Устройство для уплотнения зазора между крылом изменяемой стреловидности и фюзеляжем летательного аппарата

 

Изобретение относится к авиационной технике. Устройство содержит систему поперечных надувных баллонов 3 и продольного баллона 4. На нижней поверхности баллона 4 консольно закреплена упругая панель 5. Упругая панель имеет ребра жесткости и регулировочные штанги с регулирующими ограничителями хода штанг в вертикальном направлении. Устройство обеспечивает уплотнение зазора между крылом и фюзеляжем в случае расположение крыла снизу фюзеляжа (низкоплан). 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается устройства для уплотнения зазора между крылом изменяемой стреловидности и фюзеляжем летательного аппарата.

Прототипом изобретения является устройство для уплотнения зазора между крылом изменяемой стреловидности и фюзеляжем, содержащее систему поперечных надувных баллонов, последовательно расположенных вдоль фюзеляжа.

Недостатком указанного устройства является невозможность его использования для уплотнения зазора между крылом и фюзеляжем в летательных аппаратах с нижним расположением крыла (низкоплан).

Задачей изобретения является обеспечение уплотнения зазора между поверхностью крыла и фюзеляжем летательного аппарата, имеющего крыло с нижним расположением (низкоплан).

Данная задача решается тем, что устройство для уплотнения зазора между крылом изменяемой стреловидности и фюзеляжем, содержащее систему поперечных надувных баллонов, последовательно расположенных вдоль фюзеляжа, снабжено продольным надувным баллоном, прикрепленным к наружной поверхности фюзеляжа, и упругой панелью, консольно закрепленной на нижней поверхности продольного надувного баллона, причем упругая панель снабжена ребрами жесткости и регулировочными штангами, одни концы которых шарнирно закреплены на ребрах жесткости упругой панели, а другие концы свободно расположены в отверстиях фюзеляжа и имеют регулирующие ограничители хода штанг в вертикальном направлении. При этом поперечные и продольные надувные баллоны могут быть выполнены круглого поперечного сечения, а поперечные баллоны расположены с зазором относительно друг друга и снабжены подвесками для крепления к фюзеляжу.

На фиг. 1 изображен летательный аппарат с предлагаемым устройством; на фиг. 2 сечение А-А на фиг.1, вид с торца; на фиг.3 сечение В-В на фиг.1; на фиг.4 узел I на фиг.1.

Устройство для уплотнения зазора между крылом 1 изменяемой стреловидности и фюзеляжем 2 содержит систему поперечных надувных баллонов 3 и продольного надувного баллона 4. Все надувные баллоны прикреплены к фюзеляжу. Устройство также включает упругую панель 5, консольно закрепленную на нижней поверхности продольного надувного баллона 4. Упругая панель имеет ребра 6 жесткости и регулировочные штанги 7 с регулирующими ограничителями 8 хода штанг в вертикальном направлении. Верхние концы регулировочных штанг 7 свободно проходят через отверстия 9 фюзеляжа. Продольные надувные баллоны 3 выполнены из круглого поперечного сечения. Нижние концы регулировочных штанг 7 шарнирно закреплены на ребрах 6 упругой панели 5. Поперечные надувные баллоны посредством подвесок 10 прикреплены к нижней поверхности фюзеляжа. Все надувные баллоны спрофилированы по заданной форме нижней поверхности фюзеляжа и упругой панели.

Принцип действия устройства следующий.

При изменении стреловидности крыла 1 последнее воздействует на упругую панель 5, которая обжимает все надувные баллоны 3, 4 и одновременно плотно прилегает к верхней поверхности крыла 1, уплотняя зазор между крылом и фюзеляжем.

Надувные баллоны подключены к источнику сжатого воздуха (не изображен) для поддержания в них постоянного давления. Регулировочные штанги 7 обеспечивают установку поверхности упругой панели 5 в заданное исходное положение. При перемещении упругой панели 5 в момент обжатия надувных баллонов регулировочные штанги 7 перемещаются вверх через отверстия 9 фюзеляжа. Рабочий ход штанг 7 обеспечивается посредством регулирующих ограничителей 8, установленных на верхних концах штанг 7.

Таким образом предлагаемое устройство для уплотнения зазора между крылом изменяемой стреловидности с фюзеляжем обеспечивает уплотнение зазора при нижнем расположении крыла относительно фюзеляжа (низкоплан).

Формула изобретения

1. УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПЛОТНЕНИЯ ЗАЗОРА МЕЖДУ КРЫЛОМ ИЗМЕНЯЕМОЙ СТРЕЛОВИДНОСТИ И ФЮЗЕЛЯЖЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащее систему поперечных надувных баллонов, последовательно расположенных вдоль фюзеляжа, отличающееся тем, что устройство снабжено продольным надувным баллоном, прикрепленным к наружной поверхности фюзеляжа, и упругой панелью, консольно закрепленной на нижней поверхности продольного надувного баллона, причем упругая панель снабжена ребрами жесткости и регулировочными штангами, одни концы которых шарнирно закреплены на ребрах жесткости упругой панели, а другие концы свободно расположены в отверстиях фюзеляжа и имеют регулирующие ограничители хода штанг в вертикальном направлении.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что поперечные и продольный надувные баллоны выполнены круглого поперечного сечения, а поперечные надувные баллоны расположены с зазором относительно друг друга и снабжены подвесками для крепления к фюзеляжу.

РИСУНКИ

Рисунок 1



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области военной авиации

Самолет // 2316449
Изобретение относится к авиации

Изобретение относится к авиационно-космической технике

Изобретение относится к области авиации, а именно к пассажирским сверхзвуковым самолетам, к самолетам с обратной стреловидностью крыла и к пассажирским самолетам, имеющим аварийно-спасательные модули

Изобретение относится к области авиамоделизма и касается преимущественно стендовых испытаний самолетов с подвижными крыльями

Изобретение относится к области самолетостроения

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при проектировании скоростного сверхзвукового самолета

Изобретение относится к области авиации и касается гиперзвуковых самолетов с газодинамической системой управления. Гиперзвуковой самолет содержит фюзеляж, консоли крыла, многодвигательный привод, два турбореактивных двигателя. Консоли крыла включают корневую, промежуточную и концевую секции, которые выполнены с крюком на концевой части и шарнирно соосно установлены в фюзеляже. Многодвигательный привод предназначен для изменения размаха крыла путем одновременного воздействия на концевые секции консолей крыла как силой рычага механизма, соединенного через винтовую передачу с валом электрического двигателя, установленного в продольной плоскости симметрии, так и моментом силы от вала соответствующего бокового электрического двигателя через планетарный редуктор. Турбореактивные двигатели выполнены с возможностью отбора газа в газодинамическую систему управления углом тангажа, крена и рысканья. Достигается уменьшение лобового сопротивления при полете с гиперзвуковой скоростью, повышение маневренности. 5 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов (БЛА). В планере БЛА в носовой части располагается поршневой маршевый двигатель с лопастным винтом, лопасти которого имеют возможность складываться при отключении маршевого двигателя. Реактивный двигатель, для работы которого открывается воздухозаборник в основании поворотных консолей крыла, запускается при обнаружении цели или по приказу с пульта управления БЛА. При этом форма крыла принимает оптимальный для скорости полета угол стреловидности за счет поворота консолей крыла вокруг оси шарнира. Боевая часть имеет готовые поражающие элементы, сферическую выемку у поршневого двигателя для создания эффекта «ударного ядра» из частей двигателя и снабжена бесконтактным взрывателем, срабатывающим от команды с пульта управления БЛА. Достигается увеличения радиуса действия БЛА, повышение поражающей способности боевой части. 3 ил.

Изобретение относится к авиации. Летательный аппарат имеет фюзеляж, крыло, левая и правая консоли которого выполнены с возможностью изменения угла стреловидности. Имеется механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла, состоящий из силового механизма поворота левой и правой консолей крыла и механизма синхронизации поворота левой и правой консолей крыла. Силовой механизм поворота левой и правой консолей крыла выполнен в виде винтового домкрата с двумя приводами, единого для левой и правой консолей крыла. Он одним концом выполнен с возможностью взаимодействия с левой поворотной консолью крыла, а другим концом выполнен с возможностью взаимодействия с правой поворотной консолью крыла. Механизм синхронизации поворота левой и правой консолей крыла выполнен в виде двуплечей качалки и двух тяг, при этом ось вращения качалки закреплена на центроплане крыла. Один конец одной из тяг шарнирно закреплен на левой поворотной консоли крыла, а другой конец этой тяги шарнирно закреплен на одном из плеч вышеуказанной качалки. Один конец второй тяги шарнирно закреплен на правой поворотной консоли крыла, а другой конец второй тяги шарнирно закреплен на втором из плеч вышеуказанной качалки. Изобретение направлено на упрощение аппарата. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике

Наверх