RU2412863C2 - Device and method of adaptive control over aerodynamic characteristics of wing element - Google Patents
Device and method of adaptive control over aerodynamic characteristics of wing element Download PDFInfo
- Publication number
- RU2412863C2 RU2412863C2 RU2007146618/11A RU2007146618A RU2412863C2 RU 2412863 C2 RU2412863 C2 RU 2412863C2 RU 2007146618/11 A RU2007146618/11 A RU 2007146618/11A RU 2007146618 A RU2007146618 A RU 2007146618A RU 2412863 C2 RU2412863 C2 RU 2412863C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- axis
- rotation
- aircraft
- angle
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- Y02T50/162—
-
- Y02T50/164—
Landscapes
- Toys (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
Область техникиTechnical field
Настоящее изобретение относится к устройству и к способу регулирования аэродинамических характеристик аэродинамического элемента конструкции или элемента крыла, к средству передвижения и к использованию устройства регулирования аэродинамических характеристик элемента крыла летательного аппарата или средства передвижения.The present invention relates to a device and a method for controlling the aerodynamic characteristics of an aerodynamic structural element or wing element, to a vehicle and to using a device for controlling the aerodynamic characteristics of an wing element of an aircraft or vehicle.
Предпосылки создания изобретенияBACKGROUND OF THE INVENTION
На современных самолетах все чаще и чаще используются крылышки на концах крыльев, предназначенные для уменьшения сопротивления, создаваемого крылом, и увеличения отношения Ca/Cw с целью снижения сопротивления и уменьшения расхода топлива.On modern aircraft, wings at the ends of the wings are used more and more often, designed to reduce the drag created by the wing and increase the Ca / Cw ratio in order to reduce drag and reduce fuel consumption.
В общем случае крылышки представляют собой жесткие конструктивные элементы на концах крыльев, содержащие аэродинамический профиль, который устанавливается под тремя определенными углами относительно направления воздушного потока. Выставленное положение крылышек рассчитывается на самый длительный этап полета, а именно на этап полета в крейсерском режиме. Тем более что максимальный эффект действия крылышек достигается при полете в крейсерском режиме. Это означает, что крылышки рассчитываются для больших чисел Маха, то есть Ма=0,8, и для полета на крейсерской высоте порядка 10000 м при соответствующих значениях давления, плотности и температуры воздуха. При этом этапы набора высоты, захода на посадку, взлета и посадки в расчет не принимаются.In the General case, the wings are rigid structural elements at the ends of the wings, containing an aerodynamic profile, which is installed at three specific angles relative to the direction of air flow. The position of the wings is calculated for the longest flight phase, namely for the cruising flight phase. Moreover, the maximum effect of the wings is achieved when flying in cruising mode. This means that the wings are calculated for large Mach numbers, that is, Ma = 0.8, and for flying at a cruising altitude of the order of 10,000 m with the corresponding values of pressure, density and air temperature. At the same time, the stages of climb, approach, take-off and landing are not taken into account.
В патентных документах США №5988563 и №2004/0000619 А1 описывается развертываемое крылышко, которое может поворачиваться относительно крыла вокруг оси крепления и которое в процессе полета может перемещаться между сложенным и развернутым положениями.In US patent documents No. 5988563 and No. 2004/0000619 A1 describes a deployable wing, which can rotate relative to the wing around the axis of attachment and which during the flight can move between the folded and unfolded positions.
Поскольку аэродинамические нагрузки, действующие на крылышки, наиболее велики при больших углах рысканья и при боковых порывах ветра, крылышки должны конструироваться так, чтобы их прочность была очень высокой для таких нагрузок. Поскольку крылышко передает нагрузки на элемент крыла, то он также должен иметь соответствующую прочность.Since the aerodynamic loads acting on the wings are greatest at large yaw angles and with lateral gusts of wind, the wings must be designed so that their strength is very high for such loads. Since the wing transfers loads to the wing element, it must also have appropriate strength.
В документе WO 03/00547 указывается, что нагрузки, возникающие при выполнении вертикальных маневров, могут быть уменьшены за счет использования местных управляющих поверхностей на крылышке, так что при раскрытии этих управляющих поверхностей аэродинамическая нагрузка снижается.WO 03/00547 indicates that the loads arising from vertical maneuvers can be reduced by using local control surfaces on the wing, so that when these control surfaces are opened, the aerodynamic load is reduced.
Сущность изобретенияSUMMARY OF THE INVENTION
Имеется потребность в крылышке, положение которого можно регулировать в зависимости от рабочих режимов летательного аппарата.There is a need for a wing, the position of which can be adjusted depending on the operating conditions of the aircraft.
В соответствии с первым аспектом изобретения предлагается регулирующее устройство для адаптивного регулирования аэродинамических характеристик элемента крыла, содержащее крылышко, которое прикрепляется к элементу крыла с возможностью перемещения и которое может поворачиваться относительно элемента крыла таким образом, что угол между соответствующей осью вращения и главным направлением консоли элемента крыла отличается от 90°.In accordance with a first aspect of the invention, there is provided a control device for adaptively controlling the aerodynamic characteristics of a wing element, comprising a wing that can be mounted to the wing element and can be rotated relative to the wing element so that the angle between the corresponding axis of rotation and the main direction of the wing element console differs from 90 °.
В соответствии с другим аспектом изобретения предлагается способ адаптивного регулирования аэродинамических характеристик элемента крыла, в котором крылышко, прикрепленное к элементу крыла, поворачивают относительно элемента крыла таким образом, что угол между соответствующей осью вращения и главным направлением консоли элемента крыла отличается от 90°.In accordance with another aspect of the invention, there is provided a method for adaptively controlling the aerodynamic characteristics of a wing element, in which the wing attached to the wing element is rotated relative to the wing element so that the angle between the corresponding axis of rotation and the main direction of the wing element console is different from 90 °.
В соответствии еще с одним аспектом изобретения предлагается средство передвижения с устройством, имеющим вышеуказанные характеристики. Устройство с вышеуказанными характеристиками используется на летательном аппарате.In accordance with another aspect of the invention, there is provided a vehicle with a device having the above characteristics. A device with the above characteristics is used on an aircraft.
Пространственное положение и перемещения или повороты крылышка в соответствии с вариантом осуществления изобретения могут быть описаны тремя углами в системе координат фюзеляжа летательного аппарата. Угол αF определяет положение крылышка относительно оси xF летательного аппарата, которая в общем случае проходит вдоль продольной оси фюзеляжа; угол βF описывает положение крылышка относительно оси yF летательного аппарата, которая в общем случае проходит в направлении конца крыла и перпендикулярна оси xF; а угол γF определяет положение крылышка относительно оси zF, которая в общем случае проходит в вертикальной плоскости и перпендикулярна осям xF и yF. Для исключения математической неопределенности должна быть определена последовательность вращений, например, αF, βF, γF.The spatial position and movement or rotation of the wing in accordance with an embodiment of the invention can be described by three angles in the coordinate system of the fuselage of the aircraft. The angle α F determines the position of the wing relative to the x F axis of the aircraft, which generally extends along the longitudinal axis of the fuselage; the angle β F describes the position of the wing relative to the y axis F of the aircraft, which generally extends toward the end of the wing and is perpendicular to the x F axis; and the angle γ F determines the position of the wing relative to the z F axis, which generally extends in the vertical plane and is perpendicular to the x F and y F axes. To eliminate mathematical uncertainty, a rotation sequence must be defined, for example, α F , β F , γ F.
Таким образом, ось yF отсчитывается от левого конца крыла до правого конца крыла и поэтому может быть определена как главная ось консоли элемента крыла.Thus, the axis y F is measured from left wing tip to right wing tip and may therefore be defined as the console main wing element axis.
Пространственное положение или повороты крылышка также могут быть определены в связанной с ним системой координат или Эйлеровыми углами вращения (см. Brockhaus: "Управление полетом", Springer-Verlag, Берлин, 1995).The spatial position or rotations of the wing can also be determined in the associated coordinate system or Euler rotation angles (see Brockhaus: Flight Control, Springer-Verlag, Berlin, 1995).
В данной конфигурации для угла Ф сначала осуществляется вращение вокруг оси х связанной системы координат, в результате чего оси у и z перемещаются в новое положение осей: y1 и z1. Для целей единства обозначений ось х переименовывается в ось x1. Соответственно, вращение на угол θ вокруг новой оси y1 перемещает оси координат x1 и z1 в новое положение осей: х2 и z2. Ось y1 переименовывается в ось y2. И наконец, вращение на угол ψ осуществляется вокруг новой оси z2. Обозначениями z, z1, z2 указываются оси, направленные вверх, а угол ψ может быть назван углом схождения.In this configuration, for the angle Φ, rotation is first performed around the x-axis of the associated coordinate system, as a result of which the y and z axes are moved to the new axis position: y 1 and z 1 . For the purpose of unity of notation, the x axis is renamed to the x 1 axis. Accordingly, rotation by an angle θ around the new axis y 1 moves the coordinate axes x 1 and z 1 to the new position of the axes: x 2 and z 2 . The y 1 axis is renamed the y 2 axis. And finally, rotation through the angle ψ is carried out around the new axis z 2 . The designations z, z 1 , z 2 indicate the axes pointing upwards, and the angle ψ can be called the angle of convergence.
Определение связанной системы координат базируется на жестком крылышке, которое прикреплено к элементу крыла по оси, расположенной на конце элемента крыла, удаленном от фюзеляжа, или проходящей внутри элемента крыла. Эта ось прикрепления может быть выбрана в качестве оси х связанной системы координат. Она определяет развертывание и складывание крылышка относительно элемента крыла или главной оси консоли элемента крыла. В этом случае ось z проходит через геометрический центр тяжести крылышка так, что она перпендикулярна оси х. Ось у проходит перпендикулярно осям х и z так, чтобы образовалась правосторонняя система координат. В случае плоского прямоугольного крыла с плоским прямоугольным крылышком, которое прикреплено под прямым углом, оси х и z находятся в плоскости крылышка, а ось у перпендикулярна плоскости крылышка. В этом частном случае две системы координат х, y, z и xF, yF; zF совпадают.The determination of the associated coordinate system is based on a rigid wing, which is attached to the wing element along an axis located at the end of the wing element, remote from the fuselage, or passing inside the wing element. This axis of attachment can be selected as the x axis of the associated coordinate system. It defines the deployment and folding of the wing relative to the wing element or the main axis of the console of the wing element. In this case, the z axis passes through the geometric center of gravity of the wing so that it is perpendicular to the x axis. The y axis runs perpendicular to the x and z axes so that a right-handed coordinate system is formed. In the case of a flat rectangular wing with a flat rectangular wing, which is attached at a right angle, the x and z axes are in the plane of the wing, and the axis of y is perpendicular to the plane of the wing. In this particular case, two coordinate systems x, y, z and x F , y F ; z F coincide.
При использовании предлагаемого в изобретении устройства в результате гибкости конструкции, которая прежде всего связана с возможностью дополнительного вращения крылышек вокруг оси, направленной вверх, расчетные величины нагрузок для крылышек и внешних крыльев могут быть существенно уменьшены, в частности в случае больших углов рысканья, в случае боковых порывов ветра и маневров (например, при больших перемещениях по углу рысканья и движении с креном), и, соответственно, крылышко может быть рассчитано наиболее оптимальным образом в отношении его аэродинамики. В зависимости от угла рысканья крылышки могут за счет вращения самостоятельно выравниваться относительно оси фюзеляжа, например, в направлении воздушного потока или в направлении полета аналогично тому, как паруса судна устанавливаются по направлению ветра. В этом случае крылышки могут быть сконструированы таким образом, что они могут иметь существенно большие размеры благодаря уменьшению нагрузок, причем и крылышко, и элемент крыла могут иметь меньший вес. Эффективная аэродинамическая конструкция в сочетании с уменьшением веса обеспечивает существенное снижение расхода топлива и в целом значительную экономию при эксплуатации летательного аппарата.When using the device proposed in the invention as a result of design flexibility, which is primarily associated with the possibility of additional rotation of the wings around an axis directed upwards, the calculated loads for the wings and external wings can be significantly reduced, in particular in the case of large yaw angles, in the case of lateral gusts of wind and maneuvers (for example, with large movements along the yaw angle and movement with a roll), and, accordingly, the wing can be calculated in the most optimal way in Ocean its aerodynamics. Depending on the yaw angle, the wings can independently align due to the axis of the fuselage due to rotation, for example, in the direction of air flow or in the direction of flight, in the same way as the sails of a vessel are set in the direction of the wind. In this case, the wings can be designed in such a way that they can be significantly larger due to reduced loads, and both the wing and the wing element can have less weight. An efficient aerodynamic design combined with weight reduction provides a significant reduction in fuel consumption and overall significant savings in the operation of the aircraft.
Кроме того, гибкие варианты установок крылышка могут обеспечивать возможность непосредственного управления скручиванием крыла. Кроме возможности регулирования величины изгиба крыла за счет развертывания и складывания крылышек, также появляется возможность, которая во многих случаях намного важнее, а именно регулирования скручивания крыла. В этом случае сопротивление на каждом этапе полета может быть минимизировано, в результате чего может быть обеспечено дополнительное снижение расхода топлива, что в авиации является одной из наиболее важных задач оптимизации.In addition, flexible options for installing the wing can provide direct control of twisting of the wing. In addition to the ability to control the magnitude of the bend of the wing due to the deployment and folding of the wings, there is also the possibility, which in many cases is much more important, namely, the regulation of twisting of the wing. In this case, the resistance at each stage of the flight can be minimized, as a result of which an additional reduction in fuel consumption can be ensured, which in aviation is one of the most important optimization problems.
В результате повышенной гибкости и возможности свободного перемещения крылышка может быть достигнуто дополнительно оптимальное распределение подъемной силы на каждом этапе полета. За счет развертывания и складывания крылышка, идеальной установки угла схождения и/или поворота крылышка вокруг оси у может быть увеличен коэффициент подъемной силы на этапе захода на посадку, и складывание крылышек на этапе крейсерского полета может обеспечить низкое аэродинамическое сопротивление. На этапе крейсерского полета крылышко может быть установлено по отношению к системе координат летательного аппарата следующим образом: αF=5°, βF=15° и yF=4°.As a result of increased flexibility and the possibility of free movement of the wing, an additional optimal distribution of lifting force at each stage of flight can be achieved. By deploying and folding the wing, ideally setting the angle of convergence and / or rotation of the wing around the y axis, the lift coefficient can be increased at the approach stage, and folding the wings at the cruise flight stage can provide low aerodynamic drag. At the stage of cruising flight, the wing can be set in relation to the coordinate system of the aircraft as follows: α F = 5 °, β F = 15 ° and y F = 4 °.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения крылышко может соединяться с элементом крыла по оси прикрепления с возможностью вращения. Кроме возможности регулирования скручивания крыла это обеспечивает возможность дополнительного регулирования изгиба крыла и адаптации его к различным вариантам аэродинамических нагрузок.According to another embodiment of the invention, the wing can be rotatably connected to the wing element along the axis of attachment. In addition to the ability to control the torsion of the wing, this provides the possibility of additional regulation of the bending of the wing and its adaptation to various types of aerodynamic loads.
Предлагаемое в изобретении крылышко может поворачиваться относительно элемента крыла вокруг одной, двух или трех осей вращения. Эта высокая степень гибкости обеспечивает возможность высококачественной адаптации аэродинамических характеристик элемента крыла или летательного аппарата к условиям различных рабочих режимов, таких как, например, взлет, посадка, крейсерский режим.The wing according to the invention can rotate relative to the wing element around one, two or three axes of rotation. This high degree of flexibility enables high-quality adaptation of the aerodynamic characteristics of a wing element or an aircraft to the conditions of various operating modes, such as, for example, take-off, landing, cruising mode.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения крылышко может быть прикреплено с возможностью вращения вокруг оси у связанной с ним системы координат. В частности в случае двухсторонних крылышек, которые представляют собой одинаковые или разные поверхности выше и ниже крыла, при повороте на угол, превышающий 180°, изгибающий момент, который воздействует на крыло, может быть существенно уменьшен.According to yet another embodiment of the invention, the wing can be rotatably attached about an axis at an associated coordinate system. In particular, in the case of double-sided wings, which are the same or different surfaces above and below the wing, when turned through an angle exceeding 180 °, the bending moment that affects the wing can be significantly reduced.
Таким образом, крылышко может быть прикреплено к элементу крыла с возможностью поворота, так что крылышко может перемещаться по двум или трем степеням свободы. Оно может не только складываться внутрь по направлению к фюзеляжу, но также может устанавливаться под углом к основному направлению консоли элемента крыла, причем этот угол может существенно отличаться от 90°, и/или может поворачиваться вокруг оси y1 системы координат, связанной с крылышком. В этом случае крылышко может быть лучше адаптировано к различным рабочим режимам летательного аппарата. С помощью такого регулирования положения крылышек для реагирования на различные режимы нагрузок, можно обеспечить идеальные аэродинамические характеристики и в то же время существенно снизить аэродинамические нагрузки на крылышки.Thus, the wing can be rotatably attached to the wing element, so that the wing can move in two or three degrees of freedom. It can not only fold inward towards the fuselage, but can also be set at an angle to the main direction of the console of the wing element, and this angle can differ significantly from 90 °, and / or can rotate around the y 1 axis of the coordinate system associated with the wing. In this case, the wing can be better adapted to the various operating modes of the aircraft. Using such regulation of the position of the wings to respond to various load conditions, it is possible to provide ideal aerodynamic characteristics and at the same time significantly reduce the aerodynamic loads on the wings.
Кроме того, используются различные варианты поворотов крылышка для воздействия на характеристики турбулентности в спутном следе летательного аппарата.In addition, various flap rotational options are used to influence the turbulence characteristics in the satellite track of the aircraft.
Еще в одном варианте предлагаемое в изобретении устройство содержит дополнительно элемент крыла. Предлагаемое в изобретении крылышко может использоваться, например, на конце крыла летательного аппарата, на ветровой энергетической установке и на любом компоненте средства передвижения, который подвергается воздействию набегающего воздушного потока. Конечно, возможны и другие применения.In yet another embodiment, the device of the invention further comprises a wing element. The wing of the invention can be used, for example, at the end of a wing of an aircraft, on a wind power installation and on any component of a vehicle that is exposed to an incoming air stream. Of course, other applications are possible.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения устройство содержит аэродинамический обтекатель между элементом крыла и крылышком, для того чтобы закрыть щель между элементом крыла и крылышком, которая нежелательна с точки зрения аэродинамики. В этом случае могут предотвращаться аэродинамические потери.According to another embodiment of the invention, the device comprises an aerodynamic fairing between the wing element and the wing, in order to close the gap between the wing element and the wing, which is not desirable from the point of view of aerodynamics. In this case, aerodynamic losses can be prevented.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения устройство содержит по меньшей мере один элемент подвески, с помощью которого крылышко прикрепляется к элементу крыла.According to another embodiment of the invention, the device comprises at least one suspension element by which the wing is attached to the wing element.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения обеспечивается по меньшей мере один регулируемый элемент подвески, с помощью которого крылышко может поворачиваться с различными степенями свободы. В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения для обеспечения регулируемого подвижного элемента подвески по меньшей один элемент подвески перемещается с помощью стержня, для привода которого может использоваться, например, электродвигатель.In accordance with another embodiment of the invention, at least one adjustable suspension element is provided by which the wing can be rotated with various degrees of freedom. In accordance with another embodiment of the invention, to provide an adjustable movable suspension element, at least one suspension element is moved using a rod, for which an electric motor can be used, for example.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения устройство содержит дополнительно приводное устройство для перемещения крылышка и/или элемента подвески. В такой конструкции в качестве приводного устройства может использоваться электрический, гидравлический и/или пьезоэлектрический привод. Кроме того, могут использоваться активные материалы, например, пьезокерамические материалы.In accordance with another embodiment of the invention, the device further comprises a drive device for moving the wing and / or suspension element. In such a construction, an electric, hydraulic and / or piezoelectric actuator can be used as a drive device. In addition, active materials, such as piezoceramic materials, can be used.
В соответствии еще с одним вариантом предлагаемого в изобретении устройства крылышко разделено на верхнюю и нижнюю части, причем одна и/или другая части могут быть подвижными. В такой конструкции верхняя или нижняя часть могут быть устроены таким образом, чтобы слегка или значительно выступать наружу. То же самое относится и к отклонению в направлении оси фюзеляжа. Например, в крылышке, которое выступает выше и ниже элемента крыла, может быть подвижной только верхняя поверхность или только нижняя поверхность.According to another embodiment of the device according to the invention, the wing is divided into upper and lower parts, one and / or the other parts being movable. In such a design, the upper or lower part can be arranged so as to slightly or significantly protrude outward. The same applies to deviations in the direction of the axis of the fuselage. For example, in a wing that projects above and below the wing element, only the upper surface or only the lower surface can be movable.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения крылышко состоит из трех частей: верхней, нижней и внешней, причем по меньшей мере одна из этих частей является подвижной. В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения каждая из указанных частей, в свою очередь, может состоять из несколько составляющих частей, каждая из которых может быть подвижной. В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения в дополнение к крылышку также часть элемента крыла или весь элемент крыла, включая крылышко, может быть выполнен поворотным.In accordance with another embodiment of the invention, the wing consists of three parts: upper, lower and external, and at least one of these parts is movable. In accordance with another embodiment of the invention, each of these parts, in turn, can consist of several constituent parts, each of which can be movable. In accordance with another embodiment of the invention, in addition to the wing, also part of the wing element or the entire wing element, including the wing, can be rotated.
В соответствии еще с одним вариантом предлагаемого в изобретении способа поворот крылышка регулируется бортовым компьютерным устройством. В таком варианте бортовое компьютерное устройство может регулировать положение крылышка в зависимости от измеренных полетных данных, таких как, например, высота полета, направление воздушного потока, угол атаки, давление воздуха, температура и т.п.In accordance with another embodiment of the method of the invention, the rotation of the wing is controlled by the on-board computer device. In this embodiment, the on-board computer device can adjust the position of the wing depending on the measured flight data, such as, for example, flight altitude, airflow direction, angle of attack, air pressure, temperature, etc.
В соответствии с другим вариантом предлагаемого в изобретении способа бортовое компьютерное устройство может управлять перемещениями крылышка с помощью управляющего блока. Бортовое компьютерное устройство или управляющий блок может реагировать, например, на любое изменение параметров и автоматически устанавливать крылышки в соответствующее положение. Управление может осуществляться в соответствии с одним и тем же законом, или же оно может быть адаптивным, изменяющимся в соответствии с параметрами конкретного летательного аппарата. Кроме того, конкретные рабочие режимы (например, взлет, посадка, крейсерский режим) могут использоваться в качестве критериев для регулирования положения крылышка.In accordance with another embodiment of the method of the invention, the on-board computer device can control the movements of the wing by means of a control unit. The on-board computer device or control unit can respond, for example, to any change in parameters and automatically set the wings in the appropriate position. Control can be carried out in accordance with the same law, or it can be adaptive, changing in accordance with the parameters of a particular aircraft. In addition, specific operating modes (for example, take-off, landing, cruising) can be used as criteria for adjusting the position of the wing.
В соответствии еще с одним вариантом способа крылышко обеспечивает управление скручиванием крыла и/или его изгибом таким образом, чтобы оптимизировать аэродинамический профиль крыла.In accordance with another variant of the method, the wing provides control of twisting of the wing and / or its bend so as to optimize the aerodynamic profile of the wing.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения предлагается ветроэнергетическая установка или ветряная мельница с устройством, имеющим вышеуказанные характеристики.In accordance with yet another embodiment of the invention, there is provided a wind power installation or a windmill with a device having the above characteristics.
Варианты предлагаемого в изобретении устройства также относятся к способу и к средствам передвижения, а также к их применению, и наоборот.Variants of the device of the invention also relate to the method and means of transportation, as well as their use, and vice versa.
При использовании предлагаемых в изобретении устройства и способа может быть обеспечена возможность эффективной установки крылышек в зависимости от рабочего режима летательного аппарата, в результате чего может быть снижено аэродинамическое сопротивление и нагрузки на крылышки и элементы крыльев, что позволяет снизить их вес. Соответственно, крылышки, крылья и конструкции переходов от крыла к фюзеляжу могут быть сконструированы так, что они будут иметь меньший вес, в результате чего может быть значительно снижен расход топлива. Таким образом, может быть существенно повышена экономическая эффективность летательных аппаратов.When using the device and method proposed in the invention, it can be possible to efficiently install the wings depending on the operating mode of the aircraft, as a result of which aerodynamic drag and loads on the wings and wing elements can be reduced, which reduces their weight. Accordingly, the wings, wings and the transitions from the wing to the fuselage can be designed so that they will have less weight, as a result of which fuel consumption can be significantly reduced. Thus, the economic efficiency of aircraft can be significantly increased.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Ниже описываются более подробно несколько вариантов осуществления изобретения в целях его пояснения и обеспечения лучшего понимания, при этом делаются ссылки на прилагаемые чертежи. На чертежах показано следующее.Below are described in more detail several embodiments of the invention in order to explain it and provide a better understanding, with reference to the accompanying drawings. The drawings show the following.
Фигура 1 - схематический вид элемента крыла с крылышком, прикрепленным к нему с возможностью перемещения, в соответствии с вариантом осуществления изобретения.Figure 1 is a schematic view of a wing element with a wing attached to it with the possibility of movement, in accordance with an embodiment of the invention.
Фигура 2 - еще один схематический вид элемента крыла с крылышком, прикрепленным к нему с возможностью перемещения, с указанием его осей вращения в соответствии с вариантом осуществления изобретения.Figure 2 is another schematic view of a wing element with a wing attached to it with the possibility of movement, indicating its axis of rotation in accordance with an embodiment of the invention.
Фигура 3 - еще один схематический вид элемента крыла с крылышком, прикрепленным к нему с возможностью перемещения, в различных положениях в соответствии с вариантом осуществления изобретения.Figure 3 is another schematic view of a wing element with a wing attached to it with the possibility of movement, in various positions in accordance with an embodiment of the invention.
Фигура 4 - схематический вид элемента подвески в соответствии с вариантом осуществления изобретения.Figure 4 is a schematic view of a suspension element in accordance with an embodiment of the invention.
Фигура 5 - схематический вид регулируемого элемента подвески в соответствии с вариантом осуществления изобретения.Figure 5 is a schematic view of an adjustable suspension element in accordance with an embodiment of the invention.
Фигура 6 - график уменьшения градиента изгибающих моментов вдоль крылышка в зависимости от изменения угла схождения порядка 4 градусов.Figure 6 is a graph of a decrease in the gradient of bending moments along the wing, depending on changes in the convergence angle of about 4 degrees.
Фигура 7 - график уменьшения градиента изгибающих моментов вдоль крылышка в зависимости от величины угла схождения крылышка.Figure 7 is a graph of the decrease in the gradient of bending moments along the wing, depending on the angle of convergence of the wing.
Фигура 8а - схематический вид поворотного крылышка, состоящего из двух частей.Figure 8a is a schematic view of a rotary wing, consisting of two parts.
Фигура 8b - еще один схематический вид поворотного крылышка, состоящего из трех частей.Figure 8b is another schematic view of a rotary wing, consisting of three parts.
Фигура 8с - еще один схематический вид поворотного крылышка, состоящего из трех частей, одна из которых может поворачиваться.Figure 8c is another schematic view of a rotary wing, consisting of three parts, one of which can be rotated.
Подробное описание изобретенияDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
На фигуре 1 представлен схематический вид крылышка 2 элемента 1 крыла, а также система 7а координат, связанная с фюзеляжем самолета, и система 7b координат, связанная с крылышком. Кроме того, показана главная ось 6 консоли элемента 1 крыла и ось 7 вращения крылышка с углом поворота Ф. Это первая ось 7 вращения в соответствии с системой Эйлеровых углов. Крылышко 2 может быть развернуто и сложено поворотом вокруг оси х. Стрелкой 8 показано направление местного воздушного потока в полете с местным углом рысканья на крылышке. Например, если крылышко не должно поворачиваться на Эйлеровы углы Ф и θ, то оси х, x1 и х2 совпадают, аналогично, совпадают оси y, y1 и y2, и z, z1 и z2. Поворот вокруг оси z в направлении местного воздушного потока непосредственно приводит к снижению аэродинамической нагрузки и, соответственно, к уменьшению общей нагрузки на крылышко.The figure 1 shows a schematic view of the
На фигуре 2 показано устройство для регулирования положения крылышка в зависимости от режима полета летательного аппарата, в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения. Для определения осей вращения вводится система координат, связанная с крылышком. При вращения вокруг оси х на угол Ф крылышко может быть переведено из вертикального положения в новое развернутое положение. Таким образом, связанная система координат перемещается в положение с новыми осями x1, y1, z1.Figure 2 shows a device for adjusting the position of the wing depending on the flight mode of the aircraft, in accordance with one embodiment of the invention. To determine the axes of rotation, a coordinate system associated with the wing is introduced. When rotating around the x axis by an angle Ф, the wing can be moved from a vertical position to a new unfolded position. Thus, the associated coordinate system moves to the position with the new axes x 1 , y 1 , z 1 .
Вращение вокруг оси z2 или вокруг оси y1 дает возможность свободно выбирать установки, необходимые на различных этапах полета или в различных режимах аэродинамических нагрузок.Rotation around the z 2 axis or around the y 1 axis makes it possible to freely select the settings required at different stages of flight or in different aerodynamic load modes.
Для упрощения и наглядности на фигуре не показано вращение вокруг оси y1, так что x1=x2, y1=у2, z1=z2. На фигуре показан только поворот вокруг оси z2 на угол ψ схождения. Вращение вокруг осей y1 и z2 понятно из рассмотрения фигур 1 и 2.For simplicity and clarity, the figure does not show rotation around the axis y 1 , so x 1 = x 2 , y 1 = y 2 , z 1 = z 2 . The figure shows only the rotation around the axis z 2 at an angle ψ of convergence. The rotation around the axes y 1 and z 2 is clear from the consideration of figures 1 and 2.
Устройство состоит из элемента 1 крыла, крылышка 2 и по меньшей мере из одного элемента 3 подвески (см. фигуру 4). Крылышко 2 прикреплено к элементу 1 крыла с помощью элемента 3 подвески. На фигуре 1 можно видеть, что устройство обеспечивает вращение крылышка вокруг трех пространственных осей. В этом случае можно повернуть крылышко 2 так, чтобы оно было направлено по местному углу рысканья режима полета. Адаптивное управление углом схождения (поворот вокруг оси z2 связанной системы координат) и поворот вокруг оси y1 обеспечивают возможность изменения (в частности, уменьшения) эффективной поверхности крылышка 2 (при полете с углом рысканья, при больших углах крена и рысканья, а также при сочетании углов крена и рысканья), на которую воздействует боковая компонента воздушного потока, так что в результате поперечные нагрузки и изгибающие моменты, действующие на крылышко 2 и, соответственно, на внешнее крыло 1, уменьшаются. При изменении угла схождения, повороте вокруг оси y1 и складывании-развертывании крылышка вокруг оси х изменяется поверхность крылышка 2, которая является аэродинамически эффективной в направлении полета.The device consists of a
На фигуре 3 показано перемещение крылышка вокруг оси х на оси крепления. В результате становится возможным кроме установки угла схождения оптимальным образом устанавливать характеристики подъемной силы на любом заданном этапе полета. На этапе крейсерского полета, то есть на большой высоте и с высокой скоростью крылышко может быть убрано для уменьшения сопротивления (2'). В зависимости от аэродинамических условий и от этапа полета, например, при боковом скольжении, при наборе высоты, снижении или при сильном боковом ветре, крылышко может быть установлено в одно из соответствующих промежуточных положений 2''. На низкой скорости, в частности при заходе на посадку, когда необходим большой коэффициент подъемной силы, крылышко может быть развернуто для увеличения поверхности крыла (положение 2''').Figure 3 shows the movement of the wing about the x axis on the axis of attachment. As a result, it becomes possible to set the lifting force characteristics at any given stage of the flight, in addition to setting the convergence angle. At the stage of cruising flight, that is, at high altitude and at high speed, the wing can be removed to reduce drag (2 '). Depending on the aerodynamic conditions and on the flight stage, for example, during lateral glide, during climb, decrease or in strong crosswind, the wing can be installed in one of the corresponding intermediate positions 2 ''. At low speed, in particular during approach, when a large lift coefficient is required, the wing can be deployed to increase the wing surface (2 '' position).
На фигуре 4 показан один вариант крепления крылышка 2 к элементу 1 крыла. Крылышко 2 прикрепляется к элементу 1 крыла с помощью по меньшей мере одного элемента 3 подвески. С помощью оси 5 вращения может быть установлен, например, нужный угол схождения для различных условий нагрузок. Одновременно элемент 3 подвески может быть прикреплен шарнирно таким образом, чтобы крылышко 2 могло дополнительно вращаться вокруг оси крепления (ось х системы координат, связанной с крылышком) и вокруг оси y1. Вращение вокруг оси крепления дает возможность развертывать и убирать крылышко относительно фюзеляжа, как показано на виде спереди узла крыло - крылышко на фигуре 2.The figure 4 shows one option for attaching the
На фигуре 5 показан вариант управления крылышком 2. В таком варианте поворот крылышка 2 вокруг направленной вверх оси 5, вокруг оси y и оси х может быть обеспечен с помощью электродвигателя, который регулируемым образом выдвигает и втягивает стержень 4. Таким образом, крылышко 2 поворачивается вокруг своей вертикальной оси 5. Поворот крылышка 2 вокруг оси крепления и вокруг оси y1 может быть обеспечен с помощью установленного на шарнире элемента 3 подвески с приводом.Figure 5 shows a control option for
На фигуре 6 показаны градиенты 10а, 11а изгибающих моментов в главном направлении консоли прямоугольного крылышка с изменением 10а и без изменения 11а при угле схождения 4°. По оси абсцисс отложено положение zp на крылышке по его длине lw в процентах от перехода крылышка в крыло до кончика крылышка, а по оси ординат отложена величина изгибающего момента в процентах в зависимости от относительного положения zp/lw Для маневра с углом рысканья в соответствии с европейскими нормами JAR25 летной годности изменение угла схождения 4° приводит к существенному снижению градиента изгибающих моментов. Это дает возможность соответствующего существенного снижения веса конструкции крылышка.The figure 6 shows the
На фигуре 7 в отношении маневра по углу рысканья в соответствии с требованиями JAR25 показан градиент изгибающих моментов в направлении основного направления консоли концевой области элемента крыла, с которой соединяется крылышком с изменением угла схождения 4° (10b) и без такого изменения (11b). По оси абсцисс откладывается положение yF, P на крыле относительно длины lF в процентах крыла в концевой области до перехода к крылышку, а по оси ординат откладывается величина изгибающего момента в процентах. Становится ясно, что изменение угла схождения может также значительно уменьшить нагрузку на крыло.7 shows a yaw angle maneuver in accordance with JAR25 with a gradient of bending moments in the direction of the main direction of the cantilever of the end region of the wing element to which the wing connects with and without a change in the angle of convergence of 4 ° (10b) (11b). On the abscissa axis, the position of y F , P on the wing with respect to the length l F in percent of the wing in the end region before the transition to the wing is plotted, and the magnitude of the bending moment in percent is plotted on the ordinate. It becomes clear that changing the angle of convergence can also significantly reduce the load on the wing.
На фигуре 8а приведен вид еще одного варианта осуществления изобретения, в котором крылышко содержит вертикально направленную часть (2а) и часть (2b), направленную наружу. Для упрощения показано только вращение вокруг оси y1. Соответственно, связанная система координат x1, z1 переходит в новую систему координат x2, y2, z2. При больших углах атаки элемента 1 крыла, соответствующих местному направлению 8, поворот вокруг оси y1 приводит к значительному уменьшению изгибающих моментов, действующих на крылышко и на крыло. Верхняя часть может предотвращать формирование щели в переднем направлении при вращении вокруг оси y1.Figure 8a is a view of another embodiment of the invention in which the wing comprises a vertically directed part (2a) and a part (2b) directed outward. For simplicity, only rotation about the y axis 1 is shown. Accordingly, the associated coordinate system x 1 , z 1 goes into a new coordinate system x 2 , y 2 , z 2 . At large angles of attack of the
На фигурах 8b и 8с показаны конструкции крылышка, состоящие из трех частей. В отличие от конструкции, показанной на фигуре 8а, верхняя часть 2а имеет продолжение 2с, направленное вниз. В этом случае при вращении вокруг оси y1 предотвращается образование щелей в передней и задней частях перехода крыло - крылышко. Как можно видеть на фигуре 8b, верхняя часть 2а и нижняя часть 2с, поворачиваются вместе с внешней частью 2b. В конструкции, показанной на фигуре 8с, вращается только внешняя часть 2b.Figures 8b and 8c show three-piece wing designs. Unlike the design shown in FIG. 8a, the
Переход крыло - крылышко, угол между верхней и внешней частями крылышка, а также геометрическая форма и размеры частей крылышка (кривизна, толщина профиля, протяженность, и др.) могут выбираться таким образом, чтобы с учетом всех этапов полета можно было обеспечить оптимальные аэродинамические и нагрузочные характеристики и, соответственно, минимальное потребление топлива и оптимальную экономию.The wing-to-wing transition, the angle between the upper and outer parts of the wing, as well as the geometric shape and dimensions of the wing parts (curvature, profile thickness, length, etc.) can be selected so that, taking into account all stages of the flight, optimal aerodynamic and load characteristics and, consequently, minimum fuel consumption and optimal savings.
Для этой цели крылышко может снабжаться дополнительными возможностями по вращению. Кроме того, крылышко может быть снабжено дополнительными поворотными частями.For this purpose, the wing can be provided with additional rotation capabilities. In addition, the wing can be equipped with additional rotary parts.
В практических применениях повороты могут выполняться одновременно, а не поочередно.In practical applications, turns can be performed simultaneously, and not alternately.
В данном варианте угол схождения, отведенное положение крылышка 2 относительно фюзеляжа и/или вращение относительно оси y1 могут регулироваться с использованием бортового компьютера в зависимости от параметров полета, таких как, например, высота полета, угол рысканья, угол атаки, угол крена, полетная скорость и др. Например, в этом случае можно обеспечивать автоматическую реакцию на любую критическую аэродинамическую нагрузку, и эффективная аэродинамическая поверхность крылышка может быть уменьшена.In this embodiment, the convergence angle, the allocated position of the
Claims (21)
и бортовой компьютер с регулирующим блоком;
причем крылышко (2) выполнено поворотным с возможностью развертывания и складывания крылышка относительно элемента (1) крыла, при этом угол между первой осью (7) поворота и главным направлением консоли (6) элемента (1) крыла, перпендикулярным продольному направлению фюзеляжа, отличается от 90°;
и дополнительно выполнено поворотным относительно элемента (1) крыла вокруг второй оси поворота, перпендикулярно первой,
а регулирующий блок выполнен с возможностью регулирования поворота крылышка (2) в зависимости от полетных данных и измеряемых параметров летательного аппарата.1. A control device for adaptively changing the aerodynamic characteristics of a wing element, comprising: a wing (2) attached to the wing element (1);
and an on-board computer with a control unit;
moreover, the wing (2) is rotatable with the possibility of deployment and folding of the wing relative to the element (1) of the wing, while the angle between the first axis (7) of rotation and the main direction of the console (6) of the element (1) of the wing perpendicular to the longitudinal direction of the fuselage 90 °;
and additionally made rotatable relative to the element (1) of the wing around the second axis of rotation, perpendicular to the first,
and the control unit is configured to control the rotation of the wing (2) depending on the flight data and the measured parameters of the aircraft.
используют крылышко (2), прикрепленное к элементу (1) крыла, которое поворачивают с возможностью развертывания и складывания крылышка (2) относительно элемента (1) крыла, при этом угол между осью (7) поворота и основным направлением консоли (6) элемента (1) крыла, перпендикулярным продольному направлению фюзеляжа отличается от 90°;
причем крылышко (2) дополнительно выполнено поворотным относительно элемента (1) крыла вокруг второй оси поворота, перпендикулярной первой оси (7), и
указанные повороты зависят от полетных данных и измеряемых параметров летательного аппарата.15. A method for adaptively controlling the aerodynamic characteristics of an element (1) of a wing, in which
use the wing (2) attached to the element (1) of the wing, which is rotated with the possibility of deployment and folding of the wing (2) relative to the element (1) of the wing, the angle between the axis of rotation (7) and the main direction of the console (6) of the element ( 1) wing perpendicular to the longitudinal direction of the fuselage is different from 90 °;
moreover, the wing (2) is additionally made rotatable relative to the element (1) of the wing around the second axis of rotation perpendicular to the first axis (7), and
These turns depend on the flight data and the measured parameters of the aircraft.
Applications Claiming Priority (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US68273605P | 2005-05-19 | 2005-05-19 | |
| DE102005023117 | 2005-05-19 | ||
| US60/682,736 | 2005-05-19 | ||
| DE102005023117.9 | 2005-05-19 | ||
| DE102005028688.7 | 2005-06-21 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007146618A RU2007146618A (en) | 2009-06-27 |
| RU2412863C2 true RU2412863C2 (en) | 2011-02-27 |
Family
ID=41026461
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007146618/11A RU2412863C2 (en) | 2005-05-19 | 2006-05-19 | Device and method of adaptive control over aerodynamic characteristics of wing element |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2412863C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2655571C1 (en) * | 2017-06-15 | 2018-05-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Wing tip (options) |
-
2006
- 2006-05-19 RU RU2007146618/11A patent/RU2412863C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2655571C1 (en) * | 2017-06-15 | 2018-05-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Wing tip (options) |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007146618A (en) | 2009-06-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8757555B2 (en) | Concept of a variable winglet for lateral load reduction for combined lateral and vertical load reduction, and for improving the performance of means of locomotion | |
| US20230227149A1 (en) | Adjustable lift modification wingtip | |
| US7578484B2 (en) | Link mechanisms for gapped rigid krueger flaps, and associated systems and methods | |
| EP1883577B1 (en) | Concept of a variable winglet for lateral load reduction for combined lateral and vertical load reduction, and for improving the performance of means of locomotion | |
| US7475848B2 (en) | Wing employing leading edge flaps and winglets to achieve improved aerodynamic performance | |
| US8226048B2 (en) | Link mechanisms, including Stephenson II link mechanisms for multi-position flaps and associated systems and methods | |
| US7954769B2 (en) | Deployable aerodynamic devices with reduced actuator loads, and related systems and methods | |
| US7424988B2 (en) | Use of aerodynamic forces to assist in the control and positioning of aircraft control surfaces and variable geometry systems | |
| US20180043985A1 (en) | Shape Adaptive Airfoil | |
| US7997538B2 (en) | Aerodynamic fan control effector | |
| US11225315B2 (en) | Aircraft wing tips | |
| CA3003031C (en) | Rotating devices for mitigation of adverse flow conditions in an ultra-short nacelle inlet | |
| US11084566B2 (en) | Passively actuated fluid foil | |
| US20050116116A1 (en) | Wing employing leading edge flaps and winglets to achieve improved aerodynamic performance | |
| EP2242685A1 (en) | Improved slat configuration for fixed-wing aircraft | |
| US20050045763A1 (en) | Aircraft lift device for low sonic boom | |
| US5398888A (en) | Skewed hinge control surface | |
| RU2412863C2 (en) | Device and method of adaptive control over aerodynamic characteristics of wing element | |
| US8646729B2 (en) | Deployable aerodynamic devices with reduced actuator loads | |
| US20240017818A1 (en) | Aircraft wing trailing edge device | |
| CN115973408A (en) | Cross-speed-domain variant aircraft | |
| GB2345894A (en) | A method of roll control for aeroplanes |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170520 |