Патенты автора Амирьянц Геннадий Ашотович (RU)
Активная законцовка крыла // 2787983
Активная законцовка крыла, включающая вал отклоняемой законцовки, заделанный в крыле и вращаемый приводом. Соединение законцовки с крылом выполнено гибким, бесщелевым и включает каркас из SDS-ячеек и силовых нервюр с эластомерным заполнителем и приклеенную к нему сверху и снизу ткань, образующие профиль крыла на участке гибкого бесщелевого соединения между торцами крыла и законцовки. Торцы крыла расположены параллельно вектору скорости набегающего потока. SDS-ячейка состоит из центральных, опорных и периферийных элементов. Каркас выполнен из двух частей, передней по набегающему потоку, располагаемой перед валом, и задней по набегающему потоку, располагаемой позади вала, а силовые нервюры в месте стыковки в области вала связаны накладками сверху и снизу. Технический результат заключается в снижении уровня шума и повышении аэродинамического качества, повышении весовой отдачи конструкции и безопасности полета, в частности, за счет повышения эффективности органов управления на основе реализации концепции активной аэроупругости. 9 з.п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к области летательных аппаратов (самолетов, крылатых и оперенных ракет, вертолетов), в частности к адаптивным элементам их конструкций и способам их изготовления. Способ изготовления адаптивного крыла с гибкой бесщелевой механизацией характеризуется тем, что сначала изготавливают каркас носовой части крыла и каркас хвостовой части крыла, состоящие из шарнирно связанных поворотных звеньев. Звенья состоят из: жестких на изгиб и кручение стрингеров высотой, равной местной толщине профиля, при этом стрингеры выполняют заодно с шарнирными узлами для состыковки с нервюрами, а лобовик каркаса носовой части и хвостовик каркаса хвостовой части крыла изготавливают в виде спрофилированных сообразно профилю крыла опорных стрингеров сплошного сечения размером по хорде, составляющим не менее 5-10% местной хорды крыла; эластомерных панелей, состоящих из SDS-ячеек, центральные элементы которых ориентированы по нормали к оси поворота своего звена, при этом центральные элементы выполняют моментно связанными с опорными стрингерами соседних звеньев, для образования единой криволинейной цепочки SDS-ячеек, в которой конец одной SDS-ячейки совпадает с началом другой. Плоскости всех элементов SDS-ячеек: центральных, опорных и периферийных выполняют ориентированными нормально к срединной плоскости гибкой бесщелевой механизации. SDS-ячейки изготавливают разной высоты как вдоль хорды, так и вдоль размаха крыла, сообразно аэродинамическому профилю крыла на участке гибкой бесщелевой механизации, заниженному на толщину натянутой на каркас эластичной пленки или растяжимой ткани, при этом на участках профиля с местной высотой профиля меньше 5-10% местной хорды, в области лобовика носовой части и хвостовика хвостовой части крыла, эластомерные панели, примыкающие к лобовику носовой части и хвостовику хвостовой части крыла, изготавливают высотой, равной местной толщине профиля, а на участках профиля с местной высотой профиля более 5-10% местной хорды, в области кессона крыла, эластомерные панели, примыкающие к кессону крыла, изготавливают в виде двух половин верхней и нижней, с высотой каждой из них не менее 40% местной толщины профиля. Далее изготавливают криволинейные силовые нервюры изменяемой геометрии таким образом, что оси поворота примыкающих друг к другу шарнирно соединенных отклоняемых участков силовых нервюр ориентированы параллельно направлению по размаху соответствующих опорных стрингеров соседнего звена. Далее монтируют стрингеры к нервюрам посредством шарнирных узлов, монтируют силовые приводы для отклонения звеньев каркаса, затем заполняют самовспенивающимся эластомерным заполнителем пространство между стенками опорных стрингеров, стенками центральных, опорных и периферийных элементов SDS-ячеек, а также стенками отклоняемых участков силовых нервюр. Далее покрывают каркас носовой части крыла и каркас хвостовой части крыла предварительно натянутой эластичной пленкой или растяжимой тканью. Далее соединяют жестким разъемным соединением каркас носовой части крыла и каркас хвостовой части крыла с кессоном. Криволинейные силовые нервюры изменяемой геометрии, опорные стрингеры, а также SDS-ячейки изготавливают методом быстрого 3-D-прототипирования или методом объемного плетения, управляемого компьютером ткацкого производства. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области летательных аппаратов (самолетов, крылатых и оперенных ракет, вертолетов), в частности адаптивных элементов их конструкций. Адаптивное крыло с гибкой бесщелевой механизацией содержит центральный кессон, располагаемые по потоку жесткие поворотные звенья каркасов носовой и хвостовой частей крыла и связанные с ними эластомерные панели, образующие совместно с каркасом и предварительно натянутой эластичной пленкой или растяжимой тканью и кессоном плавно изменяемые обводы аэродинамической поверхности крыла. Каждое из поворотных звеньев каркаса носовой части и хвостовой части крыла состоит из жестких на изгиб и кручение стрингеров высотой, равной местной толщине профиля, опирающихся на шарнирно закрепленные, отклоняемые участки жестких криволинейных силовых нервюр изменяемой геометрии, при этом оси поворота примыкающих друг к другу шарнирно соединенных отклоняемых участков силовых нервюр ориентированы параллельно направлению по размаху соответствующих опорных стрингеров соседнего звена, на которых закреплены шарнирные узлы поворота звеньев. Между опорными стрингерами соседних звеньев расположены эластомерные панели, состоящие из заполненных эластомерным заполнителем SDS-ячеек, центральные элементы которых ориентированы по нормали к оси поворота своего звена и моментно связаны с опорными стрингерами соседних звеньев, образуя единую криволинейную цепочку SDS-ячеек, в которой конец одной SDS-ячейки совпадает с началом другой. Плоскости всех элементов SDS-ячеек: центральных, опорных и периферийных ориентированы нормально к срединной поверхности гибкой бесщелевой механизации. SDS-ячейки имеют разную высоту как вдоль хорды, так и вдоль размаха крыла, воспроизводя тем самым совместно с эластомерным заполнителем аэродинамический профиль крыла на участке гибкой бесщелевой механизации, заниженный на толщину натянутой на каркас эластичной пленки или растяжимой ткани. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.
ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА (ВАРИАНТЫ) // 2655571
Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Законцовка крыла в виде крылышка большого удлинения, являющегося продолжением основного крыла и выполненного с размахом не менее 10% полуразмаха крыла, а размер концевой хорды не менее 30% ее корневой хорды. Выполнена она в виде рулевой поверхности, плоскость которой составляет с плоскостью основного крыла угол, не превышающий 90 градусов. В первом варианте законцовка имеет угол положительной стреловидности по передней кромке, превышающий угол стреловидности основного крыла не менее чем на 15 градусов, но составляющий по абсолютной величине не более 70 градусов. Во втором варианте законцовка имеет угол отрицательной стреловидности, не превышающий 60 градусов. Группа изобретений направлена на подавление вибраций, обусловленных полетом в неспокойной атмосфере. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 17 ил.
СПИРОИДНЫЙ ВИНГЛЕТ // 2637149
Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Спироидный винглет представляет продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы. Несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50% хорды конца крыла. Передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная позади оси жесткости крыла, имеет обратную стреловидность. Конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля, устанавливаемого по нормали к поверхности крыла и имеющего стреловидность и высоту от 70% до 100% размаха винглета. Концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности. Конец горизонтальной части винглета имеет в первом варианте прямую стреловидность, а во втором варианте обратную стреловидность. Группа изобретений направлена на повышение эффективности управления. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам изменения аэродинамических характеристик несущих поверхностей летательных аппаратов. Способ управления упругими изгибными и крутильными деформациями несущей поверхности включает операцию деформирования кессона несущей поверхности с помощью системы управления, снабженной чувствительными элементами, приводами и вычислителем. При этом закручивают и изгибают концевую часть несущей поверхности, изменяя распределение местных углов атаки сечений и распределение прогибов кессона по размаху, для чего изгибают передний и задний лонжероны каждый в своей плоскости. С помощью силового привода изменяют расстояние между торцом полки соответствующего лонжерона и торцом силового упругого элемента. Внутри верхней и нижней полок переднего и заднего лонжерона выполняют сквозное отверстие, внутри которого размещают пруток или трос из высокопрочных нитей. Упругий элемент жестко заделан в полке лонжерона в начале деформируемого участка, а противоположный конец соединен с силовым приводом. Достигается повышение эффективности управления аэродинамическими нагрузками. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к авиационной технике и касается экспериментальных исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов (ЛА) в аэродинамических трубах. При изготовлении упругоподобных моделей ЛА на станках с ЧПУ производят предварительный и поверочный расчеты математической модели лонжерона, по результатам которых изготавливают лонжерон из стали или алюминиевого сплава методом высокоскоростного фрезерования на станке с ЧПУ с учетом подобия массово-инерционных и жесткостных характеристик изготавливаемого силового каркаса-лонжерона силовому каркасу натурного агрегата ЛА. Нижнюю формообразующую поверхность модели обрабатывают заодно с силовым каркасом-лонжероном на станке с ЧПУ. Для получения внешних обводов верхней формообразующей поверхности модели на предварительно изготовленный лонжерон наносят материал с низким модулем упругости методом напыления расплавленного вещества. Окончательное формирование обводов верхней аэродинамической поверхности модели осуществляют в режиме высокоскоростного низкомоментного фрезерования на станке с ЧПУ по созданной полной математической модели. Достигается высокая точность геометрического подобия внешней аэродинамической поверхности модели по отношению к натурному объекту, высокая точность воспроизведения массово-инерционных и жесткостных характеристик. 5 ил.
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к исследованию проблем аэроупругости летательных аппаратов в области авиационной техники, а именно к разработке моделей для аэродинамических труб. Модель содержит силовой сердечник и крышку, представляющие в сборе единую разборную конструкцию замкнутой аэродинамической формы. Крышка выполнена из единого блока низкомодульного материала типа пенопласта переменной толщины по размаху и хорде несущей поверхности, разделенного на отсеки. Толщины отсеков плавно уменьшаются по направлению от локальных площадок контакта отсеков с сердечником модели к переходным зонам, при этом углы скоса граней отсеков составляют не более 45-50°. Локальные площадки расположены в центральной части каждого из отсеков, а переходные зоны между отсеками образованы за счет уменьшения толщины единого блока материала. Предлагаемый способ изготовления аэродинамической модели включает фрезерование сердечника и крышки на станках с ЧПУ, а также итерационную доводку жесткостных характеристик модели в сборе. Крышку изготавливают формованием или методом быстрого прототипирования из единого блока низкомодульного материала. На его внутренней поверхности создают отсеки с локальными площадками контакта с сердечником со скошенными поверхностями граней отсека и переходные зоны отсеков. Снаружи и изнутри крышку армируют тканью однонаправленного композита, а ее переходные зоны армируют дополнительно. Технический результат заключается в упрощении конструкции аэродинамической модели, ускорении способа ее изготовления. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к экспериментальным установкам, предназначенным для исследования на упруго-динамически-подобных моделях влияния упругости конструкции крылатых летательных аппаратов на характеристики их продольной управляемости устойчивости в «свободном» полете моделей в аэродинамических трубах
Изобретение относится к крепежным устройствам
СПОСОБ (ВАРИАНТЫ) УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ И УСТРОЙСТВО (ВАРИАНТЫ) ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2299834
Изобретение относится к авиации и касается аэродинамики органов управления летательного аппарата (ЛА)
