Патенты автора Курилов Владимир Борисович (RU)
Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом и предкрылком при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата выполнено в виде криволинейной пластины, расположенной во внутренней части предкрылка, с возможностью выдвижения вдоль передней кромки предкрылка в сторону фюзеляжа. Торцевая часть пластины имеет форму эллипса. При этом размах пластины в выдвинутом положении составляет не менее 90% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем летательного аппарата. Применение устройства в виде выдвижного элемента позволит изменить обтекание крыла и повысить несущие свойства летательного аппарата. 5 ил.
Крыло летательного аппарата // 2662595
Изобретение относится к стреловидным крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=9-12, стреловидностью χ=10-35° и содержит сверхкритические профили. Передняя и задняя кромки выполнены в области от 0 до 33% размаха крыла с небольшими изломами, передним и задним наплывами. Передняя и задняя кромка крыла на участке 27-35% от его размаха имеет скругление для более равномерного обтекания поверхности крыла. Относительные толщины профилей крыла меняются от 15-16% в бортовом сечении до 12-13% в области 27-35% от его размаха и 9-10% в концевых сечениях крыла. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества и улучшение топливной эффективности. 4 ил.
ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА // 2637233
Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла самолета серповидной формы имеет переднюю и заднюю кромки, выполненные нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), меньшей относительной толщиной (c=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%). Хвостовая часть законцовки выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки крыла на расстояние (0.5-0.7)bк, где bк - концевая хорда крыла. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества самолета и улучшение показателя топливной эффективности. 4 ил.
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом, образованным по сверхкритическим профилям, и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата (ЛА) представляет собой вихрегенератор в виде накладки, установленной на внутренней секции предкрылка. Устройство выполнено в виде профилированной секции предкрылка, продленного на зализ крыла с фюзеляжем, образовано по двум сечениям передней кромки крыла: первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа крыла с фюзеляжем и плоскости, параллельной плоскости симметрии ЛА. Сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома. Размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем ЛА. Устройство имеет вырез в нижней части. Форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства, вырез образован пересечением внутренней и внешней поверхностей устройства. Высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства. Достигается повышение несущих свойств ЛА на околокритических углах атаки. 7 ил.
