RU2187445C1 - Устройство для соединения закрылков - Google Patents
Устройство для соединения закрылков Download PDFInfo
- Publication number
- RU2187445C1 RU2187445C1 RU2000131308A RU2000131308A RU2187445C1 RU 2187445 C1 RU2187445 C1 RU 2187445C1 RU 2000131308 A RU2000131308 A RU 2000131308A RU 2000131308 A RU2000131308 A RU 2000131308A RU 2187445 C1 RU2187445 C1 RU 2187445C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flap
- section
- brackets
- flaps
- inner section
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Tires In General (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации. Устройство содержит кронштейны, один из которых установлен на внутренней секции закрылка, а другой - на внешней секции закрылка, и соединительный элемент для связи секций между собой. Соединительный элемент выполнен в виде тяги регулируемой длины (талрепа), концы которой закреплены на сферических подшипниках, установленных в упомянутых кронштейнах. Одни кронштейны размещены с одной стороны на передней и задней частях внутренней секции в ее торцевой полости. Другие кронштейны размещены с другой стороны на передней и задней частях внешней секции для ограниченного перемещения в вертикальной и горизонтальной плоскостях относительно внутренней секции. Изобретение направлено на улучшение аэродинамики и повышение надежности. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в конструкциях крыльев при проектировании самолетов.
На современных самолетах, как правило, закрылок состоит из двух секций. Внутренняя секция закрылка имеет небольшую длину и закреплена на крыле на 2-х опорных балках, а внешняя имеет значительную длину по размаху крыла и закреплена на нескольких опорных балках. Каждая из секций представляет собой в прочностном отношении силовую балку, установленную на нескольких опорах (опорных балках крыла). В том случае, когда внутреннюю и внешнюю секции закрылка не разделяет гондола шасси или моторная гондола, торцевые поверхности внутренней и внешней секций закрылка расположены рядом, с небольшим зазором. Вблизи с торцевыми поверхностями секций соответственно находятся опорные балки крыла. Для того чтобы исключить из конструкции одну из этих балок, и применяется устройство для соединения секций закрылков, посредством которого вертикальная нагрузка с крайней опорной балки внешнего закрылка передается на соседнюю опорную балку внутреннего закрылка.
Известно устройство для соединения закрылков, содержащее внутреннюю и внешнюю секции закрылков, смонтированных на механизмах их перемещения, установленных на опорных балках крыла, и кронштейны, один из которых установлен на внутренней секции, а другой - на внешней, связанные между собой соединительным элементом (см. авторское свидетельство 60408, В 64 С 9/02, 1941).
Однако известное устройство имеет целый ряд существенных недостатков.
В крыльях с малой строительной высотой невозможно разместить конструкцию известного устройства для соединения закрылков, а в случае размещения подобного устройства ухудшается аэродинамика закрылка при его выпуске на режимах взлета и посадки самолета, за счет того, что в верхней обшивке закрылка выполнен вырез для размещения устройства и при выкате закрылков, вырез оказывается в воздушном потоке за пределами хвостовой части крыла. Кроме того в известном устройстве отсутствует возможность дублирования такого соединения, а это может привести к разрушению внутреннего закрылка. Отсутствует возможность передачи крутящего момента с внешней секции на внутреннюю и, как следствие, наблюдается образование так называемого эффекта ножниц между торцами секций в полете в месте их стыка. Наблюдается и значительная трудоемкость и сложность установки устройства при монтажно-демонтажных работах в процессе навески закрылков из-за неудобств подхода к месту закрепления вышеупомянутого устройства.
Задачей настоящего изобретения является обеспечение передачи крутящего момента, установка устройства для соединения закрылков в крыльях с малой строительной высотой, улучшение аэродинамики и повышение надежности работы закрылков, снижение трудоемкости монтажа и регулировки.
Решение технической задачи обеспечивается тем, что устройство для соединения закрылков содержит внутреннюю и внешнюю секции закрылков, смонтированных на механизмах их перемещения, установленных на опорных балках крыла, и кронштейны, один из которых установлен на внутренней секции, а другой - на внешней, связанные между собой соединительным элементом, причем упомянутый соединительный элемент выполнен в виде тяги регулируемой длины, выполненной в виде талрепа, концы которой закреплены на сферических подшипниках, установленных в упомянутых кронштейнах, размещенных с одной стороны на передней и задней частям внутренней секции в ее торцевой полости, а с другой стороны - на передней и задней частях внешней секции с возможностью ее ограниченного перемещения в вертикальной и горизонтальной плоскостях относительно внутренней секции, кроме того оно снабжено обтекателем, который может быть выполнен съемным.
На фиг.1 изображен общий вид крыла самолета в плане.
На фиг.2 - сечение А-А по фиг.1, вид сбоку на опорную балку.
На фиг.3 - сечение Б-Б по фиг.1, вид на кронштейн.
На фиг.4 - сечение В-В по фиг.3, где изображено устройство для соединения закрылков (передний узел).
На фиг.5 - сечение Г-Г по фиг.3, где изображено устройство для соединения закрылков (задний узел).
На фиг.6 - схема деформации внешней секции закрылка при ее выпуске.
На крыле 1 самолета установлен закрылок с внутренней секцией 2 и внешней секцией 3. Внутренняя секция 2 закрылка закреплена на крыле 1 через опорные балки 4, а внешняя секция 3 через опорные балки 5 и узлы для передачи перерезывающих сил (см. сеч. Б-Б, В-В и Г-Г), которые соединяют внутреннюю и внешнюю секции закрылка.
При этом каждый из узлов (см. сеч. В-В и Г-Г) состоит из кронштейна 6, закрепленного на внутренней секции 2, и кронштейна 7, закрепленного на внешней секции закрылка 3, причем ухо кронштейна 6 вынесено за контур крыла. Проушины кронштейнов 6 и 7 связаны регулируемой по длине тягой 8, выполненной в виде талрепа, с установленными на концах тяг 8 сферическими подшипниками 9 (см. сеч. Б-Б) и закреплены на кронштейнах с 6, 7 болтами 10. На кронштейнах 6 закреплен съемный обтекатель 11. Для перемещения закрылков установлен привод 12 с подъемником 13. Закрылок перемещается по рельсам 14, закрепленным на опорных балках на каретках 15. Внешняя секция закрылка 3 является многопролетной балкой, закрепленной на опорных балках 5 и устройстве дли соединения закрылков, нагруженной распределенной аэродинамической силой. При этом силы, действующие на закрылок в направлении (y), воспринимаются опорными балками 5 и устройством для соединения закрылков. Силы, действующие в направлении (z), воспринимаются одной из опорных балок. Силы, действующие в направлении (х), воспринимаются всеми опорными балками через подъемники 13.
Работа устройства для соединения закрылков осуществляется следующим образом.
Внутренняя секция закрылка 2 стреловидного крыла 1 отклоняется по цилиндрической поверхности с теоретической осью вращения (на черт. не показана), расположенной перпендикулярно направлению полета, а внешняя секция 3 - по конической поверхности, с теоретической осью вращения, параллельной углу стреловидности крыла.
В ходе выпуска-уборки закрылка торец внешней секции 3 разворачивается по отношению к торцу внутренней секции 2 в плоскости (xz) и может смещаться относительно внутренней секции вдоль оси (х). В ходе выпуска-уборки закрылка торец внешней секции 3 разворачивается к торцу внутренней секции 2 в плоскости (xz), смещаясь при этом на величину (к) по оси (z) и поднимаясь, или опускаясь вдоль оси (y) - на величину δ (см. фиг.4, 5, 6).
При смещении торцов относительно друг друга в плоскости (ху) тяга изменяет свое направление. При этом угол поворота тяги не должен превышать допустимого угла поворота сферического подшипника 9 и может, при проектировании устройства для соединения закрылков изменяться за счет длины тяги R. Вертикальное смешение δ вызывает прогиб как внешнего, так и внутреннего закрылка, за счет неизменности длины тяги 8 (см. фиг.6), и в тяге возникают паразитные силы, вызывающие изгиб секций закрылка. Величина сил зависит от жесткости закрылка, т.е. от его высоты, материала, расстояния от узла стыка до опорных балок 4, 5 и, при небольшой высоте закрылка, и достаточном удалении опорной балки внешнего закрылка от торцевой нервюры (около 2 м) достигает малых значений. Эти паразитные силы одну из секций разгружают от аэродинамических сил, а другую - догружают.
Применение двух устройств для соединения закрылков решает задачу передачи крутящего момента с одной секции закрылка на другую, при этом закрылки откатываются вместе, рядом, не образуя ступенек между собой по стыку.
В случае разрушения одной из тяг, вертикальная нагрузка с одной секции на другую передается другой тягой, т.е. происходит дублирование передачи вертикальной нагрузки. Установка секции закрылка осуществляется раздельно с последующей стыковкой тяг. Выступающие части кронштейнов 7 и 8 закрыты обтекателем 11, закрепленным на одной из секций. Для доступа к тягам (при их монтаже-демонтаже) обтекатель 11 или его часть делается съемной в процессе эксплуатации.
Использование изобретения позволит обеспечить монтаж устройства для соединения закрылков в крыльях с малой строительной высотой, улучшить аэродинамику крыла самолета и повысить надежность работы закрылков.
Claims (3)
1. Устройство для соединения закрылков, содержащее кронштейны, один из которых установлен на внутренней секции закрылка, а другой - на внешней секции закрылка, связанные между собой соединительным элементом, отличающееся тем, что упомянутый соединительный элемент выполнен в виде тяги регулируемой длины, концы которой закреплены на сферических подшипниках, установленных в упомянутых кронштейнах, размещенных с одной стороны на передней и задней частях в торцевой полости внутренней секции, а с другой стороны - на передней и задней частях внешней секции для ограниченного перемещения в вертикальной и горизонтальной плоскостях относительно внутренней секции.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что тяга регулируемой длины выполнена в виде талрепа.
3. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что оно снабжено обтекателем.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000131308A RU2187445C1 (ru) | 2000-12-15 | 2000-12-15 | Устройство для соединения закрылков |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000131308A RU2187445C1 (ru) | 2000-12-15 | 2000-12-15 | Устройство для соединения закрылков |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2187445C1 true RU2187445C1 (ru) | 2002-08-20 |
Family
ID=20243405
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000131308A RU2187445C1 (ru) | 2000-12-15 | 2000-12-15 | Устройство для соединения закрылков |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2187445C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8066228B2 (en) | 2005-04-11 | 2011-11-29 | Airbus Deutschland Gmbh | Single slotted flap with sliding deflector flap and lowerable spoiler |
RU2494921C2 (ru) * | 2008-04-23 | 2013-10-10 | Эрбус Оперейшнс Гмбх | Крыло для летательного аппарата |
-
2000
- 2000-12-15 RU RU2000131308A patent/RU2187445C1/ru active
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8066228B2 (en) | 2005-04-11 | 2011-11-29 | Airbus Deutschland Gmbh | Single slotted flap with sliding deflector flap and lowerable spoiler |
RU2494921C2 (ru) * | 2008-04-23 | 2013-10-10 | Эрбус Оперейшнс Гмбх | Крыло для летательного аппарата |
US8931733B2 (en) | 2008-04-23 | 2015-01-13 | Airbus Operations Gmbh | Wing for an aircraft |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5681013A (en) | Vortex leading edge flap assembly for supersonic airplanes | |
RU2468963C2 (ru) | Опорная рама корпуса вентилятора, установленная на пилоне крепления и на воздухозаборнике гондолы | |
US8579230B2 (en) | Attachment pylon for aircraft turboshaft engine, comprising rear flaps with mobile incidence | |
CA2718684C (en) | Engine mount of aircraft and aircraft | |
US5207400A (en) | Flap assembly | |
EP0716978B1 (en) | Large dimension aircraft | |
US7566029B2 (en) | Suspension for suspending a jet engine on an aircraft strut | |
CN101273191B (zh) | 具有两个吊耳的航空器后发动机附件及航空器发动机组件 | |
DE69332527T2 (de) | Antriebsstranganordnung für unbemanntes Fluggerät | |
CN105711811B (zh) | 一种机翼折叠机构 | |
US4392622A (en) | Combined beam support for landing gear | |
US9284039B2 (en) | Rudder system for an aircraft | |
KR20060111410A (ko) | 보조 기수 착륙장치, 힘 전달 구조체 및 회전익 항공기 | |
US9079655B2 (en) | System for increasing controllability for an aircraft | |
JP2010508199A (ja) | 航空機の翼胴結合体 | |
DE102009003084B4 (de) | Verkleidung für eine Auftriebshilfe | |
US11319081B2 (en) | Mounting pylon for a jet engine of an aircraft comprising a particular structure | |
RU2187445C1 (ru) | Устройство для соединения закрылков | |
US6974112B2 (en) | Deployment system for a moveable wing surface | |
CN112533824A (zh) | 用于改进封闭机翼飞行器概念的方法以及对应的飞行器构造 | |
CN115056966A (zh) | Z型折叠翼无人飞行器机翼折叠构架及其工作方法 | |
RU2016781C1 (ru) | Транспортное средство, преобразуемое в летательный аппарат | |
EP4380857A1 (en) | Aircraft fuselage wing attachment cutout configurations incorporating perimeter box beams | |
US6869050B1 (en) | Profiled wing unit of an aircraft | |
US9404473B2 (en) | Strain isolated attachment for one-piece wind turbine rotor hub |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |