Крыло мухамедова



Крыло мухамедова
Крыло мухамедова
Крыло мухамедова
Крыло мухамедова
Крыло мухамедова
Крыло мухамедова
Крыло мухамедова

 


Владельцы патента RU 2412861:

Мухамедов Фатидин Абдурахманович (RU)

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло (1) содержит центроплан, выполненный в виде профилированного несущего диска (2) в плане с передней и задней кромками по образующей несущего диска. Консоли (3) соединены с несущим диском (2) центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска (2) по его образующей в плане. Консоли (3) имеют в плане трапециевидную, и/или стреловидную, и/или прямоугольную аэродинамическую форму. Крыло (1) имеет аэродинамические наплывы (4) по продольной оси крыла (1), расположенные в передней его части и по обе стороны от продольной оси крыла (1), и имеющие в плане треугольную и оживальную аэродинамическую форму. Изобретение направлено на повышение маневренности самолета. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке крыла для маневренных самолетов-истребителей, учебно-тренировочных самолетов, самолетов, к которым предъявляются определенные требования по маневренным характеристикам.

Из существующего уровня техники известно кольцевое крыло самолета конструктора Ричардса, скомпонованное на самолете в горизонтальной плоскости, и имеющее управляемые аэродинамические поверхности (см. Д.А.Соболев, «Самолеты особых схем». М.: «Машиностроение», 1989 г., стр.152, рис.3.12).

Достижению требуемого технического результата в аналоге заявленного устройства препятствует то обстоятельство, что в нем у крыла по своей сути нет несущего центроплана - крыло кольцевое в горизонтальной плоскости - кольцо с пустотой в середине.

Из существующего уровня техники также известно крыло самолета американской фирмы McDonnell Douglas, созданного по программе AFTI (Advanced Fighter Technology Integration), состоящее из центроплана и консолей, соединенных с центропланом по его бокам. Консоли выполнены цельно поворотными с возможностью однонаправленного и дифференцированного отклонения. Поворотные консоли имеют предкрылки, отклоняемые на больших углах атаки. Фюзеляж самолета смещен вдоль продольной оси относительно центроплана крыла и плавно сопряжен с ним (см. Итоги науки и техники. Авиастроение, том 2, Струков Ю.П. «Современные самолеты США и стран Западной Европы», часть II, ВИНИТИ, 1976 г., с.169-171, рис.234, 235).

Достижению требуемого технического результата в аналоге заявленного устройства препятствует то обстоятельство, что в нем сам несущий центроплан крыла таковым, на самом деле, не является, а представляет собой часть несущего фюзеляжа.

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является крыло дископлана, разработанного в СССР в 1960-е годы, содержащее центроплан, выполненный в виде профилированного несущего диска в плане с передней и задней кромками по образующей несущего диска - крыло выполнено «круглым» в плане (см. М.Суханов, «Человек преодолевает тяготение», журнал «Крылья Родины», 1960 г., №6, стр.16, 17).

Отличительными свойствами круглого в плане крыла, в отличие от треугольного и квадратного, являются безотрывное, плавное его обтекание до больших углов атаки α=45°, максимальный коэффициент подъемной силы Cymax=1,8, при этом за пределами максимальных углов атаки круглое крыло устойчиво парашютирует, без тенденций сваливания в штопор, что характерно для всех других крыльев.

Достижению требуемого технического результата в прототипе препятствует то, что у круглого крыла низкое значение аэродинамического качества (Кmax=7) и малые значения коэффициента подъемной силы на взлетно-посадочных режимах 12°-15°, что затрудняет создание летательных аппаратов с чисто круглыми крыльями и большими нагрузками на крыло, характерными для современных самолетов.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является создание крыла для маневренного самолета, обладающего высокими аэродинамическими характеристиками на всех режимах полета.

К техническим результатам, достигаемым при использовании данного изобретения, можно отнести повышение аэродинамического качества крыла и повышение значения коэффициента подъемной силы на взлетно-посадочных режимах, что приводит к увеличению подъемной силы на переходных режимах и повышение маневренности самолета, на котором заявленное крыло может быть применено.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что крыло содержит центроплан, выполненный в виде профилированного несущего диска в плане с передней и задней кромками по образующей несущего диска, консоли, соединенные с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска по образующей несущего диска в плане, и имеющие в плане трапециевидную, и/или стреловидную, и/или прямоугольную, и/или произвольную аэродинамическую форму, и аэродинамические наплывы по продольной оси крыла, расположенные в передней его части и по обе стороны от продольной оси крыла, и имеющие в плане треугольную и/или оживальную и/или произвольную аэродинамическую форму.

В крыле на профилированном несущем диске центроплана могут быть выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов несущего диска центроплана с передней кромкой по образующей окружности несущего диска, причем носовые сегменты выполнены поворотными каждый относительно своей оси, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей консоли.

В крыле каждая из консолей может быть выполнена поворотной, снабжена отклоняемым носком и установлена на несущем диске центроплана крыла шарнирно так, что а ось поворота отклоняемого носка каждой поворотной консоли и ось поворота прилегающего к ней носового сегмента несущего диска центроплана параллельны между собой в плане, при этом точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы Y при отклонении поворотных консолей максимально приближена к точке аэродинамического фокуса с возможностью обеспечения управления без изменения продольного момента.

В крыле профилированный несущий диск центроплана крыла может быть снабжен кормовыми сегментами, размещенными по обе стороны от его продольной оси, выполненными поворотными относительно поперечной оси профилированного несущего диска центроплана, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси крыла, с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков.

Элементы крыла могут быть скомпонованы таким образом, что аэродинамический фокус крыла может быть расположен на 0,4 хорды профилированного несущего диска центроплана с учетом 5%-10% статической неустойчивости, а центр тяжести крыла расположен в геометрическом центре профилированного несущего диска центроплана.

Изобретение поясняется чертежами, где

на фиг.1 изображено заявленное крыло в плане в сочетании со стреловидными консолями и оживальными наплывами в примере компоновки на летательном аппарате;

на фиг.2 - крыло в плане в сочетании с трапециевидными консолями и оживальными наплывами в примере компоновки на летательном аппарате;

на фиг.3, 4, 5 - крыло в плане в сочетании с различными его элементами (треугольные, оживальные наплывы; прямоугольные, стреловидные и т.п. консоли) и в примере компоновки на летательном аппарате;

на фиг.6 - крыло в одной из его возможных компоновок на летательном аппарате с управляемыми аэродинамическими поверхностями по пп.2-5 формулы изобретения;

на фиг.7 - диаграмма формирования подъемной силы заявленного крыла.

Крыло 1 содержит центроплан, выполненный в виде профилированного несущего диска 2 в плане с передней и задней кромками по образующей несущего диска.

Консоли 3 соединены с несущим диском 2 центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска 2 по его образующей в плане.

Консоли 3 могут имеют в плане трапециевидную, и/или стреловидную, и/или прямоугольную, и/или произвольную аэродинамическую форму.

Крыло 1 имеет аэродинамические наплывы 4 по продольной оси крыла 1, расположенные в передней его части и по обе стороны от продольной оси крыла 1, и имеющие в плане треугольную, и/или оживальную, и/или произвольную аэродинамическую форму.

Элементы крыла 1 могут быть скомпонованы таким образом, что аэродинамический фокус крыла 1 расположен на 0,4 хорды профилированного несущего диска 2 центроплана с учетом 5%-10% статической неустойчивости, а центр тяжести крыла 1 расположен в геометрическом центре профилированного несущего диска 2 центроплана.

В крыле 1 на профилированном несущем диске 2 центроплана могут быть выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов 5 несущего диска 2 центроплана с передней кромкой по образующей окружности несущего диска 2.

Носовые сегменты 5 выполнены поворотными каждый относительно своей оси, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей консоли 3.

В крыле 1 каждая из консолей 3 может быть выполнена поворотной, снабжена отклоняемым носком 6 и установлена на несущем диске 2 центроплана крыла 1 шарнирно так, что а ось поворота отклоняемого носка 6 каждой поворотной консоли 3 и ось поворота прилегающего к ней носового сегмента 5 несущего диска 2 центроплана параллельны между собой в плане, а точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы Y при отклонении поворотных консолей 3 максимально приближена к точке аэродинамического фокуса с возможностью обеспечения управления без изменения продольного момента.

В крыле 1 профилированный несущий диск 2 центроплана крыла 1 может быть снабжен кормовыми сегментами 7, размещенными по обе стороны от его продольной оси, выполненными поворотными относительно поперечной оси профилированного несущего диска 2 центроплана, расположенной за осью поворота консолей 3 крыла 1 по продольной оси крыла 1, с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов 7 и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков.

Крыло выполняет свои функции следующим образом.

Будучи скомпонованным определенным образом на летательном аппарате, крыло является его органичным конструктивным элементом и аэродинамическим элементом, создающим подъемную силу.

Пример функционирования крыла Мухамедова может быть проиллюстрирован с использованием элементов, приведенных на фиг.6 чертежей к настоящей заявке.

Перед взлетом летательного аппарата, на котором установлено и в котором скомпоновано заявленное крыло 1, поворотные консоли 3 крыла 1 отклоняют на положительный угол атаки, а кормовые сегменты 7 несущего диска 2 крыла 1 в режиме закрылков отклоняют на взлетный угол. При этом носовые сегменты 5 несущего диска 2 крыла 1 отклоняют вниз на отрицательный угол оси, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли 3.

В полете во время маневрирования в вертикальной и горизонтальной плоскостях при отклонении поворотных консолей 3 на заданный угол при одновременном отклонении носовых сегментов 5 и носков 6 консолей 3, оси поворота которых параллельны между собой в плане, происходит приращение подъемной силы, пропорционально углам отклонения упомянутых управляющих аэродинамических поверхностей. Приращение подъемной силы происходит вблизи центра тяжести самолета, что позволяет совершать пространственные маневры без изменения угла атаки, т.е. осуществлять непосредственное управление подъемной силой.

Важно отметить то, что в определенной компоновке крыла Мухамедова на летательном аппарате точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы самолета Y при отклонении поворотных консолей 3 может быть максимально приближена к точке аэродинамического фокуса с возможностью обеспечения управления без изменения его продольного момента.

На больших и критических углах атаки по команде отклоняют носовые сегменты 5 и носки 6 консолей 3, что позволяет затянуть срыв потока на еще большие углы атаки.

При осуществлении дифференциального отклонения поворотных консолей 3 с одновременным отклонением носовых сегментов 5 диска 2 центроплана и носков 6 консолей 3, оси поворота которых параллельны между собой в плане, осуществляют управление по крену в широком диапазоне углов атаки.

При снижении по глиссаде отклоняют носовые сегменты 5 и носки 6 консолей 3 с одновременным отклонением кормовых сегментов 7 в режиме закрылков, что уменьшает дистанцию снижения.

В заявленном изобретении в качестве консолей 3 могут быть использованы консоли, имеющие в плане трапециевидную, и/или стреловидную, и/или прямоугольную, и/или произвольную аэродинамическую форму.

Трапециевидная, стреловидная, прямоугольная или произвольная аэродинамическая форма консолей может быть использована как в одноименном сочетании (стреловидная - стреловидная, прямоугольная - прямоугольная и т.п.), так и в альтернативном сочетании формы консолей в плане (стреловидная - прямоугольная, трапециевидная - стреловидная, произвольная - прямоугольная и т.п. аэродинамические формы).

При этом, в альтернативном сочетании формы консолей в плане аэродинамический облик крыла и летательного аппарата в целом, на котором такое крыло скомпоновано, становится несимметричным.

Примеры несимметричных крыльев и аэродинамических компоновок летательных аппаратов с ними в истории авиации известны и они имеют свои преимущества.

При современном развитии бортовой электроники летательных аппаратов аэродинамическое управление несимметричными крыльями и летательными аппаратами, на которых такие крылья определенным образом скомпонованы, не является сложной технической задачей.

При этом преимущества подобных летательных аппаратов с заявленным крылом, связанные с повышением маневренности в полете, особенно важным, например, в условиях воздушного противостояния, сохраняются.

Также в заявленном изобретении в качестве аэродинамических наплывов 4, размещенных по продольной оси крыла 1, и расположенных в передней его части и по обе стороны от продольной оси крыла 1, могут быть применены наплывы, имеющие в плане треугольную, и/или оживальную, и/или произвольную аэродинамическую формы.

Треугольная, оживальная или произвольная аэродинамическую формы наплывов 4 может быть также использована как в одноименном сочетании (треугольная - треугольная, оживальная - оживальная и т.д.), так и в альтернативном сочетании формы наплывов 4 в плане (треугольная - оживальная, оживальная - произвольная аэродинамическая форма наплыва и т.п..).

Как было отмечено выше, примеры несимметричных крыльев и аэродинамических компоновок летательных аппаратов, равно, как и особых аэродинамических схем и компоновок самолетов в истории авиации известны и они также имеют свои преимущества (см. Д.А.Соболев, «Самолеты особых схем». М.: «Машиностроение», 1985 г., стр.27, рис.1.10; стр.38, рис.1.15, 1.16; стр.47, рис.1.22; стр.108, рис.2.7; стр.110-112, рис.2.8, 2.9, 2.10).

Крыло Мухамедова может быть выполнено традиционным конструктивным способом (металлическое, деревянное, углепластиковое и т.п.) и изготовлено в условиях серийного и/или экспериментального производства.

1. Крыло, содержащее центроплан, выполненный в виде профилированного несущего диска в плане с передней и задней кромками по образующей несущего диска, консоли, соединенные с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска по образующей несущего диска в плане, и имеющие в плане трапециевидную и стреловидную и/или прямоугольную аэродинамическую форму, и аэродинамические наплывы по продольной оси крыла, расположенные в передней его части и по обе стороны от продольной оси крыла, и имеющие в плане треугольную и оживальную аэродинамическую форму.

2. Крыло по п.1, отличающееся тем, что на профилированном несущем диске центроплана крыла выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов несущего диска центроплана с передней кромкой по образующей окружности несущего диска, причем носовые сегменты выполнены поворотными каждый относительно своей оси, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей консоли.

3. Крыло по п.1 или 2, отличающееся тем, что каждая из консолей выполнена поворотной, снабжена отклоняемым носком и установлена на несущем диске центроплана крыла шарнирно так, что ось поворота отклоняемого носка каждой поворотной консоли и ось поворота прилегающего к ней носового сегмента несущего диска центроплана параллельны между собой в плане, при этом точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы Y при отклонении поворотных консолей максимально приближена к точке аэродинамического фокуса с возможностью обеспечения управления без изменения продольного момента.

4. Крыло по п.1 или 3, отличающееся тем, что профилированный несущий диск центроплана крыла снабжен кормовыми сегментами, размещенными по обе стороны от его продольной оси, выполненными поворотными относительно поперечной оси профилированного несущего диска центроплана, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси крыла, с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков.

5. Крыло по п.1, отличающееся тем, что элементы крыла скомпонованы таким образом, что аэродинамический фокус крыла расположен на 0,4 хорды профилированного несущего диска центроплана с учетом 5-10% статической неустойчивости, а центр тяжести крыла расположен в геометрическом центре профилированного несущего диска центроплана.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области летательных аппаратов и воздушному транспорту. .

Изобретение относится к инерционным движителям, предназначенным для летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиации и направлено на создание новой конструкции летательного аппарата, который может использоваться в авиации. .

Изобретение относится к летательным аппаратам. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиации, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета. .

Изобретение относится к летательным аппаратам тарельчатой конфигурации. .

Изобретение относится к административным самолетам большой дальности. .

Изобретение относится к летательным аппарата с низким уровнем шума, в частности, во время взлета и посадки. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования крыльев дозвуковых самолетов. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования крыльев дозвуковых самолетов. .

Изобретение относится к летательному аппарату со смешанным режимом аэродинамического и космического полета, а также к способу его пилотирования
Наверх