RU2651959C1 - Feathering horizontal fins (krasnov-fluger) - Google Patents
Feathering horizontal fins (krasnov-fluger) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2651959C1 RU2651959C1 RU2017103736A RU2017103736A RU2651959C1 RU 2651959 C1 RU2651959 C1 RU 2651959C1 RU 2017103736 A RU2017103736 A RU 2017103736A RU 2017103736 A RU2017103736 A RU 2017103736A RU 2651959 C1 RU2651959 C1 RU 2651959C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- servo
- angle
- attack
- wheel
- control system
- Prior art date
Links
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/10—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders one surface adjusted by movement of another, e.g. servo tabs
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/10—Stabilising surfaces adjustable
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
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
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.
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
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
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 -
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 (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017103736A RU2651959C1 (en) | 2017-02-06 | 2017-02-06 | Feathering horizontal fins (krasnov-fluger) |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017103736A RU2651959C1 (en) | 2017-02-06 | 2017-02-06 | Feathering horizontal fins (krasnov-fluger) |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2651959C1 true RU2651959C1 (en) | 2018-04-24 |
Family
ID=62045752
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017103736A RU2651959C1 (en) | 2017-02-06 | 2017-02-06 | Feathering horizontal fins (krasnov-fluger) |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2651959C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4124180A (en) * | 1977-09-08 | 1978-11-07 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Free wing assembly for an aircraft |
EA008818B1 (en) * | 2006-03-28 | 2007-08-31 | Алексей Николаевич Юрконенко | Airial vehicle of vane canard type |
WO2008123789A1 (en) * | 2007-04-06 | 2008-10-16 | Kiryushin, Oleg Gerol'dovich | Feathering control surface |
RU2410286C2 (en) * | 2007-03-01 | 2011-01-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Canard control (versions) |
-
2017
- 2017-02-06 RU RU2017103736A patent/RU2651959C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4124180A (en) * | 1977-09-08 | 1978-11-07 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Free wing assembly for an aircraft |
EA008818B1 (en) * | 2006-03-28 | 2007-08-31 | Алексей Николаевич Юрконенко | Airial vehicle of vane canard type |
RU2410286C2 (en) * | 2007-03-01 | 2011-01-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Canard control (versions) |
WO2008123789A1 (en) * | 2007-04-06 | 2008-10-16 | Kiryushin, Oleg Gerol'dovich | Feathering control surface |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2631728C1 (en) | Combined aircraft equipped with moment compensation device and method for forming additional rotation moment for mentioned aircraft | |
US10329010B2 (en) | Aircraft wing comprising a controllable-attack wing tip | |
RU2539308C2 (en) | Aircraft horizontal stabiliser surface | |
JP2013212834A (en) | Performance-enhancing winglet system and method therefor | |
US10625847B2 (en) | Split winglet | |
US9884686B2 (en) | Aircraft including an engine attachment with a control surface | |
KR20120037353A (en) | Aircraft having a variable geometry | |
US11084566B2 (en) | Passively actuated fluid foil | |
ES2644063T3 (en) | Device and method to increase the aerodynamic elevation of an airplane | |
US4381091A (en) | Control-effect enhancement of tiltable aircraft stabilizing member | |
RU2651959C1 (en) | Feathering horizontal fins (krasnov-fluger) | |
US20120048995A1 (en) | Method For Enhancing The Aerodynamic Efficiency Of The Vertical Tail Of An Aircraft | |
WO2016175676A1 (en) | Aircraft with canard configuration | |
RU2637149C1 (en) | Spiroid winglet | |
US10427779B2 (en) | Aircraft wing with an adaptive shock control bump | |
RU2710955C1 (en) | Ignoring turbulence aircraft and aircraft attack angle change sensor | |
RU2594321C1 (en) | Aerodynamic profile of bearing surface of aircraft | |
JP2024516181A (en) | Vertical take-off aircraft | |
US20180305019A1 (en) | Fixed-wing aircraft with increased static stability | |
RU2609620C1 (en) | Aircraft with feathered horizontal tail | |
US8474747B2 (en) | Pivoting stabilising surface for aircraft | |
US1988148A (en) | Aileron and flap combination | |
RU2609644C1 (en) | Aircraft of feathered canard arrangement (krasnov-canard) | |
RU2645322C1 (en) | Guided projectile | |
US20190308722A1 (en) | Tail rotor housing |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190207 |