ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
AIRCRAFT

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к летательным аппаратам с крыльями, максимальная подъемная сила которых может изменяться с помощью управляемых элементов. Целью изобретения является уменьшение веса конструкции летательного аппарата, что достигается за счет ограничения максимально возможной нагрузки, действующей на крылья, с помощью соответствующей системы управления.
ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Известно, что для уменьшения изгибающего момента крыла при высоких нагрузках на крылья летательного аппарата осуществляют установку внешних элеронов в такое положение, при котором достигается уменьшение подъемной силы, и в то же время для компенсации уменьшения подъемной силы увеличивают угол атаки крыла. Это известное изменение конфигурации крыла требует приложения значительных регулирующих усилий и при практическом применении дает сравнительно небольшое уменьшение веса конструкции.
Целью настоящего изобретения является создание конструкции летательного аппарата, в котором может быть достигнуто заметное уменьшение веса конструкции крыльев, при котором должны учитываться международные правила сертификации, касающиеся коэффициента запаса прочности, особенно в отношении нагрузок, вызываемых порывами ветра.
Указанная цель изобретения достигается за счет того, что летательный аппарат снабжают датчиками, которые во время полета измеряют фактическую нагрузку на крыло в любой заданный момент времени, и используется устройство управления или регулирования, которое при достижении заданной нагрузки на крыло воздействует на элементы крыла с целью уменьшения максимально возможной подъемной силы.
Соответственно, предлагаемое в изобретении техническое решение позволяет уменьшить максимально возможную нагрузку на крыло, определяемую аэродинамической подъемной силой, ценой увеличения аэродинамического сопротивления. Однако поскольку такой эффект возникает только в таких рабочих режимах, в которых необходима только ограниченная подъемная сила крыльев, то возможная максимальная нагрузка на конструкцию крыла может быть таким образом уменьшена, и поэтому вес конструкции может быть соответственно уменьшен, не оказывая влияния на показатели безопасности полетов, установленные международными правилами сертификации.
В соответствии с изобретением осуществляется управление элементами крыла для уменьшения подъемной силы, когда летательный аппарат находится выше своей рабочей точки А2 (иными словами, при скорости захода на посадку с убранными закрылками) в диапазоне средних скоростей полета. Вообще говоря, действие элементов крыла противоположно обычным действиям, известным в технике, которые используются для увеличения подъемной силы. В то же время аэродинамическое сопротивление увеличивается таким образом, что максимальная нагрузка на крыло, которая может возникать, уменьшается. На высоких скоростях полета элементы крыла могут быть возвращены в свое нормальное положение, поскольку в этих режимах полета подъемная сила и, соответственно, максимальная нагрузка на крыло так или иначе ограничивается благодаря сжимаемости воздуха.
В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения характеристики полета, например скорость, высота, угол набора высоты, угол атаки и т.п., которые являются параметрами полетного режима для целей настоящего изобретения, дополнительно подаются в устройство управления (регулирования) в качестве переменных управления, и устанавливаются правила управления, которые обеспечивают отключение управления для уменьшения подъемной силы прежде, чем может быть достигнут неустойчивый режим полета. Такое техническое решение в соответствии с изобретением делает возможным максимально расширить рабочую зону, в которой возможно осуществлять управление с целью ограничения максимальной подъемной силы, то есть полностью использовать нижнее пороговое значение создания подъемной силы, которое должно поддерживаться для обеспечения безопасности полета и безопасности маневрирования летательного аппарата.
Для измерения нагрузки на крылья их отклонения должны измеряться с помощью датчиков, размещенных в соответствующих местах крыльев. В качестве таких датчиков могут использоваться, например, датчики деформаций.
В качестве элементов крыла, обеспечивающих изменение подъемной силы, могут использоваться закрылки, известные в технике. Однако также возможно использование интерцепторов (пластины срыва потока) в передней кромке крыльев, либо дополнительно, либо в качестве альтернативного варианта. Интерцепторы могут полностью убираться внутрь карманов крыльев, и эти карманы могут закрываться соответствующими накладками. Это позволяет исключить дополнительное сопротивление и соответствующие потери в рабочих режимах, в которых уменьшение подъемной силы не является необходимым.
В любом случае предпочтительно размещать элементы, обеспечивающие уменьшение подъемной силы в тех зонах крыльев, которые удалены от фюзеляжа, поскольку уменьшение максимально возможных сил, вызванных аэродинамической подъемной силой, во внешних зонах крыльев имеет большее действие на изгибающие нагрузки по сравнению с уменьшением подъемной силы во внутренних зонах крыльев.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Изобретение описывается ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых показано:
Фигура 1 - схематический вид летательного аппарата с элементами крыльев, которые могут управляться в соответствии с изобретением, в том числе схематический вид устройства управления.
Фигура 2 - график, на котором нагрузка на крыло летательного аппарата показана в зависимости от угла атаки, и выше приведен схематический вид поперечного сечения соответствующего крыла.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Летательный аппарат, изображенный на фигуре 1, в целом указанный обозначением 1, содержит крылья 10, которые в своих задних частях, отстоящих на удалении от фюзеляжа, содержат закрылки 11 и в дополнение, или в качестве альтернативного варианта, в своих передних частях содержат интерцепторы 12 для срыва потока. Используются интерцепторы 12, которые могут выдвигаться из кармана 14 (см. фигуру 2), формируя край, перекрывающий воздушный поток. На фигуре 1 схема предлагаемого в изобретении устройства относится к одному крылу летательного аппарата, однако им могут быть снабжены оба крыла. Активизация закрылка 11 осуществляется по линии 29 управления, а активизация интерцептора 12 осуществляется с использованием эффективной связи 28. Линия управления 29 и линия 28 управления проходят от центрального устройства 20 управления (регулирования) к элементам крыла. По первой входной линии 23 сигнал, соответствующий фактической нагрузке на крыло 10, передается в устройство 20 управления. Нагрузка на крыло определяется с помощью датчиков 13, размещенных в подходящих местах крыла 10. Кроме того, по второй входной линии 21 в устройство 20 управления передаются характеристики полета: скорость, высота, угол набора высоты, угол атаки и т.п. Правила управления устройства 20 управления подбираются для конкретного типа летательного аппарата так, чтобы изменение геометрии, вызываемое линией 28 управления и эффективной связью 29, уменьшало максимально возможную нагрузку в точном соответствии с заданным законом.
Кривые 31, 32, 33 на графике, приведенном на фигуре 2, представляют зависимость величины максимально возможной нагрузки на крыло от угла атаки. В соответствии с изобретением крыло 10, показанное схематично над графиком, содержит закрылок 11, шарнирно соединенный с крылом, и интерцептор 12, который может убираться в карман в передней зоне крыла. Если интерцептор 12 выдвинут из кармана 14, то образуется край срыва потока, который существенно снижает подъемную силу крыла 10. Первая кривая 31 на графике фигуры 2 показывает уменьшение нагрузки на крыло по мере того, как угол атаки увеличивается от положения "закрылки убраны", обозначенного крестиком, то есть из рабочего положения, в котором закрылок 11 отклонен вверх, в положение, в котором происходит уменьшение подъемной силы, с помощью устройства 20 управления по линии 29 управления.
Аналогично, вторая кривая 32 демонстрирует уменьшение нагрузки на крыло, когда интерцептор 12 выдвигается (на фигуре 2 указано крестиком "интерцептор выдвинут").
Пунктирная кривая 33 на фигуре 2 демонстрирует зависимость нагрузки на крыло от угла атаки без уменьшения подъемной силы за счет использования закрылков или интерцепторов, причем можно видеть, что в верхней области максимальная нагрузка ограничивается благодаря сжимаемости воздуха. В этой области интерцептор 12 убран в карман 14 (интерцептор в убранном положении) при выполнении полета.
Расчеты, произведенные для крыла большого пассажирского самолета, показали, что если закрылок отклоняется вверх примерно на 10°, то достигается уменьшение максимальной подъемной силы приблизительно на 13%. Возникающее дополнительное аэродинамическое сопротивление в этом случае равно приблизительно 5%. Можно принять, что управление закрылком для уменьшения максимальной подъемной силы необходимо только в течение 5% полетного времени, так что дополнительное аэродинамическое сопротивление приведет к уменьшению дальности полета самолета всего лишь на 0,25%. С другой стороны, расчеты показывают, что уменьшение нагрузки на крыло на 13% позволяет уменьшить вес крыла, в результате чего прирост дальности полета за счет соответствующего увеличения веса топлива может составить 2%. Сравнительный анализ показывает, что прирост дальности полета большого пассажирского самолета, сконструированного в соответствии с изобретением, может составить приблизительно 1,7%.
ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОЧНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ
1 Летательный аппарат
10 Крыло
11 Закрылок
12 Интерцептор
13 Датчики
14 Карман
20 Центральное устройство управления
21 Вторая входная линия
23 Первая входная линия
28 Эффективная связь
29 Линия управления
31 Первая кривая
32 Вторая кривая
33 Пунктирная кривая