RU199649U1

RU199649U1 - Element of mechanization of the upper part of the aircraft

Info

Publication number: RU199649U1
Application number: RU2020107248U
Authority: RU
Inventors: Пётр Алексеевич Розин; Сергей Олегович Минько
Original assignee: Пётр Алексеевич Розин
Priority date: 2020-02-18
Filing date: 2020-02-18
Publication date: 2020-09-11

Abstract

Использование: самолетостроение, при конструировании фюзеляжа и крыла летательного аппарата.Сущность решения: элемент механизации верхней части летательного аппарата, выполненный в виде щитка, обладающий возможностью управляемого отклонения кверху и имеющий в плане стреловидную форму, при этом шарнирное соединение щитка с верхней частью летательного аппарата расположено в задней части щитка. 1 ил.Usage: aircraft construction, in the design of the fuselage and wing of the aircraft. The essence of the solution: the element of mechanization of the upper part of the aircraft, made in the form of a flap, with the possibility of controlled deviation upward and having a swept-like shape in plan, while the hinged connection of the flap with the upper part of the aircraft is located at the back of the dashboard. 1 ill.

Description

Предложенное решение относится к самолетостроению и может быть использовано при конструировании летательного аппарата для создания дополнительной подъемной силы на взлетно-посадочных режимах.The proposed solution relates to aircraft construction and can be used in the design of an aircraft to create additional lift in takeoff and landing modes.

Ближайшим аналогом по конструкции предлагаемого решения, является элемент механизации верхней части тяжелого истребителя Су-27, выполненный в виде тормозного щитка. На этом самолете шарнирное соединение щитка с фюзеляжем расположено в передней части щитка и щиток имеет в плане прямоугольную форму, (см. в интернете статью «Для чего на Су-27 поднимается часть фюзеляжа», ссылка https://zen.yandex.ru)The closest analogue in terms of the design of the proposed solution is the element of mechanization of the upper part of the heavy Su-27 fighter, made in the form of a brake flap. On this aircraft, the hinged connection of the shield with the fuselage is located in front of the shield and the shield has a rectangular shape in plan (see the article on the Internet "Why a part of the fuselage rises on the Su-27", link https://zen.yandex.ru)

Такой же тормозной щиток для аэродинамического торможения имеет многоцелевой истребитель Су-30. (см. в интернете статью «Многоцелевой истребитель Су-30», ссылка https://militaryarms.ru)The Su-30 multipurpose fighter has the same brake flap for aerodynamic braking. (see on the Internet the article "Su-30 multipurpose fighter", link https://militaryarms.ru)

Недостатком данного решения является то, что эта конструкция тормозного щитка не дает возможность иметь медленный горизонтальный полет и низкую посадочную скорость.The disadvantage of this solution is that this design of the brake flap does not make it possible to have a slow horizontal flight and low landing speed.

Задача предложенного решения заключается в том, чтобы аэродинамический эффект от поднятия щитка создавал прирост не только тормозящей силы лобового аэродинамического сопротивления, но и значительной дополнительной подъемной силы, которая необходима современным скоростным, тяжелым летательным аппаратам для уменьшения их взлетно-посадочной скорости. Особенно актуально это для палубной авиации.The problem of the proposed solution is that the aerodynamic effect from raising the flap creates an increase not only in the braking force of the frontal aerodynamic drag, but also a significant additional lift, which is necessary for modern high-speed, heavy aircraft to reduce their takeoff and landing speed. This is especially true for carrier-based aircraft.

Решение поставленной задачи обеспечивается тем, что шарнирное соединение поднимающегося щитка с верхней частью летательного аппарата расположено в задней части щитка, а самому щитку придана в плане стреловидная форма. Стреловидная форма щитка может быть выполнена с двойной стреловидностью или с плавной кривизной передних кромок щитка, что увеличит площадь щитка и создаваемую им подъемную силу. Если необходимо, чтобы при поднятии щитка прирост подъемной силы максимально превысил прирост лобового сопротивления, тогда шарнирное соединение и форма задней части щитка должны быть сконструированы таким образом, чтобы при поднятии щитка образовывалась щель для прохождения некоторой части набегающего потока воздуха, что снизит прирост лобового аэродинамического сопротивления и увеличит прирост подъемной силы.The solution to this problem is ensured by the fact that the articulated connection of the rising flap with the upper part of the aircraft is located at the rear of the flap, and the flap itself is swept in plan. The swept shape of the flap can be made with a double sweep or with a smooth curvature of the front edges of the flap, which will increase the area of the flap and the lifting force generated by it. If it is necessary that when the flap is raised, the increase in lift force maximally exceeds the increase in frontal resistance, then the hinge joint and the shape of the rear part of the flap should be designed in such a way that when the flap is raised, a gap is formed for the passage of some part of the incident air flow, which will reduce the increase in frontal aerodynamic resistance and will increase the gain in lift.

На Фиг. 1, на которой изображена схема механизации верхней части гипотетического истребителя, где А - вид сбоку, В - фронтальный вид, С - вид сверху.FIG. 1, which shows a diagram of the mechanization of the upper part of a hypothetical fighter, where A is a side view, B is a frontal view, and C is a top view.

На Фиг. 1, А изображен гипотетический сверхзвуковой истребитель с поднятым в крайнее верхнее положение щитком 1. В этом положении между щитком 1 и верхней частью самолета 2 образуется щель. В закрытом нижнем положении щиток 1 плотно прилегает к верхней части летательного аппарата 2 и своей верхней частью полностью подобен форме верхней части летательного аппарата 2 в этом месте. Шарнирная ось 3 шарнирного соединения щитка 1 с верхней частью летательного аппарата 2 расположена в задней части щитка 1. Щиток 1 поднимается с помощью гидравлического привода 4 до максимального угла отклонения а относительно строительной оси 5. На Фиг. 1, В изображен фронтальный вид самолета с поднятым щитком 1 на верхней части фюзеляжа и с двумя поднятыми щитками 1,а на корневых частях консолей крыла. На Фиг. 1, С изображен вид сверху на самолет с закрытыми стреловидными щитками 1 и 1а. Пунктирной линией обозначены возможные дополнительные щитки для дополнительного увеличения подъемной силы и максимального уменьшения взлетно-посадочной скорости. Таким образом на летательном аппарате может быть установлено несколько поднимающихся стреловидных щитков. Возможна комбинация отдельно управляемых щитков с щелями, для создания максимальной подъемной силы, и щитков без щелей, для создания подъемной силы и значительного лобового сопротивления.FIG. 1, A shows a hypothetical supersonic fighter with the flap 1 raised to the extreme upper position. In this position, a gap is formed between the flap 1 and the upper part of the aircraft 2. In the closed lower position, the flap 1 fits snugly against the upper part of the aircraft 2 and its upper part is completely similar to the shape of the upper part of the aircraft 2 in this place. The hinge axis 3 of the hinge connection of the flap 1 with the upper part of the aircraft 2 is located at the rear of the flap 1. The flap 1 is lifted by means of a hydraulic drive 4 to the maximum deflection angle a relative to the building axis 5. FIG. 1, B shows a frontal view of an aircraft with a flap 1 raised on the upper part of the fuselage and with two flaps 1 raised, and on the root parts of the wing consoles. FIG. 1, C shows a top view of an aircraft with closed swept flaps 1 and 1a. The dotted line indicates possible additional flaps to further increase lift and minimize takeoff and landing speed. In this way, the aircraft can be equipped with several lifting swept fins. A combination of individually operated flaps with slots is possible to create maximum lift, and flaps without slots to create lift and significant drag.

Предложенное устройство работает следующим образом. Критический угол атаки поднятых щитков согласно теории аэродинамики крыльев малого удлинения равен 40 градусам (см. рисунок 14. 10, страница 383, «Проектирование самолетов» 1983 год, г. Москва, «Машиностроение», авторы: С.М.. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев, А.А. Бадягин, В.Е. Ротин, Ф.И. Склянский, Н.А. Кондрашов, В.А. Киселёв, Н.А. Фомин), значит максимальный угол атаки поднятых щитков с учетом скоса потока при различной форме верхней части летательного аппарата и с учетом эксплуатационного взлетно-посадочного диапазона изменения углов атаки не должен превышать этих критических 40 градусов. То есть угол а максимального отклонения щитка кверху относительно строительной оси должен быть в пределах, примерно, 20-25, максимум, 30 градусов. Аэродинамический эффект прироста подъемной силы начинается уже при малых углах атаки приподнятых щитков и усиливается с их увеличением. К этому следует добавить то, что вихревые жгуты, сходящие с передних стреловидных кромок поднятых щитков на верхнюю часть фюзеляжа и корневых частей консолей крыла, проходят по всей их длине и создают зону низкого давления, которая дополнительно увеличивает подъемную силу и снижает сопротивление трения в этой зоне.The proposed device works as follows. The critical angle of attack of the raised flaps according to the theory of aerodynamics of low aspect ratio wings is 40 degrees (see Figure 14. 10, page 383, "Aircraft Design" 1983, Moscow, "Mechanical Engineering", authors: S. M. Yeger, V F. Mishin, N. K. Liseytsev, A. A. Badyagin, V. E. Rotin, F. I. Sklyansky, N. A. Kondrashov, V. A. Kiselev, N. A. Fomin), hence the maximum the angle of attack of the raised flaps, taking into account the slope of the flow with different shapes of the upper part of the aircraft and taking into account the operational take-off and landing range of the change in the angles of attack, should not exceed these critical 40 degrees. That is, the angle a of the maximum deflection of the flap upward relative to the building axis should be in the range of approximately 20-25, maximum 30 degrees. The aerodynamic effect of the increase in lift begins already at low angles of attack of the raised flaps and increases with their increase. To this should be added the fact that vortex bundles descending from the front swept edges of the raised flaps to the upper part of the fuselage and the root parts of the wing consoles pass along their entire length and create a low pressure zone, which additionally increases lift and reduces frictional resistance in this zone. ...

Щитки целесообразно расположить таким образом, чтобы они смещали общий центр давления вперед, для создания на взлетно-посадочных режимах кабрирующего момента, уравновесить который для достижения нужного угла тангажа могло бы скоординированное отклонение вниз закрылков или элевонов.It is advisable to arrange the flaps so that they shift the common center of pressure forward, to create a pitch-up moment on takeoff and landing modes, which could be balanced by a coordinated downward deflection of the flaps or elevons to achieve the desired pitch angle.

В результате этих скоординированных действий вышеперечисленных элементов управления и механизации самолета на взлетно-посадочных режимах рули высоты или элевоны будут работать уже не для создания отрицательной подъемной силы, а только для контроля точной глиссады. В сумме все эти аэродинамические выгоды позволят сделать более плавным заход на посадку и значительно сократить длину разбега и пробега летательных аппаратов.As a result of these coordinated actions of the above elements of control and mechanization of the aircraft in takeoff and landing modes, the elevators or elevons will no longer work to create negative lift, but only to control the exact glide path. Taken together, all these aerodynamic benefits will allow for a smoother landing approach and significantly reduce the take-off and roll distance of aircraft.

Claims

Element of mechanization of the upper part of the aircraft, made in the form of a flap, having a hinge connection with the upper part of the aircraft and having the ability to controllably rise upward, characterized in that the flap has a swept-like shape in plan, and the hinge joint is located in the rear part of the flap.