Интерцептор для обтекаемой части планера летательного аппарата - RU2452657C2

Чертежи

Описание

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к интерцептору для обтекаемой части планера летательного аппарата с аэродинамически активной поверхностью, прежде всего для крыла летательного аппарата, закрепленного на этой обтекаемой части планера с возможностью его поворота вокруг оси, проходящей поперек направления обтекающего воздушного потока, и управления его положением относительно обтекающего воздушного потока.

Уровень техники

В наиболее общем смысле интерцепторы (спойлеры) представляют собой поверхности или аэродинамические органы управления, которые для выполнения ими своей роли устанавливаются на аэродинамически активных, т.е. предназначенных для создания аэродинамических сил, поверхностях летательных аппаратов с возможностью регулирования их положения относительно движущегося вдоль этой поверхности воздушного потока. Наиболее широкое применение интерцепторы находят на верхней стороне крыла летательных аппаратов, а именно в его задней области, и применяются во взаимодействии с элементом увеличивающей подъемную силу механизации крыла, расположенным за основной несущей плоскостью крыла, для гашения подъемной силы, а также для увеличения подъемной силы и для управления по крену. Гашение подъемной силы осуществляется, например, в конце посадочного маневра за счет отклонения интерцепторов, шарнирно закрепленных с возможностью поворота вокруг оси, проходящей поперек направления обтекающего воздушного потока, вверх относительно обтекающего воздушного потока, причем такое отклонение вверх приводит к внезапному отрыву потока в этом месте профиля обтекания, а значит к значительному снижению подъемной силы. С другой стороны, интерцепторы также могут использоваться для увеличения подъемной силы, в частности в области малых углов атаки (нулевая подъемная сила), когда интерцепторы опускаются и устанавливаются в заданное положение относительно воздушного потока при выпущенной увеличивающей подъемную силу механизации крыла, и вышеупомянутый воздушный поток перетекает с нижней стороны основной несущей плоскости крыла на верхнюю сторону элемента увеличивающей подъемную силу механизации крыла через щель между элементом увеличивающей подъемную силу механизации и основной несущей плоскостью, открывающуюся при выдвижении элемента увеличивающей подъемную силу механизации крыла.

Для повышения подъемной силы в вышеупомянутой области малых углов атаки в настоящее время повсеместно применяются двухщелевые или многощелевые закрылки, а именно так называемые закрылки с фиксированным дефлектором или многозвенные поверхности управления. Аэродинамическая эффективность таких систем связана со значительным усложнением конструкции и архитектуры системы, а также со значительным увеличением веса. Однако прирост веса в целом ухудшает эффективность в крейсерском полете, а наличие дополнительных компонентов системы и усложнение конструкции ведут к повышению производственных расходов, затрат на эксплуатацию и техническое обслуживание.

Обычный интерцептор обычно выполнен в виде аэродинамического органа управления, закрепленного посредством шарнирного соединения с возможностью его поворота вокруг оси, проходящей по существу поперек направления обтекающего воздушного потока, т.е. по существу в направлении размаха крыла, как показано в поперечном сечении на фиг.1. На этом чертеже показано крыло с интерцептором 5, шарнирно закрепленным на верхней стороне основной несущей плоскости 1 крыла в ее задней части посредством шарнирного соединения 11 интерцептора. Элемент 4 увеличивающей подъемную силу механизации крыла показан в выпущенном состоянии, при котором открыта щель 16, через которую воздух с нижней стороны основной несущей плоскости 1 крыла перетекает на верхнюю сторону элемента 4 увеличивающей подъемную силу механизации (посадочный закрылок). Соответственно, перестановка интерцептора 5 в форме его вращательного движения относительно шарнирного соединения 11 с уменьшением зазора между задней кромкой интерцептора 5 и верхней стороной элемента 4 увеличивающей подъемную силу механизации крыла приводит к ускорению воздушного потока в этом месте с соответствующим увеличением подъемной силы. При опускании интерцептора 5 для увеличения кривизны крыла линия шарнирного соединения 11 действует в качестве аэродинамического ограничителя, поскольку обтекающий крыло поток уже не может удерживаться у поверхности крыла с нарушением непрерывности профиля в этом месте и поэтому отрывается.

Рассмотренный выше принцип действия интерцептора применим в трех следующих ситуациях:

а) В простейшем случае управления летательным аппаратом по крену вышеупомянутая щель закрыта, и интерцептор действует подобно разрезному щитку при малых углах отклонения. В упрощенном представлении такой разрезной щиток отклоняет поток за крылом в направлении своего отклонения и таким образом создает "подъемную" силу, действующую противоположно направлению отклонения. Это можно представить, как если бы задняя кромка сместилась аналогично действию обычного отклоняемого закрылка. Из-за завихрения оторвавшегося потока с "внутренней стороны" открывшегося интерцептора возрастает сопротивление, причем в данном случае это приращение сопротивления желательно лишь отчасти в качестве побочного эффекта. Полукрыло (консоль крыла), которое при увеличении на нем подъемной силы вследствие отклонения элерона движется вверх, обычно подвержено уводу назад, а опускающееся полукрыло - уводу вперед. Дополнительное сопротивление интерцептора противодействует такому стремлению летательного аппарата разворачиваться опускающимся полукрылом вперед. При симметричном отклонении на обеих консолях крыла во время снижения с высоты крейсерского полета можно влиять на угол снижения, не вызывая чрезмерного увеличения сопротивления.

б) Оба эффекта также используются в столь же простом случае выпуска интерцепторов для гашения подъемной силы (преимущественно полное отклонение во время пробега после касания ВПП), а именно эффект падения подъемной силы и значительное замедление вследствие отрыва потока с внутренней стороны интерцептора и на верхней стороне элемента увеличивающей подъемную силу механизации крыла. Торможение потока на передней стороне интерцептора также способствует замедлению летательного аппарата. Такое отклонение интерцепторов способствует удержанию летательного аппарата на земле (уменьшение подъемной силы) и, естественно, торможению летательного аппарата до его остановки (эффект замедления).

в) На малых скоростях полета во время маневрирования при взлете и посадке стремятся получить приращение подъемной силы. В этом случае с помощью интерцептора можно получить два эффекта: воздействие на эффективную кривизну всей системы и оптимизацию конфигурации щели между участвующими в создании подъемной силы элементами увеличивающей подъемную силу механизации (в данном случае интерцептором и закрылком).

Раскрытие изобретения

В основу изобретения положена задача разработки усовершенствованного интерцептора для обтекаемой части планера летательного аппарата. Изобретение, в частности, решает задачу создания усовершенствованного интерцептора для крыла летательного аппарата, имеющего основную несущую плоскость или поверхность и элемент увеличивающей подъемную силу механизации, установленный сзади на основной несущей плоскости с возможностью его выдвижения (выпуска), сопровождающегося открытием щели для перетекания воздушного потока.

Эта задача решена в интерцепторе, охарактеризованном в пункте 1 формулы изобретения. Целесообразные варианты осуществления изобретения и дополнительные усовершенствования предлагаемого в изобретении интерцептора раскрыты в зависимых пунктах формулы изобретения.

Объектом изобретения является интерцептор для аэродинамически активной, т.е. предназначенной для создания аэродинамических сил, части планера или поверхности летательного аппарата, прежде всего для крыла летательного аппарата, закрепленный на аэродинамически активной поверхности с возможностью его поворота или отклонения вокруг оси, проходящей поперек направления обтекающего воздушного потока и управления его положением или наклоном относительно обтекающего воздушного потока. Интерцептор, выполненный в соответствии с изобретением, содержит по меньшей мере два звена, расположенных друг за другом по направлению обтекающего воздушного потока, вытянутых поперек направления обтекающего воздушного потока и шарнирно соединенных друг с другом с возможностью их установки или отклонения под разными углами к обтекающему воздушному потоку.

В этом контексте понятие "отклонение или наклон относительно обтекающего воздушного потока" означает, что положением интерцептора или его звеньев относительно обтекающего воздушного потока можно управлять, выводя их из исходного положения и устанавливая под определенным углом наклона, который может быть положительным или отрицательным. Применительно к интерцептору, установленному на верхней стороне крыла и у его задней кромки, это означает, что интерцептор или его звенья могут отклоняться вверх и/или вниз, т.е. в первом направлении, поперечном принятому направлению обтекающего воздушного потока, и/или во втором направлении, противоположном первому направлению.

Одно из преимуществ предлагаемого в изобретении интерцептора заключается в том, что его членение на несколько отдельных звеньев позволяет лучше адаптировать интерцептор к воздушному потоку, на который нужно воздействовать, в результате чего можно повысить аэродинамическую эффективность интерцептора. Благодаря повышению эффективности интерцептора как поверхности управления по крену и гасителя подъемной силы для уменьшения или увеличения подъемной силы становится возможным уменьшить либо общую площадь поверхности интерцептора, либо угол его отклонения.

В одном варианте осуществления изобретения интерцептор содержит первое звено, расположенное спереди по направлению обтекающего воздушного потока и соединенное с каркасом обтекаемой части планера летательного аппарата, имеющей аэродинамически активную поверхность, прежде всего с основной несущей плоскостью крыла, посредством первого шарнирного соединения или узла, и по меньшей мере одно второе звено, расположенное сзади или за первым звеном по направлению обтекающего воздушного потока и, соответственно, соединенное с расположенным перед ним звеном, т.е. первым звеном или по меньшей мере одним вторым звеном.

Звенья интерцептора, расположенные друг за другом, предпочтительно приводить в действие посредством исполнительного устройства таким образом, чтобы заднее звено отклонялось (вверх или вниз) относительно обтекающего воздушного потока на больший угол, чем соответствующее переднее звено. В частности, соответственно заднее по направлению обтекающего воздушного потока звено отклоняется из исходного положения сильнее, чем соответствующее звено, расположенное перед ним. Исполнительное устройство приводится в действие. В этом отношении привод может работать под управлением или по командам системы управления летательного аппарата.

В одном варианте осуществления изобретения исполнительное устройство содержит приводы, соединенные с соответствующими звеньями интерцептора, расположенными друг за другом и отклоняющие соответственно заднее звено интерцептора относительно обтекающего воздушного потока на больший угол, чем соответственно переднее звено.

В этом случае первый привод может быть включен между опорой на переднем звене интерцептора и опорой на каркасе основной несущей плоскости крыла, а второй привод может быть включен между опорой на переднем звене и опорой на заднем звене.

Исполнительное устройство в виде приводов, взаимодействующих с опорами, может быть выполнено таким образом, что отклонение вверх первого звена интерцептора посредством первого привода вызывает отклонение вверх второго звена интерцептора вторым приводом на больший угол, а отклонение вниз первого звена интерцептора посредством первого привода вызывает отклонение вниз второго звена интерцептора вторым приводом на больший угол.

В еще одном варианте осуществления изобретения исполнительное устройство содержит привод для приведения в действие интерцептора, включенный между каркасом аэродинамически активной поверхности, т.е. прежде всего основной несущей плоскости, или элементом силового набора основной несущей плоскости, и интерцептором, а также соединительный механизм, который при регулировке положения интерцептора вызывает отклонение заднего звена относительно обтекающего воздушного потока на больший угол, чем соответствующего переднего звена.

В этом случае привод может быть соединен, в частности, с передним звеном интерцептора, а соединительный механизм - с соответственно задним звеном.

В этом варианте осуществления изобретения привод может быть включен между каркасом обтекаемой части планера летательного аппарата или его аэродинамически активной поверхности и передним звеном интерцептора, а соединительный механизм может включать в себя коленно-рычажную группу или первый рычаг, жестко или шарнирно связанный с задним звеном интерцептор, и второй рычаг, включенный в шарнирных соединениях между первым рычагом и опорой, причем коленно-рычажная группа образует повышающую передачу, которая при приведении в действие интерцептора приводом вызывает отклонение заднего звена интерцептора на больший угол, чем переднего звена. Указанная опора может быть расположена, в частности, на элементе силового набора обтекаемой части планера или аэродинамически активной поверхности. В одном частном случае этого варианта осуществления изобретения первый рычаг может быть жестко присоединен к нижней стороне заднего звена интерцептора и изогнут под углом таким образом, что он проходит вперед под передним звеном интерцептора и своим передним концом сочленен посредством первого шарнирного узла с одним концом второго рычага, который расположен под углом к первому рычагу и другим своим концом закреплен посредством второго шарнирного узла на опоре, причем удлинение коленно-рычажной группы вследствие отклонения первого звена интерцептора приводом вверх вызывает отклонение второго звена интерцептора вверх на больший угол, а складывание коленно-рычажной группы вследствие отклонения первого звена интерцептора приводом вниз вызывает отклонение второго звена интерцептора вниз на больший угол.

В одном варианте осуществления изобретения опора, на которой второй рычаг закреплен посредством второго шарнирного узла, расположена на каркасе аэродинамически активной поверхности.

В еще одном варианте осуществления изобретения опора, на которой второй рычаг закреплен посредством второго шарнирного узла, образована точкой крепления основания привода, в частности точкой крепления основания привода, в которой привод присоединен к каркасу обтекаемой части планера или аэродинамически активной поверхности летательного аппарата.

В одном варианте осуществления изобретения интерцептор установлен на крыле летательного аппарата, включающем в себя основную несущую плоскость и элемент увеличивающей подъемную силу механизации крыла, установленный на задней по направлению обтекающего воздушного потока стороне основной несущей плоскости с возможностью его выдвижения из убранного положения, открывающего щель между основной несущей плоскостью и элементом увеличивающей подъемную силу механизации крыла, направляющую воздух с нижней стороны основной несущей плоскости крыла на верхнюю сторону элемента увеличивающей подъемную силу механизации, причем интерцептор установлен на верхней стороне основной несущей плоскости с возможностью поворота вокруг оси, проходящей в направлении размаха крыла.

В частном случае этого варианта осуществления изобретения в случае отклонения интерцептора на уменьшение подъемной силы вверх заднее звено интерцептора может отклоняться вверх относительно обтекающего воздушного потока на больший угол, чем переднее звено, а в случае отклонения интерцептора на увеличение подъемной силы при выпущенном элементе увеличивающей подъемную силу механизации крыла вниз с заходом в щель заднее звено интерцептора может отклоняться вниз относительно обтекающего воздушного потока на больший угол, чем переднее звено. Важное преимущество этого варианта заключается в том, что членение интерцептора на несколько отдельных звеньев позволяет реализовать больший максимальный угол отклонения механизации без отрыва потока, в результате чего в зоне увеличивающей подъемную силу механизации достигается повышенная аэродинамическая эффективность. Аналогичным образом, увеличенный диапазон углов отклонения обеспечивает большую свободу при конструировании кинематики закрылков, поскольку соответствующим отклонением интерцептора достигается оптимизированное регулирование щели между интерцептором и закрылком. Изобретение позволяет выгодным образом раздвинуть рамки ограничений, обусловленных самой конструктивной схемой выдвижных закрылков, в частности кинематикой его перемещения по дуге окружности. Благодаря простоте конструкции достигаются существенные преимущества в отношении весовой эффективности, упрощения конструкции и системы управления, а также эксплуатационной технологичности при одновременном достижении высокой аэродинамической эффективности.

Краткое описание чертежей

Ниже сущность изобретения поясняется на примере вариантов его осуществления со ссылками на чертежи, на которых показано:

на фиг.1 - изображение в поперечном сечении, схематически иллюстрирующее кинематическую схему известного из уровня техники интерцептора, причем известный интерцептор показан в опущенном (убранном) положении на крыле летательного аппарата с выпущенным закрылком,

на фиг.2 - изображение в поперечном сечении, схематически иллюстрирующее принцип применения многозвенного интерцептора в одном варианте осуществления изобретения, причем интерцептор установлен на крыле летательного аппарата с закрылком,

на фиг.3 и 4 - несколько увеличенные изображения в поперечном сечении, иллюстрирующие первый вариант осуществления изобретения, в котором исполнительное устройство содержит единственный привод, служащий для управления положением обоих звеньев интерцептора во взаимодействии с соединительным механизмом, обеспечивающим силовую связь, причем на фиг.3 показана функция интерцептора по увеличению подъемной силы, когда интерцептор отклонен вниз, а на фиг.4 показана функция интерцептора по гашению подъемной силы или управлению по крену, когда интерцептор отклонен вверх, и на фиг.5 и 6 - несколько увеличенные изображения в поперечном сечении, иллюстрирующие первый вариант осуществления изобретения, в котором исполнительное устройство содержит два привода, служащих для управления положением двух звеньев интерцептора, причем на фиг.5 показана функция интерцептора по гашению подъемной силы или управлению по крену, когда интерцептор отклонен вверх, а на фиг.6 показана функция интерцептора по увеличению подъемной силы, когда интерцептор отклонен вниз.

Осуществление изобретения

На фиг.2 показана часть крыла летательного аппарата, имеющего основную несущую плоскость или поверхность 1, элемент 4 увеличивающей подъемную силу механизации крыла, и интерцептор 5, установленный на основной несущей плоскости 1. Элемент 4 увеличивающей подъемную силу механизации крыла установлен на задней по направлению обтекающего воздушного потока стороне основной несущей плоскости 1 крыла с возможностью выдвижения из убранного положения, открывающего щель 16, ведущую с нижней стороны основной несущей плоскости 1 крыла на верхнюю сторону элемента 4 увеличивающей подъемную силу механизации крыла. На фиг.2 элемент 4 увеличивающей подъемную силу механизации крыла показан в выпущенном состоянии, в котором щель 16 между основной несущей плоскостью 1 и элементом 4 увеличивающей подъемную силу механизации крыла открыта. Интерцептор 5 установлен на верхней стороне основной несущей плоскости 1 крыла, а именно на ее заднем по направлении обтекающего воздушного потока краю, и закреплен посредством первого шарнирного соединения 11 с возможностью поворота вокруг оси, проходящей в направлении размаха крыла.

В варианте осуществления изобретения, показанном на фиг.2, интерцептор 5 содержит два звена 6, 7, расположенных друг за другом по направлению обтекающего воздушного потока и вытянутых поперек направления обтекающего воздушного потока, т.е. по существу в направлении размаха крыла. Звенья 6, 7 интерцептора соединены друг с другом посредством второго шарнирного соединения 12 и могут устанавливаться под разными углами к обтекающему воздушному потоку. Это означает, что интерцептор 5 включает в себя первое звено 6, расположенное спереди по направлению обтекающего воздушного потока и соединенное с каркасом основной несущей плоскости 1 крыла посредством первого шарнирного соединения 11, и второе звено 7, расположенное сзади по направлению обтекающего воздушного потока и соединенное с первым звеном 6, расположенным перед ним, посредством второго шарнирного соединения 12. В другом варианте осуществления изобретения, отличном от показанного на фиг.2, можно предусмотреть более чем два звена, расположенных друг за другом по направлению обтекающего воздушного потока и соединенных друг с другом соответственно большим числом шарнирных соединений. В этом случае расположенное сзади звено может отклоняться (вверх или вниз) относительно обтекающего воздушного потока на больший угол, чем звено, расположенное соответственно перед ним.

В рассматриваемом варианте осуществления изобретения расположенные непосредственно друг за другом звенья 6, 7 интерцептора 5 могут приводиться в действие посредством исполнительного устройства таким образом, чтобы заднее звено 7 отклонялось или устанавливалось относительно обтекающего воздушного потока на больший угол, чем переднее звено 6, как это показано на фиг.3 и 4.

В варианте осуществления изобретения, показанном на фиг.3 и 4, на которых исполнительное устройство 8, 9, 10 для приведения в действие интерцептора 5 представлено более подробно, имеется привод 8, включенный между каркасом основной несущей плоскости 1 крыла и интерцептором 5, а также соединительный механизм 9, 10, который во время регулирования положения интерцептора 5, а именно его отклонения вверх, как показано на фиг.4, вниз, как показано на фиг.3, заставляет заднее звено 7 отклоняться относительно обтекающего воздушного потока на больший угол, чем переднее звено 6.

В этом варианте осуществления изобретения привод 8 выполнен, в частности, в виде линейного привода переменной длины, включенного между опорой 17 на переднем звене 6 интерцептора 5 и опорой 15 на каркасе основной несущей плоскости 1 крыла, а соединительный механизм 9, 10 включен между задним звеном 7 интерцептора и каркасом основной несущей плоскости 1 крыла.

Как показано на фиг.3 и 4, соединительный механизм 9, 10 содержит коленно-рычажную группу, включающую в себя первый рычаг, жестко связанный с задним звеном 7 интерцептора, и второй рычаг 10, включенный в шарнирных узлах 13, 14 между первым рычагом 9 и опорой 15 соответственно. В данном случае первый рычаг 9 жестко присоединен к нижней стороне заднего звена 7 интерцептора и изогнут под углом таким образом, что он проходит вперед под передним звеном 6 интерцептора и своим передним концом сочленен посредством первого шарнирного узла 13 с одним концом второго рычага 10, который расположен под углом к первому рычагу 9 и другим своим концом закреплен на вышеупомянутой опоре 15 посредством второго шарнирного узла 14. В показанном на фиг.3 сложенном состоянии коленно-рычажной группы 9, 10 первый рычаг 9 проходит более или менее параллельно первому звену 6 интерцептора в зону, прилегающую к первому шарнирному соединению 11 интерцептора, соединяющему переднее звено 6 интерцептора с каркасом основной несущей плоскости 1 крыла, а второй рычаг 10 проходит в сторону от первого звена 6 под углом к первому рычагу 9, как это показано на фиг.3 и 4. Коленно-рычажная группа 9, 10 образует повышающую механическую передачу, которая при приведении в действие интерцептора 5 приводом 8 вызывает отклонение заднего звена 7 интерцептора соответственно вверх или вниз на больший угол, чем переднего звена 6, как показано на фиг.3 и 4. При удлинении коленно-рычажной группы 9, 10 вследствие отклонения первого звена 6 интерцептора приводом 8 вверх второе звено 7 интерцептора отклоняется вверх на больший угол, как показано на фиг.4, а еще большее складывание коленно-рычажной группы 9, 10 вследствие отклонения первого звена 6 интерцептора приводом 8 вниз вызывает отклонение второго звена 7 интерцептора вниз на больший угол, как показано на фиг.3.

В рассматриваемом варианте осуществления изобретения опора 15, на которой второй рычаг 10 закреплен посредством второго шарнирного узла 14, расположена на каркасе основной несущей плоскости 1, а именно в точке крепления основания привода 8, в которой этот привод присоединен к каркасу основной несущей плоскости 1.

Таким образом, интерцептор 5 может отклоняться вверх на уменьшение подъемной силы, причем заднее звено 7 отклоняется вверх относительно обтекающего воздушного потока на больший угол, чем переднее звено 6, как показано на фиг.4. С другой стороны, интерцептор 5 также может отклоняться вниз с заходом в щель 16 на увеличение подъемной силы при выпущенном элементе 4 увеличивающей подъемную силу механизации крыла, как показано на фиг.2, причем заднее звено 7 интерцептора отклоняется вниз относительно обтекающего воздушного потока на больший угол, чем переднее звено 6, как показано на фиг.3.

В варианте осуществления изобретения, показанном на фиг.5 и 6, исполнительное устройство для приведения в действие интерцептора 5 содержит два привода 81, 82, которые во время изменения положения интерцептора 5 вызывают отклонение заднего звена 7 на больший угол относительно обтекающего воздушного потока, чем соответствующее переднее звено 6, а именно отклонение вверх, как показано на фиг.5, или отклонение вниз, как показано на фиг.6.

В этом варианте осуществления изобретения приводы 81, 82 также выполнены, в частности, в виде линейных приводов переменной длины. Первый привод 81 включен между опорой 17 на переднем звене 6 интерцептора 5 и опорой 15 на каркасе основной несущей плоскости 1, а второй привод 82 включен между передним звеном 6 интерцептора и задним звеном 7 интерцептора, а именно между опорой 25 на переднем звене 6 и опорой 27 на заднем звене 7 интерцептора. Образованное двумя приводами 81, 82 исполнительное устройство во взаимодействии с опорами 15, 17, 25, 27 выполнено таким образом, что отклонение вверх первого звена 6 интерцептора посредством первого привода 81 вызывает отклонение вверх второго звена 7 интерцептора вторым приводом 82 на больший угол, как показано на фиг.5, а отклонение вниз первого звена 6 интерцептора посредством первого привода 81 вызывает отклонение вниз второго звена 7 интерцептора вторым приводом 82 на больший угол, как показано на фиг.6.

Интерцептор 5 таким образом может отклоняться вверх на уменьшение подъемной силы, при этом его заднее звено 7 отклоняется вверх относительно обтекающего воздушного потока на больший угол, чем переднее звено 6, как показано на фиг.5. С другой стороны, интерцептор 5 также может отклоняться вниз с заходом в щель 16 на увеличение подъемной силы при выпущенном элементе 4 увеличивающей подъемную силу механизации крыла, как показано на фиг.2, при этом заднее звено 7 отклоняется вниз относительно обтекающего воздушного потока на больший угол, чем переднее звено 6, как показано на фиг.6.

Опоры 17 в двух вариантах осуществления изобретения, представленных соответственно на фиг.3 и 4 и фиг.5 и 6, а также опоры 25 и 27 в варианте осуществления изобретения, представленном на фиг.5 и 6, расположены относительно элементов 6 и 7 интерцептора таким образом, чтобы образовывать соответствующий рычаг, на который соответствующие приводы 8 или 81, 82 могут воздействовать для приведения соответствующих звеньев 6 и 7 интерцептора в требуемое вращательное движение или управления их положением. Это, соответственно, касается места, в котором первый рычаг 9 в варианте осуществления изобретения, представленном на фиг.3 и 4, жестко присоединен к нижней стороне заднего звена 7 интерцептора.

Предлагаемый в изобретении интерцептор позволяет увеличить подъемную силу без дополнительных поверхностей управления, т.е. по существу без увеличения веса или усложнения системы. При использовании принудительной связи звеньев, такой как показана на фиг.3 и 4, либо связи иного рода можно реализовать различие в углах отклонения соответствующих звеньев интерцептора без необходимости использования дополнительных приводов или систем управления, при этом использование независимых приводов, например, как в варианте осуществления изобретения, показанном на фиг.5 и 6, предоставляет большую свободу в реализации дифференциального регулирования положения соответствующих звеньев интерцептора относительно друг друга.

Подъемная сила, создаваемая аэродинамически активной, т.е. используемой для создания аэродинамических сил, поверхностью, возрастает с увеличением кривизны/выпуклости поверхности, обтекаемой воздушным потоком (эффективно только искривление поперек потока). При постоянной ширине щели (или даже без щели) следующий по потоку щиток 7 также нужно опустить с более значительным отклонением интерцептора. Это увеличивает расстояние между наивысшей точкой всей системы и соединительной линией, проходящей между передней кромкой переднего звена 6 интерцептора и задней кромкой заднего звена 7. В соответствии с этим определением вышеупомянутое расстояние пропорционально кривизне системы. Подъемная сила увеличивается за счет ускорения скорости потока на верхней стороне обтекаемой воздухом поверхности относительно окружающего пространства. На значение требуемой затем величины "запаздывание/расстояние" (приблизительно до скорости окружающей среды в конце системы), а значит и на достижимое увеличение подъемной силы, накладываются физические ограничения. Особенностью воздушного потока, обтекающего излом как граничный случай кривизны, является то, что значение приращения скорости потока зависит от угла излома. Два излома, расположенных непосредственно друг за другом, отстоящих друг от друга на ощутимом расстоянии и в сумме дающих тот же угол, что и один излом, создают меньшие локальные максимумы скорости ускоряющегося потока и поэтому вызывают меньшие проблемы с запаздыванием потока либо при той же остроте проблемы допускают увеличение суммарного угла поворота потока.

Течение воздуха через щель 16 системы элементов увеличивающей подъемную силу механизации крыла имеет сложный характер. Внутренняя сторона 6, 7 интерцептора и контур на верхней стороне закрылка или элемента 4 увеличивающей подъемную силу механизации крыла образуют канал в виде щели 16, который во всех положениях закрылка всегда должен иметь в поперечном сечении форму "сопла" вплоть до задней кромки 6, 7 интерцептора, т.е. поперечное сечение щели в направлении по потоку должно уменьшаться, а не увеличиваться. В отношении направления и размера предлагаемая форма интерцептора очевидным образом позволяет лучше соблюсти это требование над криволинейной поверхностью закрылка 4, чем в случае обычного однозвенного интерцептора 5, показанного на фиг.1. Это в результате дает улучшенную эксплуатационную пригодность закрылка и большую гибкость при расчете профиля закрылка.

Изобретение предоставляет два варианта использования потенциала усовершенствования интерцептора:

(i) увеличение полного отклонения интерцептора, в отношении угла его отклонения, повышает аэродинамическую эффективность,

(ii) отклонение первого звена 6 интерцептора, а значит и размер (первого) привода 8; 81, можно уменьшить при том же полном отклонении интерцептора в отношении угла его отклонения.

При использовании интерцептора для увеличения подъемной силы в полете на малой скорости такое увеличение достигается за счет:

(i) увеличения выпуклости крыла,

(ii) улучшения управления щелью, что касается размера и геометрии щели (это относится к щели 16 между интерцептором 6, 7 и закрылком 4).

Кроме того, изобретение обеспечивает дополнительные степени свободы при проектировании закрылков и их кинематики: обусловленная конструкцией широкая свобода кинематической схемы допускает значительные перемещения задней кромки интерцептора, т.е. задней кромки второго звена 7 интерцептора, в направлении Z (вверх/вниз), что предоставляет конструктору большую свободу при проектировании кинематической схемы механизации задней кромки крыла (системы закрылков). Во время обычного использования интерцептора, т.е. при его отклонении вверх для уменьшения подъемной силы или для управления летательным аппаратом по крену, эффективность интерцептора повышается, что позволяет уменьшить общую площадь поверхности интерцептора и получить преимущества в отношении требуемого монтажного пространства.

Благодаря увеличенной эффективности интерцептора и его функции как органа управления по крену и в качестве гасителя подъемной силы появляется возможность уменьшения либо общей площади поверхности интерцептора, либо угла его отклонения. Первый вариант позволяет укоротить интерцептор, если линия шарнирного соединения, т.е. линия, по которой первое звено 6 интерцептора закреплено посредством первого шарнирного соединения 11 на основной несущей плоскости 1 крыла, зафиксирована, и таким образом сместить вперед так называемую линию кромки обтекателя, т.е. линию, по которой задний край интерцептора 5 покрывает элемент 4 увеличивающей подъемную силу механизации крыла, если такое смещение считается целесообразным для увеличивающей подъемную силу механизации крыла, при этом также возможно сместить линию шарнирного соединения 11 назад, если линия кромки обтекателя неизменна, что позволяет сместить задний лонжерон основной несущей плоскости 1 крыла назад по потоку и таким образом увеличить размер кессона крыла.

Реферат

Интерцептор (5) для аэродинамически активной поверхности крыла летательного аппарата (1) закреплен с возможностью его поворота вокруг оси (11), проходящей поперек направления обтекающего воздушного потока, и управления положением относительно обтекающего воздушного потока. Интерцептор содержит два звена (6, 7), расположенных друг за другом по направлению обтекающего воздушного потока, вытянутых поперек направления обтекающего воздушного потока и шарнирно соединенных друг с другом с возможностью их установки под разными углами к обтекающему воздушному потоку посредством исполнительного устройства. Расположенные друг за другом звенья интерцептора (5) могут приводиться в действие посредством исполнительного устройства таким образом, что заднее звено (7) отклоняется на больший угол относительно воздушного потока, чем переднее звено (6). Группа изобретений направлена на повышение аэродинамической эффективности. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Формула