SU1762750A3 - Аэродинамический руль самолета - Google Patents
Аэродинамический руль самолета Download PDFInfo
- Publication number
- SU1762750A3 SU1762750A3 SU904844757A SU4844757A SU1762750A3 SU 1762750 A3 SU1762750 A3 SU 1762750A3 SU 904844757 A SU904844757 A SU 904844757A SU 4844757 A SU4844757 A SU 4844757A SU 1762750 A3 SU1762750 A3 SU 1762750A3
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- spar
- rudder
- tubular
- steering wheel
- profiled plate
- Prior art date
Links
Classifications
-
- 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
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Details Of Aerials (AREA)
Description
1
(21)4844757/23
(22) 11.06.90
(46) 15.09.92. Бюл. №34
(71)Экспериментальное объединение Фотон
(72)К.М. Жидовецкий
(73)Акционерное общество Авиатика
(56)Пришкольников В.А., Янкевич Ю.И. Самолет Як-18Т.- Транспорт, 1978, с. 59, 64, рис. 27, 30.
(54) АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ САМОЛЕТА
(57)Изобретение относитс к авиационной технике и может быть использовано в легких
и спортивно-пилотажных самолетах Цель изобретени - снижение веса и улучшение эксплуатационных и массово-инерционных характеристик. Аэродинамический руль самолета имеет трубчатый лонжерон Свободные концы кронштейна навески С-образной формы жестко соединены профилированной пластиной Руль шарнирно установлен на профилированной пластине посредством кронштейна рул так, что трубчатый лонжерон размещен по полету впереди оси О навески рул на некотором рассто нии А Упоры-ограничители взаимодействуют с трубчатым лонжероном в крайних положени х рул .2 ил.
Изобретение относитс к авиационной технике и может быть использовано в легких и спортивно-пилотажных самолетах.
Наиболее близким техническим решением вл етс аэродинамический руль самолета Як-18Т, имеющий лонжерон, кронштейн навески и кронштейн рул , соедин ющий его лонжерон с кронштейном навески .
Недостатком данного технического решени вл етс введение сосредоточенного балансировочного груза, что увеличивает вес рул . Руль не имеет конструктивных ограничителей углов отклонени эти упоры расположены на органах управлени в кабине , что не сказываетс положительно на эксплуатационных характеристиках.
Целью изобретени вл етс снижение веса, улучшение эксплуатационных и массово-инерционных характеристик
Поставленна цель достигаетс тем, что в аэродинамическом руле самолета, имеющем лонжерон, кронштейн навески и кронштейн рул , соедин ющий ею лонжерон с кронштейном навески, согласно изобретению кронштейн навески выполнен С-образной формы, свободные концы которого жестко соединены профилированной пластиной , лонжерон рул выполнен трубчатым , а сам руль шарнирно установлен на профилированной пластине так, что трубчатый лонжерон рул по полету размещен впереди оси навески рул на некотором рассто нии, причем на профилированной пластине выполнены упоры-ограничители взаимодействующие с трубчатым лонжероном в крайних положени х рул
На фиг 1 изображен аэродинамический руль в компоновке на самолете на фиг 2 - узел I на фиг 1.
Аэродинамический руль 1 самолета 2 имеет трубчатый лонжерон 3 Кронштейн навески 4 выполнен С-образной формы и его свободные концы жестко соединены между собой профилированной пластиной 5. Руль 1 шарнирно установлен на профили (Л
С
,х| О ,10 XI
IS
w
рованной пластине 5 посредством кронштейна 6 рул 1 таким образом, что трубчатый лонжерон 3 рул 1 размещен по полету впереди оси О навески рул 1 на некотором рассто нии А. Профилированна пластина 5 имеет упоры-ограничители 7 и 8, взаимодействующие с лонжероном 3 в крайних положени х рул 1.
Аэродинамический руль самолета функционирует следующим образом.
В полете руль 1, отклон сь от своего нейтрального положени относительно точки О, создает управл ющее усилие, передаваемое через профилированную пластину 5 и кронштейн навески 4 на самолет 2. Размещенный впереди точки О на рассто нии трубчатый лонжерон 3 играет уже сам по себе роль балансировочного груза. Координата А лонжерона 3, а также геометрические характерис ики лонжерона 5 выбираютс таким образом, чтобы он обеспечивал желаемую степень балансировки рул 1, вытекающую из летно-технических характеристик самолета 2, что позвол ет полностью избавитьс от дополнительных балансировочных грузов. Упоры-ограничители 7 и 8 ограничивают ход рул 1 в заданном дл него диапазоне. При этом важно отметить, что не требуетс дополнительного места дл упороз-ограничителей 7 и 8, которые взаимодействуют непосредственно с лонжероном 3 - основным силовым элементом рул 1. Дополнительные контактные площадки , кроме профилированной пластины 5 дл ограничени хода рул 1 не нужны. Придание лонжерону 3 рул 1 функций весового балансира, позвол ет существенно улучшить массово-инерционные характеристики рул за счет осуществлени перехода от сосредоточенного груза - балансира к распределенному . Это преимущество важно отметить в св зи с целесообразностью применени изобретени на спортивно-пилотажных самолетах, дл которых, например, одни из штатных режимов полета вл етс движение хвостом вперед при выполнении
фигуры высшего пилотажа колокол. При выполнении таких фигур, как правило, наступает полна аэродинамическа перекомпенсаци рул 1, что, в случае отсутстви упоров, аналогичных предлагаемым, приво0 дит за счет упругой деформации проводки управлени к нерасчетным углам отклонени рулевых поверхностей и, как следствие, к их деформации, а возможно и поломке. В данном изобретении руль 1 отклон етс от
5 нейтрального положени в крайнее, а упоры-ограничители 7 и 8 взаимодействуют непосредственно с трубчатым лонжероном 3. Упругой деформации проводки управлени в этом случае нет. Придание лонжерону 3
Claims (1)
- 0 функций балансировочного груза позвол ет получать необходимый момент в широком диапазоне значений изменением массы самого лонжерона 3 и/или координаты А. Формула изобретени5Аэродинамический руль самолета, содержащий лонжерон, кронштейн, навески и кронштейн рул , соедин ющий лонжерон с кронштейном навески, отличающийс тем, что, с целью снижени веса, улучшени0 эксплуатационных и массово-инерционных характеристик, кронштейн навески выполнен С-образной формы, свободные концы которого жестко соединены профилированной пластиной, лонжерон рул выполнен5 трубчатым, асам руль шарнирноустановлен на профилированной пластине так, что трубчатый лонжерон рул размещен по полету впереди оси навески рул на некотором рассто нии , причем на профилированной пла0 стине выполнены упоры-ограничители, взаимодействующие с трубчатым лонжероном в крайних положени х рул .4Фиг. 2Составитель К.Жидовецкий Редактор Т.ШаргановаТехред М.МоргенталКорректор О.Густин&
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU904844757A SU1762750A3 (ru) | 1990-06-11 | 1990-06-11 | Аэродинамический руль самолета |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU904844757A SU1762750A3 (ru) | 1990-06-11 | 1990-06-11 | Аэродинамический руль самолета |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SU1762750A3 true SU1762750A3 (ru) | 1992-09-15 |
Family
ID=21523983
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU904844757A SU1762750A3 (ru) | 1990-06-11 | 1990-06-11 | Аэродинамический руль самолета |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
SU (1) | SU1762750A3 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2514301C2 (ru) * | 2008-12-18 | 2014-04-27 | Эйрбас Оперейшнз, С.Л. | Конструкция зоны приложения нагрузки в заднем конце летательного аппарата |
RU2517931C2 (ru) * | 2008-10-31 | 2014-06-10 | Эйрбас Оперейшнз, С.Л. | Арматура для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата |
-
1990
- 1990-06-11 SU SU904844757A patent/SU1762750A3/ru active
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2517931C2 (ru) * | 2008-10-31 | 2014-06-10 | Эйрбас Оперейшнз, С.Л. | Арматура для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата |
RU2514301C2 (ru) * | 2008-12-18 | 2014-04-27 | Эйрбас Оперейшнз, С.Л. | Конструкция зоны приложения нагрузки в заднем конце летательного аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4722499A (en) | Auxiliary wing tips for an aircraft | |
US4448375A (en) | Folding truss mechanism for trailing edge flaps | |
US5188313A (en) | Glider aircraft tow control system | |
US4124180A (en) | Free wing assembly for an aircraft | |
US8069801B2 (en) | Apparatus for control of pivoting wing-type sail | |
US2859002A (en) | Airfoil aircraft interconnecting boom | |
US4967984A (en) | Slaved tandem freewing (STF) and device | |
US6997413B2 (en) | Flying amphibious SUV | |
US2416958A (en) | Tailless airplane | |
US4616793A (en) | Remote pivot decoupler pylon: wing/store flutter suppressor | |
US2357465A (en) | Automatic balance tab | |
US2428194A (en) | Aircraft control | |
US2969933A (en) | Linking airplanes and wings of airplanes | |
SU1762750A3 (ru) | Аэродинамический руль самолета | |
US4926778A (en) | Aerodynamic stabilization system for watercraft | |
US4431149A (en) | Geared tab | |
US4790494A (en) | Aircraft empennage with fixed trailing edge horizontal stabilizer | |
CA2144453A1 (en) | Helicopter integrated fire and flight control having coordinated area bombing control | |
US2459009A (en) | Aircraft body and wing arrangement | |
US4281810A (en) | Process and an installation for the control of the efficiency of the aerodynamic surfaces of an aircraft | |
US2303695A (en) | Differential rudder for airplanes | |
US2912191A (en) | Aircraft control system | |
US4088039A (en) | Ratio changing mechanism | |
US4682494A (en) | Airfoil flutter model suspension system | |
US2313800A (en) | Aircraft control |