Патенты автора Сахарова Анна Игоревна (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 // 2724015
Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата содержит центроплан и консоль, выполнено с удлинением λ=8÷11, сужением η=3.0-4.5, содержит сверхкритические профили. Передняя кромка в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом и наплывом. Задняя кромка выполнена прямолинейной. Передняя кромка в области 25-100% имеет стреловидность -10÷-15, а задняя кромка имеет стреловидность -15÷-25. Относительные толщины профилей крыла меняются от 14-18% в бортовом сечении до 9-12% в концевых сечениях крыла с меняющейся по размаху законом распределения геометрической круткой от ε=-1.0÷-1.5° в бортовых сечениях до ε=1.5÷2.0° в концевых сечениях. Изобретение направлено на снижение величины сопротивления. 2 з.п. ф-лы, 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.
