ПОВОРОТНЫЙ НАКЛОННЫЙ КОНЕЦ КРЫЛА
ROTABLE INCLINED WING END

Уровень техники
[0001] Крылья большого размаха востребованы в коммерческих летательных аппаратах, так как они эффективнее, с аэродинамической точки зрения, чем более короткие крылья. Повышенная аэродинамическая эффективность приводит к понижению потребления топлива и, следовательно, понижает эксплуатационные расходы.
[0002] Однако существующие конструкции аэропортов накладывают ограничения на размах крыльев летательных аппаратов. Конструкции аэропортов основаны на кодах международной организации гражданской авиации (ИКАО, ICAO) от А до F, которые устанавливают пространственные ограничения на размах крыльев, ширину посадочного шасси, длину и т.д. Например, аэропорты с кодом Е ИКАО имеют ограничение на размах крыльев до 65 метров, так чтобы летательный аппарат мог поместиться на взлетно-посадочных полосах, путях руления и посадочных зонах.
[0003] Конструкция складывающегося крыла может быть использована для уменьшения размаха крыльев для того, чтобы помещаться в ограничения инфраструктуры существующих аэропортов. Складывающиеся крылья могут быть сложены для того, чтобы помещаться на взлетно-посадочных полосах, путях руления и посадочных зонах, и они могут быть расправлены перед взлетом для увеличения размаха крыльев.
[0004] Конструкции складывающегося крыла обычно используются в морских летательных аппаратах. Складывающиеся крылья позволяют морским летательным аппаратам занимать меньшее пространство в ограниченных ангарах авианосцев. В соединениях складывания крыльев морских летательных аппаратов используются поворотные соединения с высокой нагрузкой и фиксирующие штифты, работающие при очень малых плечах реактивного момента изгиба крыла. Однако морские летательные аппараты значительно меньше коммерческих летательных аппаратов большого размера, и существующие конструкции складывающихся крыльев для морских летательных аппаратов оптимизированы для параметров задач, отличных от коммерческих летательных аппаратов большого размера.
[0005] В коммерческих летательных аппаратах конструкция складывающегося крыла может быть увеличена в масштабе. Высокие реактивные нагрузки могут быть преодолены путем увеличения размеров поворотных соединений и фиксирующих штифтов. Однако указанное увеличение размеров увеличит вес летательного аппарата, а увеличение веса летательного аппарата нежелательно в связи с тем, что увеличиваются эксплуатационные расходы, такие как расходы на топливо. Следовательно, увеличение веса сводит на нет преимущества, обеспечиваемые крыльями с большим размахом.
Сущность изобретения
[0006] В соответствии с одним из вариантов реализации, узел крыла содержит наклонный конец крыла, содержащий внешнюю часть, присоединенную с возможностью поворота к основному крылу, содержащему по меньшей мере одну подвижную поверхность управления, или к внутренней части наклонного конца крыла. Внешняя часть наклонного конца крыла не содержит каких-либо подвижных поверхностей управления полетом.
[0007] Согласно еще одному варианту реализации, летательный аппарат содержит первый и второй узлы крыльев. Каждый из узлов крыльев содержит крыло, содержащее внутреннюю часть и наклонный конец крыла. Наклонный конец крыла содержит внешнюю часть, присоединенную с возможностью поворота к внутренней части. Внешняя часть наклонного конца крыла не содержит каких-либо подвижных поверхностей управления полетом.
[0008] Согласно еще одному варианту реализации, летательный аппарат содержит фюзеляж и узлы крыльев, прикрепленные к фюзеляжу. Каждый из узлов крыльев содержит внутренний участок, содержащий подвижные поверхности управления полетом, наклонный конец крыла, присоединенный с возможностью поворота к внутреннему участку по поворотной линии, и исполнительный механизм для передвижения конца крыла относительно поворотной линии между сложенным положением и расправленным положением. Наклонный конец крыла не содержит каких-либо подвижных поверхностей управления полетом.
[0009] Согласно еще одному варианту реализации, способ улучшения рабочих характеристик летательного аппарата, содержащего крылья с наклонными концами крыльев, включает складывание внешних частей наклонных концов крыльев для соответствия коду аэропорта, ограничивающему длину размаха крыльев, и расправление внешних частей для увеличения длины размаха крыльев для полета. Внешняя часть не содержит каких-либо подвижных поверхностей управления полетом.
[0010] Изобретение может касаться узла крыла, который может содержать наклонный конец крыла, содержащий внешнюю часть, присоединенную с возможностью поворота к основному крылу, содержащему по меньшей мере одну подвижную поверхность управления, или к внутренней части наклонного конца крыла; внешняя часть наклонного конца крыла не содержит каких-либо подвижных поверхностей управления полетом. Внешняя часть может быть присоединена с возможностью поворота к основному крылу. Внешняя часть конца крыла может быть присоединена с возможностью поворота к внутренней части конца крыла, которая содержит по меньшей мере одну подвижную поверхность управления полетом. Внешняя часть конца крыла может быть присоединена с возможностью поворота к внутренней части конца крыла, которая не содержит каких-либо подвижных поверхностей управления полетом. Узел крыла может изменять стреловидность. Передняя кромка наклонного конца крыла может иметь большую стреловидность, чем основной участок. Внешняя часть может быть присоединена с возможностью поворота относительно поворотной линии. Поворотная линия может быть ориентирована по направлению потока. Поворотная линия может быть параллельна направлению ребра. Поворотная линия может быть ориентирована под углом к направлению потока и ребра. Поворотная линия может совпадать с панелью обшивки. Поворотная линия может быть расположена, по существу, вертикально в узле крыла, так что внешняя часть имеет возможность передвижения в расправленное положение для максимального размаха крыльев и в сложенное положение для увеличения стреловидности. Внешняя часть может содержать панель, выполненную с возможностью передвижения для избежания внутренних помех, когда внешняя часть передвинута в сложенное положение. Узел крыла может содержать поворотный узел для обеспечения поворота внешней части наклонного конца крыла относительно поворотной линии. Поворотный узел может содержать концевой лонжерон, проходящий за край конца крыла в основное крыло или внутренний участок конца крыла, когда конец крыла расправлен, концевой лонжерон выдерживает моментную нагрузку по длине концевого лонжерона. Поворотный узел может дополнительно содержать поворотное соединение для соединения конца крыла с основным крылом с возможностью поворота, поворотное соединение расположено под верхней поверхностью основного крыла. Поворотный узел может содержать по меньшей мере один кессон, проходящий от оконечного ребра внешней части, и по меньшей мере один кессон, проходящий от оконечного ребра внутренней части узла крыла, кессоны соединены друг с другом с возможностью поворота, так что внешняя часть может быть сложена по поворотной линии. Узел крыла может также содержать средства для передвижения внешней части между сложенным и расправленным положениями. Узел крыла может иметь размах крыльев, соответствующий коду Е при сложенной внешней части конца крыла. Конец крыла и основное крыло могут быть выполнены для коммерческих летательных аппаратов.
[0011] Изобретение может касаться летательных аппаратов, которые могут содержать первый и второй узлы крыльев, каждый из которых содержит внутреннюю часть и наклонный конец крыла, содержащий внешнюю часть, присоединенную с возможностью поворота к внутренней части, причем внешняя часть наклонного конца крыла не содержит каких-либо подвижных поверхностей управления полетом. Каждая внешняя часть может поворачиваться относительно поворотной линии. Поворотная линия может быть ориентирована по направлению потока. Поворотная линия может быть параллельна направлению ребра. Поворотная линия может быть ориентирована под углом к направлению потока и ребра. Поворотная линия может совпадать с панелью обшивки. Поворотная линия может быть расположена, по существу, вертикально, так что внешняя часть имеет возможность передвижения в расправленное положение для максимального размаха крыльев и в сложенное положение для увеличения стреловидности. Внешняя часть может содержать панель, выполненную с возможностью передвижения для избежания внутренних помех, когда внешняя часть передвинута в сложенное положение.
[0012] Изобретение может касаться летательных аппаратов, которые могут содержать фюзеляж; узлы крыльев, прикрепленные к фюзеляжу, каждый узел крыла содержит внутренний участок с подвижными поверхностями управления полетом, наклонный конец крыла, присоединенный с возможностью поворота к внутреннему участку по поворотной линии и исполнительный механизм для передвижения конца крыла относительно поворотной линии между сложенным положением и расправленным положением; причем наклонный конец крыла не содержит каких-либо подвижных поверхностей управления полетом.
[0013] Изобретение может касаться способа улучшения рабочих характеристик летательного аппарата, содержащего крылья с наклонными концами крыльев, причем способ включает складывание внешних частей наклонных концов крыльев для соответствия коду аэропорта, ограничивающему длину размаха крыльев, и расправление внешних частей для увеличения длины размаха крыльев для полета; причем внешняя часть не содержит каких-либо подвижных поверхностей управления полетом.
[0014] Данные признаки могут быть достигнуты независимо в различных вариантах реализации или могут быть комбинированы в другие варианты реализации. Дополнительные подробности вариантов реализации можно увидеть в приведенном ниже описании и чертежах.
Краткое описание чертежей
[0015] На фиг.1 показан летательный аппарат.
[0016] На фиг.2А и 2В показан конец крыла в сложенном и расправленном положениях.
[0017] На фиг.3А, 3В и 3С показан наклонный конец крыла с поворотной линией, ориентированной в направление потока.
[0018] На фиг.4 показан наклонный конец крыла с поворотной линией, ориентированной в направление ребра.
[0019] На фиг.5 показан наклонный конец крыла с поворотной линией, ориентированной под углом к направлению потока и ребра.
[0020] На фиг.6 показан наклонный конец крыла с поворотной линией, совпадающей с панелью обшивки.
[0021] На фиг.7 показан наклонный конец крыла с вертикальной поворотной линией.
[0022] На фиг.8А и 8В показан наклонный конец крыла с вертикальной поворотной линией и подвижной панелью для обеспечения передвижения без помех между сложенным и расправленным положениями.
[0023] На фиг.9 показан наклонный конец крыла и поворотный узел, содержащий концевой лонжерон.
[0024] На фиг.10 показан узел крыла, содержащий поворотный узел с соединенными с возможностью поворота кессонами.
[0025] На фиг.11 показан способ улучшения рабочих характеристик коммерческого летательного аппарата, содержащего крылья с наклонными концами крыльев.
Осуществление изобретения
[0026] На фиг.1 показан летательный аппарат 110, содержащий фюзеляж 120 с прикрепленными к нему узлами 130 крыльев и хвостовым оперением 140. Один или более двигательный блок 150 соединен с фюзеляжем 120, узлами 130 крыльев или другими частями летательного аппарата 110. Каждый узел 130 крыла содержит основное крыло и конец крыла, который присоединен с возможностью поворота между сложенным и расправленным положениями. Основные крылья могут иметь стреловидность вперед, нулевую стреловидность или стреловидность назад. Концы крыльев могут быть сложены для того, чтобы летательный аппарат мог поместиться на взлетно-посадочных полосах, путях руления и посадочных зонах. Складывание концов крыльев обеспечивает возможность соответствия летательного аппарата нормам аэропорта, таким как коды ИКАО. Концы крыльев могут быть расправлены перед взлетом для увеличения размаха крыльев. Больший размах обеспечивает улучшенную аэродинамическую эффективность.
[0027] На фиг.2А и 2В показан узел 130 крыла, содержащий наклонный конец 210 крыла, присоединенный с возможностью поворота к основному крылу 220. На фиг.2А показан конец 210 крыла в сложенном положении, а на фиг.2В показан конец 210 крыла в расправленном положении, в котором конец крыла лежит, по существу, в той же плоскости, что и остальная внешняя часть основного крыла 220. В некоторых примерах реализации конец 210 крыла может быть сложен приблизительно в вертикальное положение для минимизации занимаемой площади. В других примерах реализации конец 210 крыла может быть сложен к задней стороне основного крыла 220.
[0028] На фиг.3А и 9 показаны основные крылья и наклонные концы крыльев. Основное крыло может содержать один или более отсек крыла (каждый отсек крыла содержит, например, передний и задний лонжероны, ребра, стрингеры и верхнюю и нижнюю панели обшивки), переднюю кромку и заднюю кромку. Передняя кромка имеет угол стреловидности. Основное крыло также содержит подвижные поверхности управления полетом, такие как подкрылки, закрылки, элероны и прерыватели потока.
[0029] Наклонный конец крыла в целом может быть охарактеризован (1) большим углом стреловидности передней кромки, чем угол изгиба стреловидности кромки основного крыла и (2) длиной хорды, значительно уменьшающейся в направление размаха. Угол стреловидности передней кромки наклонного конца крыла в некоторых примерах реализации может быть увеличен за один раз, а в других примерах реализации может быть увеличен последовательно.
[0030] Во всех примерах реализации наклонный конец крыла содержит внешнюю часть. Внешняя часть не содержит каких-либо подвижных поверхностей управления полетом. В некоторых примерах реализации наклонный конец крыла может также содержать внутреннюю часть. Внутренняя часть может содержать или не содержать подвижных поверхностей управления полетом.
L
[0031] На фиг 3А показан наклонный конец 310 крыла, чья внешняя часть 312 присоединена с возможностью поворота к основному крылу 320. Внешняя часть 310 имеет возможность поворота относительно поворотной линии H, которая ориентирована в направление потока (например, от носа к хвосту). Поворотная линия HL совпадает с основанием 314 конца 310 крыла.
[0032] В некоторых примерах реализации внешняя часть 312 может быть сложена относительно поворотной линии HL между расправленным и направленным вверх (например, вертикальным) сложенным положениями. В других примерах реализации внешняя часть 312 может быть сложена относительно поворотной линии HL между расправленным и направленным вниз (например, вертикальным) сложенным положениями.
[0033] Внешняя часть 312 наклонного конца 310 крыла не содержит каких-либо подвижных поверхностей управления полетом. Основное крыло 320 содержит подвижные поверхности управления полетом, включая, без ограничения, подкрылок 322 и элерон 324. Подкрылка 322 может иметь прямую или криволинейную переднюю кромку (криволинейная передняя кромка показана на фиг.3А).
L
[0034] На фиг.3В показан наклонный конец 340 крыла, содержащий внутреннюю часть 342 и внешнюю часть 344, присоединенную с возможностью поворота к внутренней части 342. Поворотная линия HL ориентирована в направление потока. Внутренняя часть является частью между поворотной линией H и основанием 346 конца 340 крыла. Основание 346 конца 340 крыла прикреплено к основному крылу 350. Внутренняя часть 342 по фиг.3В не содержит каких-либо подвижных поверхностей, тогда как основное крыло 350 содержит подвижные поверхности 352 и 354 управления полетом.
[0035] На фиг.3С также показан наклонный конец 360 крыла, содержащий внутреннюю часть 362 и внешнюю часть 364, присоединенную с возможностью поворота к внутренней части 362. Основание 364 конца 360 крыла прикреплено к основному крылу 370. В примере реализации по фиг.3С, однако, внутренняя часть 362 содержит поверхности управления полетом (подкрылок 372 и элерон 374).
[0036] На фиг.4-8 показаны различные (не в направление потока) ориентации поворотной линии. На каждой из фиг.4-8 основание конца крыла присоединено с возможностью поворота к основному крылу (т.е. внешняя часть присоединена с возможностью поворота к основному крылу). Однако понятно, что каждая из этих ориентаций поворотной линии может быть применена к крыльям, в которых внешние части концов крыльев присоединены с возможностью поворота к внутренним частям концов крыльев.
[0037] На фиг.4 показан узел 410 крыла, содержащий внешнюю часть 420 наклонного конца 430 крыла, присоединенную с возможностью поворота к основному крылу 440 по поворотной линии HL, ориентированной в направление ребра. Направление ребра параллельно оконечному ребру (не показано) основного крыла 440. Преимуществом ориентации в направление ребра является упрощенные интеграция систем и конструкция.
[0038] На фиг.5 показан узел 510 крыла, содержащий внешнюю часть 520 наклонного конца 530 крыла, присоединенную с возможностью поворота к основному крылу 540 по поворотной линии HL, ориентированной между направлениями потока и ребра. Преимуществом такой ориентации поворотной линии является баланс между беспрепятственной интеграцией и жесткости при кручении.
[0039] На фиг.6 показан узел 610 крыла, содержащий внешнюю часть 620 наклонного конца 630 крыла, присоединенную с возможностью поворота к основному крылу 640 по поворотной линии HL, которая совпадает с панелью обшивки. Панель обшивки может являться как нижней, так и верхней панелью. Преимуществом такой ориентации поворотной линии является упрощенная интеграция складывающих приводов.
L
[0040] На фиг.7 показан узел 710 крыла, содержащий внешнюю часть 730 наклонного конца 720 крыла, присоединенную с возможностью поворота к основному крылу 740 по поворотной линии H внутри узла 710 крыла. Конец 720 крыла передвинут в расправленное положение для максимального размаха крыльев и в сложенное положение для увеличения стреловидности. Преимуществом такой вертикальной ориентации является снижение нагрузок при поперечном ветре.
[0041] На фиг.8А и 8В показан узел 810 крыла, содержащий наклонный конец 820 крыла с подвижной панелью 830 для обеспечения передвижения без помех между сложенным и расправленным положениями. Как показано на фиг.8В, конец крыла 820 содержит раскрытие 840 на его основании. Раскрытие 840 позволяет концу 820 крыла избежать внутренних помех от основного крыла 850, когда конец 820 крыла сложен.
[0042] Как показано на фиг.8А, подвижная панель 830 закрывает раскрытие 840, когда конец 820 крыла расправлен. Подвижная панель 830 может быть открыта или закрыта посредством исполнительного механического соединения или привода.
[0043] Внешняя часть присоединена с возможностью поворота к внутренней части или к основному крылу посредством поворотного узла. Поворотный узел не ограничен каким-либо определенным типом. В некоторых примерах реализации поворотный узел может содержать традиционные поворотные соединения и фиксирующие штифты. Внешняя часть может быть присоединена с возможностью поворота к верхней панели обшивки для складывания вверх или к нижней панели обшивки для складывания вниз. Фиксирующие штифты фиксируют внешнюю часть в сложенном или расправленном положениях.
[0044] В других примерах реализации поворотный узел может содержать концевой лонжерон, раскрытый в U.S. 13/251,216, включенной в настоящую заявку посредством ссылки. Как показано на фиг.9, крыло 910 содержит поворотные соединения 950 для обеспечения возможности складывания конца 930 крыла относительно верхней поверхности участка 920 основного крыла. Таким образом, поворотная линия совпадает с верхней панелью обшивки. Конец 930 крыла также содержит по меньшей мере один концевой лонжерон 960. Каждый концевой лонжерон 960 проходит от края конца 930 крыла. Каждый концевой лонжерон 960 является частью конца 930 крыла и поворачивается вместе с концом 930 крыла.
[0045] Цельный концевой лонжерон 960 показан на фиг.9. Когда конец 930 крыла сложен в сложенное положение, концевой лонжерон 960 располагается, по существу, вертикально (как показано на фиг.9). Когда конец 930 крыла раскладывается в расправленное положение, концевой лонжерон 960 входит в участок 920 основного крыла через отверстие 970 для концевого лонжерона. Когда конец 930 крыла достигает расправленного положения, концевой лонжерон 960 выравнивается по меньшей мере с одним лонжероном в участке 920 основного крыла.
[0046] Конец 930 крыла может быть сложен путем приложения силы к свободному краю концевого лонжерона 960. Сила может вырабатываться приводом (не показан) и передаваться концевому лонжерону 960 посредством стержня 980. Принимающее место 990 фиксирующего штифта расположено на свободном краю концевого лонжерона 960. Принимающее место 990 принимает фиксирующий штифт, когда конец крыла находится в расправленном положении. Фиксирующий штифт фиксирует концевой лонжерон 960 с выровненным лонжероном в участке 920 основного крыла.
[0047] Концевой лонжерон 960 перенаправляет плечо момента (вдоль участка 920 основного крыла) и обеспечивает более длинное плечо момента, чем обычная конструкция. В обычных конструкциях плечо момента берется по расстоянию между поверхностями крыла (т.е. короткая высота толщины крыла). Более длинное плечо момента уменьшает реактивные силы на фиксирующем штифте в поворотных соединениях 150. Это обеспечивает возможность использования более малых, более легких поворотных соединений и фиксирующих штифтов. Это также обеспечивает установку поворотных соединений 150 между панелями обшивки. Так как поворотные соединения 150 не являются внешними, то либо уменьшается сопротивление, либо нет необходимости использования обтекателя для уменьшения сопротивления.
L
[0048] В еще одном примере реализации поворотный узел может содержать соединенные с возможностью поворота кессоны, раскрытые в документе U.S. 13/664,371, поданном 30.10.2012, включенном в настоящую заявку посредством ссылки. Как показано на фиг.10, поворотный узел 1010 содержит по меньшей мере один кессон 1050, проходящий от оконечного ребра 1030 внешней части 1040, и по меньшей мере один кессон 1050, проходящий от оконечного ребра 1060 внутренней части 1070 узла 1000 крыла. Кессоны 1020 и 1050 соединены с возможностью поворота друг с другом по поворотным линиям 1080, так что внешняя часть 1040 может быть сложена по поворотной линии H.
[0049] Описанный узел крыла может иметь большой размах крыльев и при этом использоваться в существующих аэропортах. Увеличенный размах крыльев обеспечивает повышенную аэродинамическую эффективность.
[0050] Описанный узел крыла может иметь большой размах. Увеличенный размах обеспечивает повышенную аэродинамическую эффективность.
[0051] На фиг.11 показан способ улучшения рабочих характеристик коммерческого летательного аппарата, содержащего узлы крыльев с наклонными концами крыльев. Летательный аппарат расположен в аэропорте, который накладывает ограничения на размах крыльев летательного аппарата. Например, в аэропорте под кодом Е ИКАО, который ограничивает размах крыльев 65 метрами.
[0052] В блоке 1110 летательный аппарат находится на стоянке с внешними частями его концов крыльев в сложенном положении. В блоке 1120 летательный аппарат передвигается в посадочную зону, загружается и выруливает на взлетно-посадочную полосу. Концы крыльев остаются в сложенном положении, так что летательный аппарат может поместиться на путях руления по дороге к взлетно-посадочной полосе.
[0053] В блоке 1130 перед взлетом внешние части концов крыльев расправляются для полета. Путем расправления внешних частей, увеличивается размах крыльев и в результате повышается аэродинамическая эффективность. Повышенная аэродинамическая эффективность влечет за собой меньший расход топлива и, следовательно, пониженные эксплуатационные расходы.