Патенты автора Пейгин Сергей Владимирович (RU)
Крыло летательного аппарата // 2713579
Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью до χ = 35° и содержащим сверхкритические профили. Крыло сформировано из четырех кусочных сегментов. Крыло содержит переднюю кромку крыла, при виде сверху прямолинейную и не имеющую наплыва. Задняя кромка крыла выполнена с наплывом и имеет четыре координаты излома вдоль размаха крыла. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 13÷14% в бортовом сечении и уменьшается до 8÷9% в концевом сечении, монотонно убывая на участке от 40% и до его конца. Крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2÷2.5° в бортовом сечении. Концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.6° закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 25 до 100% размаха крыла. Крыло сформировано по пяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры оптимизации, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации. Изобретение направлено на обеспечение крейсерских скоростей полета Мкрейс=0.84-0.9 при сохранении высоких значений аэродинамического качества и показателя топливной эффективности. 6 ил.
Крыло летательного аппарата // 2711618
Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено со стреловидностью χ = -20 ÷ -40° и содержит сверхкритические профили. Относительная толщина профилей имеет величину 10% в бортовом сечении и уменьшается до 7÷8% в концевом сечении, монотонно убывая на участке от 0 до 80% размаха. Крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=0÷0,1° в бортовом сечении. В сечениях центроплан имеет отрицательную закрученность ε = -0,2 ÷ -1,5°. Сечения консоли спроектированы с изменением закрученности от 3° до ε = -1,6 ÷ -2,0° и содержат концевые поверхности с положительной величиной стреловидности. Изобретение направлено на улучшение технико-эксплуатационных характеристик. 5 ил.
Крыло летательного аппарата // 2707164
Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и со сверхкритическими профилями. Крыло выполнено со стреловидностью χ= 36°, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, относительная толщина профилей имеет величину порядка 14-15% в бортовом сечении и уменьшается до 8-9% в концевом сечении, с положительной закрученностью ε=2.5-2.7° в бортовом сечении, концевые сечения с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.7°. Форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны в хвостовой части профиля. Изобретение направлено на обеспечение безопасности полета в диапазоне чисел Маха М=0.84-0.9. 6 ил.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ КРЫЛА // 2693351
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 5-7% хорды профиля. Малый радиус окружности со стороны нижней поверхности профиля выполнен равным 0.5% хорды профиля. Изобретение направлено на увеличение коэффициента подъемной силы профиля крыла на посадочных скоростях полета и уменьшение величины сопротивления в эксплуатационном режиме углов атаки. 4 ил.
Крыло летательного аппарата // 2688639
Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей, выполнено со стреловидностью до χ=0÷10° и содержит сверхкритические профили. Передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные. Величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≤0.5%. Форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволинейным участком в диапазоне 18-85% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля. Форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100% профиля. Обеспечивается повышение значений коэффициента подъемной силы Су, аэродинамического качества, топливной эффективности на крейсерских режимах полета. 4 ил.
Крыло летательного аппарата // 2686794
Изобретение относится к крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержит сверхкритические профили. При виде сверху в области от 0 до 33% размаха крыла задняя кромка выполнена с наплывом и изломом, в области от 27 до 35% размаха крыла задняя кромка имеет участок сопряжения участков центроплана и консоли, выполненный со скруглением. Относительные толщины профилей крыла меняются от с 18% в бортовом сечении до 11-12% в области 27-35% от его размаха и 8-9% в концевых сечениях крыла. Сверхкритические профили крыла выполнены с участками малой кривизны в диапазоне 20-75% на верхней поверхности и 25-60 на нижней поверхности. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества и улучшение показателя топливной эффективности. 4 ил.
Крыло летательного аппарата // 2686784
Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ = 28-35° и содержит сверхкритические профили с увеличенными радиусами носков. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, профили крыла выполнены с наполнением верхней поверхности передней части, равным Кн=0.7-0.8 до 5% местных хорд, и со средней линией на участке от 10 до 40% местных хорд, имеющей "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий, относительная толщина профилей имеет величину порядка 15% в бортовом сечении и уменьшается до 8-9% в концевом сечении с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качество самолета, улучшение показателя топливной эффективности и уменьшение вредных выбросов в атмосферу. 6 ил.
Крыло летательного аппарата // 2683404
Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 2-4.5 и стреловидностью χ = 15-25° и содержит сверхкритические профили. Передняя кромка крыла при виде сверху на одном участке прямая, а на другом стреловидная. Задняя кромка выполнена прямой. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 14,5% в бортовом сечении и уменьшается до 9,5% в концевом сечении с неизменным значением на участке от 0,65 размаха крыла и до его конца. Крыло спроектировано с положительной закрученностью ε = 1-1,15° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε = -1÷-2°. Закон изменения крутки по размаху имеет линейный убывающий характер в диапазоне от 0,2 до 1 размаха крыла. Изобретение направлено на снижение шума на местности. 5 ил.
Крыло летательного аппарата // 2679104
Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 28-35° и содержит сверхкритические профили с увеличенными радиусами носков. У крыла передняя кромка при виде сверху выполнена прямолинейной, задняя кромка выполнена с наплывом. Профили сечений крыла имеют относительный радиус носков профилей, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.0%. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 13% в бортовом сечении и уменьшается до 9% в концевом сечении с неизменным значением на участке от 65% размаха до конца крыла. Крыло с положительной закрученностью ε=2-2.5° в бортовом сечении, концевые сечения с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.5°, закон изменение крутки по размаху имеет линейный убывающий характер в диапазоне от 20 до 100% размаха крыла. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества самолета, улучшение показателя топливной эффективности и уменьшение вредных выбросов в атмосферу. 6 ил.
КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА // 2609623
Изобретение относится к авиационной технике. Крыло выполнено с удлинением λ=9-11, сужением η=2,0÷4,0 и стреловидностью X1/4=15÷25o. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная. Задняя кромка выполнена с наплывом. Крыло составлено из профилей с относительными толщинами в бортовом сечении, в сечении излома задней кромки крыла и в концевом сечении крыла. Величина геометрической крутки крыла положительна от бортового сечения до , а после отрицательна до конца крыла. Распределения толщин сечений крыла характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 30-50% хорды профиля. Форма верхней поверхности сечений крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 20-50% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 45% хорды профиля. Изобретение направлено на снижение коэффициента сопротивления при крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.78-0.8. 8 ил.
КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА // 2600413
Изобретение относится к авиационной технике. Крыло состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем. Крыло выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5, стреловидностью до X=35o. Крыло содержит сверхкритические профили. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная и не имеет переднего наплыва. Задняя кромка выполнена с наплывом. Величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн≤0,7%, средняя линия профилей крыла по форме имеет вогнутый участок в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды кроме концевых профилей крыла и отгибом в хвостовой части профиля. Форма верхней поверхности сечений крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля. Форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны (подрезкой) в хвостовой части профиля. Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества и топливной эффективности при скоростях полета Mкрейс=0,84-0,86. 5 ил.
