B64C23 / 06 - prin formarea de vârtejuri
Proprietarii brevetului RU 2425780:
Airbus Deutschland GmbH (DE)
Invenția se referă la domeniul aviației. clapa de frână pentru o aeronavă, care este dispus pe partea superioară a aripii sau fuselajul aeronavei și pentru aeronavele montate la un unghi în raport cu fluxul de aer care curge în jurul ei de frânare. Placă (20) cuprinde o margine liberă (21), care atunci când este setat la un anumit unghi este distanțat față de învelișul exterior al aeronavei și generează vortexul margine în fluxul de aer care curge în jurul aeronavei. Marginea liberă (21) cuprinde o multitudine de secțiuni individuale (22), dintre care muchiile diviza vortex margine într-un număr de vârtejuri parțiale sunt formate prin adâncituri pe marginea liberă (41), clapeta de frână (40), care nu se extind prin scut. Invenția se referă la o reducere a zgomotului. 5 ZP f ly-3-il.
Prezenta invenție se referă la o clapetă de frână pentru o aeronavă, a declarat clapa pentru jet de frânare poate fi setat la un anumit unghi față de fluxul de aer care curge în jurul ei (care curge în jurul acestuia), clapa cuprinde o muchie care atunci când este setat la un anumit unghi este distanțat față de planul exterior al carcasei.
Pentru a mări rezistența la apropierea de sol și aterizare pe moderne de utilizare a airbrakes aeronave civile. De obicei, astfel de scuturi sunt aranjate pe o porțiune superioară a aripii dintre flapsurile de aterizare și lonjeronul spate, iar acestea sunt numite de obicei interceptoare. Astfel de scuturi pot fi de asemenea folosite pentru controlul ruliului și pentru reducerea ascensorului. Mai puțin frecvent utilizate soluții, conform cărora plăcuțele de frână sunt prevăzute pe fuselaj, de obicei în partea din spate. În ambele cazuri, utilizarea pieselor în principal simple, din tablă, care sunt fixate la un anumit unghi față de curentul de aer din jurul aeronavei.
Prin creșterea rezistenței prin intermediul unor clapete de frână sau spoilere de aeronave poate mai abrupt mai aproape de sol, care, printre altele, pot fi folosite pentru a reduce zgomotul în traiectoria de apropiere. Cu toate acestea, trebuie să se țină seama de faptul că, în acest fel realizat de reducere a zgomotului este parțial anulat de zgomotul generat de clapeta de frână. Plăcuțele de frână sunt de asemenea folosite pentru frânarea modelul de aterizare.
Zgomotul generat pe plăcuța de frână este cauzată în principal de faptul că o singură formulare vortex pronunțate pe marginea panoului, așa cum se arată în figura 1. De obicei, o clapă de capăt legat articulat de la aeronavă, în timp ce formele de margine vortex la marginea liberă, care este opusă conectat pivotabil capăt, și / sau pe marginile laterale. Obiectul prezentei invenții este acela de a furniza o clapetă de frână pentru o aeronavă care în principal aceeași eficiență ca și cea a plăcii cunoscute anterior, produce mai puțin zgomot.
În conformitate cu prezenta invenție asigură o clapetă de frână pentru o aeronavă, care este fixat la un unghi față de curentul de aer care curge în jurul acestuia, în care clapa cuprinde o margine liberă care atunci când este setat la un anumit unghi este distanțat de membrana plan exterior, și creează vortexul margine în fluxul de aer care curge în jurul aeronavei. Marginea liberă cuprinde un număr de secțiuni de margine individuale care împart vortex margine într-un număr de vârtejuri parțiale.
Secțiunile de margine individuale care împart vortexul de margine într-un număr de vârtejuri parțiale sunt formate prin adâncituri care nu se extind prin scut.
În mod avantajos, un capăt al clapei este articulată la aeronavă în timp ce secțiunile de margine individuale care împart vortex margine într-un număr de vârtejuri parțiale sunt prevăzute pe marginea liberă, care este opusă clapeta de capăt articulat.
Conform cu o altă variantă preferată a prezentei invenții, un capăt al clapei este articulată la aeronavă în timp ce secțiunile de margine individuale care împart vortex margine într-un număr de vârtejuri parțiale sunt prevăzute pe o muchie laterală sau pe ambele margini laterale ale clapei.
Conform cu o altă variantă preferată a prezentei invenții, un capăt al clapei este articulată la aeronavă în timp ce secțiunile de margine individuale care împart vortex margine într-un număr de vârtejuri parțiale sunt prevăzute pe marginea liberă, care se află vizavi de capătul articulat al clapei, și o muchie laterală sau pe ambele margini laterale ale clapetei.
În conformitate cu o variantă preferată a prezentei invenții, scutul este prevăzut pe partea de sus a aripii aeronavei.
Conform cu o altă variantă preferată a prezentei invenții, scutul este prevăzut pe fuselajul aeronavei.
În mod avantajos, clapa poate fi de asemenea utilizat pentru controlul ruliului al aeronavei.
Alte variante de realizare ale prezentei invenții vor fi descrise cu referire la desene.
1 prezintă o vedere în perspectivă a unei porțiuni a clapei de frână cunoscută anterior pentru o aeronavă, în care scutul de frână poate fi setat la un anumit unghi în raport cu fluxul de aer care curge în jurul acestuia.
2 prezintă o vedere în perspectivă a unei părți a unei clapete de frână pentru o aeronavă în conformitate cu un exemplu preferat de realizare a prezentei invenții.
3a-e arată vederi în perspectivă, fiecare dintre acestea prezintă o parte a unei clapete de frână pentru o aeronavă în cazul clapetei de frână cunoscute (3a) și pentru cazul diferitelor exemple de realizare preferate ale prezentei invenții (Figura 3b-e), în care în 3c ilustrează un exemplu de realizare deja prezentat în figura 2,
1 prezintă o vedere în perspectivă a unei porțiuni a clapei de frână cunoscută anterior pentru o aeronavă, a declarat lambou de frână, pentru frânarea unei aeronave, poate fi setat la un anumit unghi în raport cu fluxul de aer care curge în jurul acestuia. Clapa 10 cuprinde o muchie liberă 11, care atunci când este setat la un anumit unghi decalată față de planul al carcasei exterioare și creează (generează) vortex margine în fluxul de aer care curge în jurul aeronavei. Acest vortex muchie este o sursă semnificativă de zgomot care este generat atunci când clapeta de frână este fixată la un unghi, și care poate fi inacceptabilă atunci când se apropie de sol.
2 prezintă o vedere în perspectivă a unei clapete de frână 20 pentru o aeronavă în conformitate cu un exemplu de realizare a prezentei invenții, respectiva clapa de frână, pentru frânarea unei aeronave, poate fi setat la un anumit unghi în raport cu fluxul de aer care curge în jurul acestuia. Clapa 20 cuprinde o muchie liberă 21, care atunci când este setat la un anumit unghi este distanțat față de învelișul exterior al aeronavei și care generează vortexul margine în fluxul de aer care curge în jurul aeronavei. Marginea liberă 21 cuprinde un număr de secțiuni de margine individuale 22 care împart vortex margine într-un număr de vârtejuri parțiale. În exemplul de realizare prezentat în figura 2, secțiunile de margine individuale 22 sunt formate printr-un design în zig-zag a marginii libere 21.
3a prezintă o vedere în perspectivă a unei părți a clapei de frână cunoscut anterior 10 pentru o aeronavă, a declarat clapa de frână a fost deja prezentată în figura 1. 3b-e sunt vederi în perspectivă a pieselor 20; 30; 40; lambou de frână 50 pentru o aeronavă, în conformitate cu diferite exemple de realizare preferate ale prezentei invenții, în care, la marginea liberă 21; 31; 41; 51 un număr de secțiuni individuale sunt prevăzute 22; 32; 42; Muchiile 52 care împart vortex margine într-un număr de vârtejuri parțiale.
În exemplul de realizare prezentat în figura 3b, secțiunile de margine individuale care împart vortex margine într-un număr de 32 de vârtejuri parțiale produse de proiectare a formei de undă (sub formă de valuri) ale marginii libere 31.
Figura 3c prezintă din nou exemplul de realizare prezentat în figura 2, obținut prin marginile libere ale structurii zigzag 21, în care secțiunile de margine 22 individuale.
În exemplul de realizare prezentat în figura 3d, secțiunile de margine individuale care împart vortex margine într-un număr de vârtejuri parțiale sunt obținute prin orificii sau adâncituri 42 care sunt prevăzute în apropierea marginii libere 41 în clapeta de frână 40. Orificiile sau adâncituri 42 care sunt furnizate placa de frână 40 poate fi format ca prin găuri în placa 40, ca în exemplul de realizare prezentat în figura 3d, sau pot fi formate ca niște adâncituri pe clapa laterală exterioară 40, care nu se extinde prin placa menționată.
În exemplul de realizare prezentat în figura 3, secțiunile de margine individuale care împart vortex margine într-un număr de vârtejuri parțiale sunt formate prin intermediul traverselor sau proeminențe 52 prevăzute în apropierea marginii libere 51 pe suprafața clapei de frână 50.
În loc de realizare ilustrativ prezentat, secțiunile de margine prevăzute pe marginea liberă a clapei de frână, care împart vortexul margine într-un număr de vârtejuri parțiale, poate fi realizată în alte moduri, cu condiția ca, în loc de zgomot care generează vortex margine prezentat în figura 1, sunt mai multe individuale vârtejuri marginale mai mici, care creează mai puțin zgomot și pot fi chiar atenua reciproc sau suprima zgomotul generat. Așa cum este utilizat aici, termenul „secțiunea de margine“ se referă la secțiuni care sunt formate în vecinătatea marginii. Ele nu trebuie să fie formată de marginea clapei, ca în exemplul de realizare prezentat în figura 3b și 3c, dar în schimb poate fi format departe de margine, ca în exemplul de realizare prezentat în figura 3d și 3e.
De obicei, un capăt al clapei 20; 30; 40; 50 balamale la aeronavă, în timp ce secțiunile individuale 22; 32; 42; Muchiile 52 care împart vortex margine într-un număr de vârtejuri parțiale pot fi prevăzute pe marginea liberă 21; 31; 41; 51 flaps 20; 30; 40; 50, muchia liberă 21; 31; 41; 51 este opus capătului articulat, adică muchia longitudinală posterioară opusă, așa cum este prezentat în figurile 2 și 3b-e, dar trebuie înțeles faptul că, în mod alternativ sau suplimentar, aceste secțiuni individuale 22; 32; 42; Edge 52 poate fi, de asemenea, prevăzută pe marginile laterale ale clapetei de frână.
Clapa 20; 30; 40; 50 pot fi dispuse pe partea de sus a unei aripi de aeronave, care este comună pentru aeronavele civile moderne. Cu toate acestea, clapa 20; 30; 40; 50 poate fi, de asemenea, situat pe fuselajul aeronavei. Clapa 20; 30; 40; 50 pot fi utilizate în continuare pentru controlul ruliului aeronavei.
1. Clapeta de frână pentru o aeronavă, care este dispus pe partea superioară a aripii sau fuselajul aeronavei și pentru frânare montat la un unghi în raport cu fluxul de aer care curge în jurul acestuia, în care clapa (20; 30; 40; 50) cuprinde o margine liberă (21; 31; 41; 51), care atunci când este setat la un anumit unghi este distanțat de membrana planul exterior și creează vortexul margine în fluxul de aer care curge în jurul aeronavei, în care marginea liberă (21; 31; 41; 51) cuprinde o multitudine de secțiuni individuale (22; 32; 42; 52), care împart buza de margine turbionară într-un număr de vârtejuri parțiale sunt formate prin adâncituri pe marginea liberă (41), clapeta de frână (40), care nu se extind prin scut.
2. Clapeta de frână conform revendicării 1, caracterizat prin aceea că marginea liberă (31) are o formă de undă.
3. scut de frână conform revendicării 1, caracterizat prin aceea că marginea liberă (31) are o formă în zig-zag.
4. Clapeta de frână conform revendicării 1, în care un capăt al clapei (20; 30, 40; 50) este atașat pivotant la avion, iar secțiunile individuale (22; 32; 42; 52), marginile care împart vortex margine într-un număr de vârtejuri parțiale sunt prevăzute pe marginea liberă (21; 31; 41; 51), clapeta (20; 30; 40; 50), muchia liberă (21; 31; 41; 51) situată vizavi de capătul articulat.
5. Clapeta de frână conform revendicării 1, în care un capăt al clapei (20; 30; 40; 50) este atașat pivotant la avion, iar secțiunile individuale (22; 32; 42; 52), marginile care împart vortex margine într-un număr de vârtejuri parțiale sunt prevăzute pe ambele margini laterale ale clapei (20; 30; 40; 50).
6. Clapeta de frână conform revendicării 1, în care un capăt al clapei (20; 30; 40; 50) este atașat la avion, iar secțiunile individuale (22; 32; 42; 52), marginile care împart vortex margine într-un număr de vârtejuri parțiale, prevăzută pe marginea liberă (21; 31; 41; 51), care se află vizavi de clapa de capăt articulat (20; 30; 40; 50) și pe o muchie laterală sau pe ambele margini laterale ale clapei (20; 30; 40; 50 ).