Патенты автора Потапчик Александр Владимирович (RU)

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке новых компоновок крыльев региональных пассажирских и транспортных самолетов. Предложен аэродинамический профиль крыла регионального самолета с максимальной относительной толщиной 18% хорды, выполненный с заданными значениями геометрических параметров. Задачей и техническим результатом заявляемого аэродинамического профиля является увеличение коэффициента максимальной подъемной силы аэродинамического профиля на взлетно-посадочных режимах полета и снижение коэффициента сопротивления на крейсерских режимах полета без увеличения значения коэффициента продольного момента при нулевой подъемной силе. 7 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Стреловидное крыло самолета содержит нижнюю поверхность, пилоны мотогондол, установленных на нижней поверхности, первые секции предкрылков, каждая из которых установлена на нижней поверхности между фюзеляжем самолета и соответствующей стороной пилона мотогондолы, и вторые секции предкрылков, каждая из которых установлена на нижней поверхности с противоположной стороны от упомянутого пилона. Каждая первая секция предкрылка выполнена с размером хорды сечения предкрылка у пилона мотогондолы, меньшим на 10-20% размера хорды сечения второй секции предкрылка с противоположной стороны пилона мотогондолы. Изобретение направлено на увеличение критического угла атаки и коэффициента подъемной силы. 4 ил.

Изобретение относится к конструкциям крыльев для летательных аппаратов дозвуковых и околозвуковых скоростей полета. Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей включает носовую часть с закругленной передней кромкой, сопрягающейся с верхней частью контура, включающего участок, обтекаемый со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, и нижней частью контура. На участке верхней части контура, обтекаемом со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, выполнены локальные выпуклости или углубления контура, либо локальные выпуклости и углубления контура. Высота выпуклостей или глубина углублений составляет от 10⋅10-8 до 20⋅10-8 хорды профиля. Выпуклости и углубления выполнены с шагом от 0.5⋅10-2 до 2⋅10-2 хорды профиля. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к конструкциям крыльев летательных аппаратов дозвуковых и околозвуковых скоростей полета. Аэродинамический профиль включает носовую часть с закругленной передней кромкой и хвостовую часть с задней кромкой, соединенные верхней и нижней поверхностями. Верхняя поверхность имеет локальный максимум абсолютного значения отрицательной кривизны, расположенный в области от 0,92 до 1,0 хорды профиля. Максимум абсолютного значения отрицательной кривизны выбирается в диапазоне от -3 до -7. Форма нижней поверхности хвостовой части выполнена с касательной линией на задней кромке, пересекающей касательную линию к верхней поверхности профиля на задней кромке под углом 10-25°. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления и увеличение подъемной силы на крейсерских режимах полета. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, преимущественно к фюзеляжам самолетов с дозвуковыми и околозвуковыми скоростями полета. Фюзеляж самолета, в кормовой части содержит выходы каналов для выдува воздуха, расположенные на его поверхности, выходы каналов выполнены с осями, наклоненными под углами 30°-60° к поверхности фюзеляжа и углами 30°-60° между проекциями осей каналов на поверхность фюзеляжа и направлениями потока у выходов каналов на крейсерском режиме полета самолета, выходы каналов для выдува воздуха расположены на расстоянии от конца кормовой части фюзеляжа равном 0.5-1.5 эквивалентного диаметра миделя фюзеляжа. Входы каналов для выдува воздуха соединены с салоном фюзеляжа самолета. Такое конструктивное решение позволит уменьшить энергетические затраты на создание воздушных струй и уменьшение сопротивления, создаваемого кормовой частью фюзеляжа. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Крыло самолета включает выдвижной предкрылок и основную часть крыла с выходами внутренних подводящих каналов для выдува струй воздуха. Выходы внутренних подводящих каналов для выдува струй воздуха расположены на участке верхней поверхности основной части крыла, открываемом при выдвижении предкрылка. Оси подводящих каналов на выходах на поверхности крыла выполнены под углами 30°-60° к поверхности крыла и углами 30°-60° между проекциями осей на поверхность крыла и направлением потока у поверхности крыла при полете самолета. На нижней поверхности основной части крыла выполнены входы для забора воздуха, которые соединены каналами с выходами для выдува воздушных струй и расположены на носовом участке нижней поверхности основной части крыла, открываемом при выдвижении предкрылка. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы при выдвинутом положении предкрылка на взлетно-посадочных режимах с меньшими затратами воздуха, отбираемого от компрессора двигателя самолета. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно в аэродинамических трубах больших дозвуковых скоростей для более детального изучения картины обтекания моделей крыльевых профилей. Способ включает освещение области обтекания модели профиля крыла вдоль его размаха параллельным световым пучком и регистрацию теневой картины после прохождения светового пучка через исследуемую область с помощью теневого прибора. При этом проводят дополнительную регистрацию и инверсию теневой картины при отсутствии потока; после чего на регистрируемую теневую картину при наличии потока накладывают инверсированную теневую картину при отсутствии потока. 7 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов околозвуковых скоростей. Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности включает выполнение выдува струй округлой поперечной формы из обтекаемой поверхности перед скачком уплотнения под углом 30°-60° к обтекаемой поверхности и под углом 30°-60° к направлению потока у обтекаемой поверхности. Изобретение направлено на снижение аэродинамического сопротивления. 4 ил.

Изобретение относится к аэродинамике летательных аппаратов сверхзвуковых и околозвуковых скоростей. Способ торможения сверхзвукового потока заключается в создании скачков уплотнения, движущихся относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения. Движение скачков уплотнения осуществляют путем создания в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока. Поперечные бегущие волны создают путем поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности либо путем периодических, чередуемых отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности. Изобретение направлено на уменьшение потерь полного давления. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к средствам управления полетом летательных аппаратов. Аэродинамический руль состоит из переднего и заднего поворотных звеньев с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена относительно не отклоненного положения. Переднее и заднее звенья выполнены поворотными относительно одной общей оси, которая расположена на 25-30% хорды руля при не отклоненном положении звеньев. Изобретение направлено на уменьшение суммарного шарнирного момента руля, уменьшение мощности силового привода и снижение веса механизма поворота руля. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Аэродинамический профиль крыла включает носовую часть круговой формы малого радиуса от передней кромки до сопряжения с контуром нижней поверхности. Носовая часть профиля крыла от передней кромки профиля до сопряжения с контуром верхней поверхности выполнена в виде окружности большего радиуса, соединяющейся с окружностью малого радиуса с общей касательной на передней кромке профиля. Большой радиус окружности носовой части со стороны верхней поверхности профиля выполнен равным 7-10% хорды профиля. Малый радиус окружности со стороны нижней поверхности профиля выполнен равным 1-2% хорды профиля. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы на больших углах атаки. 4 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно при исследованиях аэродинамического обтекания моделей в аэродинамических трубах. Пограничный слой на обтекаемых аэродинамических поверхностях может иметь ламинарное или турбулентное состояние. Способ включает освещение исследуемого течения над обтекаемой поверхностью поперек направления потока параллельным пучком света и его регистрацию после прохождения через исследуемую область, например, с помощью теневого прибора, при этом ширину поперечного сечения освещающего параллельного светового пучка над обтекаемой поверхностью ограничивают до значения, не превышающего 1,5 толщины пограничного слоя. Технический результат заключается в повышении точности определения состояния пограничного слоя и положения области перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентное. 4 ил.

Изобретение относится к техническим объектам, испытывающим воздействие газовых потоков. Способ снижения трения газового потока на обтекаемой поверхности путем поперечного отсоса потока через перфорацию в обтекаемой поверхности заключается в том, что поперечный отсос газа осуществляют дискретно на отдельных перфорированных участках, расположенных последовательно на обтекаемой поверхности вдоль направления потока. Периодически чередуют отсос с поперечным выдувом. Чередующиеся отсос и выдув проводят дифференцированно со сдвигом фаз периодических отсоса и выдува на соседних участках, создавая таким образом у обтекаемой поверхности поперечные волны, бегущие в направлении потока. Величину скорости поперечных бегущих волн у обтекаемой поверхности создают равной или близкой к скорости газового потока на обтекаемой поверхности. Амплитуду поперечных бегущих волн создают близкой к толщине пограничного слоя на обтекаемой поверхности при прекращении отсоса и выдува. Изобретение направлено на уменьшение энергетических затрат. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам околозвуковых скоростей. Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности включает отсос части потока через перфорацию в поверхности в полость под ней на участке обтекаемой поверхности за скачком уплотнения. У обтекаемой поверхности перед скачком уплотнения создают продольные вихревые жгуты путем выдува ряда поперечных струй из протоков в поверхности, соединяемых каналом с полостью под перфорированным участком поверхности. Выдув поперечных струй перед скачком уплотнения выполняют с наклоном под углом 30°-60° к обтекаемой поверхности поперек направлению потока. Изобретение направлено на снижение сопротивления. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 


Наверх