хвостовой кок летательного аппарата и механизм соединения створок хвостового кока со створками сопла двигателя

Формула изобретения

1. Хвостовой кок летательного аппарата, содержащий неподвижную гладкую часть фюзеляжа, отличающийся тем, что он снабжен шарнирно закрепленными на нем жесткими отклоняемыми створками, подвижно соединенными со створками сопла двигателя.

2. Кок по п. 1, отличающийся тем, что каждая подвижная жесткая створка дополнительно снабжена гибким элементом, установленным по внешнему контуру летательного аппарата и имеющим три точки опоры, первая из которых выполнена моментной на неподвижном корпусе хвостового кока, а две другие шарнирные расположены на отклоняемой жесткой створке и имеют возможность перемещения вдоль нее.

3. Кок по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что дополнительный гибкий элемент выполнен из органита или кевлара, имеет сечение в виде сегмента с выпуклой внешней поверхностью и плоской внутренней поверхностью, обращенной к жесткой створке.

4 Механизм соединения створок хвостового кока со створками сопла двигателя, содержащий кронштейн с пазом, закрепленный на створке хвостового кока, и штырь, закрепленный на створке сопла двигателя, отличающийся тем, что штырь выполнен с возможностью перемещения внутри паза кронштейна в двух направлениях.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции хвостовой части фюзеляжа самолета, позволяющее улучшить обтекание самолета с реактивным двигателем на всех режимах полета.

Известен хвостовой кок, содержащий неподвижную гладкую часть фюзеляжа (Самолетные силовые установки. Поликовский В.И. ГИОП, М. 1952, с. 330, фиг. 266).

Известен также механизм соединения створок, содержащий кронштейн с пазом, закрепленный на одной створке, и штырь, закрепленный на другой створке (см. US, авт. св. N 50 227, кл. В 64 С 9/02, 1934).

Недостатком известных устройств является: наличие большого зазора между коком и створками двигателя приводит к увеличению донного сопротивления и к потерям в дальности полета и в расходе топлива.

Технической задачей изобретения является улучшение аэродинамических свойств хвостовой части фюзеляжа путем уменьшения зазора между коком и створками двигателя.

Эта задача решается тем, что хвостовой кок, содержащий неподвижную гладкую часть фюзеляжа, снабжен шарнирно закрепленными на нем жесткими отклоняемыми створками, подвижно соединенными со створками сопла двигателя.

При этом каждая подвижная жесткая створка дополнительно снабжена гибким элементом, установленным по внешнему контуру летательного аппарата и имеющим три точки опоры, первая из которых выполнена моментной на неподвижном корпусе хвостового кока, а две другие шарнирные расположены на отклоняемой жесткой створке и имеют возможность перемещения вдоль нее.

Дополнительный гибкий элемент выполнен из органита или кевлара, имеет сечение в виде сегмента с выпуклой внешней поверхностью и плоской внутренней поверхностью, обращенной к жесткой створке.

А в механизме соединения створок хвостового кока со створками сопла двигателя, содержащем кронштейн с пазом, закрепленный на створке хвостового кока, и штырь, закрепленный на створке сопла двигателя, штырь выполнен с возможностью перемещения внутри паза кронштейна в двух направлениях.

На фиг. 1 изображен общий вид хвостового кока летательного аппарата; на фиг. 2 механизм соединения створок; на фиг. 3 вид А на фиг. 2; на фиг. 4 - 9 различные формы гибкой створки сопла.

Конструкция состоит из неподвижного хвостового кока 1 с подвижными жесткими створками 2, закрепленными на оси вращения 3 и связанными со створками сопла двигателя 4 механизмов 5. При изменении положения створок сопла двигателя 4 створки кока 2 следуют за ними, сохраняя малый зазор при любых положениях сопла двигателя.

Известно, что любые створки, лежащие на внешнем контуре самолета, при отклонении, в месте шарнира, образуют перелом внешнего контура. Причем, чем больше угол отклонения створки (), тем больше излом внешнего контура. Излом создает дополнительное сопротивление за счет срыва воздушного потока и, вследствие этого, повышение сопротивления, это приводит, в свою очередь, к потере дальности и продолжительности полета. Для улучшения аэродинамических свойств хвостового кока фюзеляжа предложена дополнительная гибкая створка 6, которая, опираясь на две взаимоперемещающихся поверхности 1 и 2, создает плавное их сопряжение, обеспечивая плавное обтекание всей поверхности хвостового кока потоком воздуха. Гибкая створка 6 имеет три точки опоры. Одна точка на неподвижном корпусе хвостового кока 1, две другие на отклоняемой жесткой створке 2. Точка крепления на корпусе хвостового кока (место I) является моментной и неподвижной, две другие (место II и III) являются шарнирными и имеют возможность перемещаться вдоль отклоняемой жесткой створки 2.

Поскольку гибкая створка 6 имеет три точки опоры, то при любом положении жесткой створки 2 она образует плавную кривую, касательную к корпусу фюзеляжа (место I), так как точка крепления к корпусу является моментной.

Поскольку большинство реактивных самолетов имеют в хвостовой части корпуса круглое или близкое к кругу сечение, гибкие створки сопла 6, выходящие на внешний контур, должны иметь выпуклую форму. Однако, такая форма (фиг. 3) является весьма плохой для изгиба, поскольку при выгибании (фиг. 4) или прогибании (фиг. 5) выпуклое сечение створки стремится стать плоским в середине створки, причем изменение сечения с выпуклого на плоское происходит резко, скачком, с щелчком, после чего внешний контур становится не плавным, а граненым.

Предложена форма поперечного сечения гибкой створки в виде сегмента, имеющего выпуклый внешний контур и плоский внутренний контур (фиг. 6). Такое выполнение сечения гибкой створки обеспечивает плавное изменение кривизны внешнего контура при изгибе створки (фиг. 7 и 8) и плавность внешних контуров при изменении диаметра сопла.

Для обеспечения большого количества циклов на изгиб и малого веса створки выбран материал органит или кевлар. При укладке слоев 45^oC обеспечивается достаточная жесткость для предотвращения деформации гибкой створки под воздействием аэродинамических сил и достаточная гибкость, чтобы изгибаться под действием приводного механизма.

В процессе эксплуатации происходит перемещение двигателя внутри фюзеляжа от перегрузок и тепловых деформаций. Створки сопла двигателя 4 соединены со створками кока 2 специальным механизмом.

Механизм соединения створок сопла двигателя 4 со створками кока 2 состоит из кронштейна с пазом 11, закрепленным на створке кока, и штыря 12, закрепленного на створке двигателя 4 и имеющего возможность свободного перемещения внутри паза кронштейна 11 в двух направлениях.

Таким образом обеспечивается синхронность отклонения створок сопла двигателя и створок хвостового кока при возможности взаимного перемещения их в двух плоскостях. Таким образом выполнение хвостового кока с жесткими створками, отклоняемыми синхронно со створками двигателя, дополнительная гибкая створка и ее оптимальное сечение, согласно изобретению, позволяют повысить аэродинамические свойства летательного аппарата на всех режимах полета, обеспечить безотказную работу сопла двигателя при различных взаимных деформациях двигателя и фюзеляжа во время работы.