RU2469910C2 - Воздушный тормоз для самолетов - Google Patents
Воздушный тормоз для самолетов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2469910C2 RU2469910C2 RU2011111583/11A RU2011111583A RU2469910C2 RU 2469910 C2 RU2469910 C2 RU 2469910C2 RU 2011111583/11 A RU2011111583/11 A RU 2011111583/11A RU 2011111583 A RU2011111583 A RU 2011111583A RU 2469910 C2 RU2469910 C2 RU 2469910C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air brake
- air
- flap
- protrusion
- brake
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/32—Air braking surfaces
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Braking Arrangements (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Retarders (AREA)
Abstract
Изобретение относится к воздушному тормозу для самолета, который имеет заслонку (1), выполненную с возможностью выдвижения в поток воздуха для увеличения аэродинамического сопротивления. На верхней стороне заслонки (1) с одной стороны относительно срединной линии (М) заслонки установлен выступ (4) так, что выступ во втянутом состоянии заслонки (1) простирается вдоль направления потока воздуха. Изобретение направлено на предотвращение резонанса. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Изобретение относится к воздушному (аэродинамическому) тормозу для самолетов согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения.
Воздушный тормоз (англ. speed brake) - это выдвигаемая в воздушный поток заслонка на транспортном средстве, которая повышает аэродинамическое сопротивление воздуха и, тем самым, служит тормозом. Вызываемое воздушным тормозом повышение сопротивления может происходить за счет увеличения торцевой поверхности или за счет повышения коэффициента cw. За счет этого увеличивается индуктивное сопротивление. Поскольку за воздушными тормозами ламинарный поток на несущей поверхности обрывается, то к тому же снижается и подъемная сила.
Воздушные тормоза используются в самолетах для снижения скорости полета (при более высоком угле установки), увеличения скорости снижения или для уменьшения участка послепосадочного пробега при посадке. На военных самолетах воздушный тормоз используется также для тактических маневров (например, маневр «кобра») или для снижения скорости при пикировании (тормоз для пике).
Тормозные щитки в самолетах либо механически, либо гидравлически выдвигаются из верхней или нижней части несущих поверхностей, в том числе и по обеим сторонам. Особенно в боевых самолетах также встречаются тормозные щитки, которые выдвигаются из днища фюзеляжа или боковых стенок фюзеляжа. Сама заслонка обычно имеет выпуклую форму и приведена в соответствие с контуром фюзеляжа. На фиг.1 схематически показан вид сбоку на военный самолет F. В области несущей поверхности Т находится воздушный тормоз в виде выдвижной заслонки 1. Во втянутом состоянии заслонка 1 принимает наружный контур самолета F.
Проблема заключается в том, что за тормозной заслонкой образуются сильные вихревые движения воздуха, также известные как вихревая дорожка Кармана (фиг.2). За расположенным поперек потока цилиндром 1а можно распознать противоположно вращающиеся вихри 2, которые попеременно отходят от одной и от другой стороны тела 1а. Аналогичным образом поток ведет себя и за воздушным тормозом 1, как схематически показано на фиг.3.
Эти вихри 2 приводят к колебаниям («вибрациям») давления, которые могут привести к вибрациям как самого воздушного тормоза, но также и, прежде всего, расположенных за ним поверхностей самолета, и, тем самым, значительно снизить его прочность или даже разрушить в короткие сроки, если колебание давления в узком диапазоне войдет в резонанс с конструктивной деталью. Схематически на фиг.3 это переменно воздействующее давление на рис.3 показано на находящемся за воздушным тормозом 1 вертикальном оперении 3.
Задача изобретения заключается в разработке воздушного тормоза такого рода, с помощью которого можно снизить или же предотвратить такие колебания давления.
Эта задача решена посредством воздушного тормоза согласно признакам пункта 1 формулы изобретения. Предпочтительные варианты осуществления изобретения являются предметом зависимых пунктов формулы.
Предлагаемый воздушный тормоз для самолетов в виде выдвигаемой в поток воздуха заслонки для увеличения аэродинамического сопротивления воздуха отличается тем, что на верхней стороне заслонки с одной стороны относительно срединной линии заслонки выполнен выступ таким образом, что выступ во втянутом состоянии заслонки простирается вдоль направления потока воздуха.
В выдвинутом состоянии предлагаемый выступ изменяет обтекание вихрей с одной стороны и, тем самым, предотвращает симметричное и попеременное отхождение одинаковых вихрей. Это уменьшает амплитуду колебаний давлений за заслонкой и снижает опасность резонанса.
Поэтому основная идея изобретения заключается в том, чтобы изменить заслонку с ее обращенной к потоку стороны для того, чтобы поток воздуха через заслонку в дальнейшем проходил не симметрично, как в уровне техники, а асимметрично, за счет чего достигается желаемый эффект ассиметричного образования вихрей за заслонкой.
Известное из уровня техники негативное действие воздушного тормоза с помощью изобретения снижается, в результате чего прочность расположенных за ним конструктивных деталей самолета улучшается, и воздушный тормоз может отклоняться под большим углом относительно потока. Предлагаемый выступ не влияет ни на летно-технические характеристики, ни на прочность воздушного тормоза.
Изобретение и предпочтительные варианты осуществления поясняются подробнее на примере чертежей. На чертежах показаны:
фиг.1 - схематическое изображение самолета с воздушным тормозом, вид сбоку,
фиг.2 - схематическое изображение образования вихрей в потоке за цилиндром,
фиг.3 - схематическое изображение образования вихрей в потоке за воздушным тормозом,
фиг.4 - первый вариант осуществления предлагаемого воздушного тормоза,
фиг.5 - второй вариант осуществления предлагаемого воздушного тормоза,
фиг.6 - третий вариант осуществления предлагаемого воздушного тормоза,
фиг.7 - четвертый вариант осуществления предлагаемого воздушного тормоза,
На фиг.4 показана первая форма осуществления предлагаемого воздушного тормоза. С правой стороны показан вид сверху на воздушный тормоз 1, а с левой стороны - воздушный тормоз в разрезе А-А. На верхней стороне воздушного тормоза 1 предлагаемый выступ 4 расположен с одной стороны относительно срединной линии М. В этой форме осуществления выступ 4 является ребром, которое также можно назвать ребром жесткости или аэродинамическим гребнем. Выступ 4 может простираться по всей длине L воздушного тормоза 1. Кроме того, выступ 4 может быть выполнен непрерывно или иметь прерывания. На фиг.4 выступ 4 расположен на воздушном тормозе параллельно нормали к поверхности.
На фиг.5 во второй форме осуществления предлагаемого воздушного тормоза выступ 4 расположен под углом , с менее 90° относительно поверхности воздушного тормоза 1.
На фиг.6 выступ 4 в третьей форме осуществления предлагаемого воздушного тормоза выполнен в виде продольного наплыва (буртика).
На фиг.7 выступ 4 в третьей форме осуществления предлагаемого воздушного тормоза выполнен в виде расположенного с одной стороны от срединной линии М утолщения профиля воздушного тормоза. За счет этого профилю воздушного тормоза 1 придается асимметричная форма, благодаря чему воздушный поток больше не может протекать симметрично вокруг воздушного тормоза 1, что приводит к тому, что за воздушным тормозом 1 больше не могут образовываться противонаправленные вихри, как показано на фиг.2 и 3.
Claims (3)
1. Воздушный тормоз для самолетов в форме выполненной с возможностью выдвижения в поток воздуха заслонки (1) для увеличения аэродинамического сопротивления воздуха, отличающийся тем, что на верхней стороне заслонки (1) с одной стороны относительно срединной линии (М) заслонки установлен выступ (4) так, что выступ во втянутом состоянии заслонки (1) простирается вдоль направления потока воздуха.
2. Воздушный тормоз по п.1, отличающийся тем, что выступ (4) является продольным ребром или имеющим продольную форму наплывом.
3. Воздушный тормоз по п.1, отличающийся тем, что выступ (4) представляет собой профильное утолщение заслонки (1).
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102008044677A DE102008044677B4 (de) | 2008-08-28 | 2008-08-28 | Luftbremse für Flugzeuge |
DE102008044677.7 | 2008-08-28 | ||
PCT/DE2009/001196 WO2010022710A2 (de) | 2008-08-28 | 2009-08-26 | Luftbremse für flugzeuge |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011111583A RU2011111583A (ru) | 2012-10-10 |
RU2469910C2 true RU2469910C2 (ru) | 2012-12-20 |
Family
ID=41605936
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011111583/11A RU2469910C2 (ru) | 2008-08-28 | 2009-08-26 | Воздушный тормоз для самолетов |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8640989B2 (ru) |
EP (1) | EP2331400B1 (ru) |
AT (1) | ATE549240T1 (ru) |
BR (1) | BRPI0917709A2 (ru) |
DE (1) | DE102008044677B4 (ru) |
RU (1) | RU2469910C2 (ru) |
WO (1) | WO2010022710A2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2797974C1 (ru) * | 2022-08-03 | 2023-06-13 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Аэродинамический тормоз |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9646505B2 (en) | 2014-12-23 | 2017-05-09 | Ge Aviation Systems Llc | Method of automatically controlling the descent phase of an aircraft using aircraft avionics executing a descent algorithm |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2215032A1 (de) * | 1972-03-28 | 1973-10-11 | Dynamit Nobel Ag | Flug- oder tauchkoerper mit widerstandsbremse |
GB2051706A (en) * | 1979-06-19 | 1981-01-21 | British Aerospace | Aircraft wings |
RU2184682C1 (ru) * | 2001-01-31 | 2002-07-10 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | Тормозной щиток летательного аппарата |
EP1008515B1 (de) * | 1998-12-11 | 2005-01-19 | Fischer Advanced Composite Components AG | Spoiler für Tragflächen |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE658470C (de) * | 1935-01-19 | 1938-04-01 | Henri Lumiere | Tragfluegel mit senkrecht nach unten herausklappbaren Hilfsfluegeln |
US3067971A (en) * | 1959-10-01 | 1962-12-11 | North American Aviation Inc | Super drag flap |
US3184186A (en) * | 1962-09-20 | 1965-05-18 | Shin Mitsubishi Jukogyo Kk | Spoiler |
US3743219A (en) * | 1971-06-30 | 1973-07-03 | Boeing Co | High lift leading edge device |
US4427168A (en) * | 1981-09-29 | 1984-01-24 | The Boeing Company | Variable camber leading edge mechanism with Krueger flap |
US4553721A (en) * | 1983-08-05 | 1985-11-19 | Lockheed Corporation | Spoiler device for attachment to a leading edge slat |
US4717097A (en) * | 1986-03-03 | 1988-01-05 | The Boeing Company | Aircraft wings with aileron-supported ground speed spoilers and trailing edge flaps |
US5681013A (en) * | 1995-12-26 | 1997-10-28 | The Boeing Company | Vortex leading edge flap assembly for supersonic airplanes |
DE10156733B4 (de) * | 2001-11-19 | 2006-04-20 | Eads Deutschland Gmbh | Aerodynamisches Profil mit verstellbarer Klappe |
FR2859976B1 (fr) * | 2003-09-22 | 2006-12-08 | Airbus France | Aile d'aeronef comportant au moins un volet deporteur et volet deporteur pour ladite aile |
US7578484B2 (en) * | 2006-06-14 | 2009-08-25 | The Boeing Company | Link mechanisms for gapped rigid krueger flaps, and associated systems and methods |
US7946535B2 (en) * | 2006-10-18 | 2011-05-24 | Aerion Corporation | Highly efficient supersonic laminar flow wing |
-
2008
- 2008-08-28 DE DE102008044677A patent/DE102008044677B4/de active Active
-
2009
- 2009-08-26 WO PCT/DE2009/001196 patent/WO2010022710A2/de active Application Filing
- 2009-08-26 US US13/060,927 patent/US8640989B2/en active Active
- 2009-08-26 BR BRPI0917709A patent/BRPI0917709A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2009-08-26 AT AT09764697T patent/ATE549240T1/de active
- 2009-08-26 EP EP09764697A patent/EP2331400B1/de active Active
- 2009-08-26 RU RU2011111583/11A patent/RU2469910C2/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2215032A1 (de) * | 1972-03-28 | 1973-10-11 | Dynamit Nobel Ag | Flug- oder tauchkoerper mit widerstandsbremse |
GB2051706A (en) * | 1979-06-19 | 1981-01-21 | British Aerospace | Aircraft wings |
EP1008515B1 (de) * | 1998-12-11 | 2005-01-19 | Fischer Advanced Composite Components AG | Spoiler für Tragflächen |
RU2184682C1 (ru) * | 2001-01-31 | 2002-07-10 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | Тормозной щиток летательного аппарата |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2797974C1 (ru) * | 2022-08-03 | 2023-06-13 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Аэродинамический тормоз |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2010022710A3 (de) | 2010-10-07 |
WO2010022710A2 (de) | 2010-03-04 |
DE102008044677B4 (de) | 2012-03-22 |
US8640989B2 (en) | 2014-02-04 |
US20110215197A1 (en) | 2011-09-08 |
RU2011111583A (ru) | 2012-10-10 |
ATE549240T1 (de) | 2012-03-15 |
EP2331400B1 (de) | 2012-03-14 |
EP2331400A2 (de) | 2011-06-15 |
BRPI0917709A2 (pt) | 2016-02-16 |
DE102008044677A1 (de) | 2010-03-04 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2494008C2 (ru) | Высокоэффективное сверхзвуковое крыло с ламинарным потоком | |
US10384766B2 (en) | Aircraft wing roughness strip and method | |
RU2611857C2 (ru) | Поверхность хвостового оперения летательного аппарата с секцией передней кромки волнистой формы | |
CN102282070B (zh) | 飞机水平稳定器 | |
JP5980919B2 (ja) | 翼の翼端装置およびそのような翼端装置を有する翼 | |
US20150217851A1 (en) | Wing configuration | |
RU2503587C2 (ru) | Конструкция выступа для изменения структуры скачка уплотнения | |
US20110260008A1 (en) | Fluid flow control device for an aerofoil | |
US9027883B2 (en) | Aircraft fairing | |
ITMI20130088U1 (it) | Aeromobile avente una configurazione alare a lambda | |
US20170233065A1 (en) | Curved wingtip for aircraft | |
US9440729B2 (en) | High-lift-device, wing, and noise reduction device for high-lift-device | |
EP2604516A2 (en) | Minimally intrusive wingtip vortex wake mitigation using microvane arrays | |
RU2469910C2 (ru) | Воздушный тормоз для самолетов | |
KR101222466B1 (ko) | 잠입형 흡입관, 그 형성방법 및 이를 구비하는 비행체 | |
EP3279082A1 (en) | Aircraft having supporting fuselage | |
CN112124561B (zh) | 用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构及飞行器 | |
US9718534B2 (en) | Aircraft lifting surface with variable sweep distribution along the span | |
CN113165730B (zh) | 用于折叠式翼梢的整流罩 | |
CN111247068A (zh) | 飞机挂架整流罩 | |
EP3750796B1 (en) | Wing assembly with slats and aircraft | |
CN110072773B (zh) | 飞机缝翼 | |
CN111003143B (zh) | 飞机的机翼及包括该机翼的飞机 | |
EP3348470B1 (en) | Airplane or vehicle with configuration of a t junction of a flow obstacle on a wall bounding a flow | |
RU2613747C2 (ru) | Сверхзвуковой летательный аппарат. |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |