ПОВЕРХНОСТЬ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT CONTROL SURFACE

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к оптимизированной конфигурации поверхности управления полетом летательного аппарата.
Уровень техники изобретения
Наиболее широко используемая конфигурация поверхностей управления современного летательного аппарата в целом состоит из одного или нескольких плоских по существу элементов, расположенных таким образом, что они образуют переднюю кромку или заднюю кромку аэродинамических несущих поверхностей летательного аппарата. Летательным аппаратом управляют посредством отклонения поверхностей управления, что является причиной изменения внешней геометрии указанного летательного аппарата, следствием чего являются подходящие для осуществления управления направление и величина аэродинамических сил.
Изменение аэродинамической формы, необходимой для управления летательным аппаратом, в целом достигается посредством поворота указанных поверхностей управления вокруг шарнирного вала или вала вращения, закрепленного относительно аэродинамической несущей поверхности, к которой они принадлежат. Существуют другие конфигурации и способы осуществления управления, например, посредством упругой деформации всей несущей поверхности, способ, использованный братьями Райт в первом самолете, который описан в документе US821393; посредством полного поворота несущей поверхности, которое описано в документе US6089503; посредством деформации несущей поверхности или поверхности управления, обусловленной изменениями в свойствах материала, как описано в документах US6209824B1, US5662294; или посредством сильных струй воздуха или выхлопных газов двигателя, как, например, в случае самолета AV-B Harrier, или North American X-15.
Конфигурации поверхностей управления, заключающиеся в поворачивании указанных поверхностей вокруг шарнира, использовали в аэронавтике в большинстве самолетов и в настоящее время являются единственными используемыми для больших пассажирских транспортных самолетов. Первые самолеты, использовавшие данную конфигурацию поверхности управления, а также наиболее легкие самолеты сегодня, используют систему тросов и шкивов для передачи управляющих действий пилота, либо непосредственно используя усилие, прикладываемое пилотом или посредством сервосистемы, механически увеличивающей усилие пилота. Системы тросов и шкивов перемещают поверхности управления посредством рычажной системы, преобразующей линейные перемещения тросов в повороты поверхностей управления. Данный способ приведения в движение для приведения в движение поверхностей управления подходит для легкого летательного аппарата или летательных аппаратов большого размера, летающих с относительно низкими скоростями (намного меньше, чем скорости, близкие к скорости звука, с которыми в настоящее время летает коммерческий летательный аппарата), вследствие обстоятельства, что усилия, которые могут передавать тросы, являются относительно небольшими, и аэродинамические силы, действующие на поверхностях управления и которые должны компенсировать силы тросов, возрастают линейно с площадью указанной поверхности управления и с квадратом скорости полета. Система тросов и шкивов имеет дополнительные ограничения вследствие присущей гибкости системы, образованной длинными тросами с небольшим сечением, которая может приводить к аэроупругой неустойчивости, если ее применять с большими поверхностями управления, в дополнение к привнесению запаздывания в работу поверхностей управления и возможному отсутствию ответа от органов управления полетом, когда самолет летит с низкими скоростями, все это благодаря удлинению кабельной системы, привносимому аэродинамическими нагрузками.
С развитием авиационной технологии было необходимо разрабатывать новые способы приведения в движение для приведения в движение поверхности управления полетом, особенно приспособленным к большим самолетам, летающим со значительно большими скоростями, в большинстве случаев приводимым в движение реактивными двигателями. Принятое решение, состоящее в использовании сервоприводов, необходимых для прикладывания больших усилий в системе управления, требующихся для того, чтобы двигать большие поверхности управления при высоких скоростях полетов, и помещать упомянутые силовые приводы в такое положение, чтобы они могли передавать усилия управления непосредственно на поверхности управления, представленные рулем направления, или на установку типового элерона или руля высоты.
Конфигурация предшествующей установки типового элерона или руля высоты имеет очевидный недостаток необходимости аэродинамического обтекателя для силового привода, который является нежелательным источником аэродинамического лобового сопротивления. С другой стороны, данная конфигурация имеет преимущество в том, что передняя кромка поверхности управления находится очень близко к заднему стрингеру несущей поверхности, с которой она связана (в большинстве случаев крыло или стабилизаторы), допуская, вследствие этого, максимальную площадь сечения соответствующих кессонных конструкций, подлежащих использованию, следствием чего является увеличение жесткости указанных конструкций, особенно жесткости при кручении и, кроме того, где применимо, максимальный объем топливного бака в случае крыла или горизонтального стабилизатора.
Конфигурация, характерная для руля направления, типичного для руля направления современного коммерческого самолета, не требует аэродинамического обтекателя для силового привода, но, однако, имеет недостаток значительного уменьшения доступного пространства между кессонной конструкцией несущей поверхности и поверхностью управления. Во всех случаях это влечет нежелательное уменьшение жесткости при кручении обоих элементов (основной кессонной конструкции и аэродинамической поверхности управления). Разделение между задним стрингером кессонной конструкции и передней кромкой поверхности управления аналогичным образом требует установки относительно больших и гибких аэродинамических обтекателей, что не добавляет жесткости или прочности несущей поверхности, в дополнение к привнесению больших изгибающих нагрузок на нервюры кессонной конструкции в основании шарнирных соединительных деталей, каждая из которых является нежелательной.
Уменьшение площади сечения кессонной конструкции несущей поверхности, диктуемое ранее описанным и необходимым разделением для того, чтобы установить силовой привод, как правило имеет следствием увеличение массы конструкции, поскольку более толстые обшивки и стрингеры необходимы для того, чтобы сохранить требуемую жесткость при кручении из соображений аэродинамики и аэроупругости.
Проблема упругой деформации упомянутых поверхностей при аэродинамической нагрузке должна быть решена во всех системах управления полетами, основанных на повороте поверхностей управления. В системах тросов и шкивов, в которых рычаги, с которыми соединены управляющие тросы, находятся, как правило, на одном конце поверхностей управления, аэродинамические нагрузки являются причиной деформации кручения на поверхности управления, имея тенденцию уменьшать эффективность управления. Для того, чтобы восстановить эффективность поверхности управления, жесткость при кручении поверхности должна быть увеличена, либо за счет увеличения толщины обшивок ее конструкции (что добавляет массу и увеличивает инерцию поверхности управления, и то и другое с нежелательными последствиями, т.e. масса по причинам эффективности летательного аппарата, а инерция по причине тенденции уменьшать скорость, при которой возникает динамическая аэроупругая нестабильность или дрожание), или за счет использования торсионной штанги около передней кромки поверхности управления, что также добавляет массу, но ограничивает увеличение момента инерции поверхности.
В случае систем, в которых силовые приводы соединены непосредственно с поверхностями управления, указанные силовые приводы, как правило, располагают приблизительно посередине размаха поверхности управления для того, чтобы минимизировать деформацию кручения, или используют параллельно несколько силовых приводов, что также обеспечивает резервирование в системе управления. В любом случае, размещение силовых приводов внутри аэродинамической поверхности требует предоставления к ним доступа для осмотра, что усложняет конструкцию указанных аэродинамических поверхностей, и, в случае рулей направления, затрудняет доступ для обслуживающего персонала.
Задача настоящего изобретения состоит в том, чтобы решить упомянутые ранее проблемы, касающиеся создания поверхностей управления, особенно проблемы, связанные с конфигурацией, в которой силовые приводы непосредственно соединены с указанными поверхностями управления, поскольку это конфигурация, используемая для поверхностей управления в стабилизаторах в больших современных коммерческих самолетах.
Сущность изобретения
Настоящее изобретение, таким образом, относится к конфигурации поверхности управления для летательного аппарата, в котором указанная поверхность управления конструктивно является нераздельной частью с торсионной штангой, поворачивающейся относительно своей оси посредством действия силовых приводов, установленных внутри фюзеляжа обсуждаемого летательного аппарата.
Настоящее изобретение описывает конфигурацию и способ приведения в движение, который может быть применен для поверхностей управления летательного аппарата, являются ли они рулями направления, рулями высоты, элеронами, закрылками или воздушными тормозами, состоящий в приведении в движение поворота упомянутых поверхностей посредством торсионной штанги, концентрической с шарнирным стержнем поверхности управления, при этом упомянутая торсионная штанга соединена посредством рычага внутри фюзеляжа летательного аппарата с одним или несколькими обычными силовыми приводами (гидравлическим, электрогидравлическим, электрическим или любого другого типа, используемого в авиации), которые представляют собой силовые приводы двойного действия, т.e. способные прикладывать усилие в обоих направлениях своего вала.
Благодаря распределению аэродинамических сил на поверхности управления и получаемой в результате деформации кручения объект конфигурации настоящего изобретения особенно приспособлен для очень узких поверхностей управления так, что площадь, окруженная секциями поверхности управления, которые перпендикулярны шарнирному стержню, значительно уменьшается от конца, на котором действует торсионная штанга, к свободному концу. Основное преимущество конфигурации изобретения по отношению к классической конфигурации состоит в том, что она обеспечивает возможность протяжения передней кромки поверхности управления ближе к заднему стрингеру кессонной конструкции аэродинамической поверхности, что уменьшает размер и изгибающие нагрузки на шарнирные соединительные детали, обеспечивает возможность увеличения ограниченной площади кессонной конструкции несущей поверхности или поверхности управления, или одновременно и той и другой, с увеличением жесткости при кручении прямо пропорционально указанной ограниченной площади, при этом все данные преимущества получают без ухудшения аэродинамики, обусловленной обтекателем для силового привода. Все это обеспечивает возможность увеличения длины плеча рычага, на которое действуют сервоприводы без геометрического ограничения, накладываемого аэродинамическим профилем, уменьшая, вследствие этого, усилия, необходимые для приведения в движение, следствием чего может быть уменьшение массы силовых приводов.
Конфигурация согласно настоящему изобретению аналогичным образом допускает кессонную конструкцию того же самого размера и форму несущей поверхности в плане, имеющей большую аэродинамическую поверхность управления с увеличением возможной связанной эффективности управления.
Конфигурация изобретения дополнительно обеспечивает возможность использования больших силовых приводов, при необходимости, поскольку пространственное ограничение, накладываемое геометрией аэродинамической поверхности, по большей части устранено. Кроме того, в случае применения к рулям направления, положение силовых приводов внутри задней части фюзеляжа облегчает операции обслуживания.
Имеются дополнительные преимущества, связанные с удобной геометрией передней кромки поверхности управления в ее отклоненной конфигурации благодаря большему радиусу указанной передней кромки, который возможно получить при перемещении шарнирного стержня вперед, что может увеличить аэродинамический угол сваливания, который поверхность управления может достичь.
Объект конфигурации настоящего изобретения также особенно удобен для включения второго шарнирного стержня, расположенного в промежуточной точке поверхности управления, который обеспечивает двухзвенную конфигурацию поверхности управления.
Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут следовать из следующего подробного описания иллюстративного варианта осуществления его объекта в сочетании с прилагаемыми фигурами.
Описание чертежей
Фиг. 1 рисует схематичное изображение задней части фюзеляжа и стабилизаторов и рулей направления современного коммерческого самолета, в котором расположение силовых приводов и шарнирных соединительных деталей схематично показаны согласно ранее известному предыдущему уровню техники.
Фиг. 2 показывает подробное изображение в разрезе вертикального стабилизатора, изображенного на Фиг. 1, в котором силовой привод поверхности управления и способ, посредством которого указанный силовой привод соединен с кессонной конструкцией и с упомянутой поверхностью управления, в данном случае рулем направления, схематично изображены согласно известному предыдущему уровню техники.
Фиг. 3 показывает подробное изображение в разрезе несущей поверхности, как правило, крыла, и связанной с ней поверхности управления, в данном случае приводимой в движение снаружи аэродинамической поверхности согласно известному предыдущему уровню техники.
Фиг. 4 рисует схематичное изображение задней части фюзеляжа и стабилизаторов и рулей направления современного коммерческого самолета, на котором расположение силовых приводов, шарнирных соединительных деталей и торсионной штанги поверхности управления, а также значительно сужающаяся форма поверхности управления схематично показаны согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения.
Фиг. 5 показывает подробное изображение вертикального стабилизатора, изображенного на Фиг. 4, обращая особое внимание на деталях конца поверхности управления, с которой соединена торсионная штанга, на котором изображены две концентрических торсионных штанги, закрывающая нервюра, с которой соединена наружная торсионная штанга и второстепенная кессонная конструкция поверхности управления, а также одна из шарнирных соединительных деталей согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения.
Фиг. 6 рисует подробное схематичное изображение задней части фюзеляжа и стабилизаторов и рулей направления современного коммерческого самолета, на котором схематично показаны согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения расположение силовых приводов и рычагов, на которые они действуют, шарнирные соединительные детали, основная и второстепенная торсионные штанги, второстепенная кессонная конструкция поверхности управления, нижняя закрывающая нервюра поверхности управления, а также промежуточные усиливающие нервюры поверхности управления, а также значительно сужающаяся форма поверхности управления.
Фиг. 7 показывает подробное изображение в разрезе вертикального стабилизатора, изображенного на Фиг. 4, но с двухзвенной конфигурацией поверхности управления, на высоте промежуточной точки своего размаха, на котором схематично изображены согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения шарнирная соединительная деталь, основной элемент поверхности управления, соединительная штанга для механического соединения с второстепенным элементом, указанный второстепенный элемент и второстепенная шарнирная соединительная деталь.
Подробное описание изобретения
Из описания уровня техники изобретения и из известного предыдущего уровня техники понятно, что в целом для кессонных конструкций несущей поверхности и поверхности управления необходимо иметь наибольшую возможную площадь для того, чтобы увеличить их жесткость и уменьшить массу их конструкции. Конфигурация, показанная на Фиг. 3, в которой силовой привод 4 расположен снаружи аэродинамической поверхности 2, обладает данными качествами, но ценой увеличения аэродинамического лобового сопротивления из-за обтекателя 17 силового привода 4. Некоторые конфигурации систем управления полетом, использующие тросы и шкивы, включают в себя торсионную штангу на поверхности управления с рычагом, c которым соединены тросы управления, причем упомянутый рычаг расположен внутри фюзеляжа таким образом, что устранена надобность в аэродинамическом обтекателе. Данную конфигурацию можно наблюдать сегодня в большинстве рулей направления в легких самолетах. Тем не менее, как объяснялось ранее, использование систем управления, основанных на тросах и шкивах, ограничено легким летательным аппаратом или, в большинстве случаев, летательным аппаратом, летающим с относительно низкими скоростями.
Системы управления полетами, использующие сервоприводы 4, расположенные внутри аэродинамического контура несущей поверхности 2 и которые соединены непосредственно с поверхностями управления 3, такими как в примере Фиг. 1 и 2, требуют достаточного пространства между задним стрингером 5 кессонной конструкции 13 несущей поверхности 2 и передней кромкой 22 поверхности 3 управления для того, чтобы была возможность установить указанные сервоприводы 4, с нежелательным уменьшением в результате площади кессонной конструкции 13 несущей поверхности 2. Необходимо отметить, что в больших коммерческих самолетах, использующих данную конфигурацию силовых приводов, как правило, имеется два или более силовых привода, обычно соединенных с различными гидравлическими контурами, для каждой поверхности управления, с целью предоставления системы управления с резервированием на случай, что один из силовых приводов или его гидравлический контур выйдет из строя, причем данная отказоустойчивость является существенным требованием в конструкции современных систем управления полетами.
Настоящее изобретение было разработано с целью получения конфигурации поверхностей управления с максимальной жесткостью при кручении несущей поверхности, которая необходима для того, чтобы уменьшить массу ее конструкции, но без ухудшения аэродинамического лобового сопротивления, связанного с обтекателем 17 Фиг. 3 и с сохранением резервирования в системе управления, по меньшей мере, на том же самом уровне, что и в системах управления с несколькими силовыми приводами, используемых в настоящее время, как, например, система, показанная на Фигуре 1.
Признаки настоящего изобретения будут лучше понятны при описании предпочтительного варианта осуществления руля направления современного коммерческого самолета, который нарисован на Фиг. 4, 5 и 6.
С данной целью поверхность управления настоящего изобретения содержит:
аэродинамическую несущую поверхность 2, с которой связана поверхность 3 управления;
основную закрывающую нервюру 9, расположенную на одном конце поверхности 3 управления, с которой соединена основная торсионная штанга 8, причем упомянутая штанга 8 соединена как одно целое на своем другом конце с рычажной системой 14, на которую действуют, по меньшей мере, два сервопривода 15 двойного действия, снабжаемые независимыми системами энергопитания, при этом указанные сервоприводы 15 работают одновременно в нормальных условиях таким образом, что в случае, если один из них или снабжающая его система энергопитания выйдет из строя, работающий сервопривод имеет достаточно мощности для приведения в движение поверхности управления самостоятельно, обеспечивая, таким образом, настоящую конфигурацию резервированием в системе приведения в движение.
Для того, чтобы увеличить резервирование и устойчивость к структурным повреждениям, система управления включает в себя второстепенную торсионную штангу 11, концентрическую с основной штангой 8, расположенную внутри последней и аналогичным образом соединенную как одно целое с рычажной системой 14 и с второстепенной закрывающей нервюрой 28 поверхности 3 управления. В нормальных условиях крутящий момент, необходимый для того, чтобы перемещать поверхность 3 управления, передается посредством основной торсионной штанги 8 основной закрывающей нервюре 9. В случае, когда указанная основная торсионная штанга 8 или основная закрывающая нервюра 9 выйдет из строя, крутящий момент передается посредством второстепенной торсионной штанги 11 второстепенной закрывающей нервюре 28, обеспечивая, таким образом, систему управления дополнительной степенью устойчивости к отказу элемента конструкции.
Поверхности 3 управления придается внутренняя жесткость посредством, по меньшей мере, двух стрингеров 12, которые вместе с обшивкой 19 образуют непрерывную кессонную конструкцию, обеспечивая поверхность 3 управления жесткостью при кручении, необходимой из соображений аэродинамики и аэроупругости.
Обшивки 19 и стрингеры 12 поверхности управления, а также основная торсионная штанга 8 и второстепенная торсионная штанга 11, предпочтительно изготавливаются из материала, выполненного из высокотвердых и прочных волокон, как, например, углеродное волокно или нанотехнологичные материалы, такие как углеродные нанотрубки, и синтетическая пластмасса, например эпоксидная, и большую часть указанных волокон ориентируют в направлениях, близких к 45 и 135 градусам относительно шарнирного стержня, как показано в деталях 29 Фиг. 5.
Поверхность 3 управления соединена с задним стрингером 5 кессонной конструкции 13 несущей поверхности 2 посредством нескольких шарнирных соединительных деталей 6, соединенных со съемными стержнями на поверхности управления, причем данный способ является известным и в целом применяется для поверхностей управления.
Форма поверхности 3 управления предпочтительно такая, как показано на Фигуре 4, на которой можно наблюдать, что задняя кромка 21 указанной поверхности управления изогнута, и поверхность управления становится значительно при отдалении от фюзеляжа 1, в отличие от общепризнанной практики, изображенной на Фиг. 1, что, в дополнение к другим возможным аэродинамическим преимуществам или пилотажным качествам, имеет следствием распределение аэродинамических сил, равнодействующая которых находится ближе к фюзеляжу 1 и, вследствие этого, к торсионной штанге и приводным рычагам 14, причем это является преимуществом для цели жесткости и передачи нагрузок. Кроме того, геометрия, показанная на Фиг. 4, как несущей поверхности 2, так и поверхности 3 управления, представляет проблемы установки силовых приводов в классической конфигурации, как, например, конфигурация Фиг. 1, из-за необходимого пространства между задним стрингером несущей поверхности 5 и передней кромкой поверхности управления 22.
Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления конфигурации объекта настоящего изобретения, добавлен второстепенный шарнирный стержень 27, как показано на Фигуре 7, таким образом, что поверхность управления разделена на основной элемент 24 и второстепенный элемент 25, поворот которого механически ограничен соединительной штангой 26, расположенной, как показано на Фиг. 7. Настоящее изобретение особенно подходит для исполнения данной двойной шарнирной конфигурации благодаря тому факту, что указанная двойная шарнирная конфигурация является причиной аэродинамических нагрузок, больших, чем нагрузки классической одинарной шарнирной конфигурации, вследствие этого требуя больших силовых приводов, установка которых внутри фюзеляжа, как предложено настоящим изобретением, является менее проблематичной, чем в классическом случае Фигуры 1.
Согласно еще одному аспекту, настоящее изобретение относится к способу приведения в движение для приведения в движение описанной ранее поверхности 3 управления, в котором указанная поверхность 3 управления приводится в движение посредством, по меньшей мере, одной торсионной штанги 8, с которой, по меньшей мере, два сервопривода 15 двойного действия соединены посредством рычажной системы 14.
В предпочтительные варианты осуществления, которые только что были описаны, могут быть введены модификации, включенные в объем правовых притязаний, определенный следующей формулой изобретения.