Летательный аппарат

 

СООЭ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (я)5 В 64 С 9/02, В 64 6 1/24

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) I

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛ6СТВУ (21) 4902679/23 (22) 14.01,91 (46) 15.06.93. Бюл. М 22 (72) А.С.дудукин и Б.М,Уланов (56) Чернобровкин Л.С. Беспилотные летательные аппараты. M.: 1967, с.375, (54) ЛЕТАТЕЛЬН61Й АППАРАТ .(57) Изобретение относится к авиастроению и может быть использовано для управления полетом летательного аппарата в атмосфе.Ы1 1821413 А1 ре. Цель изобретения — уменьшение,аэродинамического сопротивления, снижение массы органов управления и мощности привода. Это достигается тем, что управление полетом летательного аппарата осуществляется за счет использования возвратного течения воздуха в горле аэродинамического следа и воздействия его на поверхности управляющих щитков 3, выдвигаемых из донной части 2 летательного аппарата 1 с помощью привода. 3 ил.

1821413

Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано в летательных аппаратах, движущихся в атмосфере с высокой скоростью, Целью изобретения является уменьшение аэродинамического сопротивления летательного аппарата при прохождении им

;;потных слоев атмосферы, снижение массы органов управления и мощности привода, йа фиг.1 изображен общий вид летательного аппарата (ЛА); на фиг.2 — картина образования возвратного течения; на фиг.З

-- одна из возможных схем расположения уп ра вл я ющих щитков.

Летательный аппарат состоит иэ карпу- 15 са 1 с донной частью 2 и управляющих щитков 9, соединенных с приводом 4.

Управление полетом летательного аппарата в атмосфере осуществляется следующим образом, При движении ЛА в 20 атмосфере за ним образуется аэродинамический след. который характеризуется наличием больших градиентов давления в продольном направлении. Непосредственно за донной частью 2 летательного аппарата при срыве воздушного потока с кромки корпуса 1 образуется зона разрежения. В результате вблизи оси симметрии аэродинамического следа возникает сильное возвратное течение. При подходе к донной ЗО части 2 tlA воздушная струя тормозится и образуется область повышенного давления, откуда воздух растекается в радиальном направлении (фиг,2).

При набегании потока воздуха возврат- З5 ного течения на поверхности управляющего щитка 3 будет возникать сила

В-hV S, где Ь Р вЂ” разность давлений на внутренней и наружной поверхностях щитка;

S — площадь поверхности щитка, Приближение: Л P = Рви — Рн =

=a+ — Р- — РAP

2 "" 2 где Рд, — среднее значение давления в донной области; р, w — плотность и скорость воздуха в струе, 8 зависимости от последовательности выдвижения управляющих щитков 3 и степени их выдвижения относительно донной поверхности 2 ЛА можно осуществлять маневр по всем направлениям.

Возможно несколько вариантов размещения управляющих щитков 3 в донной части ЛА. Они могут располагаться в донной части 2 корпуса 1 ЛА и выдвигаться из корпуса перед проведением маневра или могут прилегать к донной части 2 и перед проьедением маневра отклоняться на определенный угол.

Фо рмула изобретения

Летательный аппарат, содержащий управляющие щитки, соединенные с приводом, отличающийся тем, что, с целью уменьшения аэродинамического сопротивления, снижения массы органов управления и мощности привода, управляющие щитки размещены в донной части летательного аппарата симметрично его продольной оси, 1821413 èåÂ

Составитель Л.Мишина

Техред М;Моргентал Корректор М. Керецман

Редактор

Производственно-издательский комбинат "Патент", r. Ужгород, ул.Гагарина. 101

Заказ 2088 Тираж " Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., 4/5