Руль висоти

Винахід відноситься до авіації, до рулів аеродинамічних площин, і особливо до рулів горизонтального оперення літака - до рулів, що мають аеродинамічну компенсацію. Аеродинамічна компенсація, як відомо складається у створенні на рулях управління аеродинамічних моментів різних знаків, з тим, щоб сумарний шарнірний момент був невеликим. Простим досягненням цього являється зміщення осі, обертання назад по відношенню до його переднього пруга. Цей вид аеродинамічної компенсації отримав назву «вісьова компенсація». [Динамика полёта. Устойчивость и управляемость летательных аппаратов. И.В. Остославский, И.В. Стражева, М. 1965г. стр.86], що показано на Фіг.1. Відомий руль висоти має носову частину руля (від переднього пруга до осі обертання), звуження до переднього пруга у вигляді клинка, що приводить до суттєвого аеродинамічного опору із-за «східця» між стабілізатором і носком руля по всьому розмаху горизонтального оперення. Відомий також руль аеродинамічної площини [патент США №2070809, кл. 244-87, 1973р.], що показано на Фіг.2. Цей руль призначений для керування при відхиленні його в різні боки на одинакові кути. Це прийнятно для руля повороту, що встановлюється на кілі вертикального оперення літака і, отже, має обмежене використання для руля, що має різні кути відхилення, наприклад, для руля висоти, який необхідно відхиляти уверх на більший кут, ніж униз. Відомий руль аеродинамічної поверхні [патент Франції №2296564, В64С9/00, 1974p.]. Проте, руль може відхилятися униз, що не являється достатньо ефективним, так як руль висоти повинен відхилятися і уверх. Відомий руль аеродинамічної площини літального апарату [а.с. №1816713 A1 В64С9/02], що має повну носову частину, відігнуту униз від середньої лінії, рівно віддаленої від верхньої і нижньої поверхностей руля висоти. Проте, він має недолік так як вісь обертання знаходиться в потоці повітря, що створює додатковий аеродинамічний опір. Ефективність руля висоти настільки важлива і, вцілому, ефективність горизонтального оперення, що нерідко приміняють профіль горизонтального оперення перевернутим, тобто з більшою кривизною униз, щоб отримати розрідження знизу більше, ніж зверху. Проте, форма носка руля настільки важлива, що може приводити до недостатньої ефективності при максимальних кутах відхилення руля висоти, від чого залежить безпечність, так як значний виступ носка, в потік за теоретичний контур суттєво впливає на ломінарне обтікання (Фіг.3, 4). А на Фіг.5 показана конструктивна компановка руля висоти по вузлу навіски, носок якого виходить за нижній теоретичний контур значно більше, ніж за верхній теоретичний контур при максимальних кутах відхилення руля висоти, що не є раціональним. Як відомо, всякі виступи за теоретичний контур діють негативно. В значній мірі негативно впливають надлишкові небезвихідні виступи за теоретичний контур горизонтального оперення носової частини руля висоти. Але цей негативний вплив не тільки із-за аеродинамічного опору, а головне в тім, що надлишок небезвихідного виступу за нижній теоретичний контур горизонтального оперення носка руля висоти при максимальному куті його повороту уверх, призводить до того, що може виникнути зрив потоку повітря, що виникає при закретичних кутах обтікання (Фіг.6). А це приводить до того, що швидкості обтікання знижуються і, як наслідок, зменшується розріженість повітря і виникає аеродинамічна сила зворотнього напрямку, тобто замість сили зверху униз, виникає сила знизу уверх. І це може привести до того, що при відхиленні руля висоти на максимальний кут повороту уверх, літак іде не на кобрирування, а на пікірування. Такий стан особливо небезпечний при падаючих потоках повітря, може спричинити аварійну ситуацію. Низхідні потоки повітря є об'єктивним явищем в природі із-за нерівномірності нагріву поверхні і рельєфу земної кори, із-за чого виникають своєрідні повітряні «ями» і «ножниці». А із-за нерівності поверхні землі, особливо поблизу високих гір, рух повітряних мас не горизонтальний, і літак, сприймає ці низхідні повітряні маси, за допомогою руля висоти керується його положенням. Але тому, що подіяли падаючі повітряні маси, може бути зрив потоку за виступаючою частиною носка руля висоти при максимальному його відхиленні, внаслідок чого виникає несподіваний тиск (Фіг.6). І незважаючи на те, що руль висоти відхилений уверх, сила може діяти не униз, а у верх і керування літаком дезорієнтується. Як відомо, з усіх рулів літака найбільш важливим для літака є руль висоти, значення якого можна «порівняти» з серцем людини, від надійності якого залежить безпека. Виступ носка руля висоти за нижній теоретичний контур горизонтального оперення при максимальному відхиленні руля висоти уверх, як показано на Фіг.3, 4, 5, 6, не є безвихідними даже коли вісьова аеродинамічна компенсація має більший %, хоча, як відомо, її приміняють менше 30%, так, як пройде перекомпенсація [Проектирование самолётов, М.А. Фомин Μ. 1961г. стр.278]. Мета винаходу є підвищення ефективності руля висоти, що впливає на безпеку польотів літаків. Для ефективності руля висоти його шарнірних моментів, при створенні носка руля висоти необхідно турбуватися про те, щоб поверхні носків руля значно не виходили із контурів профіля горизонтального оперення при максимальних кутах відхилення руля висоти, що виключить зривання потоку повітря, особливо при вертикальних його потоках, в які може потрапити літак (що видно з Фіг.6). Зазначена мета досягається за рахунок того, що запропонований руль висоти дозволяє збільшити його ефективність і підвищити безпеку польотів літаків за рахунок того, що руль висоти, який відхиляється уверх на більший кут, ніж униз і який вміщує носок осьової аеродинамічної компенсації і вісь обертання в середині руля висоти має носок аеродинамічної компенсації виконаний по формі, наближеної до верхнього теоретичного контуру горизонтального оперення. При цьому хорда носка, яка з'єднує вісь обертання руля висоти з найбільш віддаленою точкою передньої частини носка, розташованою між хордою руля висоти і верхнім теоретичним контуром носка. Найбільш віддалена від осі обертання руля висоти точка передньої частини носка розташована на колі з центром на хорді носка, і до кола сполучуються верхній і нижній теоретичні контури носка. Для рівновеликого безпечного виступу носка руля висоти за верхній і нижній теоретичні контури горизонтального оперення при максимальних кутах відхилення руля висоти, між хордою носка і хордою руля висоти встановлений кут рівний половині різниці кутів між більшим (уверх) і меншим (униз) кутами відхилення руля висоти. Цей кут складає, наприклад, 7° при кутах відхилення руля висоти уверх 30°, а униз - 16°, тобто 0,5(30°-16°)=7°. І дорівнює 5°при кутах відхилення руля висоти уверх 25°, а униз 15°, тобто 0,5(25°-15°)=5°. Таке технічне рішення надає носку відрізняючу форму, яка забезпечує рівновеликий безпечний виступ як за верхній, так і за нижній теоретичні контури горизонтального оперення. І так як виступ значно менший, зриву потоку повітря не відбувається із-за обтичності носка. Винахід пояснюється кресленнями: Фіг.7 - компановка руля висоти при максимальних його кутах повороту уверх і униз з рівним безпечним виступом носка за теоретичний контур горизонтального оперення. Фіг.8 - компановка носка руля висоти з параметрами його побудови. Фіг.9 - компановка носка руля висоти при максимальному куті повороту руля висоти уверх на кут 25°...30°. Фіг.10 - компановка носка руля висоти при максимальному куті повороту руля висоти униз на кут 15°...16°. Фіг.11 - компановка носка руля висоти в нейтральному положенні і з максимальними кутами відхилення уверх на 25°...30°униз на 15°...16°. Фіг.12 - конструктивна компановка носка руля висоти в нейтральному положенні по вузлу навіски руля висоти до стабілізатора горизонтального оперення і максимальними кутами відхилення руля висоти уверх і униз. Руль висоти 1, що відхиляється уверх на більший кут d в, ніж униз dн, утримує носок 2 вісьової аеродинамічної компенсації, вісь 3 обертання в середині руля висоти. Носок руля розташований ближче до верхнього теоретичного контуру горизонтального оперення таким чином, що хорда носка з'єднує вісь обертання руля висоти з найбільш віддаленою від осі обертання руля висоти точку 4 передньої частини носка і ця хорда розташована між хордою руля висоти і верхнім теоретичним контуром носка. Найбільш віддалена від осі обертання руля висоти точка 4 передньої частини носка розташована на колі з центром на хорді носка. З колом дотикаються (сполучаються) верхній і нижній теоретичні контури носка. Для однакового і безпечного виступу носка за верхній і нижній теоретичні контури горизонтального оперення при максимальних кутах відхилення руля висоти, між хордою носка і хордою руля висоти виконаний кут gнос, який дорівнює половині різниці між більшим і меншим кутами d в і d н відхилення руля висоти. При кутах відхилення руля висоти уверх d в=30° і униз d н=16°, кут gнос.=0,5(dв-d н)=0,5(30°-16°)=7°. При кутах відхилення руля висоти уверх d в=25° і униз d н=15°, кут gнос.=0,5(dв-d н)=0,5(25°-15°)=5° В літаках, у яких потрібно відхиляти руль висоти на підвищені кути, причому вверх на більший кут ніж вниз, примінення даного носка дозволить виключити однобокий надмірний виступ носка за теоретичний контур горизонтального оперення. Примінення запропонованого руля висоти дозволить значно підвищити ефективність як керування літаком, так і безпеку польотів.