Патенты автора Болсуновский Анатолий Лонгенович (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.

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности к разработке грузовых, пассажирских и многоцелевых самолетов короткого взлета и посадки, обеспечивающих грузопассажирские перевозки, спасательные операции и т.п. в районах со слаборазвитой аэродромной сетью и требующих плечо перевозок более 600…1000 км. Летательный аппарат с гибридной силовой установкой содержит фюзеляж, крыло, энергетическую установку, распределенную силовую электрическую установку, расположенную на отклоняемом закрылке. Распределенная силовая установка выполнена в виде импеллеров, каждый из которых помещен в отдельный воздухозаборник, прикрепленный в нижней части отклоняемого закрылка, выполненного с возможностью поворота относительно оси вращения, расположенной вниз по потоку от задней кромки крыла на расстоянии 20-30% хорды крыла. Предлагаемый самолет обеспечивает высокие аэродинамические характеристики (коэффициент подъемной силы Су) при взаимодействии с маршевой силовой установкой на взлетно-посадочных режимах, позволяет значительно снизить выбросы вредных веществ в атмосферу, снизить уровень шума, повысить эксплуатационные характеристики и условия базирования (снижение длины дистанции взлета, посадки, снижение и набора высоты), может обеспечить крейсерскую скорость полета до 760 км/час и практическую дальность до 3000 км. 4 ил.

Изобретение относится к крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата содержит центроплан и консоли, выполнено с удлинением λ=9÷12, стреловидностью χ=10÷35°. Задняя кромка в области от 0 до 33% размаха крыла выполнена с наплывом. Относительная толщина профиля крыла 14÷17% в бортовом сечении, 11% в области центроплана и 8÷10% в концевом сечении. Соединение центроплана и консоли выполнено с плавным сопряжением 37-40% размаха крыла, которое выполнено с геометрической круткой ε=3,0° ÷ 3,5° в бортовых сечениях и геометрической круткой ε = (-4,0°) ÷ (-4.5°) в концевых сечениях. Изобретение направлено на увеличение максимального аэродинамического качества, величины предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы, улучшение показателя топливной эффективности, уменьшение выброса вредных веществ в атмосферу и снижение уровня шума на местности. 6 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консолей, выполненных с единой передней кромкой без излома со стреловидностью χ=28÷35°. Каждая консоль соединена с центропланом с изломом по задней кромке и имеет излом задней кромки на расстоянии 35÷50% полуразмаха крыла от центральной оси. Относительная толщина профиля центроплана имеет величину 14÷16%, а относительная толщина профиля консоли имеет 11÷12% на участке от центроплана до излома консоли, которая выполнена с положительной закрученностью ε=2÷5° в сечении 0÷10% полуразмаха крыла. Концевые сечения на участке 50÷100% полуразмаха крыла выполнены с отрицательной закрученностью ε=(-2)÷(-5)°. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества, улучшение показателя топливной эффективности и уменьшение вредных выбросов в атмосферу. 6 ил.

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.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержит сверхкритические профили. Крыло летательного аппарата характеризуется тем, что задняя кромка крыла имеет стреловидность в диапазоне 0-5°, в области от 0 до 33% размаха крыла выполнена с наплывом, в области от 27 до 35% размаха крыла задняя кромка имеет участок сопряжения центроплана и консоли, выполненный по закону двух сопряженных поверхностей, стреловидность консоли на участке от 27 до 100% размаха имеет стреловидность по передней кромке 10-17°. Изобретение направлено на снижение величины коэффициента сопротивления. 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и выполнено со стреловидностью χ=28-35°. Относительная толщина профилей имеет величину 14-16% в бортовом сечении и величину 11-12% в сечениях 30-40% размаха крыла. Имеется положительная закрученность ε=2-5° в бортовом сечении. Концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-5. Верхняя поверхность крыла имеет продолжительный линейный характер в диапазоне 15-80% хорды, а максимальная относительная толщина крыла в диапазоне 35-45% хорды. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=9÷12, стреловидностью χ=10÷35°. Крыло летательного аппарата при виде сверху в области от 0 до 33% размаха крыла выполнено с наплывом, в области от 27 до 35% размаха крыла задняя кромка имеет участок сопряжения центроплана и консоли, выполненный со скруглением. Передняя кромка крыла выполнена прямолинейной, относительные толщины профилей крыла выполнены с изменением от 14-17% в бортовом сечении до 11-14% в области 27-35% от его размаха и 8-11% в концевых сечениях крыла. Крыло выполнено с геометрической круткой с изменением по размаху от ε=1,5-2,5° в бортовых сечениях до ε=-2,0÷-3,5° в концевых сечениях. Характерный профиль консоли крыла выполнен с относительной кривизной 1÷2%. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 6 ил.

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.

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 авиационной технике. Крыло летательного аппарата содержит обшивку, силовой набор, двигатель и воздушный винт, последние выполнены как единый моноблок с возможностью перемещения и/или поворота, крыло содержит отсек длиной 10-25% местной хорды для убирания моноблока при его перемещении и/или повороте. Отсек для убирания моноблока расположен в нижней части крыла. Отсек содержит закрывающуюся створку, выполненную криволинейной формы, аналогично профилировке крыла. Изобретение направлено на снижение уровня шума и длины дистанции взлета, посадки, снижение и набора высоты. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=8÷11, сужением η=3.0÷4.5 и имеет сверхкритические профили. Передняя кромка при виде сверху в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом и наплывом, задняя кромка выполнена прямолинейной, относительные толщины профилей крыла меняются от 15÷17% в бортовом сечении до 10÷11% в концевых сечениях крыла, с меняющимся по размаху законом распределения геометрической крутки от 0.0-0.5° в бортовых сечениях до -0.1÷-1.0° в концевых сечениях. Крыло позволит увеличить максимальное аэродинамическое качество ΔКмах≈0.1÷1.1 и улучшить показатель топливной эффективности на 3÷7%. Изобретение направлено на повышение взлетно-посадочных характеристик при отсутствии предкрылка и обеспечение естественной ламинаризации обтекания поверхности. 4 ил.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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. Профили крыла по размаху на участке от 0 до 40% имеют увеличенную площадь в носовой части на величину 10-20% и длину концевых участков профилей, увеличенную на 1-3% относительно профиля, расположенного на 43% по размаху крыла. Значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, составляет rн.≥1.5%. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 14% в бортовом сечении и уменьшается до 9% на участке от 65% размаха крыла и до его конца. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества, улучшение топливной эффективности. 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консолей, выполненных с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=28-35°. Передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные. Задняя кромка выполнена с наплывом. Имеется плавное скругление по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла. Профиль бортового сечения имеет увеличенную площадь в носовой части на величину 20-50% относительно профиля крыла. Значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.5%. Максимальная толщина профиля на участке 40-60% хорды профиля, и толщина хвостовой части на участке 70% хорды увеличена до значений c≥8.7% хорды. Средняя линия профилей с продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля. Отгиб в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии уср.л.max=1÷2%. Верхняя поверхность с продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением ув.п./ув.п.max≥0.75, и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 8 ил.

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.

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Мотогондола (1) на крыле (3) летательного аппарата установлена так, что координата по оси X составляет 0.7÷0.8 средней аэродинамической хорды крыла, отложенной от передней кромки крыла (6) до среза сопла мотогондолы (5), по оси Y составляет 0.01÷0.1 средней аэродинамической хорды крыла самолета, полученной как перпендикуляр от нижней поверхности мотогондолы до плоскости крыла (6), угол установки мотогондолы в вертикальной плоскости, отложенный от средней линии мотогондолы (9) до строительной горизонтали (7) фюзеляжа (4), составляет 6÷8°, нижняя поверхность обвода мотогондолы (8) выполнена криволинейной формы с отрицательной выпуклостью. Достигается снижение уровня шума за счет экранирующего воздействия планера самолета и улучшение значений топливной эффективности. 8 ил.

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.

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.

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.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=25-40° и содержит сверхкритические профили. Передняя кромка крыла прямолинейная при виде сверху. Задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде rH.≤0.8%. Форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны, составляющим 30-50% хорды профиля, и определена соотношением Ув.п./Ув.п.max≥0.75 и положением максимальной ординаты верхней поверхности в диапазоне 35-45% хорды профиля. Форма нижней поверхности профиля выполнена с подрезкой в хвостовой части профиля. Изобретение направлено на обеспечение высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности на больших дозвуковых скоростях полета Мкрейс=0,88-0,92. 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата выполнено в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой, углом стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа 40÷50°. Посредством плавного скругления передняя кромка переходит в боковую кромку, составляющую с поверхностью фюзеляжа угол не более 5°. Задняя кромка прямая и образует с боковой кромкой острый угол в 60÷75°. Длина устройства составляет 10÷15% от хорды бортового сечения крыла самолета. Высота устройства составляет 20÷25% от его длины. Толщина центральной части устройства является постоянной. Устройство установлено на фюзеляже в виде вихрегенератора. Изобретение направлено на увеличение коэффициента подъемной силы крыла. 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Механизированное крыло летательного аппарата состоит из кессонной части крыла, внутренней и внешней секций однощелевых закрылков, внутренней и внешних секций однощелевых предкрылков, элерона, интерцепторов, воздушных тормозов, мотогондолы с пилоном, обтекателей механизмов закрылков. Крыло характеризуется большим удлинением λ≥11.5, отсутствием излома задней кромки, отсутствием разрывов в механизации задней кромки, возможностью выдвижения внутренней и внешней секций закрылков, постоянной хордой внешней секции закрылков, увеличенной хордой интерцепторов и воздушных тормозов, до 60% от хорды закрылков, переменной хордой интерцепторов, постоянной по величине хордой внутренней секции предкрылков, увеличивающейся к концу крыла хордой внешней секции предкрылков, радиусом носков профилей внешней секции предкрылков, радиусами носков профилей внешних секций предкрылков rп=7÷9.5% хорды сечения крыла, радиусами носков профилей закрылков rз=8.5÷10% местной хорды сечения крыла. Изобретение направлено на обеспечение высоких значений коэффициента подъемной силы крыла большого удлинения, при использовании конструктивно простой однощелевой механизации передней и задней кромки и упрощении кинематических законов выдвижения элементов механизации крыла. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей. Крыло выполнено с удлинением λ=9,6÷10,5, сужением η=3,5÷4,0 и стреловидностью χ=25÷30°. Передняя и задняя кромки при виде сверху выполнены прямолинейными. Задняя кромка крыла на участке 30-50% от его размаха имеет округление. Значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, составляет rн≥0,9%. Распределения толщин сечений профилей крыла характеризуются положением максимальной толщины на участке 30-50% хорды профиля и увеличенной до значений C70%≥7% хорды толщины хвостовой части профиля. Средняя линия профилей крыла по форме имеет вогнутый участок в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды, кроме концевых профилей крыла. Изобретение направлено на повышение подъемной силы. 8 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла летательного аппарата имеет корневой профиль, который выполнен с S-образной средней линией и участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды. Изломный и концевой профили законцовки выполнены с положительной вогнутостью. Законцовка имеет наплыв в корневой части и излом по передней кромке. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 7 ил.

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх