Вертикальное хвостовое оперение для управления потоком - RU2711821C1

Чертежи

Описание

Настоящее изобретение относится к вертикальному хвостовому оперению для летательного аппарата. Вертикальное хвостовое оперение выполнено с возможностью управления потоком, предпочтительно гибридного управления ламинарным потоком. Еще один аспект настоящего изобретения относится к летательному аппарату, содержащему такое вертикальное хвостовое оперение.

Вертикальное хвостовое оперение содержит внешнюю обшивку, камеру давления, впускное отверстие для воздуха и выпускное отверстие для воздуха. Предпочтительно, вертикальное хвостовое оперение дополнительно содержит множество конструкционных деталей, таких как элементы жесткости, для поддержания внешней обшивки изнутри. Дополнительно предпочтительным является, чтобы вертикальное хвостовое оперение состояло из киля и руля направления, установленного с возможностью поворота на киле.

Внешняя обшивка находится в контакте наружным воздушным потоком и проходит между передней кромкой, обращенной к набегающему потоку, и задней кромкой. Дополнительно внешняя обшивка имеет две противоположные боковые стороны и окружает внутреннее пространство. Внешняя обшивка дополнительно содержит перфорированную часть в области передней кромки для впуска воздуха сквозь внешнюю обшивку. Перфорированная часть может быть выполнена, например, в виде перфорированной панели обшивки или в виде панели обшивки, выполненной из пористого материала.

Камера давления расположена во внутреннем пространстве для удержания повышенного давления или пониженного давления относительно давления наружного воздушного потока перед пористой частью. Камера давления соединена по текучей среде с пористой частью.

Впускное отверстие для воздуха предусмотрено во внешней обшивке для впуска воздуха из наружного воздушного потока. Впускное отверстие для воздуха соединено по текучей среде с камерой давления и выполнено с возможностью создания, во время полета соответствующего летательного аппарата, повышенного давления в камере давления, в результате чего воздух из камеры давления выходит сквозь пористую часть в наружный воздушный поток.

Выпускное отверстие для воздуха предусмотрено во внешней обшивке для выпуска воздуха в наружный воздушный поток. Выпускное отверстие для воздуха соединено по текучей среде с камерой давления и выполнено с возможностью создания, во время полета соответствующего летательного аппарата, пониженного давления в камере давления, в результате чего воздух из наружного воздушного потока всасывается сквозь пористую часть в камеру давления. Предпочтительно, выпускное отверстие для воздуха выполнено в виде подвижного щитка, который открыт или может быть открыт в направлении задней кромки.

Такие вертикальные хвостовые оперения известны в уровне техники. Впускное отверстие для воздуха известных вертикальных хвостовых оперений часто выполнено в виде заборника воздуха, который выступает из внешней обшивки в наружный воздушный поток. Однако такой заборник воздуха приводит к дополнительному лобовому сопротивлению на вертикальном хвостовом оперении и снижает эффективность.

Таким образом, целью настоящего изобретения является предоставление вертикального хвостового оперения с уменьшенным лобовым сопротивлением и увеличенной эффективностью.

Эта цель достигается тем, что впускное отверстие для воздуха выполнено в виде отверстия во внешней обшивке на передней кромке. Отверстие может быть выполнено в виде прорези во внешней обшивке с каналом, ведущим внутрь вертикального хвостового оперения. Таким образом, ни одна часть впускного отверстия для воздуха не выступает из внешней обшивки в наружный воздушный поток, в результате чего впускное отверстие для воздуха не создает дополнительного лобового сопротивления, или по меньшей мере дополнительное лобовое сопротивление минимизировано.

Согласно предпочтительному варианту осуществления впускное отверстие для воздуха расположено в критической точке передней кромки, т.е. в точке, где наружный воздушный поток, сталкивающийся с передней кромкой, разделяется в противоположных направлениях. Таким образом, относительно высокое давление в критической точке может использоваться для повышения давления в камере давления.

Согласно другому предпочтительному варианту осуществления впускное отверстие для воздуха имеет круглую форму или овальную форму. Такая форма способствует минимальному лобовому сопротивлению и максимальному давлению в камере давления. Однако впускное отверстие для воздуха также может иметь прямоугольную форму, которая является выгодной вследствие простоты конструкции.

Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления, впускное отверстие для воздуха расположено ближе к корневой части вертикального хвостового оперения, чем пористая часть. Корневая часть относится той части вертикального хвостового оперения, в которой вертикальное хвостовое оперение соединено или может быть соединено с фюзеляжем. Другими словами, впускное отверстие для воздуха расположено ниже пористой части. Таким образом, впускное отверстие для воздуха и пористая часть не создают помех друг для друга.

Согласно дополнительному предпочтительному варианту осуществления, впускное отверстие для воздуха соединено с камерой давления посредством входного канала. Предпочтительно, входной канал проходит от впускного отверстия для воздуха вверх к камере давления.

В частности, предпочтительно выпускное отверстие для воздуха соединено с камерой давления посредством выходного канала. Предпочтительно, по меньшей мере части входного канала и выходного канала выполнены как единое целое. Таким образом, требуется минимальное количество конструктивных элементов и, соответственно, минимальный вес.

Согласно другому предпочтительному варианту осуществления впускное отверстие для воздуха имеет крышку для закрытия впускного отверстия для воздуха. Предпочтительно, крышка выполнена с возможностью закрытия впускного отверстия для воздуха как частично, так и полностью. Таким образом, можно регулировать, будет ли наружный воздушный поток проходить через внешнюю обшивку в вертикальное хвостовое оперение и в каком объеме.

В частности, предпочтительно, чтобы крышка была присоединена к шарниру, таким образом, крышка может поворачиваться внутрь канала при открывании крышки. Таким образом, ни одна часть впускного отверстия для воздуха не выступает из внешней обшивки в наружный воздушный поток. Дополнительно, обеспечивается надежное закрытие крышки.

Дополнительно, предпочтительно, чтобы шарнир был присоединен к нижнему краю или к верхнему краю впускного отверстия для воздуха по горизонтальной оси шарнира. Таким образом, обеспечивается симметричная крышка, которую можно надежно закрыть.

В качестве альтернативы, предпочтительно, чтобы шарнир проходил по центру по всему впускному отверстию для воздуха. Крышка содержит две створки, присоединенные к шарниру таким образом, что каждая створка крышки может закрывать часть впускного отверстия. Таким образом, давление воздуха наружного воздушного потока, оказываемое на крышку в закрытом положении, разделяется между двумя створками, поэтому створки крышки и приводы могут быть выполнены менее прочными.

В частности, предпочтительно, чтобы шарнир имел вертикальную или горизонтальную ось шарнира. Таким образом, обеспечивается симметрия и простота конструкции створок крышки.

Еще один аспект настоящего изобретения относится к летательному аппарату, содержащему вертикальное хвостовое оперение согласно любому из описанных выше вариантов осуществления. Признаки и преимущества, упомянутые выше в отношении вертикального хвостового оперения, также относятся к летательному аппарату.

Ниже с помощью графических материалов подробно описаны предпочтительные варианты осуществления настоящего изобретения. На графических материалах изображено следующее:

на фиг. 1 изображен вид сбоку хвостовой части летательного аппарата согласно настоящему изобретению,

на фиг. 2 изображен детальный вид сбоку первого варианта осуществления впускного отверстия для воздуха, подлежащего применению в летательном аппарате, показанном на фиг. 1, с нижним шарниром и крышкой в закрытом положении,

на фиг. 3 изображено впускное отверстие для воздуха, показанное на фиг. 2, с крышкой в открытом положении,

на фиг. 4 изображен детальный вид сбоку второго варианта осуществления впускного отверстия для воздуха, подлежащего применению в летательном аппарате, показанном на фиг. 1, с верхним шарниром и крышкой в отрытом положении,

на фиг. 5 изображен детальный вид сбоку третьего варианта осуществления впускного отверстия для воздуха, подлежащего применению в летательном аппарате, показанном на фиг. 1, с центральным шарниром и двумя створками крышки в открытом положении,

на фиг. 6 изображен вид сверху впускного отверстия для воздуха, показанного на фиг. 5.

На фиг. 1 изображен вариант осуществления летательного аппарата 1 согласно настоящему изобретению. Летательный аппарат 1 содержит фюзеляж 3, горизонтальное хвостовое оперение 5 и вертикальное хвостовое оперение 7 согласно варианту осуществления настоящего изобретения. Вертикальное хвостовое оперение 7 содержит киль 9 и руль 11 направления, установленный с возможностью поворота на киле 9. Вертикальное хвостовое оперение 7 выполнено с возможностью гибридного управления ламинарным потоком и содержит внешнюю обшивку 13, камеру давления 15, впускное отверстие 17 для воздуха и выпускное отверстие 19 для воздуха.

Внешняя обшивка 13 находится в контакте с наружным воздушным потоком 21 и проходит между передней кромкой 23 и задней кромкой 25. Дополнительно внешняя обшивка 13 имеет две противоположные боковые стороны 27a, 27b и окружает внутреннее пространство 29. Внешняя обшивка 13 дополнительно содержит пористую часть 31 в области передней кромки 23 для впуска воздуха сквозь внешнюю обшивку 13.

Камера 15 давления расположена во внутреннем пространстве 29 для удержания повышенного давления или пониженного давления относительно давления наружного воздушного потока 21 перед пористой частью 31. Камера давления 15 соединена по текучей среде с пористой частью 31.

Выпускное отверстие 19 для воздуха расположено на внешней обшивке 13 для выпуска воздуха в наружный воздушный поток 21. Выпускное отверстие 19 для воздуха соединено по текучей среде с камерой 15 давления и выполнено с возможностью создания во время полета соответствующего летательного аппарата 1 пониженного давления в камере 15 давления, таким образом, воздух из наружного воздушного потока 21 всасывается сквозь пористую часть 31 в камеру 15 давления. Выпускное отверстие 19 для воздуха содержит откидной щиток 33, выполненный с возможностью открывания в направлении задней кромки 25.

Впускное отверстие 17 для воздуха расположено на внешней обшивке 13 для впуска воздуха из наружного воздушного потока 21 в вертикальное хвостовое оперение 7. Впускное отверстие 17 для воздуха соединено по текучей среде с камерой 15 давления и выполнено с возможностью создания, во время полета соответствующего летательного аппарата 1, повышенного давления в камере 15 давления, таким образом, воздух из камеры 15 давления выходит сквозь пористую часть 31 в наружный воздушный поток 21. Впускное отверстие 17 для воздуха выполнено в виде отверстия 35 во внешней обшивке 13 на передней кромке 23. Отверстие 35 может быть выполнено в виде прорези 37 во внешней обшивке 13 с каналом 39, ведущим внутрь вертикального хвостового оперения 7. Впускное отверстие 17 для воздуха расположено в критической точке 41 передней кромки 23 и имеет круглую форму.

Как показано на фиг. 2-6, впускное отверстие 17 для воздуха имеет крышку 43 для закрытия впускного отверстия 17 для воздуха. Крышка 43 присоединена к шарниру 45, таким образом, крышка 43 может поворачиваться внутрь канала 39 при открывании крышки 43. В варианте осуществления, показанном на фиг. 2 и 3, шарнир 45 присоединен к нижнему краю 47 впускного отверстия 17 для воздуха с горизонтальной осью 49 шарнира, причем на фиг. 2 показана крышка 43 в закрытом положении, а на фиг. 3 показана крышка 43 в открытом положении. В варианте осуществления, показанном на фиг. 4, шарнир 45 присоединен к верхнему краю 51 впускного отверстия 17 для воздуха по горизонтальной оси 49 шарнира.

В варианте осуществления, показанном на фиг. 5 и 6, шарнир 45 проходит по центру по всему впускному отверстию 17 для воздуха. Крышка 43 содержит две створки 53a, 53b крышки, присоединенные к шарниру 45 таким образом, что каждая створка 53a, 53b крышки может закрывать часть впускного отверстия 35. Шарнир 45 имеет вертикальную ось 49 шарнира.

Как показано на фиг. 1, впускное отверстие 17 для воздуха расположено ближе к корневой части 55 вертикального хвостового оперения 7, чем пористая часть 31. Впускное отверстие 17 для воздуха соединено с камерой 15 давления посредством входного канала 57, который проходит от впускного отверстия 17 для воздуха вверх к камере 15 давления. Выпускное отверстие 19 для воздуха соединено с камерой 15 давления посредством выходного канала 59. Широкие части входного канала 57 и выходного канала 59 выполнены как единое целое.

Реферат

Вертикальное хвостовое оперение (7) для управления потоком содержит внешнюю обшивку (13), находящуюся в контакте с наружным воздушным потоком (21). Внешняя обшивка (13) проходит между передней кромкой (23) и задней кромкой (25) и окружает внутреннее пространство (29) и содержит пористую часть (31) в области передней кромки (23), камеру (15) давления, расположенную во внутреннем пространстве (29) и соединенную по текучей среде с пористой частью (31). Впускное отверстие (17) для воздуха предусмотрено во внешней обшивке (13) на передней кромке (23) и соединено по текучей среде с камерой (15) давления. Выпускное отверстие (19) для воздуха соединено по текучей среде с камерой (15) давления. Летательный аппарат характеризуется использованием заявленного вертикального хвостового оперения. Группа изобретений направлена на уменьшение лобового сопротивления. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Формула