АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ОРГАН УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT AERODYNAMIC CONTROL ELEMENT

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к регулируемым поверхностям управления (рулям).
Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения, принятым за прототип, является аэродинамический орган управления летательного аппарата (Краснов Н.Ф. и др. Аэродинамика ракет. М.: Высшая школа, 1968, стр.62, 63, рис.II-3-1 и II-3-2), содержащий консольно закрепленную на корпусе неподвижную аэродинамическую поверхность (консоль крыла или оперения), рулевую поверхность, расположенную на конце консоли, ее ось вращения (вал). При этом привод вала располагается в корпусе летательного аппарата, а ось вращения (вал) в связи со значительной длиной помещается в подшипники.
Общими существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками предлагаемого технического решения, являются следующие - аэродинамический орган управления летательного аппарата содержит консольно закрепленную на корпусе неподвижную аэродинамическую поверхность, рулевую поверхность, ее ось вращения, а также размещенный в корпусе летательного аппарата привод.
В связи с расположением у прототипа рулевой поверхности на конце консоли неподвижной аэродинамической поверхности возникают конструктивные трудности размещения подшипников оси вращения руля в тонких консолях неподвижных аэродинамических поверхностей.
Предлагаемое изобретение устраняет конструктивные трудности, вызванные необходимостью размещения подшипников оси вращения руля в тонких консолях.
Для достижения указанного технического результата в аэродинамическом органе управления летательного аппарата, содержащем консольно закрепленную на корпусе неподвижную аэродинамическую поверхность, рулевую поверхность, ее ось вращения, а также размещенный в корпусе летательного аппарата привод, рулевая поверхность располагается в площади неподвижной аэродинамической поверхности вблизи ее бортовой хорды с отступом от кромок и концевой хорды.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) достигается следующий технический результат - длина оси вращения (вала) руля сокращается до минимума и необходимость размещения подшипников внутри консоли отпадает. При этом эффективность руля сохраняется, а шарнирный момент не увеличивается во всем диапазоне углов его отклонения, что подтверждено испытаниями в аэродинамической трубе (графики приведены на фиг.2).
Отличительными признаками предлагаемого технического решения являются следующие - рулевая поверхность размещена в площади неподвижной аэродинамической поверхности вблизи ее бортовой хорды с отступом от кромок и концевой хорды.
Предложенное техническое решение может найти применение при изготовлении летательных аппаратов различного назначения, особенно в случаях размещения рулевых поверхностей на неподвижных аэродинамических поверхностях, имеющих малую толщину.
Изобретение поясняется фиг.1 и 2.
На фиг.1 приведена схема аэродинамического органа управления летательного аппарата в виде центрального руля.
На фиг.2 приведены основные аэродинамические характеристики (АХ) концевого и центрального рулей одинаковой площади.
Представленный на фиг.1 аэродинамический орган управления летательного аппарата содержит консольно закрепленную на корпусе 6 неподвижную аэродинамическую поверхность 2, рулевую поверхность 3, ее ось вращения (вал) 4, а также размещенный в корпусе 6 летательного аппарата привод 5, рулевая поверхность (руль) 3 располагается в площади неподвижной аэродинамической поверхности 2 вблизи ее бортовой хорды 7 (может быть как смежной с корпусом 6, так и, как правило, с незначительным отступом в связи с тем, что корневое сечение поверхности 2 расширено) с отступом от кромок 8 и концевой хорды 1.
Приведенные на фиг.2 зависимости приращения коэффициента подъемной силы
zш
p
p
и приращения коэффициента шарнирного момента Δm от угла отклонения δ были получены в результате экспериментальных исследований в дозвуковой аэродинамической трубе АХ параметрических моделей. Сравнение АХ двух вариантов позволяет сделать вывод, что эффективность центрального руля не снижается, а шарнирный момент не увеличивается во всем диапазоне углов δ.
p
Предлагаемое устройство работает аналогично устройству-прототипу. Крутящий момент привода 5 через ось вращения (вал) 4 передается на руль 3, в результате чего он поворачивается относительно своей оси на угол δ. При этом изменяются условия внешнего обтекания неподвижной аэродинамической поверхности 2 и возникает управляющая сила.