RU2086469C1 - Активная система регулирования подъемной силы - Google Patents
Активная система регулирования подъемной силы Download PDFInfo
- Publication number
- RU2086469C1 RU2086469C1 RU9494008262A RU94008262A RU2086469C1 RU 2086469 C1 RU2086469 C1 RU 2086469C1 RU 9494008262 A RU9494008262 A RU 9494008262A RU 94008262 A RU94008262 A RU 94008262A RU 2086469 C1 RU2086469 C1 RU 2086469C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- shield
- flap
- lifting force
- wing
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/30—Wing lift efficiency
Abstract
Использование: в авиационной технике и может быть использовано при проектировании летательных аппаратов. Задача изобретения - увеличение подъемной силы на взлетно-посадочных режимах без ухудшения аэродинамических характеристик самолета на крейсерском режиме. Сущность изобретения: на нижней кромке сопла установлен вихреобразователь в виде щитка высотой 20-30% диаметра сопла. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к взлетно-посадочной механизации летательного аппарата.
Известна активная система регулирования подъемной силы, содержащая крыло, однозвенный или многозвенный закрылок, турбореактивный двигатель, расположенный под крылом, и отклоняемый щиток, установленный на нижней кромке сопла и снабженный приводом, обеспечивающим возможность его выдвижения в область выходного сечения сопла. Щиток работает как дефлектор, отклоняющий струю двигателя на некоторый угол по направлению к поверхности крыла, /см. Н. Ф. Краснов, В. Н. Кошевой, "Управление и стабилизация в аэродинамике", Москва, "Высшая школа", 1978, с. 380, рис. 5.3.15/
Недостатком такого устройства является значительный размер отклоняемого щитка /примерно равный диаметру сопла двигателя/, что приводит к большим усилиям при погружении щитка в струю двигателя и, как следствие, значительному весу системы привода и самого щитка, а также к увеличению сопротивления на крейсерском режиме, когда щиток выведен из струи.
Недостатком такого устройства является значительный размер отклоняемого щитка /примерно равный диаметру сопла двигателя/, что приводит к большим усилиям при погружении щитка в струю двигателя и, как следствие, значительному весу системы привода и самого щитка, а также к увеличению сопротивления на крейсерском режиме, когда щиток выведен из струи.
Целью изобретения является увеличение подъемной силы на взлетно-посадочных режимах без ухудшения аэродинамических характеристик самолета на крейсерском режиме.
Задача решается тем, что в активной системе регулирования подъемной силы, содержащей крыло летательного аппарата, однозвенный или многозвенный закрылок, турбореактивный двигатель, преимущественно с круглым соплом, расположенный под крылом, и щиток, установленный на нижней кромке сопла, снабженный приводом, обеспечивающим возможность его выдвижения в область выходного сечения сопла, высота щитка 20-30% диаметра сопла.
Щиток, например, может быть выполнен в виде круглого сектора с углом раскрытия 60-120oC.
Предлагаемое устройство может использоваться для реактивных двигателей различных типов, но наиболее эффективным будет использование для двигателей большой степени двухконтурности, так как струи таких двигателей труднее отклонить закрылками из-за относительно большого диаметра этих струй, и в то же время для таких двигателей температура струй невысока и введение в эти струи предлагаемого щитка не вызовет затруднений.
На фиг. 1 представлена схема предлагаемого устройства на крейсерском режиме; на фиг.2 то же, на взлетно-посадочном режиме; на фиг.3 схема сопла со щитком влияющим на поперечное сечение струи.
Активная система увеличения подъемной силы содержит крыло 1, отклоняемый закрылок 2, турбореактивный двигатель 3, расположенный под крылом 1, на нижней кромке сопла 4 двигателя установлен щиток 5 и привод 6, обеспечивающий возможность выдвижения щитка в реактивную струю 7 двигателя. Высота щитка составляет 20-30% диаметра сопла. Щиток 5 может быть выполнен в виде кругового сектора с углом раскрытия 60-120oC.
При уменьшении размеров щитка /высоты или угла раскрытия сектора/ снижается эффективность системы, а при увеличении размеров загромождается входное сечение сопла, что приводит к снижению тяги двигателя. Угол между плоскостью щитка и плоскостью среза 4 изменяется с помощью привода 6 в зависимости от режима полета в пределах 0-100oC.
Предлагаемое устройство работает следующим образом.
На взлетно-посадочных режимах летательного аппарата с предлагаемой системой осуществляют отклонение закрылка 2 и выдвигают щиток 5 в струю 7 двигателя 3. При этом со щитка 5 сходят продольные вихри 8, распространяющиеся вниз по потоку струи 6, которые изменяют форму поперечного сечения струи из круглой в эллиптическую и отклоняют ось струи по направлению к крылу 1, что повышает эффективность отклонения струи 7 закрылком 2.
При регулировании направления вектора тяги изменяют угол отклонения закрылка 2 и угол между плоскостью щитка 5 и осью сопла, при этом для увеличения угла отклонения вектора тяги увеличивают угол наклона плоскости щитка.
На крейсерском режиме полета щиток полностью выводится из струи /фиг.1а/ и не влияет на аэродинамические характеристики летательного аппарата.
Для проверки эффективности предлагаемого устройства были проведены эксперименты в аэродинамической трубе на модели отсека крыла с имитатором двигателя и щитком в форме кругового сектора.
Техническим результатом от использования изобретения является уменьшение веса и обеспечение большей скорости функционирования системы, а также снижение Cx на крейсерском режиме за счет уменьшения размеров отклоняемого щитка.
Claims (2)
1. Активная система регулирования подъемной силы, содержащая крыло летательного аппарата, однозвенный или многозвенный закрылок, турбореактивный двигатель преимущественно с круглым соплом, расположенный под крылом щиток, установленный на нижней кромке сопла и снабженный приводом, обеспечивающим возможность его выдвижения в область выходного сечения сопла, отличающаяся тем, что высота щитка составляет 20 30% диаметра сопла.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что щиток выполнен в виде кругового сектора с углом раскрытия 60 120o.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU9494008262A RU2086469C1 (ru) | 1994-03-10 | 1994-03-10 | Активная система регулирования подъемной силы |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU9494008262A RU2086469C1 (ru) | 1994-03-10 | 1994-03-10 | Активная система регулирования подъемной силы |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2086469C1 true RU2086469C1 (ru) | 1997-08-10 |
Family
ID=20153368
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU9494008262A RU2086469C1 (ru) | 1994-03-10 | 1994-03-10 | Активная система регулирования подъемной силы |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2086469C1 (ru) |
-
1994
- 1994-03-10 RU RU9494008262A patent/RU2086469C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Авторское свидетельство СССР N 1568628, кл. F 02 K 3/02, 1990. 2. Краснов Н.Ф., Кошевой В.Н. Управление и стабилизация в аэродинамике. М. Высшая школа, 1978, с. 380, рис. 5.3.15. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5348256A (en) | Supersonic aircraft and method | |
US4293110A (en) | Leading edge vortex flap for wings | |
US4702441A (en) | Aircraft wing stall control device and method | |
US4776542A (en) | Aircraft stall-spin entry deterrent system | |
US5082204A (en) | All wing aircraft | |
US7475848B2 (en) | Wing employing leading edge flaps and winglets to achieve improved aerodynamic performance | |
US4739957A (en) | Strake fence flap | |
US8752788B2 (en) | Wing and a multiple propeller aircraft | |
US5056741A (en) | Apparatus and method for aircraft wing stall control | |
US4019696A (en) | Method of and apparatus for enhancing Coanda flow attachment over a wing and flap surface | |
US3831885A (en) | Aircraft wing with vortex generation | |
CN105035306B (zh) | 喷气式襟翼增升连接翼系统及其飞行器 | |
US5779169A (en) | Aircraft engine inlet hot gas and foreign object ingestion reduction and pitch control system | |
US4449681A (en) | Aerodynamically contoured, low drag wing, engine and engine nacelle combination | |
RU188859U1 (ru) | Сверхзвуковой самолет | |
US3971534A (en) | Method of and apparatus for controlling flow attachment to the wing and flap surfaces of an upper surface blowing type aircraft | |
KR20030085122A (ko) | 일체형 및/또는 모듈식 고속 항공기 | |
US5738298A (en) | Tip fence for reduction of lift-generated airframe noise | |
US4033526A (en) | Aerodynamic flow body | |
US6935592B2 (en) | Aircraft lift device for low sonic boom | |
US20050116116A1 (en) | Wing employing leading edge flaps and winglets to achieve improved aerodynamic performance | |
US4093156A (en) | Supersonic transport | |
US4648571A (en) | Transverse thrust lift augmentation system | |
US3829044A (en) | Engine arrangement for high performance stol aircraft | |
EP0080460B1 (en) | Leading edge vortex flap for wings |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100311 |