Крыло летательного аппарата (варианты) и отклоняемый предкрылок



Крыло летательного аппарата (варианты) и отклоняемый предкрылок
Крыло летательного аппарата (варианты) и отклоняемый предкрылок
Крыло летательного аппарата (варианты) и отклоняемый предкрылок
Крыло летательного аппарата (варианты) и отклоняемый предкрылок
Крыло летательного аппарата (варианты) и отклоняемый предкрылок
Крыло летательного аппарата (варианты) и отклоняемый предкрылок

 


Владельцы патента RU 2468962:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ ЛИМИТЕД (GB)

Крыло летательного аппарата по первому варианту содержит отклоняемый предкрылок (5). Предкрылок включает основную часть (7) и удлинитель (9), установленный в расположенном по размаху крыла конце основной части (7). Площадь поперечного сечения удлинителя (9) предкрылка меньше площади поперечного сечения основной части (7). Отклоняемый предкрылок характеризуется использованием на крыле летательного аппарата. Крыло летательного аппарата по второму варианту характеризуется размещением отклоняемого предкрылка. Группа изобретений направлена на получение аэродинамических преимуществ. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Настоящее изобретение относится к отклоняемому предкрылку для крыла летательного аппарата, крылу летательного аппарата, используемому с таким предкрылком или включающему его, и летательному аппарату с таким крылом.

Уровень техники

Известно, что отклоняемые предкрылки на крыльях летательных аппаратов улучшают аэродинамические характеристики. В частности, отодвигая момент наступления срыва потока на крыле, предкрылки позволяют летательному аппарату летать при больших углах атаки, чем без них. Поэтому во многих случаях желательно, чтобы предкрылок выступал как можно дальше вдоль крыла.

Часть крыла, на которой устанавливается предкрылок, для его размещения должна иметь большую выемку. По этой причине установке предкрылка по всей длине крыла препятствует, например, наличие других конструктивных элементов (например, пилона двигателя), в которых выемку сделать невозможно, либо необходимость размещения авиационных систем (например, противообледенительного оборудования, гидравлического и/или электрического оборудования), требующих много места в области размещения предкрылка крыла. На частях крыла, в которых не может быть сделана сравнительно большая выемка, а значит, не может быть размещен предкрылок, повышается опасность преждевременного нарушения и срыва потока по сравнению с другими частями крыла.

Конструкция торцевой части предкрылка (-ов), особенно на стреловидных крыльях, также может ограничиваться размером конструкции крыла летательного аппарата, окружающей торец предкрылка при его функционировании. Поэтому форма торца(-ов) предкрылка может не обеспечивать ожидаемого аэродинамического выигрыша. Раскрытие изобретения

В настоящем изобретении поставлена задача свести к минимуму или вовсе устранить по крайней мере одну из вышеупомянутых проблем. В другом варианте, или дополнительно, целью настоящего изобретения является усовершенствованный предкрылок.

В настоящем изобретении предложено крыло летательного аппарата, содержащее отклоняемый предкрылок, где предкрылок включает основную часть и удлинитель, установленный в расположенном по размаху крыла конце основной части, в котором площадь поперечного сечения удлинителя предкрылка, содержащего в первой вертикальной плоскости хорду крыла летательного аппарата, меньше площади поперечного сечения основной части, содержащей хорду крыла летательного аппарата во второй вертикальной плоскости. Использование удлинителя предкрылка обеспечивает получение по крайней мере некоторых аэродинамических преимуществ предкрылка, при этом крыло в области за предкрылком может иметь относительно большой объем. Таким образом, предложенный в настоящем изобретении предкрылок может выдвигаться дальше вдоль крыла, чем известные предкрылки, не мешая при этом размещению в крыле различных летательных аппаратных систем. С другой стороны, либо дополнительно, предложенный в настоящем изобретении предкрылок может выдвигаться ближе к определенным конструктивным элементам крыла, например пилону двигателя, чем известные предкрылки.

Площадь поперечного сечения удлинителя предкрылка может составлять менее 80%, в предпочтительном варианте менее 60%, а в наиболее предпочтительном варианте менее 50% площади поперечного сечения основной части предкрылка. Площадь поперечного сечения удлинителя предкрылка может составлять менее 40%. В некоторых вариантах выполнения площадь поперечного сечения может быть меньше 30% и даже меньше 20% площади поперечного сечения площади основной части, или даже меньше 10% площади поперечного сечения основной части. Под поперечным сечением (или его производным) в настоящем описании понимается, если не оговорено иначе, сечение в вертикальной плоскости, содержащее хорду крыла летательного аппарата.

Площадь поперечного сечения удлинителя предкрылка может составлять более 2%, желательно, более 5% площади поперечного сечения основной части. В некоторых вариантах выполнения площадь поперечного сечения может составлять более 10% площади поперечного сечения основной части.

Удлинитель предкрылка и его основная часть могут соединяться в месте примыкания, где площадь поперечного сечения предкрылка резко изменяется. Следует иметь в виду, что площадь поперечного сечения предкрылка резко меняется, если площадь меняется более чем на 20%, в предпочтительном варианте - более чем на 50% на расстоянии вдоль крыла, составляющем 0,1% размаха крыльев летательного аппарата.

Удлинитель предкрылка может иметь по существу неизменную площадь поперечного сечения и, в предпочтительном варианте, по существу неизменную форму поперечного сечения практически по всей его длине.

Основная часть предкрылка может иметь по существу постоянную площадь поперечного сечения и, в более предпочтительном варианте, по существу неизменную форму поперечного сечения практически по всей ее длине. Из-за постоянства формы соответствующих поперечных сечений удлинителя предкрылка и его основной части изменение площади поперечного сечения между удлинителем и основной частью получается резким.

Переход между удлинителем предкрылка и основной частью может быть сделан плавным. Удлинитель предкрылка может содержать область плавного перехода, проходящую в сторону основной части предкрылка, причем площадь поперечного сечения области плавного перехода в вертикальных плоскостях, содержащих хорду крыла летательного аппарата, изменяется плавно по области плавного перехода. В альтернативном варианте основная часть предкрылка может содержать область плавного перехода, проходящую к удлинителю предкрылка, причем площадь поперечного сечения области плавного перехода в вертикальных плоскостях, содержащих хорду крыла летательного аппарата, плавно меняется вдоль области плавного перехода. Считается, что площадь поперечного сечения меняется плавно вдоль некоторой области, если в пределах этой области нет частей предкрылка, где площадь изменяется более чем на 5%, более предпочтительно - более чем на 3%, и еще более предпочтительно - более чем на 2% в пределах расстояния вдоль крыла, составляющего 0,02% размаха крыльев летательного аппарата.

Профиль поперечного сечения удлинителя предкрылка может существенно отличаться от профиля поперечного сечения основной части предкрылка. В некоторых вариантах выполнения изобретения профиль обоих поперечных сечений достаточно одинаков (естественно, при отличающихся размерах).

Профиль передней кромки удлинителя предкрылка может соответствовать профилю по крайней мере передней кромки основной части предкрылка. В другом варианте только часть, например только 80% или только 50% профиля передней кромки удлинителя предкрылка, может соответствовать профилю передней кромки основной части предкрылка. Считается, что под профилем передней кромки понимается профиль лобовой поверхности предкрылка, на которую воздействует набегающий воздушный поток. При наличии по существу одинаковых профилей передней кромки вдоль длины предкрылка создается структура с высокими аэродинамическими характеристиками, в предпочтительном варианте - с аэродинамически оптимальными характеристиками.

В альтернативном, или дополнительном варианте, по крайней мере часть профиля передней кромки удлинителя предкрылка может быть сопряжена с, по крайней мере, частью профиля передней кромки основной части предкрылка. Благодаря сопряжению профилей передних кромок получается плавная передняя кромка вдоль длины предкрылка, что обеспечивает преимущество в отношении аэродинамических характеристик. Удлинитель предкрылка, а в предпочтительном варианте - предкрылок, может содержать заднюю поверхность, которая служит продолжением профиля части крыла летательного аппарата, впереди которого установлен удлинитель крыла, а в предпочтительном варианте - предкрылок. Задняя поверхность удлинителя предкрылка может быть расположена впереди задней поверхности основной части предкрылка. Поэтому задняя поверхность предкрылка не обязательно должна быть сопряжена с задней поверхностью основной части предкрылка.

Средняя хорда удлинителя предкрылка может быть меньше средней хорды основной части предкрылка. Средняя хорда удлинителя предкрылка может составлять менее 80%, более предпочтительно - менее 60% хорды основной части предкрылка. В некоторых вариантах выполнения средняя хорда удлинителя предкрылка может составлять менее 40% или даже менее 30% средней хорды основной части предкрылка. Хорда предкрылка и/или удлинителя предкрылка обычно может быть легко определена специалистом. При наличии какой-либо неопределенности хорда может быть определена как воображаемая линия, соединяющая заднюю кромку предкрылка/удлинителя предкрылка с некоторой точкой на передней кромке предкрылка/удлинителя предкрылка, в которой касательная к аэродинамической поверхности перпендикулярна к хорде предкрылка/удлинителя предкрылка.

Средняя толщина удлинителя предкрылка может быть меньше толщины основной части предкрылка. Средняя толщина может быть меньше 80%, более предпочтительно - менее 60% толщины основной части предкрылка. Средняя толщина может быть даже меньше 40% или даже 30% толщины основной части предкрылка. Среднее отношение толщины к хорде удлинителя предкрылка может составлять менее 150%, в более предпочтительном варианте - менее 120% среднего отношения толщины к хорде основной части предкрылка. В некоторых вариантах выполнения изобретения толщина удлинителя предкрылка уменьшается пропорционально больше, чем хорда удлинителя предкрылка, по сравнению с основной частью предкрылка. Таким образом, среднее отношение толщины к хорде удлинителя предкрылка может быть меньше среднего отношения толщины к хорде основной части предкрылка. Среднее отношение толщины к хорде удлинителя предкрылка может составлять менее 90% среднего отношения толщины к хорде основной части предкрылка. Среднее отношение толщины к хорде удлинителя предкрылка может составлять менее 80% или даже менее 70% среднего отношения толщины к хорде основной части предкрылка.

Удлинитель предкрылка может иметь суживающийся конец. Толщина и/или хорда удлинителя предкрылка может постепенно уменьшаться от расположенного по размаху крыла конца основной части предкрылка к концу удлинителя предкрылка.

Толщина предкрылка/удлинителя предкрылка обычно может быть легко определена. В случае какой-либо неопределенности толщина может быть определена как максимальное значение расстояния по нормали от хорды предкрылка/удлинителя предкрылка до верхней поверхности предкрылка/удлинителя предкрылка.

Основная часть предкрылка и/или удлинитель предкрылка могут иметь по существу одинаковое поперечное сечение вдоль их длины. В этом случае средняя хорда и средняя толщина по существу равны величине хорды и толщине в любом данном поперечном сечении основной части предкрылка и/или удлинителя предкрылка.

Крыло может дополнительно содержать конструктивный элемент, например пилон двигателя или установленное на конце крыла устройство, причем удлинитель предкрылка располагается на расположенном по размаху крыла конце основной части предкрылка в непосредственной близости к конструктивному элементу. Удлинитель предкрылка может располагаться на расположенном по размаху крыла конце предкрылка в непосредственной близости к законцовке крыла. Предкрылок может содержать два удлинителя предкрылка, причем два удлинителя предкрылка расположены с обоих расположенных по размаху крыла концов предкрылка.

В соответствии с другой особенностью изобретения, предложено крыло летательного аппарата, содержащее отклоняемый предкрылок, содержащий лобовую поверхность, определяющую непрерывную переднюю кромку, проходящую от первого расположенного по размаху крыла конца предкрылка ко второму расположенному по размаху крыла концу предкрылка, и заднюю поверхность, расположенную с противоположной стороны от лобовой поверхности, где задняя поверхность включает первую часть и вторую часть, причем вторая часть утоплена относительно первой части. При этом толщина отклоняемого предкрылка в области второй части меньше (например, менее 90% и, в предпочтительном варианте, менее 75%) толщины отклоняемого предкрылка в области первой части. Вторая часть может располагаться на расположенном по размаху крыла конце предкрылка. Утопленная вторая часть может быть определена просто одним уступом в задней поверхности.

Следует, конечно, иметь в виду, что эта особенность изобретения относится к предмету изобретения, аналогичному другим описанным здесь особенностям изобретения. Таким образом, признаки этой особенности изобретения могут быть введены в другие особенности изобретения и наоборот. Например, первая часть задней поверхности в этой особенности изобретения может образовывать долю основной части предкрылка из другой особенности изобретения. Также вторая часть задней поверхности предкрылка, в соответствии с этой особенностью изобретения, может образовывать часть удлинителя предкрылка в других описанных здесь особенностях настоящего изобретения. Таким образом, признаки, описанные в отношении основной части предкрылка, могут быть введены в эту особенность изобретения в отношении к части отклоняемого предкрылка, которая определяет первую часть задней поверхности предкрылка и наоборот. Аналогично, признаки, описанные в связи с удлинителем предкрылка в других особенностях настоящего изобретения, могут быть введены в часть отклоняемого предкрылка из этой особенности изобретения, которая определяет вторую часть задней поверхности предкрылка и наоборот. Например, поперечное сечение предкрылка в области первой части может иметь форму, аналогичную форме поперечного сечения предкрылка в области второй части, но другой размер.

Крыло может содержать несколько предкрылков, каждый из которых соответствует описанному в настоящей заявке.

Согласно еще одной особенности настоящего изобретения, предложен отклоняемый предкрылок для использования в описанном здесь крыле летательного аппарата.

Согласно еще одной особенности изобретения, предложено крыло летательного аппарата, причем форма по крайней мере части передней области крыла выбрана таким образом, чтобы вмещать описанный здесь отклоняемый предкрылок и сопрягаться с ним. Эта часть передней области крыла может включать первую и вторую области, форма которых выбрана так, что когда отклоняемый предкрылок установлен на крыле, первая область сопряжена с основной частью предкрылка, а вторая область сопряжена с удлинителем предкрылка, при этом вторая область выдвигается за пределы первой области. Понятно, что имея относительно больший объем, вторая область может, например, вмещать различное авиационное оборудование. Поэтому может быть получен положительный эффект в крыле, где улучшаются аэродинамические характеристики из-за использования предкрылка, относительно далеко проходящего вдоль крыла, но не снижается внутренний объем для размещения оборудования авиационных систем.

Согласно еще одной особенности настоящего изобретения, предложен летательный аппарат, содержащий описанное здесь крыло летательного аппарата. Сухой вес летательного аппарата может превышать 50 тонн, а в более предпочтительном варианте может превышать 200 тонн. Размеры летательного аппарата могут соответствовать размеру 75-местного пассажирского летательного аппарата, а в более предпочтительном варианте - размеру 200-местного летательного аппарата.

Краткое описание чертежей

Далее, только в качестве примера, будет приведено описание различных вариантов выполнения изобретения со ссылкой на приложенные схематические чертежи, на которых:

на Фиг.1 показан вид сверху части крыла летательного аппарата в соответствии с первым вариантом выполнения изобретения;

на Фиг.2 представлен график зависимости коэффициента подъемной силы (CL) от угла атаки Альфа для двумерного потока для трех различных конфигураций аэродинамической поверхности;

на Фиг.3 приведен общий вид предкрылка в соответствии с первым вариантом выполнения изобретения;

на Фиг.4 и 5 приведены виды сечений крыла в соответствии с первым вариантом выполнения изобретения;

на Фиг.6 приведен общий вид передней области крыла для первого варианта выполнения изобретения.

Осуществление изобретения

На Фиг.1 показан вид сверху части крыла 1 летательного аппарата, согласно первому варианту выполнения изобретения. Крыло является частью большого транспортного летательного аппарата и содержит основную часть 3 крыла летательного аппарата, в передней области которого установлен отклоняемый предкрылок 5. Отклоняемый предкрылок 5 включает основную часть 7 и удлинитель 9, находящийся на расположенном по размаху крыла конце основной части 7 предкрылка.

Угол стреловидности крыла 1 составляет 25 градусов. Для ясности изображения чертеж на Фиг.1 ориентирован так, что передняя кромка крыла проходит поперек страницы, а хорда С приведенного в качестве примера крыла летательного аппарата направлена к ней под углом.

По аналогии с известными отклоняемыми предкрылками, предкрылок 5 может перемещаться между убранным положением, в котором предкрылок расположен вплотную к основной части 3 крыла, и выпущенным положением (показано на Фиг.1), в котором предкрылок 5 отодвинут от основной части 3 крыла. В полете предкрылок защищает переднюю область крыла от чрезмерных положительных градиентов давления и, благодаря этому, позволяет летательному аппарату летать при относительно больших углах атаки. Получаемый при этом выигрыш в аэродинамике должен быть очевиден для специалиста.

Было установлено, что удлинитель 9 предкрылка обладает почти такой же эффективностью, что и основная часть 7 предкрылка, в отношении улучшения полета при больших углах атаки, а также дает существенное улучшение при неподвижной передней кромке. Это хорошо видно на Фиг.2, где приведены графики зависимости коэффициента подъемной силы CL от угла атаки Альфа для двумерного потока, протекающего по трем различным аэродинамическим поверхностям: неизмененной аэродинамической поверхности без предкрылка (фиксированная передняя кромка), аэродинамической поверхности с предкрылком, форма и площадь поперечного сечения которого соответствуют основной части предкрылка в приведенном для иллюстрации примере выполнения настоящего изобретения (обычный предкрылок), и аэродинамической поверхности с предкрылком, форма и площадь поперечного сечения которого соответствуют удлинителю предкрылка в приведенном для иллюстрации примере выполнения настоящего изобретения (предкрылок с короткой хордой).

На Фиг.3 приведен общий вид предкрылка 5. Основная часть 7 предкрылка и удлинитель 9 предкрылка имеют, соответственно, по существу, постоянные поперечные сечения. Удлинитель 9 предкрылка находится на расположенном по размаху крыла конце основной части 7 предкрылка. Удлинитель предкрылка соединяется с основной частью 7 предкрылка в месте 8 примыкания, в котором площадь поперечного сечения предкрылка резко меняется.

Основная часть 7 предкрылка и удлинитель 9 предкрылка имеют лобовые поверхности 7а и 9а, на которые в движении воздействует набегающий воздушный поток, и задние поверхности 7b и 9b, которые, когда предкрылок находится в убранном положении, упираются в основную часть 3 крыла. Профиль передней кромки лобовой поверхности 9а удлинителя 9 предкрылка соответствует профилю передней кромки лобовой поверхности 7а основной части 7 предкрылка, прилегающей к удлинителю 9 предкрылка. Кроме того, передняя кромка удлинителя предкрылка сопряжена с передней кромкой основной части предкрылка. Поэтому предкрылок 5 имеет гладкую переднюю кромку по всей своей длине.

На Фиг.4 и 5 представлены виды двух сечений предкрылка 5. Вид на Фиг.4 представляет вид на сечение по первой вертикальной плоскости А-А (см. Фиг.1), содержащей хорду крыла, а вид на Фиг.5 представляет вид на сечение по второй вертикальной плоскости В-В (см. Фиг.1), содержащей хорду крыла (хорда С крыла по существу параллельна во всех местах вдоль крыла - см. Фиг.1).

На Фиг.4 три профиля нанесены прерывистыми линиями. Поперечное сечение удлинителя 9 предкрылка показано штриховой линией, профиль 11 аэродинамически чистого крыла показан точечным пунктиром, а профиль основной части 15 крыла непосредственно за удлинителем предкрылка показан штрихпунктирной линией.

Основная часть 7 предкрылка имеет по существу неизменное поперечное сечение, ее хорда С1 составляет 0,5 м, толщина Т1 составляет 0,06 м, а отношение толщины к хорде Т1/С1 составляет 0,12. Удлинитель 9 предкрылка также имеет по существу неизменное поперечное сечение, его хорда С2 составляет 0,3 м (то есть 60% от С1), толщина Т2 составляет 0,045 м (то есть 75% от Т1), а отношение толщины к хорде Т2/С2 составляет 0,15 (то есть 125% от Т1/С1). Таким образом, площадь поперечного сечения удлинителя 9 предкрылка в плоскости В-В составляет примерно 30% площади поперечного сечения основной части 7 предкрылка в плоскости А-А.

Такое сокращение площади поперечного сечения удлинителя 9 предкрылка по сравнению с основной частью 7 предкрылка означает, что область основной части 3 крыла за удлинителем предкрылка может иметь значительный объем и иметь меньшую выемку, чем область крыла за основной частью предкрылка. Это достаточно ясно показано на Фиг.6, где изображена передняя часть основной части 3 крыла, на которой установлен предкрылок.

Показанная на Фиг.5 основная часть 3 крыла включает две области, утопленные относительно передней кромки 11 аэродинамически чистого крыла. Для ясности изображения механизм выдвижения предкрылка не показан. Форма первой области 13 выбрана так, что когда предкрылок 5 установлен на крыло, область сопряжена с задней поверхностью 7а основной части 7 предкрылка. Форма второй области 15 выбрана так, что когда предкрылок установлен на крыло, область сопряжена с задней поверхностью 9а удлинителя 9 предкрылка.

В первом варианте выполнения изобретения вторая область 15 утоплена относительно аэродинамически чистого крыла 11 на расстояние, достаточно большое для того, чтобы во второй области 15 могла разместиться конструкция летательного аппарата, требующаяся для крепления пилона 17 двигателя и двигателя 19 (см. Фиг.1). Таким образом, в полете летательный аппарат может использовать преимущества от действия предкрылка, длина которого включает длину основной части 7 предкрылка и области вблизи пилона 17 двигателя (эта область защищена удлинителем 9 предкрылка). Благодаря этому преждевременное ухудшение обтекания и срыв потока могут возникнуть на участке крыла меньшей длины по сравнению с конкретным известным летательным аппаратом.

Согласно второму варианту выполнения изобретения (не показан), длина хорды удлинителя предкрылка составляет 50% длины хорды предкрылка, толщина удлинителя предкрылка составляет 40% толщины предкрылка, то есть отношение толщины к хорде удлинителя предкрылка составляет 80% отношения толщины к хорде предкрылка, а площадь поперечного сечения удлинителя предкрылка составляет 20% площади поперечного сечения основной части предкрылка. Область крыла за удлинителем предкрылка достаточно велика, чтобы разместить противообледенительные системы летательного аппарата и приводы отклонения предкрылка. И в этом случае в полете летательный аппарат может использовать преимущества от действия предкрылка, длина которого включает длину основной части предкрылка и длину удлинителя предкрылка, не ухудшая при этом возможности размещения в крыле различных систем летательного аппарата.

Крыло во втором варианте выполнения изобретения также содержит устройство, установленное на конце крыла. Отклоняемый предкрылок содержит второй удлинитель предкрылка на другом своем расположенном по размаху крыла конце вблизи устройства, установленного на конце крыла. Удлинитель предкрылка защищает область крыла, где закреплена конструкция устройства, установленного на конце крыла, при этом площадь его поперечного сечения достаточно мала, чтобы не влиять на размеры и прочность опорной конструкции конца крыла.

Летательный аппарат согласно третьему варианту выполнения изобретения, в основном, соответствует описанному в связи с первым вариантом выполнения, за исключением того, что удлинитель предкрылка плавно переходит в основную часть предкрылка в области плавного перехода. В области плавного перехода площадь поперечного сечения удлинителя предкрылка постепенно уменьшается от площади поперечного сечения смежного участка основной части предкрылка до 50% от этой величины. Оставшаяся часть удлинителя предкрылка содержит центральный участок с постоянной площадью поперечного сечения (равной 50% площади поперечного сечения основной части), который с наружного конца переходит в суживающийся участок. Толщина удлинителя предкрылка в суживающемся участке постепенно уменьшается вдоль него.

Основная часть крыла имеет соответствующую форму, а выемка, в которую входит предкрылок, постепенно уменьшается по области плавного перехода и затем по суживающемуся участку. Крыло в соответствии с третьим вариантом выполнения изобретения имеет относительно длинный предкрылок и более аэродинамически эффективную конфигурацию законцовки предкрылка, чем некоторые известные крылья летательных аппаратов, при этом сохраняя сравнительно большой объем крыла за удлинителем предкрылка.

В то время как настоящее изобретение было описано и проиллюстрировано на примере конкретных вариантов выполнения, для специалистов должно быть понятно, что в изобретении возможны многочисленные изменения, не упомянутые конкретно в настоящем описании. Если в приведенном описании упомянуты законченные узлы или элементы, имеющие известные, очевидные или предсказуемые эквиваленты, то такие эквиваленты включаются в настоящее описание, как если бы они сами были предложены. Формула изобретения определяет истинную область притязаний настоящего изобретения, которое должно истолковываться как охватывающее все подобные эквиваленты. Также следует иметь в виду, что законченные узлы или признаки, которые описаны в качестве предпочтительных, выигрышных, удобных и др., представляют собой только возможные варианты и не ограничивают область притязаний независимых пунктов формулы.

1. Крыло летательного аппарата, включающее отклоняемый предкрылок, содержащий основную часть и удлинитель, который установлен в расположенном по размаху крыла конце основной части и в котором площадь поперечного сечения, содержащего в первой вертикальной плоскости хорду крыла летательного аппарата, меньше площади поперечного сечения основной части, содержащей хорду крыла летательного аппарата во второй вертикальной плоскости, при этом передняя область крыла выполнена разбитой на первую и вторую области, причем первая область сопряжена с задней поверхностью основной части, а вторая область сопряжена с задней поверхностью удлинителя, причем задняя поверхность удлинителя расположена впереди по отношению к задней поверхности основной части, а вторая область расположена выдающейся за пределы первой области.

2. Крыло по п.1, в котором площадь поперечного сечения удлинителя составляет менее 60% площади поперечного сечения основной части.

3. Крыло по п.2, в котором площадь поперечного сечения удлинителя составляет менее 40% площади поперечного сечения основной части.

4. Крыло по п.1, в котором площадь поперечного сечения удлинителя составляет более 5% площади поперечного сечения основной части.

5. Крыло по п.1, в котором удлинитель имеет по существу неизменную площадь поперечного сечения по практически всей его длине.

6. Крыло по п.1, в котором удлинитель и основная часть соединены в месте примыкания, причем в этом месте площадь поперечного сечения предкрылка резко меняется.

7. Крыло по п.1, в котором удлинитель содержит область плавного перехода, которая проходит к основной части, причем площадь поперечного сечения области плавного перехода, содержащая в вертикальных плоскостях хорду крыла летательного аппарата, плавно изменяется по области плавного перехода.

8. Крыло по п.1, в котором средняя хорда удлинителя меньше средней хорды основной части.

9. Крыло по п.8, в котором средняя хорда удлинителя составляет менее 60% средней хорды основной части.

10. Крыло по п.9, в котором средняя хорда удлинителя составляет менее 40% средней хорды основной части.

11. Крыло по п.1, в котором средняя толщина удлинителя меньше средней толщины основной части.

12. Крыло по п.11, в котором среднее отношение толщины к хорде удлинителя составляет от 80 до 150% среднего отношения толщины к хорде основной части.

13. Крыло по п.1, в котором профиль передней кромки удлинителя соответствует по крайней мере части профиля передней кромки основной части.

14. Крыло по п.13, в котором по крайней мере часть профиля передней кромки удлинителя сопряжена с по крайней мере частью профиля передней кромки основной части.

15. Крыло по п.1, которое дополнительно содержит пилон двигателя, причем удлинитель размещен в расположенном по размаху крыла конце основной части, ближайшем к пилону двигателя.

16. Отклоняемый предкрылок для использования в крыле летательного аппарата, содержащий основную часть и удлинитель, который установлен в расположенном по размаху крыла конце основной части и в котором площадь поперечного сечения, содержащего в первой вертикальной плоскости хорду крыла летательного аппарата, меньше площади поперечного сечения основной части, содержащей хорду крыла летательного аппарата во второй вертикальной плоскости, причем он выполнен так, что при установке в крыло летательного аппарата задняя поверхность основной части сопряжена с первой областью в передней области крыла, а задняя поверхность удлинителя сопряжена со второй областью в передней области крыла, причем задняя поверхность удлинителя расположена впереди по отношению к задней поверхности основной части таким образом, что вторая область в передней области крыла может выступать за пределы первой области.

17. Крыло летательного аппарата, форма по крайней мере части передней области которого выбрана с возможностью размещения отклоняемого предкрылка и сопряжения с ним, причем отклоняемый предкрылок содержит основную часть и удлинитель, который установлен в расположенном по размаху крыла конце основной части и в котором площадь поперечного сечения, содержащего в первой вертикальной плоскости хорду крыла летательного аппарата, меньше площади поперечного сечения основной части, содержащей хорду крыла летательного аппарата во второй вертикальной плоскости, причем упомянутая часть передней области крыла выполнена разбитой на первую и вторую области, форма которых выбрана с возможностью сопряжения первой области с основной частью предкрылка и сопряжения второй области с удлинителем предкрылка, при этом вторая область расположена выдающейся за пределы первой области.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к элементам управления крыла. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к устройству для регулировки увеличивающего подъемную силу крыла закрылка на аэродинамическом крыле летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиастроению, а именно к устройствам выдвижения закрылка крыла самолета. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиастроению, в частности к конструкции механизма управления аэродинамическими поверхностями самолета. .

Изобретение относится к области авиации. .

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 крылу воздушного или космического судна и касается посадочных закрылков или щитков. Крыло (12) содержит подвижное обтекаемое тело (10), подвижное опорное устройство (22), которое соединено с обтекаемым телом (10) для поворота обтекаемого тела (10) на крыле (12), и устройство (18, 20) управления обтекаемым телом. Устройство (18, 20) управления прикреплено к крылу (12) в первой точке (С), а опорное устройство (22) - во второй точке (В), и указанные две точки (С, В) устройства (18, 20) управления и опорного устройства (22) образуют ось (HL-1). Устройство (18, 20) управления расположено под предварительно определенным углом (β) к оси (HL-1) и направляет обтекаемое тело (10) в предварительно определенной плоскости вокруг оси (HL-1). Достигается простота конструкции и уменьшение аэродинамического сопротивления. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит детали крепления к фюзеляжу, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, торцевую часть, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков/элеронов с прямым краем. В стенке закрылка/элерона выполнены прорези с установленными в них пластинчатыми направителями треугольной формы, плоскости которых параллельны вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Изобретение направлено на улучшение управляемости воздушными потоками во время полета. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков и элеронов. Элемент отклонения стекающих воздушных потоков имеет изгибы края, которые выполнены в пластинах, прикрепленных к стенкам элементов отклонения стекающих воздушных потоков. Изгиб края имеет форму синусоиды или асимптоты. Изобретение направлено на упрощение конструкции. 5 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата имеет профиль тонкого ромба, образованный верхней и нижней аэродинамическими поверхностями. Хвостовая часть крыла подвижна относительно неподвижной головной части и имеет возможность поворота вокруг собственной оси. Угол поворота хвостовой части относительно линии, проходящей параллельно верхней аэродинамической поверхности через центр оси хвостовой части, составляет вверх на угол 90° и вниз на угол до 30°. Изобретение направлено на уменьшение пробега летательного аппарата при посадке. 6 ил.

Группа изобретений относится к областям техники, предусматривающим использование аэродинамических поверхностей. Способ увеличения подъемной силы крыла предусматривает формирование со стороны передней кромки крыла конфузора посредством дополнительного аэродинамического профиля, располагаемого под носовой частью крыла. При этом используют модернизируемое крыло летательного аппарата известной конструкции. Дополнительный аэродинамический профиль выбирают из перечня, включающего: фиксированный профиль, цельно поворотный профиль, поворотный профиль с разными осями вращения, разрезной профиль и цельно выдвижной профиль. Крыло модернизировано согласно предложенному способу. Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам увеличения площади крыльев летательных аппаратов. Устройство перемещения закрылков крыла самолета содержит закрылки, каретки, тяги, рычаги, приводы поступательного действия. Устройство включает кинематические системы разворота и отклонения закрылков. Система разворота обеспечивает поворот закрылков с угловым смещением относительно оси Z самолета, при этом в выпущенном состоянии закрылок занимает положение, при котором задняя кромка крыла параллельна передней кромке закрылка и между ними образуется зазор, постоянный по размаху крыла. Система отклонения обеспечивает отклонение закрылков на заданный угол, при этом в развернутом положении закрылок имеет возможность поворота вокруг поперечной оси Z в балке навески закрылка. Все перемещения закрылка выполняются вращением пары вал-отверстие. Достигается повышение эффективности взлетно-посадочных характеристик самолета, надежности устройств перемещения закрылков, уменьшение их массы и габаритов. 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Закрылок самолета короткого взлета и посадки содержит основное звено, дефлектор, каретки с опорными роликами, направляющие рельсы перемещения закрылка. В верхней части основного звена подвижно установлены жесткие панели, к которым шарнирно закреплены тяги, соединенные подвижно с рычагами поворотного щитка через качалки привода напели и промежуточные тяги. Щиток шарнирно установлен в носовой части основного звена закрылка, а рычаги поворотного щитка, через поворотные тяги, шарнирно связаны с механизмами уборки - выпуска. Изобретение направленно на повышение подъемной силы. 11 ил.
Наверх