DE112009000560T5 - Method for controlling the flow conditions on the wings of an aircraft and aircraft with wings for implementing the method - Google Patents
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Abstract
Verfahren zur Steuerung der Umströmungszustände an den Flügeln (1, 2) eines Flugzeugs, insbesondere zur Verbesserung der aero- und hydrodynamischen Eigenschaften,
dadurch gekennzeichnet,
dass die Flügel (1, 2) in einem Anstellwinkel eingestellt und Teile (14, 19) durch einen Stabilisator (21) davon getrennt werden,
dass der Stabilisator (21) starr im Hinblick auf die Drehachse der Flügel (1, 2) mit einem Anstellwinkel installiert wird, welcher dem Anstellwinkel der Flügel (1, 2) in der Bewegung vorauseilt,
dass die Flügel (1, 2) so lange gedreht werden, bis auf diesen Teilen (14, 19) der Flügel (1, 2) der Strom abgerissen wird,
dass danach der Anstellwinkel der Flügel (1, 2) reduziert wird,
dass die Teile (14, 19) auf Sensorelementen (11, 16) installiert werden,
dass für die Sensorelemente (11, 16) eine gleiche oder kleinere Stärke wie die Teile (14, 19) der Flügel (1, 2) gewählt wird, wobei die Sensorelemente (11,...Method for controlling the flow conditions on the wings (1, 2) of an aircraft, in particular for improving the aerodynamic and hydrodynamic properties,
characterized,
the wings (1, 2) are set at an angle of attack and parts (14, 19) are separated therefrom by a stabilizer (21),
in that the stabilizer (21) is rigidly installed with respect to the axis of rotation of the wings (1, 2) at an angle of attack which precedes the angle of attack of the wings (1, 2) in the movement,
that the wings (1, 2) are rotated until the power is torn off on these parts (14, 19) of the wings (1, 2),
that after that the angle of attack of the wings (1, 2) is reduced,
the parts (14, 19) are installed on sensor elements (11, 16),
that for the sensor elements (11, 16) an equal or smaller thickness as the parts (14, 19) of the wings (1, 2) is selected, wherein the sensor elements (11, ...
Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Steuerung der Umströmungszustände an den Flügeln eines Flugzeugs insbesondere zur Verbesserung der aero- und hydrodynamischen Eigenschaften und ein Flugzeug mit Flügeln zum Umsetzen des Verfahrens.The The invention relates to a method for controlling the flow conditions on the wings of an aircraft, in particular for improvement aero- and hydrodynamic properties and an airplane with Wings for implementing the method.
Die Erfindung kann auf den Gebieten Flugzeugbau, Raketenbau, Schiffbau, Energiemaschinenbau bzw. bei Verfahren und Einrichtungen eingesetzt werden, in denen ein Flügel (Propellerflügel, Flügel einer Schiffsschraube, Steuerruder, Stabilisator, Schaufel usw.) verwendet wird, der in einen Strom gesetzt ist und der im Strom unter den Bedingungen einer aero- oder hydrodynamischen Zusammenwirkung betrieben wird.The Invention can be applied in the fields of aircraft construction, rocket construction, shipbuilding, Energy engineering or used in processes and facilities be in which a wing (propeller blades, wings a propeller, rudder, stabilizer, shovel, etc.) is used, which is placed in a stream and in the stream under the conditions of aero- or hydrodynamic interaction is operated.
Die Erfindung kann vielseitig in der Luftfahrt (Antriebe, Flügel oder Steuerelemente für Luftfahrtzeuge aller Arten, darunter auch Bodeneffektfahrzeuge), im Raketenbau (Stabilisierungsflossen, Lenk- und Steuereinrichtungen), in der Energetik (Antriebe für Wind- oder Wasserkraftwerke), im Schiffbau (Antriebe oder Steuerelemente von Über- und Unterwasserfahrzeugen und Maschinen aller Arten sowie von Luftkissenfahrzeugen), im Energiemaschinenbau (Ventilatoren, Luftgebläse, Kompressoren, Pumpen) und in der Sport-, Freizeit- und Unterhaltungsartikelindustrie verwendet werden.The Invention can be versatile in aviation (drives, wings or controls for aircraft of all kinds, including also ground effect vehicles), in rocket construction (stabilizing fins, Steering and control devices), in power engineering (drives for Wind or hydroelectric power plants), in shipbuilding (drives or controls of over- and underwater vehicles and machines of all Types and hovercraft), in energy engineering (fans, Air blowers, compressors, pumps) and in sports, leisure and entertainment industry.
Der Flügel ist ein wichtiges Bauteil von aero- und hydrodynamischen Anlagen (Propellerblatt, Schaufel der Schiffsschraube, Steuerruder, Stabilisierungsflossen, Flügel des Turbinenrads usw.). Erst bei der Zusammenwirkung mit dem Strom entsteht eine Nutzkraft, die Auftriebskraft genannt wird.Of the Wing is an important component of aerodynamic and hydrodynamic Equipment (propeller blade, shovel blade, rudder, Stabilizing fins, blades of the turbine wheel, etc.). Only when interacting with the electricity does a useful force arise the buoyancy force is called.
Ein
Sensorelement (aktive/passive Zelle) ist ein Teil des Flügels,
mit dem ein beliebiger Anstellwinkel (Nullanstellwinkel, unabhängig
vom Flügel, wenn das Sensorelement passiv ist, bis zu einem maximalen
positiven oder negativen Wert) realisiert werden kann. Es sind unterschiedliche
Verfahren und Einrichtungen für das Zusammenwirken des
Flügels und des Stroms bekannt. Dabei wird eine anliegende Umströmung
des Flügels durch den Strom realisiert, zum Beispiel: „Verfahren
zur Steuerung des Flügels, welcher in ein Fluidmedium gesetzt
wird, bei seiner Wechselwirkung mit diesem Medium und die Einrichtung
zu dessen Realisierung” (siehe
Jedoch weisen dieses Verfahren und diese Einrichtung einen Nachteil auf: Die Längs- und Querschwankungen, die mit der periodischen Wirkung des Steuerwerks verbunden sind (periodische Änderung des Anstellwinkels), können zur Resonanz und zum Schwingen des Flügels führen. Dieses Verfahren ermöglicht es nicht, Zustände des Zusammenwirkens des Flügels und des Stroms umzusetzen, bei denen die am Flügel unterschiedlichen notwendigen und steuerbaren positiven und negativen Werte der Auftriebskraft und der steuerbare Strömungsabriss mit der Möglichkeit einer garantierten Rückführung in den Zustand der anliegenden Anströmung erreicht werden. Das bedeutet, dass die Beweglichkeit, die Steuerbarkeit und die Sicherheit begrenzt sind.however this method and device have a drawback: The longitudinal and transverse fluctuations associated with the periodic Effect of the control unit are connected (periodic change of the angle of attack), can resonate and oscillate lead the wing. This procedure allows it does not, states of interaction of the wing and the current implement, where the different on the wing necessary and controllable positive and negative values of buoyancy and the controllable stall with the possibility a guaranteed return to the state the adjacent flow can be achieved. That means, that limits agility, controllability and safety are.
Es sind andere Verfahren und Einrichtungen für die Wechselwirkung des Flügels und des Stroms bekannt, zum Beispiel eine Auftriebshilfe am Flügel, welche die Tragfähigkeit des Flügels ändern kann. Solche Einrichtungen können am vorderen Rand des Flügels (Vorflügel, Kippnase), am hinteren Rand (Klappen), an äußeren Klappen (Einfach-, Doppelspalt, Dreifachschlitz), am Querruder, an der Luftbremse und an Spoilern installiert werden. Aber die Wirkung, die durch eine Abweichung der Auftriebshilfe verursacht wird, außer einer Reduzierung oder Vergrößerung der Auftriebskraft, wird mit einer Vergrößerung des Profilwiderstands, einer Veränderung der Druckeinteilung an der Profilkontur (Verschiebung des Neutralpunkts) oder einer Vergrößerung des kopflastigen Nickmoments begleitet. Beim Start ist eine Erhöhung des Profilwiderstands unerwünscht. Die Erhöhung des kopflastigen Nickmoments soll durch einen Stabilisator, dessen Anstellwinkel steuerbar ist, kompensiert werden. Für die Beibehaltung der Effizienz bei Unter- und Überschallgeschwindigkeit soll der Stabilisator mit einer Auftriebshilfe ausgestattet sein, weil die Leistung des Hydraulikantriebs in niedriger Höhe oft nicht ausreicht. Bei Überschallgeschwindigkeiten verändert sich die Umströmung, und der Neutralpunkt wird stark verändert. Aufgrund der niedrigen Dichte der Luft in Überhöhen wird die Effizienz der Höhen- und Seitenruder reduziert. Deswegen ist die Manövrierfähigkeit des Flugzeugs in Überhöhen eingeschränkt. Das Abrollen des Flugzeugs beim Wenden oder bei einer Kurshaltung erfolgt durch ein Schwenken der Klappen und bedeutet nichts anderes, als das Ausbremsen der anströmenden Luft während der gesamten Flugbahn. Das mehrfache Bremsen mit Klappen während der gesamten Flugbahn führt zu einem größeren Treibstoffverbrauch. Außerdem führen die Manöver, die mit dem Strömungsabriss verbunden sind, zu einem großen Geschwindigkeits- und Höhenverlust, was beim Flug in niedrigen Höhen äußerst gefährlich ist. Die Wiederherstellung der Geschwindigkeit und der Höhe kann nur durch einen höheren Schub (Leistung und Anzahl der Antriebe) ermöglicht werden, welcher einen schnelleren Anlauf und eine schnellere Energiewiederherstellung sicherstellt. Die Auftriebshilfe macht die Konstruktion schwerer und komplizierter. Sie erschwert die Steuerung mit vielen Elementen. Jedes davon erfordert einen speziellen Steueralgorithmus, abhängig von der Bewegung, der Geschwindigkeit, der Höhe und der Auslastung des Flugzeugs.Other wing and flow interaction methods and devices are known, for example a wing lift aid that can change the wing's carrying capacity. Such devices may be installed at the leading edge of the wing (slat, toggle nose), rear edge (flaps), outer flaps (single, double, triple), ailerons, air brakes and spoilers. However, the effect caused by deviation of the buoyancy aid other than a reduction or increase in the buoyancy force is accompanied by an increase in profile resistance, a change in the pressure distribution on the profile contour (shift of the neutral point), or an increase in the top-heavy pitching moment. At startup, increasing the profile resistance is undesirable. The increase of top-heavy pitching moment should be compensated by a stabilizer whose attack angle is controllable. In order to maintain efficiency at low and supersonic speeds, the stabilizer should be equipped with a buoyancy aid because the power of the hydraulic drive at low altitudes is often insufficient. At supersonic speeds, the flow changes and the neutral point is greatly changed. Due to the low density of the air at heights, the efficiency of the elevator and rudder is reduced. Therefore, the maneuverability of the aircraft is limited in heights. The rolling of the aircraft when turning or in a course attitude takes place by pivoting the flaps and means nothing else than the braking of the incoming air throughout the trajectory. The multiple brakes with flaps throughout the trajectory leads to greater fuel consumption. In addition, the maneuvers associated with the stall result in a large loss of speed and altitude, which is extremely dangerous when flying at low altitudes. Restoration of speed and altitude can only be achieved by a higher thrust (power and number of drives) which gives a faster start and ensures faster energy recovery. The buoyancy aid makes the construction heavier and more complicated. It makes control with many elements more difficult. Each requires a special control algorithm, depending on the aircraft's motion, speed, altitude and load.
Die Erhöhung der Schubkraft reduziert die wirtschaftlichen Werte und die maximale Flugweite.The Increasing the thrust reduces the economic Values and the maximum flying distance.
Bekannt
sind ein „Verfahren und eine Einrichtung für die
Begrenzung des Anstellwinkels und der Überbelastung des
Flugzeugs”, siehe
Bekannt
ist ein „Verfahren für die Regelung der Aufteilung
der Luftlast an dem Flügel des Luftfahrzeugs”,
siehe
Es ist Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren und dessen Einrichtung zu entwickeln, welche es ermöglicht:
- – unterschiedliche aero- und hydrodynamische Einrichtungen mit verbesserten Eigenschaften zu erzeugen,
- – insbesondere für Luftfahrzeuge mit verbesserten flugtechnischen Eigenschaften,
- – mit einem größeren Geschwindigkeits- und Höhenbereich,
- – mit einer besseren Manövrierfähigkeit, Steuerbarkeit und Sicherheit bei allen Geschwindigkeiten und Höhen, wobei der Steueralgorithmus vereinfacht wird;
- – Luftfahrzeuge, bei denen ein Flügel mit einem Profil effektiv bei allen Geschwindigkeiten und Höhen verwendet werden kann,
- – Luftfahrzeuge, die schnell und sicher die Zustände der anliegenden Umströmungen des Flügels nach jedem Manöver wiederherstellen, unabhängig von der Erfahrung des Piloten,
- – Luftfahrzeuge, die lange und steuerbar beim antriebslosen Flug gleiten, in großen Höhen und mit Bodeneffekt fliegen können.
- To produce different aerodynamic and hydrodynamic devices with improved properties,
- - in particular for aircraft with improved aeronautical characteristics,
- - with a higher speed and altitude range,
- With better maneuverability, controllability and safety at all speeds and altitudes, simplifying the control algorithm;
- - aircraft in which a wing with a tread can be used effectively at all speeds and altitudes,
- - Aircraft capable of quickly and safely restoring the conditions of the adjacent flows around the wing after each maneuver, regardless of the experience of the pilot,
- - Aircraft that can glide for a long time, steerable in unpowered flight, fly at high altitudes and with ground effect.
Die
gestellte Aufgabe wird durch die Merkmale des Anspruchs 1 gelöst.The
Asked object is solved by the features of
Im Verfahren wird das technische Ergebnis dadurch erreicht, dass ein Teil des Flügels, welcher durch einen Stabilisator (Trennscheibe) getrennt ist, auf einem Sensorelement installiert wird. Das Sensorelement weist die gleiche oder eine geringere Stärke wie/als der Flügel auf. Das Sensorelement wird auf einem Gelenk in Bezug auf die Längsachse des Flügels installiert. Das Sensorelement wird durch einen Stabilisator getrennt. Danach wird eine von drei Lagen eingestellt, wobei der Anstellwinkel dem Anstellwinkel des Sensors gleich ist. Der Anstellwinkel des Flügels läuft dem Anstellwinkel des Sensorelements vor und der Anstellwinkel des Flügels läuft dem Anstellwinkel des Flügelteils in zweiter Lage vor. Der Teil des Flügels wird zusammen mit dem Sensorelement gedreht, bis der Luftstrom am Flügelteil abreißt. Bei allen Werten der Größe und Richtung der relativen Geschwindigkeit der anströmenden Luft am Flügel werden die angeforderten Umströmungszustände am Sensor durch die Drehung (ohne dass die Strömung abreißt) mit einem Strömungsabriss oder mit einem teilweisen Strömungsabriss erreicht. Der Flügel wird um die Längsachse um einen gleichen oder kleineren Winkel gedreht. So werden minimale und maximal mögliche Anstellwinkel, darunter auch superkritische Anstellwinkel, und Zwischenwerte der Anstellwinkel und der Auftriebskraft für die Flügel mit beliebigen Profilen erreicht. Wenn die maximalen Werte der Auftriebskraft am Flügel erreicht sind, um die Grenzwerte (superkritische Werte) der Auftriebskraft zu erreichen, wird das Sensorelement in die Richtung zur Vergrößerung des Anstellwinkels gedreht, bis der Strom am vorderen Rand des Sensorelements abgerissen wird. Dann wird das Sensorelement in die andere Richtung gedreht, um eine anliegende Umströmung wiederherzustellen. Danach wird das Sensorelement wieder in die Richtung zur Vergrößerung des Anstellwinkels gedreht und so weiter. Gleichzeitig wird der Flügel gedreht. Dabei befinden sich das Sensorelement und der Flügel eine Zeit lang im Zustand einer Verzögerung der anliegenden Umströmung bei superkritischen Anstellwinkeln. Schwingende und drehende Bewegungen des Flügels mit einem Teil des Flügels und des Sensorelements um die Längsachse des Flügels, die automatisch erfolgen können, haben den Effekt der Erzeugung hoher (extremer) Integralwerte der Auftriebskraft. Schwingende und rotierende Bewegungen des Flügels mit einem Teil des Flügels und des Sensorelements um die Längsachse des Flügels werden erfolgreich bei unterschiedlichen Manövern des Luftfahrzeugs verwendet, zum Beispiel beim Start für eine Reduzierung des Anlaufs, für eine Erhöhung der Extranutzlastkapazität oder für eine Reduzierung der Abhebegeschwindigkeit, beim Sturz- oder Steigflug, für die Durchführung eines Supermanövers, was besondere Bedeutung bei einem Luftkampf oder für die Abweichung von der Luftabwehr des Gegners hat. Das ermöglicht es, eine höhere Auftriebskraft zu erreichen oder einen notwendigen Wert bei einer kleineren Geschwindigkeit sicherzustellen. Die Flügel des Flugzeugs (welches den Körper (Rumpf) hat, die Raumkabine mit eigenen Flügeln, der Antrieb, die Schubumkehr und das Leitwerk, der Marschantrieb mit Schubumkehr und dem Leitwerk sind so eingebaut, dass sie sich im Bezug auf den Körper (Rumpf) drehen können. Im Bezug auf die eigene Längsachse erfolgt die Drehung mit Hilfe des eigenen Antriebs, eines Teils des Flügels und einem Stabilisierungsantrieb mit Schubumkehr, welcher im Heckteil installiert ist. Jeder Flügel hat ein Sensorelement, welches als ein Teil des Flügels mit der gleichen oder einer geringeren Stärke ausgeführt ist. Das Sensorelement ist durch einen Stabilisator getrennt. Das Sensorelement ist auf einem Gelenk im Bezug auf die Längsachse des Flügels installiert, so dass er sich im Bezug auf die eigene Längsachse mit Hilfe eines eigenen Antriebs drehen kann. Ein Teil des Flügels (welcher durch eine Trennscheibe getrennt ist) ist auf dem Sensorelement installiert. Der Teil des Flügels kann eine von drei Lagen einnehmen, wobei der Anstellwinkel dem Anstellwinkel des Sensorelements gleich ist, wobei der Anstellwinkel dem Anstellwinkel des Sensorelements vorläuft oder wobei der Anstellwinkel dem Anstellwinkel des Flügels in der zweiten Lage vorläuft. Dabei ist das Verhältnis zwischen der Fläche des Sensorelements und des Flügels so ausgewählt, dass allein die Fläche der Flügel für den Flug mit laufenden Antrieben und die Fläche der Flügel mit dem Sensorelement für einen antriebslosen Flug ausreicht. Der Teil des Flügels und das Sensorelement sind mit Sensoren für den Strömungsabriss ausgestattet. Die Sensoren sind ins Stromnetz der Antriebe mit Hilfe eines Verstärkers und in das Netz eingebunden, welches das Signal über den Beginn des Strömungsabrisses in die Pilotkabine übergibt. Die Fläche des Flügelteils wird so ausgewählt, dass sie für eine sichere Funktion der Sensoren ausreichend ist.In the method, the technical result is achieved by installing a part of the wing, which is separated by a stabilizer (cutting disc), on a sensor element. The sensor element has the same or a lower strength than / as the wing. The sensor element is installed on a hinge with respect to the longitudinal axis of the wing. The sensor element is separated by a stabilizer. Thereafter, one of three positions is set, wherein the angle of attack is equal to the angle of attack of the sensor. The angle of attack of the wing proceeds to the angle of attack of the sensor element and the angle of attack of the wing proceeds to the angle of attack of the wing part in the second position. The part of the wing is rotated together with the sensor element until the air flow on the wing part breaks off. At all values of the magnitude and direction of the relative velocity of the incoming air at the vane, the requested flow conditions at the sensor are achieved by the rotation (without the flow breaking off) with a stall or with a partial stall. The wing is rotated about the longitudinal axis by an equal or smaller angle. Thus, minimum and maximum possible angles of incidence, including supercritical angles of attack, and intermediate values of the angle of attack and the buoyancy force for the wings with arbitrary profiles are achieved. When the maximum values of buoyancy force at the wing are reached to reach the buoyancy force limit values (supercritical values), the sensor element is rotated in the direction to increase the angle of attack until the current at the leading edge of the sensor element is torn off. Then, the sensor element is rotated in the other direction to restore an applied flow around. Thereafter, the sensor element is rotated again in the direction to increase the angle of attack, and so on. At the same time the wing is turned. In this case, the sensor element and the wing are for a while in the state of a delay of the adjacent flow at supercritical angles of attack. Swinging and rotating movements of the wing with a part of the wing and the sensor element about the longitudinal axis of the wing, which can be done automatically, have the effect of producing high (extreme) integral values of the buoyancy force. Swinging and rotating movements of the wing with a part of the wing and the sensor element about the longitudinal axis of the wing are successfully used in different maneuvers of the aircraft, for example when starting for a reduction the start-up, for an increase of the extra payload capacity or for a reduction of the take-off speed, during the fall or climb flight, for the execution of a supermaneuver, which has special meaning in a dogfight or for the deviation from the air defense of the opponent. This makes it possible to achieve a higher buoyancy force or to ensure a necessary value at a lower speed. The wings of the aircraft (which has the body (fuselage), the cabin with its own wings, the propulsion, the thrust reverser and the tail, the thrust reverser, and the tail unit are installed in such a way that they relate to the body (fuselage) With respect to its own longitudinal axis, rotation takes place by means of its own drive, a part of the wing, and a thrust reverser stabilization drive installed in the tail section, each wing having a sensor element acting as a part of the wing The sensor element is installed on a joint with respect to the longitudinal axis of the wing, so that it can rotate with respect to its own longitudinal axis by means of its own drive Sash (which is separated by a cutting disc) is installed on the sensor element The part of the sash can be a occupy of three layers, wherein the angle of attack is equal to the angle of attack of the sensor element, wherein the angle of attack precedes the angle of attack of the sensor element or wherein the angle of attack advances the angle of attack of the wing in the second layer. In this case, the ratio between the surface of the sensor element and the wing is selected so that only the area of the wings is sufficient for flight with running drives and the area of the wings with the sensor element for a non-powered flight. The part of the wing and the sensor element are equipped with sensors for stall. The sensors are integrated in the power grid of the drives with the aid of an amplifier and in the network, which transfers the signal to the pilot cabin via the start of the stall. The area of the wing part is selected so that it is sufficient for a safe function of the sensors.
Das stellt die Erhöhung des Geschwindigkeits- und Höhenbereichs, die Erreichung der Extramanövrierfähigkeit und die Steuerbarkeit des Flugzeugs bei allen Geschwindigkeiten und Höhen bei der Vereinfachung des Steuerungsalgorithmus, die Möglichkeit der dynamischen und sicheren Wiederherstellung der abrisslosen Umströmung des Flügels nach jedem Manöver unabhängig vom Ausbildungsgrad des Piloten sicher. Die Möglichkeit der effizienten Verwendung des Flügels, der anfangs für einen Übergeschwindigkeitsmodus in großen Höhen in Zwischenzuständen mit dem Start, Aufstieg, Landeanflug und Landung projektiert wurde, stellt die Extramanövrierfähigkeit des Flugzeugs ohne wesentlichen Energieverlust für eine erneute Wiederholung des Manövers oder für den Beginn eines neuen Manövers sicher und zeigt neue Fähigkeiten der Luftfahrzeuge auf.The represents the increase of the speed and altitude range, the achievement of extra maneuverability and the controllability of the aircraft at all speeds and Heights in simplifying the control algorithm, the possibility of dynamic and safe recovery the tearless flow around the wing after each Maneuver regardless of the level of training of the pilot for sure. The possibility of efficient use of the Wing, which initially for an overspeed mode at high altitudes in intermediate states was projected with take-off, ascent, landing approach and landing, represents the extra maneuverability of the aircraft without significant energy loss for a repeat maneuver or to start a new maneuver safe and reveals new capabilities of the aircraft.
Die Erfindung wird anhand von in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispielen näher erläutert. Es zeigen:The The invention will be described with reference to embodiments shown in the drawings explained in more detail. Show it:
Das
Verfahren zur Steuerung der Umströmungszustände
des Flügels zur Verbesserung der Hauptmerkmale der aero-
und hydrodynamischen Einrichtungen wird auf folgende Weise realisiert:
Der
Flügel wird mit einem Anstellwinkel eingestellt. Ein Teil
des Flügels wird durch einen Stabilisator getrennt und
auf dem Sensorelement installiert. Das Sensorelement wird genauso
wie der Teil des Flügels mit der gleichen oder einer geringeren
Stärke ausgebildet. Das Sensorelement wird auf einem Gelenk
in Bezug auf die Längsachse des Flügels installiert.
Das Sensorelement wird durch einen Stabilisator getrennt. Danach
wird der Teil des Flügels in eine von drei Lagen gestellt:
erste Lage der Anstellwinkel ist dem Anstellwinkel des Sensorelements
gleich, zweite Lage- der Anstellwinkel läuft dem Anstellwinkel des
Sensorelements vor und dritte Lage- der Anstellwinkel läuft
dem Anstellwinkel des Teils des Flügels in der zweiten
Lage vor. Dann wird der Teil des Flügels zusammen mit dem
Sensorelement gedreht, bis der Strom vom Teil des Flügels
abreißt. Bei allen Werten und Richtungen der relativen
Geschwindigkeiten der umströmenden Luft an dem Flügel
werden auch die notwendigen Umströmungszustände
am Sensorelement durch das Drehen realisiert, wobei der Strom abreißt
oder teilweise abreißt. Dann wird der Flügel um
seine Längsachse um den gleichen Winkel gedreht, und am
ganzen Flügel werden die minimal und maximal möglichen
darunter auch überkritischen Anstellwinkel und Zwischenanstellwinkel und
die Auftriebskraft für den Flügel mit allen Profilen erreicht.The method for controlling the flow around conditions of the wing to improve the main features of the aero and hydrodynamic devices is realized in the following manner:
The sash is adjusted with an angle of attack. Part of the wing is separated by a stabilizer and installed on the sensor element. The sensor element is formed in the same way as the part of the wing with the same or a smaller thickness. The sensor element is installed on a hinge with respect to the longitudinal axis of the wing. The sensor element is separated by a stabilizer. Thereafter, the part of the wing is placed in one of three positions: first position of the angle of attack is equal to the angle of the sensor element, second position- the angle of attack proceeds to the angle of attack of the sensor element and third position- the angle of attack runs the angle of attack of the part of the wing in the second situation before. Then the part of the wing is rotated together with the sensor element until the current breaks off from the part of the wing. In all values and directions of the relative velocities of the air flowing around the wing, the necessary Umströmungszustände on the sensor element are realized by the rotation, wherein the current tears off or partially tearing. Then the wing is rotated about its longitudinal axis by the same angle, and on the whole wing, the minimum and maximum possible including supercritical angle of attack and Zwischenanstellwinkel and the buoyancy force for the wing with all profiles are achieved.
Das
Verfahren kann auf folgende Weise realisiert werden (
Der
Flügel
The
Die
angemeldete Einrichtung funktioniert folgendermaßen:
Beim
Anlauf und Start (siehe
At startup and startup (see
Bei
einem konstanten horizontalen Flug (
Beim
Landeanflug (
Beim
Landen auf einer Landebahn (
Bei
niedrigen Geschwindigkeiten (
Bei Überschallgeschwindigkeiten
(
Bei
unbeabsichtigten Rollbewegungen (Rollen) des Flugzeugs in Bezug
auf die vertikale Achse wegen konstruktiver Unterschiede in den
Anstellwinkeln des linken und des rechten Flügels
Bei
Veränderung des Nickens und des Kurses wird der Schubvektor
des Stabilisierungsantriebs
Bei
einem vertikalen Start (
Bei
schweren Störungen (Schütteln, Böigkeit usw.)
und bei kurzzeitigen Manövrierlastvielfachen reduzieren
die Beschleunigungsdämpfer
Das
ermöglicht es, Luftfahrzeuge mit verbesserten flugtechnischen
Eigenschaften, mit einem größeren Geschwindigkeits-
und Höhenbereich, mit einer besseren Beweglichkeit, Steuerbarkeit
und Sicherheit bei allen Geschwindigkeiten und Höhen herzustellen.
Dabei wird der Steueralgorithmus vereinfacht und zwar bei Luftfahrzeugen,
bei denen die Flügel mit einem beliebigen Profil effektiv
für alle Geschwindigkeiten und Höhen verwendet
werden können. Dies gilt auch für Luftfahrtzeuge,
die schnell und sicher die Zustände einer anliegenden Umströmung der
Flügel
Die Möglichkeit, unterschiedliche Anstellwinkel für den linken und den rechten Flügel einzustellen und das Vorhandensein des Stabilisierungsantriebs im Heckbereich ermöglichen es, eine Übermanövrierfähigkeit und dabei eine anliegende Umströmung der Flügel nach jedem Manöver unabhängig vom Ausbildungsgrad des Piloten wiederherzustellen.The Possibility of different angles of attack for to adjust the left and right wings and that Enable the presence of the stabilization drive in the rear area it, a Übermanövrierfähigkeit and thereby an adjacent flow around the wings after each Maneuver regardless of the level of training of the pilot restore.
Die
Auslegung des Flugzeugs (Start, Flug in kleineren Höhen,
Flug auf Überhöhen und bei Überschallgeschwindigkeit,
Landung, Rollen auf der Start- und Landebahn) wird durch die Lage
der Sensorelemente
Die Installation der Sensorelemente an den starren Flügeln des Serienflugzeugs (Umbau) ermöglicht es, die Flugeigenschaften jedes Luftfahrzeugs [Geschwindigkeit, Reichweite, Höhe (Gipfelhöhe), Steigfähigkeit, Manövrierfähigkeit, Start- und Landeeigenschaften und Nutzlast] zu verbessern und insbesondere die Abrissgeschwindigkeit zu reduzieren, was ein sicheres Gleiten bei einem antriebslosen Flug sicherstellt.The Installation of the sensor elements on the rigid wings of the production aircraft (conversion) makes it possible to control the flight characteristics each aircraft [speed, range, altitude (Summit height), climbing ability, maneuverability, Launch and landing characteristics and payload] and in particular to reduce the speed of demolition, allowing a safe gliding in a non-powered flight.
BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS
- 11
- Flügelwing
- 22
- Flügelwing
- 33
- Körper (Rumpf)body (Hull)
- 44
- Beschleunigungsdämpferacceleration reducer
- 55
- Kabinecabin
- 66
- MarschantriebMarsch drive
- 77
- Starrer Flügelrigid wing
- 88th
- Antriebdrive
- 99
- Antriebdrive
- 1010
- Stabilisierungsantriebstabilization drive
- 1111
- Sensorelementsensor element
- 1212
- Sensor des Strömungsabrissessensor the stall
- 1313
- Antriebdrive
- 1414
- Teil des Flügelspart of the grand piano
- 1515
- Sensor des Strömungsabrissessensor the stall
- 1616
- Sensorelementsensor element
- 1717
- Sensor des Strömungsabrissessensor the stall
- 1818
- Antriebdrive
- 1919
- Teil des Flügelspart of the grand piano
- 2020
- Sensor des Strömungsabrissessensor the stall
- 2121
- Stabilisatorstabilizer
ZusammenfassungSummary
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Steuerung der Umströmungszustände an den Flügeln eines Flugzeugs, insbesondere zur Verbesserung der aero- und hydrodynamischen Eigenschaften. Damit die Eigenschaften bei allen Betriebsmöglichkeiten des Flugzeugs zur Wirkung kommen, sieht die Erfindung vor, dass die Flügel mit verstellbaren Teilen und Sensorelementen ausgerüstet werden, die über eigene Antriebe auf verschiedene Anstellwinkel eingestellt werden können, wobei die Anstellwinkel der Sensorelemente und der Teile der Flügel in eine von drei Lagen einstellbar sind und die Anstellwinkel dieser Teile gleich oder mit unterschiedlichen Vorteilen der Teile der Flügel gegenüber den Sensorelementen gewählt werden.The The invention relates to a method for controlling the flow conditions on the wings of an aircraft, in particular for improvement aerodynamic and hydrodynamic properties. So the properties at all operating options of the aircraft to effect come, the invention provides that the wings with adjustable Parts and sensor elements are equipped over own drives are set to different angles of attack can, with the angles of attack of the sensor elements and the parts of the wings are adjustable in one of three positions are and the angles of attack of these parts are the same or different Advantages of the parts of the wing compared to the sensor elements selected become.
ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNGQUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION
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Zitierte PatentliteraturCited patent literature
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- - RU 2248304 [0009] - RU 2248304 [0009]
- - RU 2026240 [0010] - RU 2026240 [0010]
Zitierte Nicht-PatentliteraturCited non-patent literature
- - FIPS am 2007.05.20 [0005] - FIPS on 2007.05.20 [0005]
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- 2008-03-14 RU RU2008109653/11A patent/RU2361776C1/en not_active IP Right Cessation
-
2009
- 2009-03-18 WO PCT/RU2009/000131 patent/WO2009113914A1/en active Application Filing
- 2009-03-18 DE DE112009000560T patent/DE112009000560T5/en not_active Ceased
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Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| FIPS am 2007.05.20 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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|---|---|---|---|
| OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
| R002 | Refusal decision in examination/registration proceedings | ||
| R003 | Refusal decision now final |
Effective date: 20131224 |