RU2651959C1

RU2651959C1 - Feathering horizontal fins (krasnov-fluger)

Info

Publication number: RU2651959C1
Application number: RU2017103736A
Authority: RU
Inventors: Юрий Константинович Краснов
Original assignee: Юрий Константинович Краснов
Priority date: 2017-02-06
Filing date: 2017-02-06
Publication date: 2018-04-24

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Feathering horizontal fins (FHF) contains vane surface (1), hinged on the fuselage by beam (2). At the front end, with the help of hinge (5), servo shaft (4) is fixed, which is connected to traction (6) of the pitch control system by means of pull rod (7).

EFFECT: invention is aimed at reducing the area of the FHF by increasing its operational characteristics.

1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, более конкретно к летательным аппаратам тяжелее воздуха, и может быть использовано в конструкции самолетов и беспилотных летательных аппаратов любого (ЛА) назначения для повышения их эффективности.The invention relates to aircraft, and more particularly to aircraft heavier than air, and can be used in the construction of aircraft and unmanned aerial vehicles of any (LA) destination to increase their effectiveness.

Известно флюгерное горизонтальное оперение (ФГО), содержащее флюгерную поверхность и по крайней мере один серворуль, связанный с системой управления по тангажу (патент РФ №2243131).It is known vane horizontal plumage (FGO), containing a vane surface and at least one servo-wheel associated with the pitch control system (RF patent No. 2243131).

Наиболее близким аналогом является ФГО по патенту РФ №2410286. Оно содержит флюгерную поверхность и по крайней мере один серворуль, связанный с системой управления по тангажу. При этом серворуль размещен позади флюгерной поверхности.The closest analogue is the CSF according to the patent of the Russian Federation No. 2410286. It contains a weathervane surface and at least one servo steering wheel connected to the pitch control system. In this case, the servo wheel is located behind the vane surface.

Недостатком такого ФГО является следующее обстоятельство. Для того чтобы ФГО создало положительную подъемную силу, необходимо, чтобы серворуль создал отрицательную подъемную силу. Таким образом, результирующая подъемная сила оказывается меньше подъемной силы флюгерной поверхности. В результате это явление снижает эксплуатационные характеристики ФГО.The disadvantage of such a CSF is the following circumstance. In order for the CSF to create positive lift, it is necessary that the servo drive creates negative lift. Thus, the resulting lifting force is less than the lifting force of the vane surface. As a result, this phenomenon reduces the operational characteristics of the CSF.

Целью изобретения является повышение эксплуатационных характеристик ФГО.The aim of the invention is to improve the operational characteristics of the CSF.

Поставленная задача решается тем, что во флюгерном горизонтальном оперении, содержащем шарнирно связанную с фюзеляжем летательного аппарата флюгерную поверхность и по крайней мере один серворуль, связанный с системой управления по тангажу, серворуль связан с флюгерной поверхностью таким образом, что увеличение угла атаки серворуля приводит к увеличению угла атаки флюгерной поверхности; при этом связь серворуля с системой управления по тангажу обеспечивает изменение угла атаки серворуля не только от действия системы управления, но и в результате изменения направления встречного потока.The problem is solved in that in the horizontal vane tail unit, which has a vane surface pivotally connected to the aircraft fuselage and at least one servo-wheel connected to the pitch control system, the servo-wheel is connected to the vane surface so that an increase in the angle of attack of the servo-wheel leads to an increase angle of attack of the vane surface; at the same time, the communication of the servo wheel with the pitch control system provides a change in the angle of attack of the servo wheel not only from the action of the control system, but also as a result of a change in the direction of the oncoming flow.

В дальнейшем патентуемое изобретение поясняется конкретным примером его осуществления и прилагаемыми чертежами.In the future, the patented invention is illustrated by a specific example of its implementation and the accompanying drawings.

На фиг. 1 представлен пример осуществления изобретения.In FIG. 1 shows an example embodiment of the invention.

Устройство флюгерное горизонтальное оперение (ФГО) содержит флюгерную поверхность 1 (см. фиг. 1), жестко связанную с задней оконечностью балки 2. При этом балка 2 с помощью шарнира 3 размещена на фюзеляже (на чертеже не показан) по оси, перпендикулярной плоскости симметрии летательного аппарата. Серворуль 4 связан с балкой 2 посредством шарнира 5. При этом сочленяющие части шарнира 5 размещены на переднем конце балки 2 и передней части серворуля 4. Кроме того, серворуль 4 связан с тягой 6 системы управления по тангажу с помощью тяги 7 и шарниров 8 и 9. Размещенные на тяге 7 шарниры 8 и 9, должны находиться по одну сторону от базовой плоскости флюгерной поверхности 1.The device vane horizontal plumage (FSO) contains a vane surface 1 (see Fig. 1), rigidly connected with the rear end of the beam 2. Moreover, the beam 2 using the hinge 3 is placed on the fuselage (not shown) in an axis perpendicular to the plane of symmetry aircraft. The servo wheel 4 is connected to the beam 2 through the hinge 5. In this case, the articulating parts of the hinge 5 are placed on the front end of the beam 2 and the front of the servo wheel 4. In addition, the servo wheel 4 is connected to the rod 6 of the pitch control system using the rod 7 and hinges 8 and 9 Hinges 8 and 9 placed on the link 7 must be on one side of the base plane of the vane surface 1.

На фиг. 1 штриховыми линиями показано положение элементов ФГО после уменьшения угла атаки ЛА. Стрелки 10 и 11 показывают направление встречного потока воздуха относительно ФГО соответственно до и после уменьшения угла атаки ЛА на угол δ.In FIG. 1 dashed lines show the position of the CSF elements after reducing the angle of attack of the aircraft. Arrows 10 and 11 show the direction of the oncoming air flow relative to the CSF, respectively, before and after decreasing the angle of attack of the aircraft by angle δ.

Шарнир 3 размещен на расстоянии 10-20% средней аэродинамической хорды флюгерной поверхности 1 от фокуса по углу атаки системы поверхность 1 - серворуль 4. При этом он может оказаться как в пределах хорды флюгерной поверхности 1, так и впереди нее.The hinge 3 is located at a distance of 10-20% of the average aerodynamic chord of the vane surface 1 from the focus along the angle of attack of the system, the surface 1 is the servo wheel 4. Moreover, it can appear both within the chord of the vane surface 1 and in front of it.

ФГО работает следующим образом.CSF works as follows.

В результате действия аэродинамических сил на поверхность 1 и серворуль 4 флюгерная поверхность 1 самопроизвольно устанавливается под определенным углом атаки α к направлению встречного потока, отмеченного стрелкой 10. Для увеличения угла атаки самолета летчик смещает тягу 6 вперед, вследствие чего серворуль на шарнире 5 поворачивается по часовой стрелке и угол атаки серворуля 4 увеличивается. Это приводит к увеличению угла атаки флюгерной поверхности 1, т.е. к увеличению ее подъемной силы, следовательно, к увеличению подъемной силы всего ФГО.As a result of the action of aerodynamic forces on the surface 1 and the servo wheel 4, the vane surface 1 spontaneously sets at a certain angle of attack α to the direction of the oncoming flow indicated by arrow 10. To increase the angle of attack of the aircraft, the pilot shifts the thrust 6 forward, as a result of which the servo-wheel on the hinge 5 rotates clockwise arrow and angle of attack of servo 4 increases. This leads to an increase in the angle of attack of the vane surface 1, i.e. to increase its lifting force, therefore, to increase the lifting force of the entire CSF.

Флюгерные свойства ФГО, т.е. самопроизвольное ориентирование ФГО по потоку обеспечиваются размещением шарнира 3 впереди аэродинамического фокуса системы серворуль 4 - поверхность 1.Vane properties of FSO, i.e. spontaneous orientation of the CSF downstream is provided by placing the hinge 3 in front of the aerodynamic focus of the servo wheel 4 - surface 1 system.

Кроме управления по тангажу тяга 7 обеспечивает увеличение с нуля до необходимой величины производной по углу атаки ЛА коэффициента подъемной силы ФГО. При изменении направления встречного потока изменяется угол атаки серворуля 4 и ФГО самопроизвольно устанавливается уже под иным углом по отношению к потоку и создает иную подъемную силу. При этом величина указанной производной зависит от расстояния между шарнирами 8 и 5, а также от расстояния между шарнирами 3 и 9.In addition to the pitch control, the thrust 7 provides an increase from zero to the required derivative with respect to the angle of attack of the aircraft of the CSF lift coefficient. When the direction of the oncoming flow changes, the angle of attack of the servo wheel 4 changes and the CSF spontaneously sets already at a different angle with respect to the flow and creates a different lifting force. The magnitude of the specified derivative depends on the distance between the hinges 8 and 5, as well as on the distance between the hinges 3 and 9.

И серворуль, и флюгерная поверхность могут быть снабжены современными средствами механизации несущих поверхностей.Both the servo wheel and the vane surface can be equipped with modern means of mechanizing the bearing surfaces.

Технический результат. Изобретение повышает эксплуатационные свойства ФГО, в частности, не менее чем на 10% увеличивает подъемную силу ФГО, и это влечет за собой уменьшение общей несущей площади на ту же величину.The technical result. The invention improves the operational properties of the CSF, in particular, increases the CSF lift by no less than 10%, and this entails a decrease in the total bearing area by the same amount.

Claims

A horizontal vane tail unit comprising a vane surface pivotally connected to the aircraft fuselage and at least one servo wheel connected to the pitch control system, characterized in that the servo wheel is connected to the vane surface so that an increase in the angle of attack of the servo wheel leads to an increase in the angle of attack of the vane surface; at the same time, the communication of the servo wheel with the pitch control system provides a change in the angle of attack of the servo wheel not only from the action of the control system, but also as a result of a change in the direction of the oncoming flow.