RU2046735C1

RU2046735C1 - Flying vehicle

Info

Publication number: RU2046735C1
Application number: SU925057333A
Authority: RU
Inventors: Азриэль Ицкович Сарный
Original assignee: Азриэль Ицкович Сарный
Priority date: 1992-07-30
Filing date: 1992-07-30
Publication date: 1995-10-27

Abstract

FIELD: aeronautical engineering. SUBSTANCE: vertical aerodynamic surfaces are rigidly interconnected and are located at wing tip chords for longitudinal motion. In case of failure of main on-board electrical system of flying vehicle, electric generator shafts on which crisscross aerodynamic surfaces are located get automatically unbraked and vertical surfaces move backward to horizontal surfaces and they start working together as air turbines placing the electric generator of emergency electric system of flying vehicle in operation. EFFECT: reduction of induced drag of wing and enhanced safety of flight. 9 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, а конкретно к способам и устройствам для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата и к стабилизирующим поверхностям, устанавливаемым на крыльях. The invention relates to aircraft, and in particular to methods and devices for changing the aerodynamic characteristics of an aircraft and to stabilizing surfaces mounted on wings.

Известен летательный аппарат с рассеивателями вихрей, представляющими собой крылышко (аэродинамическую поверхность), установленное перпендикулярно плоскости крыла на его концевой хорде [1]
Это техническое решение служит для уменьшения величины индуктивного сопротивления несущей поверхности.Known aircraft with vortex diffusers, representing a wing (aerodynamic surface) mounted perpendicular to the wing plane on its end chord [1]
This technical solution serves to reduce the magnitude of the inductive resistance of the bearing surface.

Недостатком этого летательного аппарата является его узкая функция, не повышающая безопасность полетов, например, при отказе бортовой электросистемы. The disadvantage of this aircraft is its narrow function, which does not increase flight safety, for example, in the event of an on-board electrical system failure.

Наиболее близким техническим решением является известная разработка консорциума Эрбас Индастри по проектированию для широкофюзеляжных самолетов А-330 и А-340 концевых аэродинамических поверхностей сзади концевой хорды крыла, снижающих его индуктивное сопротивление в полете. При отказе бортовой электросистемы эти крестообразные аэродинамические поверхности растормаживаются и, работая как воздушные турбины, приводят во вращение роторы электрогенераторов аварийной электросистемы самолета, а генераторы расположены в законцовках крыла [2]
Однако данное техническое решение характеризуется недостаточным снижением индуктивного сопротивления крыла из-за удаления концевых аэродинамических поверхностей от основного места образования мощных концевых вихрей, образующихся недалеко от носка концевой хорды крыла. Об этом свидетельствует обычное, проверенное практикой, место установки концевых крылышек на концевой хорде крыла на многих современных самолетах.The closest technical solution is the well-known development of the Airbus Industry consortium for designing wide-body aircraft A-330 and A-340 end aerodynamic surfaces behind the end chord of the wing, reducing its inductive resistance in flight. In the event of an on-board electrical system failure, these cruciform aerodynamic surfaces are disinhibited and, working like air turbines, rotate the rotors of the emergency electrical systems of the aircraft, and the generators are located in the wingtips [2]
However, this technical solution is characterized by insufficient reduction of the inductive drag of the wing due to the removal of the end aerodynamic surfaces from the main place of formation of powerful end vortices, formed near the tip of the end chord of the wing. This is evidenced by the usual, field-proven installation site of the end wings on the wing end chord on many modern aircraft.

Целью изобретения является уменьшение индуктивного сопротивления крыла летательного аппарата. The aim of the invention is to reduce the inductive reactance of an aircraft wing.

Цель достигается тем, что в предлагаемом летательном аппарате, содержащем крыло и расположенные на концевых хордах крыла генеpаторы энергии, на валах которых установлены крестообразные аэродинамические поверхности, неподвижные в нормальном полете и автоматически растормаживаемые при отказе бортовой электросистемы, образующие в этом случае воздушные турбины, вертикальные аэродинамиические поверхности выполнены подвижными в продольном направлении, жестко скреплены между собой, снабжены замкнутой гидравлической системой и золотниковым переключателем, взаимодействующим с тормозным устройством, причем направляющей при продольном движении вертикальных аэродинамических поверхностей служит паз в валу электрогенератора, с которым взаимодействует соединительная перемычка между двумя вертикальными аэродинамическими поверхностями. The goal is achieved by the fact that in the proposed aircraft containing a wing and located on the end chords of the wing, energy generators are installed on the shafts of which cruciform aerodynamic surfaces are stationary in normal flight and automatically braked when the on-board electrical system fails, forming in this case air turbines, vertical aerodynamic the surfaces are movable in the longitudinal direction, rigidly fastened to each other, equipped with a closed hydraulic system and the groove in the shaft of the generator, with which the connecting jumper between the two vertical aerodynamic surfaces interacts, serves as a guide switch interacting with the braking device, and the guide during the longitudinal movement of vertical aerodynamic surfaces.

На фиг.1 показано устройство при нормальном полете, вертикальные аэродинамические поверхности находятся в переднем положении, вид сверху; на фиг.2 то же, при отказе бортовой электросистемы, вертикальные аэродинамические поверхности находятся в заднем положении и работают как воздушная турбина, вид сверху; на фиг. 3 то же, вид сзади в положении воздушной турбины; на фиг.4 переднее положение вертикальных аэродинамических поверхностей и задний участок вала электрогенератора и ложементы в разрезе; на фиг.5 передняя часть обтекателя на концевой хорде крыла с предложенным устройством (верхняя обшивка обтекателя условно снята и аэродинамические поверхности не показаны), вид сверху; на фиг.6 сечение А-А на фиг.5; на фиг.7 сечение Б-Б на фиг.5; на фиг.8 тормозное устройство со стопором и золотниковым переключателем в положении нормального полета; на фиг.9 то же, в положении отказа бортовой электросистемы, т.е. в положении воздушной турбины. Figure 1 shows the device during normal flight, the vertical aerodynamic surfaces are in the front position, top view; figure 2 the same, in case of failure of the on-board electrical system, the vertical aerodynamic surfaces are in the rear position and work like an air turbine, top view; in FIG. 3 the same, rear view in the position of the air turbine; figure 4 the front position of the vertical aerodynamic surfaces and the rear section of the shaft of the generator and the lodgement in the context; figure 5 is the front part of the fairing on the wing end chord with the proposed device (the upper fairing skin is conventionally removed and the aerodynamic surfaces are not shown), top view; figure 6 section aa in figure 5; Fig.7 section BB in Fig.5; on Fig brake device with a stopper and slide valve in the normal flight position; Fig.9 is the same in the failure position of the on-board electrical system, i.e. in the position of the air turbine.

Летательный аппарат содержит крыло 1, на концевых хордах которого закреплены внутренние 2 и наружные 3 горизонтальные аэродинамические поверхности, а также связанные между собой перемычками 4 верхние 5 и нижние 6 вертикальные аэродинамические поверхности, выполненные с возможностью продольного перемещения последних вдоль концевых хорд крыла. Горизонтальные аэродинамические поверхности 2 и 3 установлены в полости концевой хорды крыла за его задней кромкой. В неподвижной передней части обтекателя 7 расположен электрогенератор 8, тормозной диск 9 которого жестко закреплен на пустотелом валу 10 электрогенератора 8. В носовой части обтекателя 7 закреплен гидроцилиндр 11, шток которого шарнирно присоединен к перемычке 4 между вертикальными аэродинамическими поверхностями 5 и 6. Гидроцилиндр 11 обслуживает замкнутую гидросистему, состоящую еще из гидроаккумулятора 12, расположенного в полости крыла 1 и золотникового переключателя 13. Внутри передней части пустотелого вала 10 расположен шток гидроцилиндра 11, а в задней части вала 10 выполнен паз 14 для перемещения перемычки 4. К хвостовой части вала 10 жестко прикреплены задняя часть обтекателя 7, отделенная от передней, и горизонтальные аэродинамические поверхности 2 и 3. В передней части обтекателя 7 жестко закреплены два ложемента 15, в которых расположен вал 10 электрогенератора 8. Тормозное устройство содержит два соленоида 16, прикрепленных к обтекателю 7. Расположенные в соленоидах 16 сердечники 17 присоединены через пружину 18 к конструкции обтекателя 7. К концу сердечника 17 хомутом прикреплен рычажок перемещения золотника золотникового переключателя 13. На обращенном к тормозному диску 9 концу сердечника 17 выполнена подпружиненная площадка 19 с тормозной колодкой 20, а внутри паза в сердечнике 17 расположен подпружиненный фиксатор 21, взаимодействующий с поперечной прорезью 22 в тормозном диске 9. К внутренней поверхности тормозной колодки 20 прикреплена фрикционная прокладка 23, взаимодействующая с тормозным диском 9. Длина паза 14 в валу 10 точно соответствует сумме длины перемычки 4 и длины необходимого перемещения ее из переднего положения в заднее при отказе электросистемы. The aircraft contains wing 1, on the end chords of which internal 2 and external 3 horizontal aerodynamic surfaces are fixed, as well as upper 5 and lower 6 vertical aerodynamic surfaces connected by jumpers 4, made with the possibility of longitudinal movement of the latter along the wing end chords. The horizontal aerodynamic surfaces 2 and 3 are installed in the cavity of the wing end chord behind its trailing edge. In the stationary front part of the fairing 7 there is an electric generator 8, the brake disk 9 of which is rigidly fixed to the hollow shaft 10 of the electric generator 8. In the bow of the fairing 7 a hydraulic cylinder 11 is fixed, the rod of which is pivotally connected to the jumper 4 between the vertical aerodynamic surfaces 5 and 6. The hydraulic cylinder 11 serves a closed hydraulic system, also consisting of a hydraulic accumulator 12 located in the wing cavity 1 and a spool switch 13. A hydrocylin rod is located inside the front of the hollow shaft 10 core 11, and in the rear of the shaft 10 a groove 14 is made to move the jumper 4. To the tail of the shaft 10 are firmly attached the rear of the fairing 7, separated from the front, and horizontal aerodynamic surfaces 2 and 3. In the front of the fairing 7 are rigidly fixed two lodges 15, in which the shaft 10 of the electric generator 8 is located. The brake device contains two solenoids 16 attached to the fairing 7. The cores 17 located in the solenoids 16 are connected through the spring 18 to the structure of the fairing 7. Attach a clamp to the end of the core 17 n the lever for moving the slide valve of the slide switch 13. On the end of the core 17 facing the brake disk 9, a spring-loaded pad 19 with a brake pad 20 is made, and inside the groove in the core 17 there is a spring-loaded latch 21 interacting with the transverse slot 22 in the brake disc 9. To the inner surface the brake pad 20 is attached to the friction pad 23, which interacts with the brake disc 9. The length of the groove 14 in the shaft 10 exactly corresponds to the sum of the length of the jumper 4 and the length of the necessary movement of it from the front provisions in back at failure of an electric system.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

При нормальной работе в полете бортовой электросистемы летательного аппарата все четыре аэродинамические поверхности с помощью фиксаторов 21, вошедших в прорези тормозного диска 9, заторможены. Аэродинамические поверхности 2 и 3 расположены несколько сзади крыла 1 горизонтально и работают как обычные, но дополнительные несущие поверхности, а вертикальные аэродинамические поверхности 5 и 6 с помощью замкнутой гидросистемы, гидроцилиндра 11 и золотникового переключателя 13, направляющего гидросмесь на втягивание штока, расположены в переднем положении. При этом верхняя 5 и нижняя 6 аэродинамические поверхности работают, как известные концевые крылышки, значительно уменьшая индуктивное сопротивление крыла 1, эффективно предотвращая образование мощных вихрей на концах крыла 1 (один из вариантов "крылышек Уиткомба"). Меньший эффект дают и горизонтальные аэродинамические поверхности 2 и 3, что связано с некоторым удалением их от зоны зарождения мощных вихрей на концах крыла. При отказе бортовой электросистемы, например при отказе маршевых двигателей, обесточиваются соленоиды 16 и сердечники 17 с помощью пружин 18 отходят от тормозного диска 9 и извлекают из прорезей 22 фиксаторы 21. Вал 10 электрогенератора 8 расторможен, а золотник переключателя 13 устанавливается в положение, когда гидросмесь подается в переднюю часть гидроцилиндра 11. Гидросмесь из обратной стороны гидроцилиндра 11 выходит через жиклер малого проходного сечения, демпфируя усилия гидроцилиндра 11 и лобового сопротивления аэродинамических поверхностей 5 и 6, делая их передвижение назад плавным и безударным. Ложементы 15, взаимодействуя с перемычкой 4, не дают при движении назад повернуться аэродинамическим поверхностям 5 и 6 до полного перехода перемычки 4 в хвостовую часть обтекателя 7. После перехода все крестообразные аэродинамические поверхности 2, 3, 5 и 6 под воздействием мощных концевых вихрей, образующихся на концах крыла, начинают вращаться, превращаясь в воздушную турбину, приводящую в действие электрогенератор 8, соединенный электрически с аварийной электросистемой летательного аппарата. During normal operation in flight of the onboard electrical system of the aircraft, all four aerodynamic surfaces with brakes 21, which entered the slots of the brake disc 9, are inhibited. Aerodynamic surfaces 2 and 3 are located somewhat behind the wing 1 horizontally and operate as normal, but additional load-bearing surfaces, and vertical aerodynamic surfaces 5 and 6 using a closed hydraulic system, hydraulic cylinder 11 and slide switch 13, directing the hydraulic mixture to retract the rod, are located in the front position . In this case, the upper 5 and lower 6 aerodynamic surfaces work like known end wings, significantly reducing the inductive resistance of wing 1, effectively preventing the formation of powerful vortices at the ends of wing 1 (one of the Whitcomb wings options). The horizontal aerodynamic surfaces 2 and 3 also have a lesser effect, which is associated with some distance from the zone of generation of powerful vortices at the ends of the wing. If the on-board electrical system fails, for example, when the main engines fail, the solenoids 16 are de-energized and the cores 17 are released from the brake disk 9 by means of the springs 18 and the clips 21 are removed from the slots 22. The generator 10 shaft 10 is released and the switch spool 13 is set to the position when the hydraulic mixture is fed to the front of the hydraulic cylinder 11. The hydraulic mixture from the back of the hydraulic cylinder 11 exits through a small orifice, damping the forces of the hydraulic cylinder 11 and the drag of the aerodynamic surfaces 5 and 6, making their movement back smooth and unstressed. Lodgements 15, interacting with the jumper 4, do not allow the aerodynamic surfaces 5 and 6 to rotate when moving backward until the jumper 4 completely transitions to the tail of the fairing 7. After the transition, all the cruciform aerodynamic surfaces 2, 3, 5 and 6 under the influence of powerful end vortices formed at the ends of the wing, they begin to rotate, turning into an air turbine, driving an electric generator 8, electrically connected to the emergency electrical system of the aircraft.

В случае восстановления в воздухе работы основной бортовой электросистемы летательного аппарата запитываются соленоиды 16, рычажок золотникового переключателя 13 перепускает гидросмесь в заднюю часть гидроцилиндра 11. В это время вал 10 электрогенератора 8 затормаживается и фиксируется в исходном положении, а вертикальные аэродинамические поверхности 5 и 6 плавно выдвигаются вперед в исходное положение нормального полета. In the case of restoration of the airborne main electrical system of the aircraft, the solenoids 16 are energized, the lever of the slide switch 13 bypasses the hydraulic mixture to the rear of the hydraulic cylinder 11. At this time, the shaft 10 of the electric generator 8 is braked and fixed in its original position, and the vertical aerodynamic surfaces 5 and 6 smoothly extend forward to the starting position of normal flight.

При необходимости увеличения в полете мощности бортовой электросистемы для кратковременного использования специального энергоемкого оборудования или приборов, установленных в данном полете на борту летательного аппарата, возможно временное дистанционное отключение питания энергии электрогенераторов 8. If it is necessary to increase the power of the onboard electrical system in flight for the short-term use of special energy-intensive equipment or devices installed in the flight on board the aircraft, a temporary remote shutdown of the power supply of electric generators is possible 8.

Использование в этом случае аварийных электрогенераторов 8 позволяет исключить использование дополнительных источников питания для такого дополнительного, временно установленного на борту, оборудования. The use of emergency power generators 8 in this case eliminates the use of additional power sources for such additional equipment temporarily installed on board.

Кроме того, использование электрогенераторов 8 на летательном аппарате позволяет устанавливать на маршевых двигателях менее мощные электрогенераторы, что сокращает расход на их привод топлива. In addition, the use of electric generators 8 on the aircraft allows you to install on the main engines less powerful electric generators, which reduces the cost of their fuel drive.

Применение предлагаемого устройства позволяет уменьшить индуктивное сопротивление крыла в полете, повысить дальность полета, получить экономию топлива и другие положительные эффекты. The application of the proposed device can reduce the inductive reactance of the wing in flight, increase flight range, obtain fuel economy and other positive effects.

Claims

A FLIGHT VEHICLE containing a wing and energy generators located on the wing end chords, on the shafts of which there are cruciform aerodynamic surfaces that are stationary in normal flight and are automatically released when an onboard electrical system fails, forming air turbines, characterized in that, in order to reduce the inductive resistance wing of the aircraft, in it the vertical aerodynamic surfaces are made movable in the longitudinal direction, rigidly fastened together are equipped with a closed hydraulic system and a spool switch of the channels interacting with the brake device, and the guide in the longitudinal movement of vertical aerodynamic surfaces is a groove in the shaft of the generator, with which the middle connecting jumper between two vertical aerodynamic surfaces interacts.