RU2684206C1 - Three-slot aircraft flap of the short take-off and landing - Google Patents

Three-slot aircraft flap of the short take-off and landing Download PDF

Info

Publication number
RU2684206C1
RU2684206C1 RU2017145886A RU2017145886A RU2684206C1 RU 2684206 C1 RU2684206 C1 RU 2684206C1 RU 2017145886 A RU2017145886 A RU 2017145886A RU 2017145886 A RU2017145886 A RU 2017145886A RU 2684206 C1 RU2684206 C1 RU 2684206C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flap
link
shoulder
folding
deflector
Prior art date
Application number
RU2017145886A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Константинович Кириакиди
Максим Алексеевич Тещин
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет" filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет"
Priority to RU2017145886A priority Critical patent/RU2684206C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2684206C1 publication Critical patent/RU2684206C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B64C9/20—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by multiple flaps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/44—Varying camber
    • B64C3/50—Varying camber by leading or trailing edge flaps
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Vehicle Cleaning, Maintenance, Repair, Refitting, And Outriggers (AREA)

Abstract

FIELD: aircrafts.SUBSTANCE: invention relates to the mechanization of short take-off and landing aircraft wing. Three-slot flap of the short take-off and landing aircraft wing contains the main link with the deflector, carriages with support rollers, the guide rails of the flap movement, and the mechanisms of retraction-extension. It includes a moving nasal link. In the lower part of the main flap link, movable panels are movably mounted along guides, to which folding control rods with external levers are pivotally fixed, one shoulder connected to the panels, and the other shoulder – with the main link flap. Outer is connected lever through the intermediate rod with another outer lever of the folding thrust of the nose link. Folding thrust with one shoulder attached to the movable nose flap link, and the other shoulder – to deflector thereof. Internal lever is connected through the swivel rod with the mechanism of retraction-extension.EFFECT: invention is aimed at improving the efficiency of the short take-off and landing aircraft wing flap.1 cl, 12 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к средствам механизации крыла самолета короткого взлета и посадки, и может быть использовано в конструкции создаваемых самолетов.The invention relates to aircraft, in particular to means of mechanization of the wing of a short take-off and landing aircraft, and can be used in the construction of aircraft.

Известна конструкция крыла с однощелевым закрылком, установленным на поворотных качалках, жестко соединенных с закрылком и установленных на кронштейнах навески механизацииA known wing design with a single-slot flap mounted on rotary rockers, rigidly connected to the flap and mounted on the brackets of the linkage mechanization

(Житомирский Г.И. «Конструкция самолетов». М.: Машиностроение, 1991, с. 134, рис. 4.5 (ж)).(Zhitomirsky G.I. “Aircraft Design”. M.: Mechanical Engineering, 1991, p. 134, Fig. 4.5 (g)).

Недостатком данной конструкции является невысокая эффективность самого закрылка, обеспечивающего вполне определенное приращение подъемной силы, зависящее от приращения площади и кривизны крыла, получаемой при отклонении закрылка конкретной хорды.The disadvantage of this design is the low efficiency of the flap itself, which provides a well-defined increment of lift, depending on the increment of the area and curvature of the wing obtained by deflecting the flap of a particular chord.

Известна конструкция двухщелевого закрылка (Патент RU 2187445 С1, 20.08.2002) с системой установки на крыле и уборки - выпуска во взлетно-посадочное положение.The design of a double-slotted flap is known (Patent RU 2187445 C1, 08/20/2002) with a wing mounting system and a cleaning-release system in the take-off and landing position.

Недостатком данного технического решения является относительно невысокая эффективность, зависящая от конкретных параметров звеньев закрылка, параметров аэродинамической щели, величины приращения площади крыла (при выпуске закрылка) и угла установки во взлетно-посадочном положении.The disadvantage of this technical solution is the relatively low efficiency, depending on the specific parameters of the flap links, aerodynamic gap parameters, the increment of the wing area (when the flap is released) and the installation angle in the take-off and landing position.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является крыло с закрылком Фаулера, установленным посредством кареток и роликов на рельсах, обеспечивающих значительный выход закрылка в поток, существенно увеличивая подъемную силу за счет увеличения площади и кривизны крыла (Житомирский Г.И. «Конструкция самолетов». М.: Машиностроение, 1991, с. 133, рис. 4.4 (б)).The closest in technical essence to the claimed object is a wing with a Fowler flap installed by means of carriages and rollers on rails, providing a significant exit of the flap into the stream, significantly increasing lift by increasing the area and curvature of the wing (Zhitomirsky G.I. “Aircraft Design” M.: Mechanical Engineering, 1991, p. 133, Fig. 4.4 (b)).

Недостатком данной конструкции является невысокая жесткость хвостовой части крыла, обусловленная размещением закрылка Фаулера, и ограниченная параметрами аэродинамической щели эффективность.The disadvantage of this design is the low stiffness of the tail of the wing, due to the placement of the Fowler flap, and limited efficiency aerodynamic gap parameters.

Изобретение направлено на повышение эффективности закрылка крыла самолета короткого взлета и посадки.The invention is aimed at improving the efficiency of the wing flap of a short take-off and landing aircraft.

Это достигается тем, что закрылок включает подвижное носовое звено, причем в нижней части основного звена закрылка по направляющим подвижно установлены жесткие панели, к которым шарнирно закреплены складывающиеся тяги управления с рычагами, одним плечом соединенные с панелью, а другим - с основным звеном закрылка, при этом рычаг, через промежуточную тягу, связан с наружным рычагом складывающейся тяги носового звена, которая одним плечом закреплена к носовому звену закрылка, а другим - к дефлектору, причем ее внутренний рычаг, через поворотную тягу, связан с механизмом уборки - выпуска.This is achieved by the fact that the flap includes a movable nose link, and in the lower part of the main link of the flap, rigid panels are movably mounted on the guides, to which folding control rods with levers are pivotally attached, with one arm connected to the panel and the other with the main flap link, this lever, through the intermediate link, is connected with the outer lever of the folding thrust of the nose link, which is fixed with one shoulder to the nose link of the flap, and the other - to the deflector, and its internal lever, through rotation hydrochloric cravings associated with cleaning mechanism - release.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображено крыло при виде сверху на крейсерском режиме полета; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1 (закрылок убран); на фиг. 3 - сечение А-А на фиг. 1 (закрылок выпущен); на фиг. 4 - сечение Б-Б на фиг. 1 (закрылок выпущен); на фиг. 5 - сечение В-В на фиг. 1 (закрылок убран); на фиг. 6 - сечение В-В на фиг. 1 (закрылок выпущен); на фиг. 7 - сечение Г-Г на фиг. 6; на фиг. 8 -сечение Д-Д на фиг. 6; на фиг. 9 - сечение Г1-Г1 на фиг. 6; на фиг. 10 - узел Е (элементы кинематики многощелевого закрылка в убранном положении) на фиг. 5; на фиг. 11 - узел Е1 (соединение винтового механизма через поворотную тягу со складывающейся и промежуточной тягами) на фиг. 10; на фиг. 12 - узел Ж(элементы кинематики многощелевого закрылка в выпущенном положении) на фиг. 6.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a wing viewed from above in cruise flight mode; in FIG. 2 is a section AA in FIG. 1 (flap removed); in FIG. 3 is a section AA in FIG. 1 (flap released); in FIG. 4 is a section BB in FIG. 1 (flap released); in FIG. 5 is a cross-section BB in FIG. 1 (flap removed); in FIG. 6 is a section BB in FIG. 1 (flap released); in FIG. 7 is a section GG in FIG. 6; in FIG. 8 is a cross-section DD in FIG. 6; in FIG. 9 is a cross-section G 1 -G 1 in FIG. 6; in FIG. 10 - node E (kinematics of the multi-slit flap in the retracted position) in FIG. 5; in FIG. 11 - node E 1 (connection of a screw mechanism through a rotary rod with folding and intermediate rods) in FIG. 10; in FIG. 12 - unit G (kinematics of the multi-slit flap in the released position) in FIG. 6.

Закрылок 1 крыла 2 самолета короткого взлета и посадки состоит из основного звена 3, дефлектора 4 и подвижного носового звена 5. Винтовой механизм 6 уборки - выпуска закрылка 1 через поворотную тягу 7 соединен подвижно с внутренним рычагом 8 складывающейся тяги 9 носового звена 5, которая шарнирно нижним плечом соединена с дефлектором 4, а верхним - с носовым звеном 5. При этом наружный рычаг 10 складывающейся тяги 9 через промежуточную тягу 11 шарнирно связан с наружным рычагом 12 верхнего плеча складывающейся тяги 13 управления подвижной панелью 14, которая установлена по направляющим в нижней части основного звена 3 закрылка 1 посредством вертикальных верхних роликов 15 и нижних 16, а также горизонтальных роликов 17. Закрылок 1 установлен подвижно по рельсам 18 при помощи передних кареток 19 (жестко связанных с носовым звеном 5 закрылка 1) с верхними роликами 20 и нижними роликами 21, и задних кареток 22 (жестко соединенных с дефлектором 4 закрылка 1) с верхними роликами 23 и нижними 24.Кроме того, закрылок 1, в крайнем положении взлетно-посадочных режимов, ограничен в перемещении по рельсам 18 упорами 25 (фиг. 4) взаимодействующими с каретками 22 закрылка 1.The flap 1 of the wing 2 of the short take-off and landing aircraft consists of the main link 3, the deflector 4 and the movable nose link 5. The screw mechanism 6 for cleaning and releasing the flap 1 through the rotary link 7 is movably connected to the internal lever 8 of the folding link 9 of the nose link 5, which is articulated the lower arm is connected to the deflector 4, and the upper one to the nose link 5. In this case, the outer lever 10 of the folding rod 9 through the intermediate rod 11 is pivotally connected to the outer lever 12 of the upper shoulder of the folding rod 13 for controlling the movable panel 14, to the flap 1 is mounted movably along the rails 18 using the front carriages 19 (rigidly connected to the nose link 5 of the flap 1) with the upper rollers 20 and the lower rollers 21, and the rear carriages 22 (rigidly connected to the deflector 4 of the flap 1) with the upper rollers 23 and the lower 24. In addition, the flap 1, in the extreme position of the takeoff and landing modes, is limited in movement along the rails 18 with stops 2 5 (FIG. 4) interacting with the carriages 22 of the flap 1.

Закрылок самолета короткого взлета и посадки работает следующим образом.Flap short take-off and landing works as follows.

На режимах взлета и посадки многощелевой закрылок 1 выдвинут винтовыми механизмами 6 по рельсам 18 до крайнего положения, ограниченного упорами 25 кареток 22 закрылка 1 (фиг. 4, 6).In take-off and landing modes, the multi-slit flap 1 is extended by screw mechanisms 6 along the rails 18 to the extreme position limited by the stops 25 of the carriages 22 of the flap 1 (Fig. 4, 6).

При этом через поворотные тяги 7, жесткие внутренние рычаги 8 и наружные 10 складывающейся тяги 9, промежуточные тяги 11, наружные рычаги 12 (складывающейся тяги 13) и саму складывающуюся тягу 13 подвижная панель 14 (фиг. 6; 12) выдвинута по направляющим основного звена 3 закрылка 1 посредством вертикальных верхних роликов 15, нижних - 16 (фиг. 7; 9) и горизонтальных роликов 17 (фиг. 8), в крайнее (взлетно-посадочное) положение, увеличивая хорду (при этом, соответственно, площадь) и кривизну крыла.At the same time, through the rotary rods 7, the rigid inner levers 8 and the outer 10 of the folding rod 9, the intermediate rods 11, the external levers 12 (folding rod 13) and the folding rod 13 itself, the movable panel 14 (Fig. 6; 12) is extended along the guides of the main link 3 flap 1 by means of vertical upper rollers 15, lower - 16 (Fig. 7; 9) and horizontal rollers 17 (Fig. 8), in the extreme (takeoff and landing) position, increasing the chord (while, accordingly, the area) and curvature wings.

Одновременно с этим при перемещении закрылка 1 по рельсам 18 до взлетно-посадочного положения сформирован эффективный аэродинамический канал (первый) между крылом 2 и подвижным носовым звеном 5 закрылка 1, который разгоняя перетекающий между ними снизу-вверх поток значительно увеличивает энергию пограничного слоя над верхней поверхностью крыла 2 и закрылка 1, способствуя существенному увеличению циркуляции скорости вокруг крыла 2 и, соответственно, его подъемной силы, а при раскрытии складывающейся тяги 9 (во взлетно-посадочное положение) и взаимном относительном перемещении носового звена 5 и дефлектора 4 закрылка 1, сформирован второй аэродинамический канал закрылка 1 между носовым звеном 5 и дефлектором 4.At the same time, when the flap 1 is moved along the rails 18 to the take-off and landing position, an effective aerodynamic channel (first) is formed between the wing 2 and the movable nose link 5 of the flap 1, which accelerates the flow flowing from bottom to top significantly increases the energy of the boundary layer above the upper surface wing 2 and flap 1, contributing to a significant increase in the velocity circulation around wing 2 and, accordingly, its lifting force, and when opening folding thrust 9 (in the take-off and landing position) and mutual relative movement of the nose link 5 and the deflector 4 of the flap 1, the second aerodynamic channel of the flap 1 is formed between the nose link 5 and the deflector 4.

Третий аэродинамический канал между дефлектором 4 и основным звеном 3 закрылка 1 определен заранее и обусловлен конструкцией основного звена с дефлектором закрылка 1.The third aerodynamic channel between the deflector 4 and the main link 3 of the flap 1 is determined in advance and is due to the design of the main link with the deflector of the flap 1.

Таким образом, на режимах взлета и посадки, за счет выдвижения в поток подвижной панели 14 и формирования при этом трехщелевой механизации с эффективным аэродинамическим каналом между крылом 2 и носовым звеном 5 закрылка 1 с увеличением хорды и, соответственно, площади и кривизны крыла, а также сформирован эффективный аэродинамический канал между носовым звеном 5 и дефлектором 4 закрылка 3, обеспечивающий увеличение скорости потока над верхней поверхностью крыла 2 и закрылка 1, что способствует существенному увеличению циркуляции скорости вокруг крыла 2, а следовательно, значительному увеличению подъемной силы крыла 2 на данных режимах.Thus, in the takeoff and landing modes, due to the extension of the movable panel 14 into the stream and the formation of a three-gap mechanization with an effective aerodynamic channel between the wing 2 and the nose link 5 of the flap 1 with an increase in the chord and, accordingly, the area and curvature of the wing, as well as an effective aerodynamic channel is formed between the nose link 5 and the deflector 4 of the flap 3, which provides an increase in the flow velocity above the upper surface of the wing 2 and the flap 1, which contributes to a significant increase in the velocity circulation in circle wing 2 and, consequently, a considerable increase wing lift 2 data modes.

Claims (1)

Трехщелевой закрылок крыла самолета короткого взлета и посадки, содержащий основное звено с дефлектором, каретки с опорными роликами, направляющие рельсы перемещения закрылка, механизмы уборки-выпуска, отличающийся тем, что он включает подвижное носовое звено, причем в нижней части основного звена закрылка по направляющим подвижно установлены подвижные панели, к которым шарнирно закреплены складывающиеся тяги управления с наружными рычагами, одним плечом соединенные с панелями, а другим плечом - с основным звеном закрылка, при этом наружный рычаг через промежуточную тягу связан с другим наружным рычагом складывающейся тяги носового звена, а складывающаяся тяга одним плечом прикреплена к подвижному носовому звену закрылка, а другим плечом - к его дефлектору, внутренний рычаг через поворотную тягу связан с механизмом уборки-выпуска.A three-slit wing flap of a short take-off and landing airplane, comprising a main link with a deflector, carriages with support rollers, guiding rails for moving the flap, and harvest-release mechanisms, characterized in that it includes a movable nose link, and the guide rails in the lower part of the main flap link movable panels are installed, to which folding control rods with external levers are pivotally fixed, connected to the panels with one shoulder and the main flap link with the other shoulder, while the lever through the intermediate link is connected to the other external lever of the folding nose link link, and the folding link is attached by one shoulder to the flap nose and the other link to its deflector, the inner link is connected to the cleaning-release mechanism via the link rod.
RU2017145886A 2017-12-25 2017-12-25 Three-slot aircraft flap of the short take-off and landing RU2684206C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017145886A RU2684206C1 (en) 2017-12-25 2017-12-25 Three-slot aircraft flap of the short take-off and landing

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017145886A RU2684206C1 (en) 2017-12-25 2017-12-25 Three-slot aircraft flap of the short take-off and landing

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2684206C1 true RU2684206C1 (en) 2019-04-04

Family

ID=66089907

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017145886A RU2684206C1 (en) 2017-12-25 2017-12-25 Three-slot aircraft flap of the short take-off and landing

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2684206C1 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4358074A (en) * 1979-05-24 1982-11-09 The Boeing Company Propulsion system for V/STOL aircraft
US4505443A (en) * 1978-12-29 1985-03-19 General Dynamics Corporation Propulsion system for a V/STOL airplane
SU1047076A1 (en) * 1982-03-29 2004-12-27 Ю.Г. Чернов POLYATIC CAPS

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4505443A (en) * 1978-12-29 1985-03-19 General Dynamics Corporation Propulsion system for a V/STOL airplane
US4358074A (en) * 1979-05-24 1982-11-09 The Boeing Company Propulsion system for V/STOL aircraft
SU1047076A1 (en) * 1982-03-29 2004-12-27 Ю.Г. Чернов POLYATIC CAPS

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2452657C2 (en) Spoiler aileron of aircraft airframe streamlined section
JP7269032B2 (en) Auxiliary support system for aircraft wing flaps
US7708231B2 (en) Aircraft trailing edge devices, including devices having forwardly positioned hinge lines, and associated methods
US7744040B2 (en) Aircraft trailing edge devices, including devices with non-parallel motion paths, and associated methods
US8424810B1 (en) Low noise wing slat system with rigid cove-filled slat
US7651053B2 (en) Aerodynamic airflow deflector for aircraft landing gear
RU2464202C2 (en) Aerofil section leading edge
JP5185105B2 (en) Single slotted flap with sliding deflector flap and lowering spoiler
EP3498596A1 (en) Actuating mechanism for trailing edge flaps and leading edge slats
US20160144966A1 (en) An aircraft including an engine attachment with a control surface
US11192627B2 (en) Aircraft wing with deployable flap
EA028045B1 (en) Fuselage and method for reducing drag
US9731812B2 (en) Flap mechanism and associated method
US20160368611A1 (en) Movable pylon
RU2684206C1 (en) Three-slot aircraft flap of the short take-off and landing
EP2479106A2 (en) Leading edge device for an aircraft
RU2679746C1 (en) Slit flap for short takeoff and landing aircraft
GB2553847A (en) Variable chord length flight control surfaces
RU2385261C1 (en) Vtol aircraft wing
RU2549593C2 (en) Flap for short takeoff and landing aircraft
RU2562005C2 (en) Vtol aircraft wing
RU2820358C1 (en) Method of controlling pitch of convertiplane
RU2070145C1 (en) Aircraft with short take-off and landing run
RU2819456C1 (en) Adaptive wing
RU199649U1 (en) Element of mechanization of the upper part of the aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20201226