RU2675304C1 - Аэродинамическая поверхность с рулем - Google Patents
Аэродинамическая поверхность с рулем Download PDFInfo
- Publication number
- RU2675304C1 RU2675304C1 RU2017144802A RU2017144802A RU2675304C1 RU 2675304 C1 RU2675304 C1 RU 2675304C1 RU 2017144802 A RU2017144802 A RU 2017144802A RU 2017144802 A RU2017144802 A RU 2017144802A RU 2675304 C1 RU2675304 C1 RU 2675304C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- steering wheel
- aerodynamic surface
- profile
- aerodynamic
- chord
- Prior art date
Links
- 238000009966 trimming Methods 0.000 claims description 7
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 9
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000003381 stabilizer Substances 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
- B64C9/02—Mounting or supporting thereof
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23C—MILLING
- B23C3/00—Milling particular work; Special milling operations; Machines therefor
- B23C3/12—Trimming or finishing edges, e.g. deburring welded corners
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Steering Devices For Bicycles And Motorcycles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к средствам управления полетом летательных аппаратов. Аэродинамическая поверхность снабжена рулем, имеющим осевую компенсацию. Профиль поперечного сечения аэродинамической поверхности на всем размахе или части ее размаха подрезан хотя бы с одной из сторон этого профиля непосредственно перед рулем. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления аэродинамической поверхности с неотклоненным рулем управления без уменьшения эффективности руля и увеличения шарнирных моментов при отклонении руля. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности, к органам управления полетом летательных аппаратов.
Основными параметрами рулей, используемых для управления полетом летательных аппаратов, являются эффективность, то есть способность создавать при своем отклонении управляющий момент относительно соответствующей оси координат, и шарнирный момент, то есть момент аэродинамических сил, действующих на руль относительно оси его вращения (см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с. 676 и 656). Увеличение эффективности рулей приводит к улучшению управляемости летательного аппарата, а уменьшение шарнирного момента к уменьшению веса конструкции и мощности бустеров рулей (бустер и бустерное управление - см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с. 124).
Важным параметром аэродинамических поверхностей является их аэродинамическое сопротивление (см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с. 527). Нарушение плавности обтекания из-за наличия щели между аэродинамической поверхностью и рулем приводит к увеличению сопротивления. Для таких аэродинамических поверхностей, снабженных рулями, как стабилизатор с рулем высоты и киль с рулем направления, щель, как правило, занимает значительную долю размаха или весь размах этих поверхностей. Для многих самолетов характерны продолжительные режимы полета с неотклоненными рулями. Поэтому, в первую очередь для увеличения экономичности полета, необходимо уменьшать сопротивление аэродинамических поверхностей с неотклоненными рулями.
Известна аэродинамическая поверхность с установленным в ее хвостовой части рулем управления, состоящим из одной подвижной поверхности, для уменьшения шарнирного момента которого используется осевая аэродинамическая компенсация, представляющая собой часть руля, расположенную впереди его оси вращения вдоль всего размаха руля (см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с. 490 и 76).
Недостатком такой аэродинамической поверхности, снабженной рулем, является наличие значительных областей застойного течения между аэродинамической поверхностью и рулем, что приводит к росту сопротивления.
Известна аэродинамическая поверхность с установленным в ее хвостовой части рулем управления со специальным видом осевой компенсации, так называемой конструктивной компенсацией, минимизирующей щель между аэродинамической поверхностью и рулем, что приводит к уменьшению сопротивления (см., Аэродинамика элементов летательных аппаратов. К.П. Петров. М., Машиностроение, 1985, с. 208, рис. 5.3 а).
Недостатком такой аэродинамической поверхности, снабженной рулем, являются повышенные шарнирные моменты руля.
Известна аэродинамическая поверхность с установленным в ее хвостовой части рулем управления, для уменьшения шарнирного момента которого используется внутренняя аэродинамическая компенсация, представляющая собой компенсирующую пластину, расположенную впереди оси вращения руля вдоль всего его размаха (см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с. 77). Компенсирующая пластина находится в полости внутри аэродинамической поверхности, что приводит к уменьшению сопротивления.
Недостатками данного технического решения являются сложность размещения внутри аэродинамической поверхности и меньшая эффективность внутренней компенсации как средства уменьшения шарнирного момента по сравнению с осевой аэродинамической компенсацией.
По техническим признакам прототипом предлагаемого устройства является аэродинамическая поверхность с установленным в ее хвостовой части рулем с осевой аэродинамической компенсацией (см. Аэродинамика элементов летательных аппаратов. К.П. Петров. М., Машиностроение, 1985, с. 208, рис. 5.3 б).
Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является уменьшение аэродинамического сопротивления аэродинамической поверхности с неотклоненным рулем управления при сохранении эффективности руля и небольших шарнирных моментов отклоненного руля.
Решение задачи и технический результат достигаются тем, что профиль поперечного сечения аэродинамической поверхности с рулем с осевой аэродинамической компенсацией, подрезан на всем размахе или части размаха аэродинамической поверхности в хвостовой части хотя бы с одной из сторон этого профиля, подрезка профиля выполнена на участке 5-10% от общей хорды профиля с рулем с глубиной подрезки 1-1.5% от общей хорды профиля с рулем, хорда осевой компенсации руля составляет 25-30% его хорды, максимальная толщина профиля аэродинамической поверхности составляет 10-15% от общей хорды профиля с рулем, профили аэродинамической поверхности и руля симметричны относительно линии хорды.
На фиг. 1 приведен профиль поперечного сечения хвостовой части аэродинамической поверхности с неотклоненным рулем с конструктивной компенсацией.
На фиг. 2 приведен профиль поперечного сечения хвостовой части аэродинамической поверхности с неотклоненным рулем с осевой аэродинамической компенсацией (прототип).
На фиг. 3 приведен подрезанный с двух сторон профиль поперечного сечения предлагаемой аэродинамической поверхности с неотклоненным рулем с осевой аэродинамической компенсацией.
На фиг. 4 приведен подрезанный с одной стороны профиль поперечного сечения предлагаемой аэродинамической поверхности с неотклоненным рулем с осевой аэродинамической компенсацией.
В первом варианте исполнения профиль аэродинамической поверхности подрезан с двух его сторон. Во втором варианте исполнения, если по каким-либо причинам подрезка профиля аэродинамической поверхности с двух сторон невозможна, профиль подрезают с одной стороны.
Аэродинамическая поверхность 1 снабжена рулем 2, имеющим ось вращения 3. Руль имеет осевую компенсацию 4 (фиг. 2). Участки 5 профиля аэродинамической поверхности перед рулем подрезаны вблизи кромок 6 профиля прототипа, показанного пунктирными линиями (фиг. 3, 4). Участки подрезки профиля 5 имеют продольный размер 7, поперечный - 8 и плавно сопряжены спереди с профилем прототипа (фиг. 3, 4).
Глубина подрезки профиля перед рулем должна подбираться таким образом, чтобы при обтекании аэродинамической поверхности с не отклоненным рулем потоком, набегающим вдоль хорды аэродинамической поверхности, подрезка не вызывала отрыва потока на ней до самых кромок аэродинамической поверхности, или же отрыв вблизи кромок был минимален. В результате уменьшается область застойного течения между аэродинамической поверхностью и рулем, давление в ней увеличивается, а толщина пограничного слоя в хвостовой части руля уменьшается. Это приводит к уменьшению аэродинамического сопротивления.
Расчетные исследования обтекания симметричного профиля аэродинамической поверхности с установленным позади нее рулем с осевой компенсацией, хорда которой составляет 25-30% хорды руля, показали уменьшение сопротивления при набегании потока вдоль оси симметрии достигающее 8-15% в результате подрезки профиля с обеих его сторон в продольном направлении на 5-10% общей хорды профиля с неотклоненным рулем и в поперечном - на 1-1.5% при максимальной толщине самого профиля 10-15%. При этом приращение сопротивления профиля аэродинамической поверхности, снабженной рулем, при использовании осевой компенсации руля вместо конструктивной уменьшилось в несколько раз, когда осевая компенсация руля применялась совместно с двусторонней подрезкой профиля аэродинамической поверхности.
Расчетные исследования при отклонении руля показали некоторое увеличение коэффициента его эффективности и уменьшение шарнирного момента при подрезке аэродинамической поверхности перед рулем.
Claims (5)
1. Аэродинамическая поверхность с рулем с осевой аэродинамической компенсацией, отличающаяся тем, что профиль поперечного сечения аэродинамической поверхности на всем ее размахе или части размаха подрезан в хвостовой части хотя бы с одной из сторон этого профиля.
2. Аэродинамическая поверхность по п. 1, отличающаяся тем, что подрезка профиля выполнена на участке 5-10% от общей хорды профиля с рулем с глубиной подрезки 1-1.5% от общей хорды профиля с рулем.
3. Аэродинамическая поверхность по п. 1, отличающаяся тем, что хорда осевой компенсации руля составляет 25-30% его хорды.
4. Аэродинамическая поверхность по п. 1, отличающаяся тем, что максимальная толщина профиля аэродинамической поверхности составляет 10-15% от общей хорды профиля с рулем.
5. Аэродинамическая поверхность по п. 1, отличающаяся тем, что профили ее и руля симметричны относительно линии хорды.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017144802A RU2675304C1 (ru) | 2017-12-20 | 2017-12-20 | Аэродинамическая поверхность с рулем |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017144802A RU2675304C1 (ru) | 2017-12-20 | 2017-12-20 | Аэродинамическая поверхность с рулем |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2675304C1 true RU2675304C1 (ru) | 2018-12-18 |
Family
ID=64753381
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017144802A RU2675304C1 (ru) | 2017-12-20 | 2017-12-20 | Аэродинамическая поверхность с рулем |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2675304C1 (ru) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0478697A (ja) * | 1990-07-17 | 1992-03-12 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機の翼 |
RU2116222C1 (ru) * | 1997-06-05 | 1998-07-27 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Руль управления с осевой компенсацией |
UA73678C2 (en) * | 2004-02-18 | 2005-08-15 | Planeta Res Technical Company | Elevator |
-
2017
- 2017-12-20 RU RU2017144802A patent/RU2675304C1/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0478697A (ja) * | 1990-07-17 | 1992-03-12 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機の翼 |
RU2116222C1 (ru) * | 1997-06-05 | 1998-07-27 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Руль управления с осевой компенсацией |
UA73678C2 (en) * | 2004-02-18 | 2005-08-15 | Planeta Res Technical Company | Elevator |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2371705B1 (en) | Horizontal stabilising surface of an aircraft | |
CA2974992C (en) | Airframe-integrated propeller-driven propulsion systems | |
US20110095128A1 (en) | Aircraft with at least two rudder units in a non central arrangement | |
CA2918779A1 (en) | Tailplane with positive camber | |
RU2675304C1 (ru) | Аэродинамическая поверхность с рулем | |
EP3181444B1 (en) | A control surface for an aircraft | |
US2459009A (en) | Aircraft body and wing arrangement | |
US9718534B2 (en) | Aircraft lifting surface with variable sweep distribution along the span | |
US1786644A (en) | Screw propeller | |
US20140103159A1 (en) | Tunnel wing system for lift, altitude flight, and ground effect flight | |
RU2637150C1 (ru) | Аэродинамический руль | |
US20140119934A1 (en) | Rotating circular airfoil and propeller system | |
RU2593178C1 (ru) | Аэродинамический руль | |
RU210562U9 (ru) | Орган управления полетом летательного аппарата | |
RU210562U1 (ru) | Орган управления полетом летательного аппарата | |
RU2702480C2 (ru) | Поверхность управления | |
US8474747B2 (en) | Pivoting stabilising surface for aircraft | |
RU2672153C1 (ru) | Орган управления полетом летательного аппарата | |
RU2651959C1 (ru) | Флюгерное горизонтальное оперение (краснов-флюгер) | |
JP2016032952A5 (ru) | ||
US2608365A (en) | Aircraft control surface | |
JPH0478793A (ja) | 航空機 | |
RU2477242C2 (ru) | Аэродинамический гребень на роговой компенсации | |
TWI627102B (zh) | 升力產生體 | |
JP2018149890A (ja) | モーフィング翼及び航空機 |