RU202535U1 - Механизм смещения носовой части крыла аэродинамической модели самолета - Google Patents
Механизм смещения носовой части крыла аэродинамической модели самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU202535U1 RU202535U1 RU2020129250U RU2020129250U RU202535U1 RU 202535 U1 RU202535 U1 RU 202535U1 RU 2020129250 U RU2020129250 U RU 2020129250U RU 2020129250 U RU2020129250 U RU 2020129250U RU 202535 U1 RU202535 U1 RU 202535U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- nose
- rods
- rod
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/08—Aerodynamic models
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области аэродинамики и может быть использована при исследованиях в аэродинамических трубах (АДТ) характеристик аэродинамических моделей (АДМ) самолетов.Механизм смещения носовой части крыла аэродинамической модели самолета содержит смещаемую носовую часть крыла аэродинамической модели, жестко закрепленный в канале консоли крыла сервопривод и соединенные с ним тяги, сервопривод выполнен с двумя противоположно направленными штоками, каждый из которых соединен с тягой, на тягах установлены шипы, механизм дополнительно содержит закрепленную на смещаемой носовой части крыла рейку с пазами, в которых установлены шипы тяг, при этом каждый паз выполнен под одинаковым углом к ходу движения штока. Пазы выполнены под углом 30-60 градусов к ходу движения штока.Создан механизм смещения носовой части крыла АДМ, расположенный внутри консоли крыла и позволяющий носовой части крыла АДМ совершать перемещение по оси Y относительно неподвижной консоли крыла.
Description
Полезная модель относится к области аэродинамики и может быть использована при исследованиях в аэродинамических трубах (АДТ) характеристик аэродинамических моделей (АДМ) самолетов.
Необходимым этапом разработки самолета является проведение экспериментальных исследований в АДТ для оценки его аэродинамических характеристик, характеристик устойчивости и управляемости, а также отработки на этой основе его аэродинамической компоновки.
В настоящее время в большинстве аэродинамических моделей для реализации отклоненных положений взлетно-посадочной механизации применяются сменные фиксаторы, выполняющие две основные функции: установка отклоняемой поверхности в требуемое положение и передача аэродинамических нагрузок от элемента механизации на силовой элемент консоли крыла. Ограничениями для применения фиксаторов являются также искажение обтекания консоли крыла в зоне установки фиксатора и увеличение общей продолжительности проведения эксперимента в АДТ, ввиду необходимости монтажа-демонтажа фиксаторов между пусками.
Данная технология выполнения эксперимента описана в Руководстве для конструкторов (РДК-43). Том 1, Аэродинамика. Гидромеханика. Прочность. Издательство Бюро новой техники, 1943 г.
После каждого проведения испытания в АДТ, выполняется смена угла установки органа управления. Выполнение перестановки (замена одного фиксатора на другой и, при необходимости, доработка поверхности модели быстросохнущей полимерной пастой) приводит к потерям времени и существенному затягиванию эксперимента.
В крупноразмерных аэродинамических моделях строительные высоты консолей крыла и органов управления позволяют размещать элементы навески и систем отклонения механизации внутри конструкции, без искажения внешней поверхности. Применение систем адаптивного изменения формы аэродинамической поверхности крыла способно обеспечить безщелевое отклонение органов управления, в широком диапазоне изменяя аэродинамические характеристики исследуемой аэродинамической компоновки и значительно сократив время на перестановку съемных элементов.
Одним из вариантов близким к предлагаемому техническому решению является изобретение «Система ручного управления самолета», патент RU №2089447, МПК В64С 13/00, В64С 13/04, G05G 13/00, дата публикации 10.09.1997. Система содержит сервопривод, качалку, один конец которой шарнирно закреплен на неподвижной поверхности крыла или оперения, а другой конец выполнен в виде регулировочного механизма, взаимодействующего с регулируемой по длине тягой триммера.
Недостатком такого конструкторского решения является громоздкость механизма, так как двуплечая качалка и качалка-рычаг совершают вращательные движения в плоскости перпендикулярной оси поворота отклоняемой рулевой поверхности. Невозможно расположить аналогичный механизм отклонения внутри консоли крыла аэродинамической модели самолета из-за того, что габариты механизмов могут превышать габариты крыла в местах их размещения.
Принятым за прототип, является техническое решение «Механизм управления рулевой поверхностью аэродинамической модели самолета» RU №183352, МПК G01M 9/08, дата публикации 18.09.2018 г. Механизм управления рулевой поверхностью содержит сервопривод, установленный в канале консоли крыла, тяги, опору, вилку, качалку-рычаг, соединенную с отклоняемой рулевой поверхностью (элероном) и сервоприводом с помощью тяг и вилки. Сервопривод через шток перемещает тягу управления рулевой поверхностью, при этом обеспечивается возвратно-поступательное перемещение вилки, и поворот на требуемый угол рулевой поверхности (элерона). Для смещения носовой части крыла данный механизм не подходит, поскольку нужен не поворот на нужный угол, а линейное смещение по оси Y относительно неподвижной консоли крыла.
Задачей и техническим результатом полезной модели является создание механизма линейного смещения носовой части крыла А ДМ в перпендикулярном направлении (по оси Y) относительно передней кромки неподвижной консоли крыла.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в механизме смещения носовой части крыла аэродинамической модели самолета, содержащем жестко закрепленный в канале консоли крыла сервопривод и соединенные с ним тяги, сервопривод выполнен с двумя противоположно направленными штоками, каждый из которых соединен с тягой, на тягах установлены шипы, механизм дополнительно содержит жестко закрепленную на смещаемой носовой части крыла рейку с пазами, в которых установлены шипы тяг, при этом каждый паз выполнен под одинаковым углом к ходу движения штока. Пазы в рейке выполнены под углом 30-60 градусов к ходу движения штока.
На фигуре 1 показана установка сервопривода и механизма смещения носовой части в канале консоли крыла.
На фигуре 2 показана конструкция механизма смещения носовой части крыла А ДМ.
На фигуре 3 показаны более детально составные части механизма и смещаемая носовая часть крыла АДМ.
На фигурах 1, 2, 3 показана конструкция механизма, который состоит из следующих основных элементов: сервопривода 3, двух противоположно направленных штоков сервопривода 4, двух тяг 5, четырех шипов 6, рейки 7 с двумя парами пазов 8, закрепленной на смещаемой носовой части 2 крыла.
Сервопривод 3 установлен в канале консоли крыла 1 (см. фиг. 1), штоки 4 сервопривода 3 жестко присоединены к тягам 5 (фигуры 3, 4), шипы 6 жестко закреплены на тягах 5, к смещаемой носовой части 2 жестко прикреплена рейка 7 с двумя парами пазов 8 (фигура 4). Паз 8 в рейке 7 выполнен под положительным углом 30-60 градусов к ходу движения штока 4 сервопривода 3, пазы относительно сервопривода расположены зеркально. Шипы 6 жестко прикреплены к тягам 5 и вставлены в наклонные пазы 8 рейки 7.
Работа механизма производится следующим образом: штоки 4 сервопривода 3, перемещают тяги 5 и закрепленные на них шипы 6 в положительном и отрицательном направлении вдоль оси X. В результате такого перемещения шипов 6 в пазах 8 рейки 7, рейка и смещаемая носовая часть перемещаются по оси Y. Разница высот крайних положений шипа 6 в пазе 8 рейки 7 является ходом смещаемой носовой части 2 по оси Y, смещаемая носовая часть 2 изменяет свое положение (опускается или поднимается) относительно неподвижной консоли крыла 1.
Механизм смещения носовой части крыла АДМ в совокупности с другими механизмами, позволяет реализовать кинематику адаптивного изменения геометрического профиля передней кромки крыла с обеспечением необходимых запасов прочности для всех элементов кинематики.
Создан механизм смещения носовой части крыла АДМ расположенный внутри консоли крыла, позволяющий носовой часть крыла АДМ совершать перемещение по оси Y относительно неподвижной консоли крыла
Применение механизма смещения носовой части крыла АДМ способно смоделировать местную деформацию исследуемой аэродинамической компоновки.
Claims (2)
1. Механизм смещения носовой части крыла аэродинамической модели самолета, содержащий жестко закрепленный в канале консоли крыла сервопривод и соединенные с ним тяги, отличающийся тем, что сервопривод выполнен с двумя противоположно направленными штоками, каждый из которых соединен с тягой, на тягах установлены шипы, механизм дополнительно содержит жестко закрепленную на смещаемой носовой части крыла рейку с пазами, в которых установлены шипы тяг, при этом каждый паз выполнен под одинаковым углом к ходу движения штока.
2. Механизм смещения носовой части крыла аэродинамической модели самолета по п. 1, отличающийся тем, что пазы выполнены под углом 30-60 градусов к ходу движения штока.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020129250U RU202535U1 (ru) | 2020-09-04 | 2020-09-04 | Механизм смещения носовой части крыла аэродинамической модели самолета |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020129250U RU202535U1 (ru) | 2020-09-04 | 2020-09-04 | Механизм смещения носовой части крыла аэродинамической модели самолета |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU202535U1 true RU202535U1 (ru) | 2021-02-24 |
Family
ID=74672616
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020129250U RU202535U1 (ru) | 2020-09-04 | 2020-09-04 | Механизм смещения носовой части крыла аэродинамической модели самолета |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU202535U1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU216084U1 (ru) * | 2022-11-07 | 2023-01-16 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Механизм выдвижения управляющей аэродинамической поверхности аэродинамической модели самолета |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2089447C1 (ru) * | 1994-09-26 | 1997-09-10 | Экспериментальный машиностроительный завод им.В.М.Мясищева | Система ручного управления самолета |
| RU142186U1 (ru) * | 2013-10-15 | 2014-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Механизм отклонения рулевой поверхности аэродинамической модели самолета |
| RU183352U1 (ru) * | 2017-09-21 | 2018-09-18 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Механизм управления рулевой поверхностью аэродинамической модели самолета |
-
2020
- 2020-09-04 RU RU2020129250U patent/RU202535U1/ru active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2089447C1 (ru) * | 1994-09-26 | 1997-09-10 | Экспериментальный машиностроительный завод им.В.М.Мясищева | Система ручного управления самолета |
| RU142186U1 (ru) * | 2013-10-15 | 2014-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Механизм отклонения рулевой поверхности аэродинамической модели самолета |
| RU183352U1 (ru) * | 2017-09-21 | 2018-09-18 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Механизм управления рулевой поверхностью аэродинамической модели самолета |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU216084U1 (ru) * | 2022-11-07 | 2023-01-16 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Механизм выдвижения управляющей аэродинамической поверхности аэродинамической модели самолета |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109515683B (zh) | 一种可变弦长和弯度的变形机翼 | |
| US8382045B2 (en) | Shape-changing control surface | |
| US9856012B2 (en) | Morphing wing for an aircraft | |
| CN104176238A (zh) | 一种高精度轻质可控伸缩翼机构 | |
| CN110341935B (zh) | 一种展向伸缩式变形机翼 | |
| CN106715263A (zh) | 用于飞机的变形蒙皮 | |
| US9688385B2 (en) | Trail-edge flap system for a wing of an aircraft | |
| US20190152581A1 (en) | Actuator for Adaptive Airfoil | |
| KR100654607B1 (ko) | 풍동용 돌풍 형성 장치 | |
| RU142186U1 (ru) | Механизм отклонения рулевой поверхности аэродинамической модели самолета | |
| Werter et al. | Design and experiments of a warp induced camber and twist morphing leading and trailing edge device | |
| RU202535U1 (ru) | Механизм смещения носовой части крыла аэродинамической модели самолета | |
| US2749060A (en) | Airplane wing | |
| CN108674633A (zh) | 舵面控制机构和航模 | |
| CN104176237A (zh) | 可变形机翼装置以及应用其的飞机 | |
| RU183352U1 (ru) | Механизм управления рулевой поверхностью аэродинамической модели самолета | |
| CN108454824B (zh) | 一种多级伸缩翼机构 | |
| CA2831655C (en) | Control surface for creating variable camber along a wing | |
| GB2568743A (en) | System for an aircraft wing | |
| RU207155U1 (ru) | Механизм отклонения задней кромки крыла аэродинамической модели самолета | |
| CN208593490U (zh) | 舵面控制机构和航模 | |
| CN107444612B (zh) | 一种λ机翼飞翼布局无人飞行器的变机翼前缘装置 | |
| CN108791817B (zh) | 一种具有低阻力性能的飞行器螺旋桨及其组装方法 | |
| CN111003146B (zh) | 一种可伸缩保形机翼 | |
| RU2661746C1 (ru) | Устройство для управления положением модели в аэродинамической трубе |