RU2046058C1 - Горизонтальное оперение - Google Patents
Горизонтальное оперение Download PDFInfo
- Publication number
- RU2046058C1 RU2046058C1 SU4931589A RU2046058C1 RU 2046058 C1 RU2046058 C1 RU 2046058C1 SU 4931589 A SU4931589 A SU 4931589A RU 2046058 C1 RU2046058 C1 RU 2046058C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotation
- axis
- sweep
- console
- consoles
- Prior art date
Links
Landscapes
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к аэродинамической компоновке органов управления летательных аппаратов. Цель изобретения уменьшение аэродинамического шарнирного момента цельноповоротных поверхностей управления с нестреловидной осью вращения и сохранение характеристик управляемости летательного аппарата. Цель достигается тем, что в горизонтальном оперении, содержащем две цельноповоротные консоли 2 с нестреловидной осью 4 вращения и передними наплывами 3, последние жестко соединены с консолями 2 и выполнены со стреловидностью по передней кромке, на 15 - 20° превышающий стреловидность поверхности консоли, при этом площадь наплыва 3 составляет 15 20% от площади консоли 2. 1 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к аэродинамической компоновке органов управления летательных аппаратов, обеспечивающих уменьшение аэродинамического шарнирного момента целиком поворотных консолей поверхностей управления с нестреловидной осью вращения.
Известно горизонтальное оперение, содержащее отдельные цельноповоротные консоли с нестреловидной осью вращения, каждая из которых имеет шарнирное крепление на осях вращения, закрепленных симметрично с обеих сторон фюзеляжа [1]
Однако для отклонения таких консолей необходимы мощные силовые приводы из-за больших шарнирных моментов, возникающих при их отклонении на трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях.
Однако для отклонения таких консолей необходимы мощные силовые приводы из-за больших шарнирных моментов, возникающих при их отклонении на трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях.
Как показали проведенные исследования, изменение формы в плане поверхности управления за счет изменения стреловидности, сужения, удлинения, формы и относительной толщины профиля заметного влияния на шарнирный момент не оказывает.
Известно также горизонтальное оперение, состоящее из двух консолей, установленных симметрично с обеих сторон фюзеляжа, причем каждая консоль выполнена из двух не связанных жестко между собой частей: внутренней и внешней [2] Внутренняя часть имеет больший угол стреловидности по сравнению с внешней. Внешняя часть является основной поверхностью управления, которая поворачивается относительно нестреловидной оси вращения, перпендикулярной продольной оси самолета. При повороте внешней части внутренняя остается неподвижной относительно этой нестреловидной оси вращения и, таким образом, не оказывает влияния на шарнирный момент внешней части поверхности управления.
Предложенное горизонтальное оперение решает задачу уменьшения аэродинамического шарнирного момента цельноповоротной консоли.
Поставленная задача решается тем, что в горизонтальном оперении, содержащем отдельные цельноповоротные консоли с наплывами и нестреловидной осью вращения, каждая из которых имеет шарнирное крепление на осях вращения, закрепленные симметрично с обеих сторон фюзеляжа, наплывы соединены с консолями оперения жестко и выполнены со стреловидностью по передней кромке, на 15-20о превышающей стреловидность консоли, при этом площадь наплыва составляет 15-20% от площади консоли.
Схема одной половины предлагаемого горизонтального оперения представлена на чертеже.
Горизонтальное оперение 1 может быть установлено как перед крылом, так и за крылом и содержит базовые консоли 2, передние наплывы 3, жестко соединенные с базовыми консолями оперения, и нестреловидную ось 4 вращения. Стреловидность наплыва должна превышать стреловидность базовой консоли на 15-20о, а площадь наплыва должна составлять 15-20% от площади базовой консоли.
При полетах на дозвуковых скоростях (М=0,8) летательного аппарата с предложенным горизонтальным оперением 1 центр давления располагается впереди оси 4 вращения консоли оперения примерно на расстоянии, равном 4% САХ консоли.
С увеличением числа М центр давления, смещаясь назад по хорде консоли, приближается к оси вращения, в результате чего происходит уменьшение шарнирного момента. При числе М=1,7 центр давления консоли с наплывом расположен уже за осью вращения, но расстояние от оси вращения до центра давления в этом случае составляет только 6% САХ, что не оказывает существенного влияния на рост шарнирного момента. Кроме того, для консоли с наплывом уменьшается также максимальное смещение центра давления с переходом от дозвуковых скоростей (М=0,8) к сверхзвуковым (М=1,7). Отметим еще одну принципиальную особенность, связанную с характером изменения коэффициента шарнирного момента консоли с наплывом в функции угла ее отклонения при дозвуковых скоростях.
Предлагаемая цельноповоротная консоль определенной геометрии при выбранном положении нестреловидной оси вращения имеет незначительную перекомпенсацию по шарнирному моменту на дозвуковых скоростях. Полученная перекомпенсация не опасна для пилотирования самолетом, поскольку при дозвуковых скоростях с увеличением угла отклонения такой консоли коэффициент шарнирного момента ее уменьшается благодаря смещению центра давления к оси вращения при отклонении консоли.
На сверхзвуковых скоростях с отклонением консолей положение центра давления относительно оси вращения практически не изменяется и величина шарнирного момента консолей зависит только от величины ее нормальной силы.
Claims (1)
- ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ, содержащее отдельные цельноповоротные консоли с наплывами и нестреловидной осью вращения, каждая из которых имеет шарнирное крепление на осях вращения, закрепленные симметрично с обеих сторон фюзеляжа, отличающееся тем, что, с целью уменьшения аэродинамического шарнирного момента, наплывы соединены с консолями оперения жестко и выполнены со стреловидностью по передней кромке, на 15 20o превышающей стреловидность консоли, при этом площадь наплыва составляет 15 20% площади консоли.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4931589 RU2046058C1 (ru) | 1991-04-26 | 1991-04-26 | Горизонтальное оперение |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4931589 RU2046058C1 (ru) | 1991-04-26 | 1991-04-26 | Горизонтальное оперение |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2046058C1 true RU2046058C1 (ru) | 1995-10-20 |
Family
ID=21572015
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4931589 RU2046058C1 (ru) | 1991-04-26 | 1991-04-26 | Горизонтальное оперение |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2046058C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2006057575A2 (fr) * | 2004-11-19 | 2006-06-01 | Karklin, Andrey Mikhailovich | Avion a fuselage porteur |
-
1991
- 1991-04-26 RU SU4931589 patent/RU2046058C1/ru active
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
1. Егер С.М. Проектирование самолетов. М.: Машиностроение, 1983, с.480-484. * |
2. Патент ФРГ 2831185, кл. B 64C 5/16, 1983. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2006057575A2 (fr) * | 2004-11-19 | 2006-06-01 | Karklin, Andrey Mikhailovich | Avion a fuselage porteur |
WO2006057575A3 (fr) * | 2004-11-19 | 2006-08-10 | Karklin Andrey Mikhailovich | Avion a fuselage porteur |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3994451A (en) | Variable camber airfoil | |
US3941334A (en) | Variable camber airfoil | |
US4053124A (en) | Variable camber airfoil | |
US3994452A (en) | Variable camber airfoil | |
US4285482A (en) | Wing leading edge high lift device | |
USRE44313E1 (en) | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil | |
US3375998A (en) | Leading edge flap and apparatus thereof | |
US8322655B1 (en) | Twin-boom empennage | |
US8353478B1 (en) | Blended wing aircraft | |
US6997413B2 (en) | Flying amphibious SUV | |
JPH0316319B2 (ru) | ||
WO1998017529A9 (en) | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil | |
US8061655B1 (en) | Aircraft configuration utilizing fuselage, wing, empennage, and exhaust flow control devices | |
WO2012026846A1 (ru) | Самолет интегральной аэродинамической компоновки | |
US4979699A (en) | Flight control augmentation inlet device | |
US6935592B2 (en) | Aircraft lift device for low sonic boom | |
US4043523A (en) | Apparatus for aircraft pitch trim | |
US4365774A (en) | Convertible delta wing aircraft | |
US8167249B1 (en) | Controllable upper surface blown nozzle | |
US8567711B1 (en) | Swept-wing powered-lift aircraft | |
US4093156A (en) | Supersonic transport | |
US5398888A (en) | Skewed hinge control surface | |
US3104082A (en) | Variable sweep aircraft wing | |
RU2046058C1 (ru) | Горизонтальное оперение | |
US3524610A (en) | Leading edge flap of variable camber and thickness |