerodinamica, se mărește rezistența mecanică și fiabilitatea acestuia.The use of composite materials significantly reduces the weight of the aircraft, improves aerodynamics, increases its mechanical strength and reliability.
a 2020 00223and 2020 00223
27/04/202027/04/2020
BIBLIOGRAFIEBIBLIOGRAPHY
1. Brevet GB 2 079 688 A/27.01.1982, Frans Willem de Haan, Cornells Adrianus Breedveld, „Aircraft fitted with wing trailing edge flaps actuated by six-bar mechanisms1. Patent GB 2 079 688 A / 27.01.1982, Frans Willem de Haan, Cornells Adrianus Breedveld, „Aircraft fitted with wing trailing edge flaps actuated by six-bar mechanisms
2. DUDIȚĂ, FI DIACONESCU, D., GOGU, Gr., Mecanisme, Universitatea din Brașov, 1989.2. DUDIȚĂ, FI DIACONESCU, D., GOGU, Gr., Mechanisms, University of Brașov, 1989.
3. POSTELNICU, A., Profile aerodinamice, Universitatea Transilvania din Brașov, 1997.3. POSTELNICU, A., Aerodynamic profiles, Transilvania University of Brașov, 1997.
4. SHABANA, A., Dynamics of Multibody Systems, Second edition Cambridge University Press USA, 1998.4. SHABANA, A., Dynamics of Multibody Systems, Second edition Cambridge University Press USA, 1998.
5. VIȘA, L, ALEXANDRU, P., TALABÂ, D., ALEXANDRU, C., Proiectarea funcțională a Mecanismelor - Metode clasice și moderne, Editura Lux Libris Brașov, 2004.5. VIȘA, L, ALEXANDRU, P., TALABÂ, D., ALEXANDRU, C., Functional design of Mechanisms - Classical and modern methods, Lux Libris Brașov Publishing House, 2004.
6. Zlin Aircraft, Maintenance Manual.6. Zlin Aircraft, Maintenance Manual.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ROA202000223A RO134382A0 (en) | 2020-04-27 | 2020-04-27 | Light aircraft and flaps control mechanism |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ROA202000223A RO134382A0 (en) | 2020-04-27 | 2020-04-27 | Light aircraft and flaps control mechanism |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RO134382A0 true RO134382A0 (en) | 2020-08-28 |
Family
ID=72233825
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ROA202000223A RO134382A0 (en) | 2020-04-27 | 2020-04-27 | Light aircraft and flaps control mechanism |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RO (1) | RO134382A0 (en) |
-
2020
- 2020-04-27 RO ROA202000223A patent/RO134382A0/en unknown
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9856012B2 (en) | Morphing wing for an aircraft | |
| US2063030A (en) | Aircraft | |
| US7416155B2 (en) | Canard position and dihedral for boom reduction and pitch/directional control | |
| JP7538128B2 (en) | Multi-boom aircraft and systems and methods for controlling the geometric twist of its wings | |
| CN111409816B (en) | Variable camber wing leading edge structure | |
| CN101932507A (en) | Aerodynamic structure with series of shock bumps | |
| KR20180072538A (en) | Wing flap deflection control removal | |
| CN108045575A (en) | A kind of short takeoff vertical landing aircraft | |
| US20060022085A1 (en) | Device and method of control of fixed and variable geometry rhomboid wings | |
| CN107521695A (en) | A kind of blended wing-body connects wing aircraft | |
| CN110116802A (en) | A kind of big loading small-sized unmanned aircraft of high universalizable | |
| US2643076A (en) | Improvement in aircraft of high aspect ratio | |
| CN202345908U (en) | Wing with movable wing surface | |
| EP3837164A1 (en) | Methods for improvements of the closed wing aircraft concept and corresponding aircraft configurations | |
| CN111017185B (en) | Laminar flow technology verification machine | |
| RO134382A0 (en) | Light aircraft and flaps control mechanism | |
| Garre et al. | Modeling and analysis of a RIBS and Spars of an airplane wing for bending and shear loads | |
| CN102390521B (en) | Airfoil capable of producing standing vortex on surface | |
| US4037808A (en) | Travelling tail-unit with circular arc motion | |
| Slosar | Avians to airplanes: biomimicry in flight and wing design | |
| Concilio et al. | Structural design of an adaptive wing trailing edge for enhanced cruise performance | |
| Merryisha et al. | Wing Engineering: Aerodynamics, Structures And Design | |
| CN108910034A (en) | A kind of flapping wing mechanical bird | |
| Breitbach et al. | Overview of adaptronics in aeronautical applications | |
| Naranjo et al. | Aerodynamic performance benefits of utilising camber morphing wings for unmanned air vehicles |