Патенты автора Волков Андрей Викторович (RU)

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 натурных и модельных испытаний элементов летательных аппаратов. Способ исследования макета ламинаризированной поверхности, снабженной активной системой ламинаризации, содержит микроперфорированную поверхность и систему отсоса пограничного слоя. Макет устанавливают на самолете-носителе и проводят испытательный полет. Макет ламинаризированной поверхности размещают на верхней поверхности самолета-носителя, имеющего интегральную аэродинамическую компоновку крыло-фюзеляж, в вертикальной плоскости симметрии самолета-носителя, в позиции, совпадающей с его центром масс. Проводят испытательный полет в диапазоне скоростей крейсерского полета магистральных пассажирских самолетов на высотах от 3,0 км до 11,0 км. Обеспечивают стабильность потока на макете и подобие обтекания при натурных числах Рейнольдса за счет достижения крейсерской скорости, равной числу 0,7÷0,85 М. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств. 4 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 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.

 


Наверх