RU2819376C1 - Method for changing characteristics of aerodynamic control element of unmanned aerial vehicle - Google Patents
Method for changing characteristics of aerodynamic control element of unmanned aerial vehicle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2819376C1 RU2819376C1 RU2022130019A RU2022130019A RU2819376C1 RU 2819376 C1 RU2819376 C1 RU 2819376C1 RU 2022130019 A RU2022130019 A RU 2022130019A RU 2022130019 A RU2022130019 A RU 2022130019A RU 2819376 C1 RU2819376 C1 RU 2819376C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic control
- wing
- control element
- unmanned aerial
- aerial vehicle
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 5
- 102220520845 Dynein light chain Tctex-type 3_V64S_mutation Human genes 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для уменьшения величины шарнирного момента органов аэродинамического управления на крыле беспилотного летательного аппарата.The invention relates to aviation technology and can be used to reduce the value of the hinge moment of aerodynamic controls on the wing of an unmanned aerial vehicle.
Характеристики органов аэродинамического управления на крыле беспилотных летательных аппаратов, а также величины шарнирных моментов, возникающих при их отклонении, влияют на мощность и габариты сервокомпенсаторов. Существенный рост величины шарнирного момента поверхностей управления приводит к увеличению мощности сервоприводов, и как следствие, увеличению веса летательного аппарата. Поэтому проблема уменьшения шарнирного момента поверхностей управления беспилотного летательного аппарата является актуальной.The characteristics of the aerodynamic controls on the wing of unmanned aerial vehicles, as well as the magnitude of the hinge moments that arise when they are deflected, affect the power and dimensions of servo compensators. A significant increase in the value of the hinge moment of the control surfaces leads to an increase in the power of the servos, and as a consequence, an increase in the weight of the aircraft. Therefore, the problem of reducing the hinge moment of the control surfaces of an unmanned aerial vehicle is relevant.
Известен аэродинамический руль (патент №2593178, МПК В64С 9/06, 2016 г. ), который состоит из переднего и заднего поворотных звеньев с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена относительно не отклоненного положения. Изобретение направлено на уменьшение суммарного шарнирного момента руля, уменьшение мощности силового привода и снижение веса механизма поворота руля. Недостатком данной схемы является то, что при повороте руля поверхность осевой компенсации может выходить в поток за обводы крыла и влиять на аэродинамические характеристики.An aerodynamic steering wheel is known (patent No. 2593178, MPK V64S 9/06, 2016), which consists of front and rear rotary links with a maximum angle of rotation of the front link less than the maximum angle of rotation of the rear link relative to the non-deviated position. The invention is aimed at reducing the total hinge moment of the steering wheel, reducing the power of the power drive and reducing the weight of the steering mechanism. The disadvantage of this scheme is that when the steering wheel is turned, the axial compensation surface can go into the flow beyond the contours of the wing and affect the aerodynamic characteristics.
Кроме того, известно изобретение «Орган управления» (патент №2028251, МПК В64С 9/04, 1995 г. ). Изобретение относится к аэродинамическим органам управления летательных аппаратов, в частности к элеронам, и содержит механизм его поворота вокруг оси вращения, пружинный сервокомпенсатор (устройство снижения шарнирного момента) и дополнительную жесткую кинематическую связь, предотвращающую самопроизвольное отклонение элеронов и сервокомпенсаторов по углу атаки при фиксированном положении рычага управления. Недостатками данного технического решения являются: увеличение сопротивления несущей поверхности вследствие находящихся в потоке элементов рычажной системы сервокомпенсатора, дополнительное сопротивление за счет образования отрывной зоны за отклоненным сервокомпенсатором, увеличение веса самолета за счет рычажной системы сервокомпенсатора и ее обтекателей.In addition, the invention “Control Organ” is known (patent No. 2028251, IPC V64C 9/04, 1995). The invention relates to aerodynamic controls of aircraft, in particular to ailerons, and contains a mechanism for its rotation around the axis of rotation, a spring servo compensator (a device for reducing the hinge moment) and an additional rigid kinematic connection that prevents spontaneous deflection of the ailerons and servo compensators along the angle of attack when the lever is in a fixed position management. The disadvantages of this technical solution are: an increase in the resistance of the load-bearing surface due to the elements of the servo compensator lever system located in the flow, additional resistance due to the formation of a separation zone behind the deflected servo compensator, an increase in the weight of the aircraft due to the servo compensator lever system and its fairings.
Известно техническое решение «Способ управления взлетно-посадочными закрылками крыла с интерцепторами» (патент №378347, МПК В64С 9/00, 1973 г). Изобретение относится к летательным аппаратам. Техническим результатом изобретения является снижение нагрузки на силовой привод за счет уменьшения шарнирного момента. Это достигается тем, что перед выпуском закрылков интерцепторы на обеих консолях крыла отклоняют вверх на угол не менее 30°, а после выпуска и фиксации возвращают в исходное положение. Недостатком данного изобретения является то, что снижение шарнирного момента сопровождается существенным увеличением сопротивления летательного аппарата из-за отклоненных одновременно интерцепторов и закрылков, а также положительный эффект по снижению величин аэродинамических нагрузок и шарнирных моментов закрылков длится очень недолго.The technical solution “Method of controlling takeoff and landing wing flaps with spoilers” is known (patent No. 378347, IPC V64S 9/00, 1973). The invention relates to aircraft. The technical result of the invention is to reduce the load on the power drive by reducing the hinge moment. This is achieved by the fact that before the flaps are extended, the spoilers on both wing consoles are deflected upward by an angle of at least 30°, and after extension and fixation they are returned to their original position. The disadvantage of this invention is that the reduction in the hinge moment is accompanied by a significant increase in the resistance of the aircraft due to the spoilers and flaps being deflected at the same time, and the positive effect of reducing the aerodynamic loads and hinge moments of the flaps does not last very long.
Задачей и техническим результатом изобретения является уменьшение шарнирного момента вследствие уменьшения давления наорганы аэродинамического управления при минимальных изменениях в суммарных аэродинамических характеристиках летательного аппарата.The objective and technical result of the invention is to reduce the hinge moment due to a decrease in pressure on the aerodynamic control elements with minimal changes in the total aerodynamic characteristics of the aircraft.
Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в способе изменения характеристик органа аэродинамического управления беспилотного летательного аппарата, затеняют от набегающего потока воздуха нижнюю носовую часть поверхности органа аэродинамического управления при помощи отклонения створки, расположенной перед органом аэродинамического управления, на нижней поверхности крыла, в направлении от нижней поверхности крыла. При этом используют створку с шириной от 5% до 30% хорды органа аэродинамического управления.The solution to the problem and the technical result are achieved by the fact that in the method of changing the characteristics of the aerodynamic control of an unmanned aerial vehicle, the lower nose part of the surface of the aerodynamic control is shaded from the incoming air flow by deflecting the flap located in front of the aerodynamic control, on the lower surface of the wing, in the direction from the lower surface of the wing. In this case, a flap with a width of 5% to 30% of the chord of the aerodynamic control element is used.
Предлагаемое изобретение поясняется следующими схемами и графиками.The present invention is illustrated by the following diagrams and graphs.
На фигуре 1 показан общий вид сечения крыла с открытой створкой для уменьшения шарнирного момента и отклоненным органом управленияFigure 1 shows a general view of a wing section with an open flap to reduce the hinge moment and a deflected control
На фигуре 2 показано влияние открытой створки, отклоненной на угол δств.=25° на распределение коэффициента давления органа управления: а) с отклоненной створкой, б) с закрытой створкой.Figure 2 shows the influence of an open flap, deflected by an angle δ st .=25° on the distribution of the pressure coefficient of the control: a) with a deflected flap, b) with a closed flap.
Фигура 3 показывает зависимость коэффициента подъемной силы от угла отклонения створки: а) величина коэффициента подъемной силы, б) уменьшение величины коэффициента подъемной силы в процентах от коэффициента подъемной силы исходного профиля крыла.Figure 3 shows the dependence of the lift coefficient on the flap deflection angle: a) the value of the lift coefficient, b) the decrease in the value of the lift coefficient as a percentage of the lift coefficient of the original wing profile.
На фигуре 4 представлена зависимость коэффициента шарнирного момента органа аэродинамического управления от угла отклонения створки: а) величина коэффициента шарнирного момента, б) уменьшение величины коэффициента шарнирного момента в процентах от величины шарнирного момента исходного органа управления.Figure 4 shows the dependence of the hinge moment coefficient of the aerodynamic control on the flap deflection angle: a) the value of the hinge moment coefficient, b) the decrease in the value of the hinge moment coefficient as a percentage of the value of the hinge moment of the original control.
В предлагаемом изобретении введены следующие обозначения: основная часть крыла 1, орган аэродинамического управления 2, ось вращения органа аэродинамического управления 3, створка 4, ось вращения створки 5, хорда поверхности управления 6, хорда поверхностиуправления за осью вращения 7, хорда крыла 8, высота створки 9 (Фиг. 1). При этом створка 4, загораживающая собой от набегающего потока орган аэродинамического управления летательным аппаратом, находится на нижней основной части крыла или хвостового оперения. Высота створки составляет от 5% до 30% хорды органа аэродинамического управления.In the present invention, the following designations are introduced: the main part of the wing 1, the aerodynamic control 2, the axis of rotation of the aerodynamic control 3, the flap 4, the axis of rotation of the flap 5, the chord of the control surface 6, the chord of the control surface behind the axis of rotation 7, the chord of the wing 8, the height of the flap 9 (Fig. 1). In this case, the flap 4, which blocks the aerodynamic control of the aircraft from the oncoming flow, is located on the lower main part of the wing or tail. The flap height ranges from 5% to 30% of the aerodynamic control chord.
На фиг. 2 видно, что при открытой створке на наветренной поверхности управления уменьшается давление.In fig. 2 it can be seen that when the flap is open, the pressure decreases on the windward control surface.
На фиг. 3 приведена зависимость коэффициента подъемной силы от угла отклонения створки, на которой видно, что отклоненная створка оказывает незначительное влияние на подъемную силу.In fig. Figure 3 shows the dependence of the lift coefficient on the deflection angle of the sash, which shows that the deflected sash has a slight effect on the lift force.
На фиг. 4 приведена зависимость коэффициента шарнирного момента органа управления от угла отклонения створки, на которой видно, что с увеличением угла отклонения створки уменьшается шарнирный момент.In fig. Figure 4 shows the dependence of the hinge moment coefficient of the control element on the sash deflection angle, which shows that as the sash deflection angle increases, the hinge moment decreases.
Данный способ работает следующим образом: на крыле 1 перед органом аэродинамического управления 2 открывают створку 4, расположенную на нижней поверхности крыла, в направлении от нижней поверхности крыла, тем самым закрывая нижнюю носовую часть органа аэродинамического управления от набегающего потока воздуха и, тем самым снижают на него давление набегающего потока, способствуя снижению величины шарнирного момента.This method works as follows: on the wing 1 in front of the aerodynamic control 2, a flap 4 located on the lower surface of the wing is opened in the direction from the lower surface of the wing, thereby closing the lower nose part of the aerodynamic control from the oncoming air flow and thereby reducing the it is affected by the pressure of the oncoming flow, helping to reduce the value of the hinge moment.
Пример 1. В качестве примера, в котором была поставлена задача снизить шарнирный момент органа управления на режиме взлета на угле атаки α=5°, представлено численное исследование профиля крыла самолета на солнечных батареях с отклоненным органом управления. Расчет проведен при числах Маха М=0.074 и Рейнольдса Re=0.17⋅106 но программе, основанной на численном решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса. Коэффициент шарнирного момента органа управления вычислен по формуле: где Мш, - моментотносительно оси вращения органа управления, S - площадь органа управления за осью вращения, b. - хорда органа управления за осью вращения, q - скоростной напор.Example 1. As an example, in which the task was set to reduce the hinge moment of the control element during take-off mode at an angle of attack α=5°, a numerical study of the wing profile of a solar-powered aircraft with a deflected control element is presented. The calculation was carried out at Mach numbers M=0.074 and Reynolds numbers Re=0.17⋅10 6 using a program based on the numerical solution of the Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. The hinge moment coefficient of the control element is calculated by the formula: where M w is the moment relative to the axis of rotation of the control, S is the area of the control behind the axis of rotation, b. is the chord of the control behind the axis of rotation, q is the velocity pressure.
На фигуре 2 видно, что открытие створки снижает давление набегающего потока на орган управления.Figure 2 shows that opening the valve reduces the pressure of the oncoming flow on the control.
Таким образом, было достигнуто решение поставленной задачи и найден путь к снижению величины шарнирного момента органа управления.Thus, the solution to the problem was achieved and a way was found to reduce the value of the hinge moment of the control body.
Claims (2)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2819376C1 true RU2819376C1 (en) | 2024-05-20 |
Family
ID=
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2117607A (en) * | 1936-08-04 | 1938-05-17 | United Aircraft Corp | Slotted deflector flap |
| US2229020A (en) * | 1938-10-28 | 1941-01-14 | United Aircraft Corp | Airplane |
| SU378347A1 (en) * | 1971-09-10 | 1973-04-18 | METHOD OF CONTROL BY THE EXPLOSION-SEATING FOLDERS OF THE WING WITH INTERCEPTORA • SECOND-SCHEDULE | |
| US3974987A (en) * | 1975-05-07 | 1976-08-17 | Northrop Corporation | Cascade effect blown flap |
| JP4078697B2 (en) * | 1997-12-02 | 2008-04-23 | 株式会社デンソー | ABS actuator |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2117607A (en) * | 1936-08-04 | 1938-05-17 | United Aircraft Corp | Slotted deflector flap |
| US2229020A (en) * | 1938-10-28 | 1941-01-14 | United Aircraft Corp | Airplane |
| SU378347A1 (en) * | 1971-09-10 | 1973-04-18 | METHOD OF CONTROL BY THE EXPLOSION-SEATING FOLDERS OF THE WING WITH INTERCEPTORA • SECOND-SCHEDULE | |
| US3974987A (en) * | 1975-05-07 | 1976-08-17 | Northrop Corporation | Cascade effect blown flap |
| JP4078697B2 (en) * | 1997-12-02 | 2008-04-23 | 株式会社デンソー | ABS actuator |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5921506A (en) | Extendible leading edge flap | |
| US8152097B2 (en) | Stabilizing and directional-control surface of aircraft | |
| Jha et al. | Morphing aircraft concepts, classifications, and challenges | |
| CA2800627C (en) | Performance-enhancing winglet system and method | |
| EP2439138B1 (en) | Flying device with variable geometry | |
| EP3546342B1 (en) | Hinged raked wing tip | |
| Reckzeh | Aerodynamic design of the high-lift-wing for a Megaliner aircraft | |
| US8651431B1 (en) | Aircraft with movable winglets and method of control | |
| US11174002B2 (en) | Edge morphing arrangement for an airfoil | |
| US9079655B2 (en) | System for increasing controllability for an aircraft | |
| Nguyen et al. | Multi-objective flight control for drag minimization and load alleviation of high-aspect ratio flexible wing aircraft | |
| Martins | Fuel burn reduction through wing morphing | |
| Greff | The development and design integration of a variable camber wing for long/medium range aircraft | |
| RU2819376C1 (en) | Method for changing characteristics of aerodynamic control element of unmanned aerial vehicle | |
| Cheung et al. | Testing of folding wing-tip for gust load alleviation in high aspect ratio wing | |
| Ullah et al. | Active gust load alleviation by means of steady and dynamic trailing and leading edge flap deflections at transonic speeds | |
| WO2006032486A1 (en) | Aircraft with wings whose maximum lift can be altered by controllable wing components | |
| Wakayama et al. | Evaluation of adaptive compliant trailing edge technology | |
| Cheung et al. | Testing of wing-tip spring device for gust loads alleviation | |
| Bramesfeld et al. | Effects of wake rollup on formation-flight aerodynamics | |
| Fonte et al. | Active load control of a regional aircraft wing equipped with morphing winglets | |
| Peter et al. | The development of morphing aircraft benefit assessment | |
| RU210562U9 (en) | Aircraft flight control | |
| Concilio et al. | Structural design of an adaptive wing trailing edge for enhanced cruise performance | |
| RU210562U1 (en) | Aircraft flight control |