RU2022878C1 - Aircraft aerodynamic surface control device - Google Patents
Aircraft aerodynamic surface control device Download PDFInfo
- Publication number
- RU2022878C1 RU2022878C1 SU4628809A RU2022878C1 RU 2022878 C1 RU2022878 C1 RU 2022878C1 SU 4628809 A SU4628809 A SU 4628809A RU 2022878 C1 RU2022878 C1 RU 2022878C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic surface
- control
- wing
- radial
- parallel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиации, а именно к управлению аэродинамической поверхностью летательного аппарата, а также может быть использовано на судах с подводными крыльями. The invention relates to aviation, namely to control the aerodynamic surface of an aircraft, and can also be used on ships with hydrofoils.
Целью изобретения является расширение возможностей управления путем установки аэродинамической поверхности в любой плоскости в пpостранстве. The aim of the invention is the expansion of control capabilities by installing an aerodynamic surface in any plane in space.
На фиг. 1 изображено устройство, поперечный разрез относительно фюзеляжа; на фиг.2 - то же, вид сверху; на фиг.3 - то же, вид сбоку; на фиг.4 - сечение А-А на фиг.1; на фиг.5 - сечение Б-Б на фиг.1; на фиг.6 - вид конструкции устройства в увеличенном масштабе. In FIG. 1 shows a device, a transverse section relative to the fuselage; figure 2 is the same, a top view; figure 3 is the same side view; figure 4 is a section aa in figure 1; figure 5 is a section bB in figure 1; figure 6 is a view of the design of the device on an enlarged scale.
Устройство для управления аэродинамической поверхностью, например крылом 1, включает опорные диски 2, на периметре которых имеются четыре опорные точки 3. Кинематическое соединение опорных точек 3 с радиальными рычагами 4 осуществляется перекрестными двойными тягами 5. Опорные точки 3 и концы рычагов 4 снабжены шарнирами, расположенными напротив один другого. Соединение их перекрестными двойными тягами 5 произведено так, что каждый шарнир опорного диска 2 соединен не с противоположным ему шарниром на радиальном рычаге 4, а с рядом лежащими шарнирами радиальных рычагов 4. При четырех опорных точках необходимое число тяг 5 к ним равно восьми (четыре двойных). Радиальные рычаги 4 жестко укреплены и распределены радиально на управляющих валах 6, расположенных коаксиально относительно один другого. Последние установлены шарнирно в опорном основании 7 и соединены через рычаги 8 и шарниры 9 с приводами 10. Радиальные рычаги 4 и 8 установлены в трех плоскостях вокруг управляющих валов 6. Вместо соосно установленных валов могут быть применены валы, расположенные параллельно один другому. Крепление радиальных рычагов 4 на управляющих валах 6 выполнено на обоих торцах по каждому валу. Таким образом, что радиальные рычаги соответственно параллельны на обоих управляющих валах. К опорным дискам 2 жестко прикреплены левая и правая плоскости крыла 1, при этом продольная ось крыла и управляющих валов совпадают или параллельны. A device for controlling an aerodynamic surface, for example,
Минимальное количество опорных точек 3 на диске 2 может быть равно трем. The minimum number of
Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.
В случае управления по изменению поперечного угла V, когда движение крыла происходит в вертикальной плоскости (вверх и вниз), достаточно управления только по двум управляющим валам, связанным с горизонтально расположенными радиальными рычагами 4. Противофазное вращение указанных управляющих валов при действии на них усилий соответствующих приводов приводит к перемещению по дуге навстречу один другому шарниров радиальных рычагов. При этом тяги 5, действуя на опорные точки 3 правого опорного диска 2, смещают их верхнюю по дуге против часовой стрелки вниз, а нижнюю - по дуге вверх, что приводит к повороту пpавого опорного диска против часовой стрелки с соответствующим движением правой плоскости крыла. Тяги 5, действуя на опорные точки 3 левого опорного диска, смещают их - верхнюю по дуге по часовой стрелке вниз, нижнюю - по часовой стрелке по дуге вверх, что приводит к повороту левого опорного диска по часовой стрелке с соответствующим движением левой плоскости крыла. In the case of control by changing the transverse angle V, when the wing moves in the vertical plane (up and down), it is sufficient to control only two control shafts connected with horizontally located
Таким образом, левая и правая плоскости крыла движутся противофазно (обе вверх) вместе с опорными дисками относительно их центров, образуя угол V поперечного крыла. Thus, the left and right wing planes move out of phase (both up) together with the support disks relative to their centers, forming an angle V of the transverse wing.
В случае управления стреловидностью крыла по углу Х, когда движение крыла происходит в горизонтальной плоскости (назад и вперед), также достаточно осуществить движение только по двум управляющим валам, связанным теперь с вертикально расположенными рычагами 4. При повороте этих двух управляющих валов так, чтобы указанные радиальные рычаги 4 двигалиcь навстречу друг другу, происходит действие тяг 5 на горизонтально расположенные опорные точки 3 правого опорного диска 2 и смещение их по дуге в горизонтальной плоскости, такое же действие оказывается и на левый опорный диск. Это действие приводит к пpотивофазному повороту правой и левой плоскостей крыла в горизонтальной плоскости. Управления крылом по углам V и Х приводит к тому, что в управлении возможны не только крайние варианты, когда изменяется в отдельности положение плоскости по одному из углов, но и промежуточные движения в виде одновременного изменения сразу двух (трех) величин, что расширяет возможности управления полетом. In the case of controlling the wing sweep along the angle X, when the wing moves in the horizontal plane (back and forth), it is also sufficient to carry out movement only along two control shafts, now connected with vertically arranged
Реализация отмеченных возможностей осуществляется при соответствующем совместном действии приводов управления по всем управляющим валам. The implementation of the noted capabilities is carried out with the corresponding joint action of the control drives on all control shafts.
В рассматриваемом варианте конструкции число приводов 10 равно четырем. Однако минимальное количество их может составлять только три, соответственно три ортогональные оси движения крыльев. Механизм также может быть выполнен несимметричным. При этом выдерживается равенство = const= сonst, где R - радиус радиального рычага; а - расстояние между плоскостями диска 2 и рычагов 4.In the considered embodiment, the number of
Управление по углу α атаки, когда производится изменение по третьей координате, осуществляется поворотом сразу всех управляющих валов 6. При этом вся кинематически связанная система поворачивается как одно целое вокруг продольной оси управляющих валов вместе с поворотом опорных дисков 2 и плоскостями крыльев 1, т.е. в этом случае происходит фазный поворот плоскостей крыльев по углу α. Поворот плоскостей крыльев может производиться также в любой из трех ортогональных плоскостей в пространстве, т.е. по углам стреловидности X, поперечному V и α атаки, причем совместная доля одного угла в другом может быть любая, поворот по углу атаки может быть вместе с поворотом по поперечному углу и углу стреловидности в любом соотношении, а их фаза и противофаза таковы, что плоскости крыльев могут двигаться в противофазе по углу стреловидности и поперечному углу, а по углу атаки - в фазе. Control over the angle of attack α, when a change is made in the third coordinate, is carried out by turning all the
Изобретение, кроме расширения возможностей управления летательным аппаратом, позволяет реализовать необходимые характеристики самолета короткого взлета и посадки, а также уменьшить габариты самолета при его транспортировании и хранении. Наиболее рационально применять устройство для управления плоскостями переднего горизонтального оперения. The invention, in addition to expanding the control capabilities of the aircraft, allows you to realize the necessary characteristics of a short take-off and landing aircraft, as well as reduce the dimensions of the aircraft during its transportation and storage. It is most rational to use a device for controlling the planes of the front horizontal tail.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4628809 RU2022878C1 (en) | 1988-12-29 | 1988-12-29 | Aircraft aerodynamic surface control device |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4628809 RU2022878C1 (en) | 1988-12-29 | 1988-12-29 | Aircraft aerodynamic surface control device |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2022878C1 true RU2022878C1 (en) | 1994-11-15 |
Family
ID=21418959
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4628809 RU2022878C1 (en) | 1988-12-29 | 1988-12-29 | Aircraft aerodynamic surface control device |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2022878C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2492109C2 (en) * | 2007-12-21 | 2013-09-10 | Эйрбас Оперейшнз, С.Л. | Aircraft control surface |
RU2509287C1 (en) * | 2012-09-13 | 2014-03-10 | Открытое акционерное общество "Уральский завод транспортного машиностроения" | Gliding ammunition |
-
1988
- 1988-12-29 RU SU4628809 patent/RU2022878C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Патент США N 3330501, кл. 244-47, 1967. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2492109C2 (en) * | 2007-12-21 | 2013-09-10 | Эйрбас Оперейшнз, С.Л. | Aircraft control surface |
RU2509287C1 (en) * | 2012-09-13 | 2014-03-10 | Открытое акционерное общество "Уральский завод транспортного машиностроения" | Gliding ammunition |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN102741120B (en) | A kind of compound motion structure and wing | |
US3409249A (en) | Coaxial rigid rotor helicopter and method of flying same | |
US4998689A (en) | 90 degree rotation aircraft wing | |
US3841586A (en) | Rotor swashplate assembly | |
US9346535B1 (en) | Ring cam and ring cam assembly for dynamically controlling pitch of cycloidal rotor blades | |
US3409248A (en) | Rotary winged aircraft with drag propelling rotors and controls | |
RU2612978C1 (en) | Oriented rocket engine system | |
US3415469A (en) | Airplane | |
US3083936A (en) | Aircraft | |
CN106314787A (en) | Aircraft | |
CN108827585B (en) | Multi-object mass center motion test mechanism applied to low-speed wind tunnel | |
RU2022878C1 (en) | Aircraft aerodynamic surface control device | |
US4040579A (en) | Variable camber leading edge airfoil system | |
US1980002A (en) | Aircraft | |
US3640485A (en) | Amphibious helicopter-type aircraft | |
US3638886A (en) | Wing with slotted flap mounted at the leading edge and/or at the trailing edge | |
WO1980001675A1 (en) | Tail rotor control cable-pylon fold accommodation | |
US5826822A (en) | System and method for providing cyclic and collective pitch control in a rotary wing aircraft | |
US3589835A (en) | Variable stiffness rotor | |
KR20090067686A (en) | Tilt-duct aircraft and attitude-control of same | |
US3053484A (en) | Variable sweep wing configuration | |
US4243189A (en) | Temperature stabilized linkage | |
US3480235A (en) | Multiple slotted air-foil system for aircraft | |
US2679364A (en) | Convertible aircraft | |
CN114291249B (en) | Variable-thickness wing structure |