RU2402456C2

RU2402456C2 - Руль направления коммерческого самолета

Info

Publication number: RU2402456C2
Application number: RU2008128146/11A
Authority: RU
Inventors: Клаус БЕНДЕР (DE); Клаус БЕНДЕР
Original assignee: Эйрбас Дойчланд Гмбх
Priority date: 2005-12-13
Filing date: 2006-12-12
Publication date: 2010-10-27
Also published as: WO2007068450A1; DE102005059370A1; JP4820878B2; JP2009519159A; CA2628325A1; BRPI0619038A2; CN101326100A; US8061652B2; EP1960262B8; EP1960262A1; EP1960262B1; RU2008128146A; DE602006010236D1; CA2628325C; US20100140393A1; WO2007068450B1

Abstract

Руль (100) направления коммерческого самолета разрезан по длине в одной зоне на части (100а, 100b) так, что они могут быть развернуты с помощью приводного механизма (103) против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения. Изобретение направлено на снижение шума при посадке. 15 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Изобретение относится к рулям направления коммерческих самолетов.

Как хорошо известно, руль направления самолета служит для управления движением вокруг вертикальной оси. Современному коммерческому самолету необходимы тормозные щитки для увеличения лобового сопротивления при заходе на посадку и при ее выполнении. Одно известное решение представляет собой щитки, которые размещены на верхней стороне крыла между посадочными закрылками и задним лонжероном крыла и которые обычно называют спойлерами. Такие щитки также могут использоваться для управления углом крена и для уменьшения подъемной силы. Существует оригинальное решение, в котором тормозные щитки размещаются на фюзеляже, обычно в его хвостовой части. В любом случае щитки по существу представляют собой простые пластины, которые устанавливаются поперек воздушного потока, обтекающего самолет.

Для того чтобы снизить шум на этапе захода на посадку, можно снизить уровень шума источника (двигателя и корпуса самолета) или увеличить расстояние до земли, то есть использовать более крутую траекторию посадки. Благодаря увеличению лобового сопротивления, которое обеспечивается тормозными щитками, или спойлерами, самолет может осуществлять заход на посадку по более крутой траектории, так что, среди прочего, может быть снижен уровень шума в коридоре подхода. Однако достигаемое таким образом снижение уровня шума частично сводится на нет шумом, создаваемым самими тормозными щитками. Тормозные щитки также используются для торможения при выполнении посадки.

Однако в связи с необходимостью поддержания необходимого коэффициента подъемная сила/лобовое сопротивление (аэродинамическое качество A/W) угол g наклона траектории физически ограничен из-за необходимости поддержания равновесия между подъемной силой, лобовым сопротивлением, тягой и весом для обеспечения устойчивости полета.

для

дает

Можно легко сделать вывод из уравнения (3), что как только достигается тяга в режиме малого газа, угол наклона траектории может быть дополнительно уменьшен только за счет увеличения лобового сопротивления. Классическое решение в этом случае заключается в использовании упомянутых щитков (спойлеров) на верхней стороне крыла между посадочными закрылками и задним лонжероном крыла. Недостатком такого решения является одновременное снижение коэффициента СА подъемной силы, которое должно быть скомпенсировано более высокой скоростью v подхода.

Однако увеличение скорости подхода влечет за собой нежелательное увеличение уровня шума.

Наиболее существенным механизмом возникновения шума на тормозных щитках является формирование одиночного ярко выраженного вихря на краю щитка. Тормозные щитки обычно прикреплены к конструкции самолета по одному краю, и краевой вихрь прежде всего формируется по свободному краю, противолежащему прикрепленному краю.

Хотя известны раскрывающиеся рули направления, используемые в космическом модуле Space Shuttle или в моделях самолетов, однако такие рули не используются для захода на посадку коммерческих самолетов, в частности не используются такие модификации, которые дают возможность снизить уровень возникающих шумов.

Целью настоящего изобретения является создание улучшенного устройства, увеличивающего лобовое сопротивление коммерческого самолета на этапе захода на посадку.

Предлагаемый в изобретении руль направления для коммерческого самолета отличается тем, что он разрезан по длине по меньшей мере в одной зоне, так что части руля направления могут быть развернуты с помощью приводного механизма против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения.

Существенным достоинством предлагаемого в изобретении руля направления является то, что сопротивление воздушному потоку может быть увеличено без снижения подъемной силы. Другим достоинством предлагаемого в изобретении руля направления коммерческого самолета является то, что снижение уровня аэродинамического шума может быть достигнуто на этапе захода самолета на посадку.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения руль направления разрезается по его длине в плоскости симметрии.

В соответствии с другим предпочтительным вариантом осуществления изобретения, части руля направления могут быть отведены друг от друга относительно плоскости симметрии с помощью приводного механизма.

В соответствии с еще одним предпочтительным вариантом осуществления изобретения руль направления имеет основание, которое соединено шарнирно с конструкцией самолета и может быть повернуто с помощью приводного механизма, который обеспечивает возможность управления боковым движением самолета, причем по меньшей мере одна часть руля направления может быть развернута с помощью приводного механизма против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения.

В соответствии с одним из предпочтительных вариантов осуществления изобретения обе части руля направления присоединены шарнирно к основанию и могут быть развернуты с помощью приводного механизма симметрично относительно основания против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения.

В соответствии с одним из предпочтительных вариантов осуществления изобретения одна часть руля направления соединена шарнирно с основанием и может быть развернута с помощью приводного механизма против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения, а другая часть руля направления жестко прикреплена к основанию, причем часть руля направления, которая соединена шарнирно с основанием, поворачивается относительно основания с помощью приводного механизма, обеспечивающего раскрытие руля направления, а другая часть руля направления, которая жестко прикреплена к основанию, поворачивается в противоположном направлении вместе с основанием с помощью приводного механизма, обеспечивающего управление боковым движением самолета, для обеспечения симметричного хода обеих частей в процессе раскрытия руля направления.

В соответствии с предпочтительным дополнительным вариантом осуществления изобретения на свободном краю, на котором в процессе раскрытия руля направления формируется краевой вихрь в воздушном потоке, обтекающем самолет, формируется множество отдельных краевых сегментов, которые разбивают краевой вихрь на множество частичных вихрей.

В соответствии с одним предпочтительным вариантом осуществления изобретения разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей осуществляется отдельными краевыми сегментами, формирующими волнистую форму свободного края.

В соответствии с другим предпочтительным вариантом осуществления изобретения разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей осуществляется отдельными краевыми сегментами, формирующими зигзагообразную форму свободного края.

В соответствии с другим предпочтительным вариантом осуществления изобретения разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей осуществляется отверстиями или углублениями, расположенными возле свободных краев частей руля направления.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения отверстия или углубления реализуются в форме перфорационных каналов, которые проходят сквозь части руля направления.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения отверстия или углубления, расположенные в частях руля направления, реализуются в форме выемок, выполненных на внешней поверхности частей руля направления и не проходящих их насквозь.

В соответствии с другим предпочтительным вариантом осуществления изобретения разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей осуществляется выступами или возвышениями, расположенными на поверхности частей руля направления возле свободного края.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей осуществляется отдельными краевыми сегментами, расположенными на заднем свободном краю руля направления.

В качестве альтернативного варианта или дополнительно, отдельные краевые сегменты, обеспечивающие разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей, могут быть расположены на верхнем свободном краю руля направления.

Также возможен вариант, когда отверстия или углубления, выполненные в частях руля направления, закрываются, когда части руля направления не отведены друг от друга.

Также возможен вариант, в котором отдельные краевые сегменты, осуществляющие разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей, которые реализованы в форме выступов или возвышений, расположенных на поверхности частей руля направления возле свободного края, убираются, когда части руля направления не отведены друг от друга.

В соответствии с одним особенно предпочтительным вариантом осуществления изобретения руль направления устанавливается на самолете в комплексе с рулем высоты, причем руль направления располагается выше руля высоты, так что аэродинамический шум, создаваемый рулем направления в раскрытом положении в направлении поверхности земли, ослабляется рулем высоты.

Варианты осуществления изобретения описываются ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых показано следующее.

Фигура 1 - вид сверху сечения раскрывающегося руля направления в закрытом положении (фигура 1а) и в раскрытом положении (фигура 1b) в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения.

Фигура 2 - вид сверху сечения раскрывающегося руля направления в закрытом положении (фигура 2а) и в раскрытом положении (фигура 2b) в соответствии с другим вариантом осуществления изобретения.

Фигура 3 - вид сбоку самолета с раскрывающимся рулем направления в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения.

Фигура 4 - вид в перспективе части известного тормозного щитка самолета, который может быть установлен поперек воздушного потока, обтекающего самолет, для обеспечения торможения самолета.

Фигура 5 - вид в перспективе части заднего свободного края руля направления самолета в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения.

Фигуры 6а-6е - виды в перспективе, на которых изображена часть заднего свободного края руля направления самолета в соответствии с известным техническим решением (6а) и в соответствии с несколькими предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения (фигуры 6b-6е), в которых руль направления может быть раскрыт с помощью приводного механизма, так что его части устанавливаются против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения, причем на фигуре 6с иллюстрируется вариант, представленный на фигуре 5.

На фигурах 1 и 2 показаны виды сверху сечения раскрывающегося руля 100, 200 направления в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения, в закрытом положении (фигуры 1а и 2а) и в раскрытом положении (фигуры 1b и 2b). Руль 100, 200 направления разрезан по его длине, причем части 100а, 100b, 200а, 200b руля направления 100, 200 могут быть развернуты с помощью приводного механизма 103, 203 против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения. В обоих вариантах осуществления изобретения руль 100, 200 направления разрезан по его длине в плоскости симметрии, и части 100а, 100b, 200а, 200b руля 100, 200 направления могут быть отведены друг от друга с помощью приводного механизма 103, 203 относительно плоскости симметрии. Раскрытие руля 100, 200 направления обеспечивает увеличение лобового сопротивления без изменения подъемной силы.

Руль 100, 200 направления имеет основание 101, 201, которое шарнирно соединено с конструкцией самолета, и может поворачиваться с помощью приводного механизма 102, 202 для осуществления управления боковым движением самолета. По меньшей мере одна из частей 100а, 100b, 200а, 200b руля 100, 200 направления может быть раскрыта с помощью приводного механизма 103, 203 против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения.

В варианте осуществления изобретения, представленном на фигурах 1а и 1b, обе части 100а, 100b руля 100 направления присоединены шарнирно к основанию 101 и могут быть развернуты симметрично относительно основания 101 с помощью приводного механизма 103 против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения. Следовательно, функция поворота руля направления отделена от функции его раскрытия.

В варианте осуществления изобретения, представленном на фигурах 2а и 2b, одна часть 200а руля 200 направления присоединена шарнирно к основанию 201 и может быть развернута с помощью приводного механизма 203 против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения. Другая часть 200b руля 200 направления жестко соединена с основанием 201. Часть 200а руля 200 направления, имеющая шарнирное соединение с основанием 201, поворачивается относительно него с помощью приводного механизма 203, обеспечивающего раскрытие руля 200 направления, а часть 200b руля, жестко соединенная с основанием 201, поворачивается в противоположном направлении вместе с основанием 201 с помощью приводного механизма 202, обеспечивающего управление боковым движением самолета, для осуществления симметричного хода обеих частей 200а, 200b при раскрытии руля 200 направления.

Кроме того, форма руля направления изменяется для снижения уровня шума, возникающего при раскрытии руля направления. Руль 100, 200 направления разрезан в плоскости симметрии за линией соединения и раскрывается с помощью приводного механизма 103, 203. В конструкции, показанной на фигуре 1, обе половины 100а, 100b руля 100 направления, могут поворачиваться. В этом случае обе половины 100а, 100b двигаются симметрично. В конструкции, показанной на фигуре 2, поворачиваться может только половина 200а. Для обеспечения симметричного хода обеих половин руля направления необходимо одновременно поворачивать его основание 201. В альтернативном варианте представленной конструкции, в которой приводной механизм 103, 203 проходит параллельно рулю направления, может использоваться приводной механизм, проходящий перпендикулярно рулю направления. Раскрытие руля 100, 200 направления дает возможность увеличить лобовое сопротивление. В этом случае нет необходимости в увеличении скорости, поскольку подъемная сила не уменьшается. Благодаря размещению вертикального оперения на фюзеляже и использованию обычного руля высоты также достигается затенение раскрытия частей 100а, 100b, 200а, 200b, при котором создается шум.

На фигуре 3 представлен вид сбоку самолета с раскрывающимся рулем 100, 200 направления в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения, в котором задний свободный конец 21 руля 100, 200 направления разделен на отдельные сегменты 22, образующие зигзагообразную форму свободного края руля, так что может быть обеспечено дополнительное снижение уровня шума. Ниже приводится более подробное описание,

На фигуре 4 представлен вид в перспективе части известного тормозного щитка 10, традиционно используемого на самолетах. Тормозной щиток имеет свободный край 11, который отстоит на некотором расстоянии от обшивки самолета, когда тормозной щиток 10 установлен поперек воздушного потока, обтекающего самолет, и в этой зоне возникает краевой вихрь. Этот краевой вихрь является источником сильного шума, возникающего, когда тормозной щиток устанавливается поперек воздушного потока, и может представлять раздражающее неудобство при заходе на посадку. Такой краевой вихрь также может создаваться при вышеописанном раскрытии руля 100, 200 направления.

На фигуре 5 представлен вид в перспективе заднего свободного края руля 100, 200 направления самолета в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения, в котором руль направления может быть раскрыт, в результате чего его части развертываются против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения, как описано выше со ссылками на фигуры 1 и 2. Руль 100, 200 направления имеет свободный край 21, на котором возникает краевой вихрь воздушного потока, обтекающего самолет, когда части 100а, 100b, 200а, 200b руля 100, 200 направления отведены друг от друга. В соответствии с изобретением свободный конец 21 снабжен множеством отдельных краевых сегментов 22, которые разбивают краевой вихрь на множество частичных вихрей. В варианте осуществления изобретения, представленном на фигуре 5, конструкция которого аналогична конструкции варианта, представленного на фигуре 3, отдельные краевые сегменты 22 образуют зигзагообразную форму свободного края 21.

На фигуре 6а представлен вид в перспективе части известного тормозного щитка 10 для самолета, который уже был показан на фигуре 4. На фигурах 6b-6е представлены виды в перспективе части руля 100, 200 направления самолета в соответствии с несколькими предпочтительными вариантами осуществления изобретения, в которых краевой вихрь разбивается на множество частичных вихрей множеством отдельных краевых сегментов 22, 32, 42, 52 свободного края 21, 31, 41, 51.

В варианте осуществления изобретения, представленном на фигуре 6b, разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей осуществляется отдельными сегментами 32, образующими волнистую форму свободного края 31.

На фигуре 6с снова показана конструкция варианта, изображенного на фигуре 5, в котором отдельные сегменты 22 образуют зигзагообразную форму свободного края 21.

В варианте осуществления изобретения, показанном на фигуре 6d, отдельные сегменты края, обеспечивающие разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей, выполнены в форме отверстий или углублений 42, которые располагаются в частях 100а, 100b, 200а, 200b руля 100, 200 направления возле свободного края 41. Отверстия или углубления 42 могут быть выполнены в форме перфорационных каналов, которые проходят сквозь части 100а, 100b, 200а, 200b руля 100, 200 направления как в варианте, показанном на фигуре 6d, или в форме выемок, выполненных на внешней поверхности частей 100а, 100b, 200а, 200b руля 100, 200 направления и не проходящих их насквозь.

В варианте осуществления изобретения, показанном на фигуре 6е, отдельные сегменты края, обеспечивающие разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей, выполнены в форме выступов или возвышений 52, которые располагаются на поверхности частей 100а, 100b, 200а, 200b руля 100, 200 направления возле свободного края 51.

Вместо описанных вариантов сегменты края, которые формируются на свободном краю частей 100а, 100b, 200а, 200b руля 100, 200 направления для разбиения краевого вихря на множество частичных вихрей, могут также использоваться другие варианты, существо которых заключается в том, чтобы они обеспечивали разбиение одного краевого вихря (см. фигуру 4), являющегося источником шума, на множество отдельных краевых вихрей, которые создают меньше шума, и, в зависимости от ситуации, даже способны ослаблять или подавлять полностью шумы друг друга. В этом контексте термин "краевые сегменты" должен пониматься так, что такие сегменты расположены возле краев, но не обязательно должны формироваться краями частей 100а, 100b, 200а, 200b руля 100, 200 направления, как в случае вариантов 6b и 6c, то есть, они могут также располагаться возле этих краев, как в вариантах, показанных на фигурах 6d и 6е.

Отдельные краевые сегменты 22, 32, 42, 52, обеспечивающие разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей, могут быть расположены на заднем свободном краю 21, 31, 41, 51 руля 100, 200 направления, как показано на фигуре 3, где отдельные краевые сегменты могут использоваться в качестве альтернативного варианта или быть дополнительно расположены на верхнем краю руля 100, 200 направления.

В варианте, показанном на фигуре 6d, отверстия или углубления 42, которые выполнены в форме перфорационных каналов, проходящих сквозь части 100а, 100b, 200a, 200b руля 100, 200 направления, могут быть закрыты, когда части 100а, 100b, 200а, 200b руля 100, 200 направления не отведены друг от друга. Это может быть реализовано с помощью соответствующих заслонок или закрывающих элементов.

В варианте, показанном на фигуре 6е, отдельные краевые сегменты, обеспечивающие разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей, которые выполнены в форме выступов или возвышений на поверхностях частей 100а, 100b, 200a, 200b руля 100, 200 направления возле свободного края 51, могут быть убраны, когда части 100а, 100b, 200a, 200b руля 100, 200 направления не отведены друг от друга. Это может быть реализовано с помощью соответствующего механизма.

Руль направления может быть разрезан полностью, как показано на фигурах 1 и 2, или только частично, то есть он может содержать цельную часть, которая действует как традиционный руль направления, и раскрывающуюся часть, действие которой рассмотрено в настоящем описании. Что касается раскрывающейся части, то предпочтительно использовать конструкцию, показанную на фигуре 1, или аналогичную конструкцию, с симметрично раскрывающимися частями 100а, 100b.

Claims

1. Руль направления коммерческого самолета, который разрезан по его длине по меньшей мере в одной зоне и части которого (100а, 100b, 200а, 200b) могут быть развернуты против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения, причем руль (100, 200) имеет основание (101, 201), которое соединено шарнирно с конструкцией самолета и может быть повернуто с помощью приводного механизма (102, 202) для осуществления управления боковым движением самолета, и одна часть (200а) руля (200) направления соединена шарнирно с основанием (201) и может быть развернута с помощью приводного механизма (203) против воздушного потока, обтекающего самолета, для его торможения, а другая часть (200b) руля (200) направления жестко прикреплена к основанию (201), причем часть (200а) руля (200) направления, которая соединена шарнирно, поворачивается относительно основания (201) с помощью приводного механизма (203) для раскрытия руля (200) направления, а часть (200b) руля (200) направления, которая жестко прикреплена к основанию (201), поворачивается в противоположную сторону вместе с основанием (201) с помощью приводного механизма (202) для осуществления управления боковым движением самолета и обеспечения симметричного хода обеих частей (200а, 200b) в процессе раскрытия руля (200) направления.

2. Руль направления по п.1, который разрезан по его продольному направлению в плоскости симметрии.

3. Руль направления по п.2, части (100а, 100b, 200а, 200b) которого могут быть развернуты относительно плоскости симметрии с помощью приводного механизма (103, 203).

4. Руль направления по п.1, обе части (100а, 100b) которого соединены шарнирно с основанием (101) и могут быть развернуты против воздушного потока, обтекающего самолет, симметрично относительно основания (101) с помощью приводного механизма (103).

5. Руль направления по одному из пп.1-4, который имеет свободный край (21, 31, 41, 51), на котором в процессе раскрытия руля (100, 200) направления создается краевой вихрь в воздушном потоке, обтекающем самолет, и на свободном краю (21, 31, 41, 51) сформировано множество отдельных краевых сегментов (22, 32, 42, 52) для разбиения краевого вихря на множество частичных вихрей.

6. Руль направления по п.5, в котором отдельные сегменты (32), обеспечивающие разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей, выполнены таким образом, что образуется волнистая форма свободного края (31).

7. Руль направления по п.5, в котором отдельные сегменты (22), обеспечивающие разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей, выполнены таким образом, что образуется зигзагообразная форма свободного края (21).

8. Руль направления по п.5, в котором отдельные краевые сегменты, обеспечивающие разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей, сформированы отверстиями или углублениями (42), расположенными на тормозном щитке (40) возле свободного края (41).

9. Руль направления по п.8, в котором отверстия (42) в тормозном щитке (40) выполнены в форме перфорационных каналов, которые проходят сквозь щиток (40).

10. Руль направления по п.8, в котором углубления (42) выполнены в форме выемок, которые расположены на внешней поверхности щитка (40) и не проходят сквозь него насквозь.

11. Руль направления по п.5, в котором отдельные сегменты края, обеспечивающие разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей, выполнены в форме выступов или возвышений (52), которые расположены на поверхности частей (100а, 100b, 200а, 200b) руля (100, 200) направления возле свободного края (51).

12. Руль направления по п.5, в котором отдельные краевые сегменты (22, 32, 42, 52), обеспечивающие разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей, расположены на заднем свободном крае (21, 31, 41, 51) руля (100, 200) направления.

13. Руль направления по п.5, в котором отдельные краевые сегменты (22, 32, 42, 52), обеспечивающие разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей, расположены на верхнем свободном крае (21, 31, 41, 51) руля (100, 200) направления.

14. Руль направления по п.9, в котором отверстия (42), выполненные в форме перфорационных каналов, проходящих сквозь части (100а, 100b, 200а, 200b) руля направления (100, 200), закрываются, когда руль направления (100, 200) не раскрыт.

15. Руль направления по п.11, в котором выступы или возвышения (52), которые расположены на поверхности частей (100а, 100b, 200а, 200b) руля направления (100, 200) возле свободного края (51) и обеспечивают разбиение краевого вихря на множество частичных вихрей, выполнены убираемыми, когда руль направления (100, 200) не раскрыт.

16. Руль направления по п.1, который установлен выше руля высоты таким образом, чтобы аэродинамический шум, создаваемый рулем направления (100, 200) в раскрытом положении в направлении земли, ослаблялся рулем высоты.