Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него

Авторы патента:


Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него
Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него
Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него
Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него
Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него
Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него
Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него
Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него
Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него
Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него
Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него
Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него

 


Владельцы патента RU 2472674:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ ЛИМИТЕД (GB)

Самолет включает крыло (5), имеющее положительный двугранный угол, крыло включает кромку и устройство кромки крыла (7), закрепленное в области кромки. Устройство кромки крыла, в общем, простирается вниз и имеет область (7d), наклоненную под скосом, большим чем 180 градусов. Область (7d) выполнена для создания подъемной силы во время полета. Область (7d), наклоненная под скосом, большим чем 180 градусов, может быть расположена на дистальном конце (11) устройства кромки крыла (7). Часть устройства кромки крыла, расположенная в зоне проксимального конца, выполнена без области, наклоненной под скосом, большим чем 180 градусов. Кромка крыла может быть стреловидной и может аэроэластично деформироваться во время полета. Группа изобретений направлена на улучшение аэродинамических характеристик. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 12 ил.

 

Область техники, к кторой относится изобретение

Настоящее изобретение имеет отношение к самолетостроению и, в частности, к устройствам кромки крыла для использования в самолете.

Уровень техники

Использование устройств кромки крыла, таких как винглеты и гребни крыла, в самолете хорошо известно. Посредством таких устройств добиваются улучшения аэродинамических эксплуатационных характеристик самолета, в основном, за счет снижения сопротивления и увеличения подъемной силы.

Увеличение подъемной силы может приводить к значительному увеличению изгибающего момента в основании крыла. Максимальный изгибающий момент, которому крыло предположительно будет подвергнуто, вероятно, предопределяет необходимую прочность крыла. Это, в свою очередь, может предопределять вес крыла. Таким образом, преимущества в аэродинамических эксплуатационных характеристиках, достигнутые за счет добавления в конструкцию самолета устройства кромки крыла из предшествующего уровня техники, склонны сходить на нет в связи с увеличением массы конструкции самолета, требуемой для компенсации увеличивающейся нагрузки крыла.

Предмет настоящего изобретения обеспечивает самолет, который способен иметь преимущества, по меньшей мере, в некоторых улучшаемых аэродинамических эксплуатационных характеристиках, которые связаны с устройством кромки крыла, без подвергания себя слишком высокому увеличению изгибающего момента в крыле.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение обеспечивает самолет, включающий крыло, крыло включает кромку и устройство кромки крыла, закрепленное в области кромки, устройство кромки крыла, в общем, простирается вниз и имеет область, наклоненную под скосом, большим чем 180 градусов, область выполнена для создания подъемной силы во время полета.

Направления/размеры, раскрытые здесь, не противоположны требуемым для полностью заправленного топливом самолета, совершающего рейс в горизонтальном полете. Двугранный угол измерен от горизонтали. Скос измерен от вертикали, положительный скос был измерен в направлении часовой стрелки, начиная от вертикали, когда изображена левая консоль крыла спереди, и отрицательный скос был измерен в направлении против часовой стрелки, начиная от вертикали, когда изображена левая консоль крыла спереди. Будет также понятно, что подъемная сила обозначает силу в направлении нормали к поверхности, создающей подъемную силу. Таким образом, в соответствии с настоящим изобретением, область, наклоненная под скосом, большим чем 180 градусов, выполнена для создания силы (обозначенной здесь как "подъемная сила") в направлении скоса, большего чем 90 градусов (например, имеющего направленный вниз компонент).

Настоящее изобретение, тем самым, обеспечивает самолет, который может иметь преимущества от снижения сопротивления, обеспечиваемого за счет устройства кромки крыла, и, в то же время, не испытывать слишком высокого увеличения изгибающего момента в крыле, в основном, в основании крыла. Преимущественно, изгибающий момент в крыле, в основном, в основании крыла, во время фактического использования снижается за счет присутствия устройства кромки крыла. Настоящее изобретение может иметь преимущества и во время полета на постоянном уровне, и во время маневров с высокой подъемной силой, создающей, например, 2,5g. Преимущества, обеспечиваемые за счет изобретения, существуют, главным образом, в сравнении с самолетом, имеющим направленное вверх устройство передней кромки крыла. Преимущества изобретения могут иметься в сравнении с, например, самолетом, имеющим устройство кромки крыла Кучеманна, или самолетом без устройства кромки крыла.

Будет понятно, что устройство кромки крыла не нуждается в закреплении на кромке крыла, а может, например, быть закреплено в области, но на расстоянии от кромки крыла. Область крыла, в которой устройство кромки крыла может быть расположено, может быть конечными 10% от площади крыла. Устройство кромки крыла может быть модернизированным устройством, закрепленным на кромке крыла, но может альтернативно быть неотъемлемой частью структуры крыла. Устройство кромки крыла может полностью сопрягаться с крылом.

Относительно скоса, большего чем 180 градусов, будет понятно, что имеется в виду более положительный угол чем 180 градусов. Например, область может быть наклонена под скосом 185 градусов или 200 градусов. Преимущественно, существует верхний предел скоса области.

Преимущественно, область наклонена под скосом, меньшим чем 270 градусов. Еще более преимущественно, область наклонена под скосом, меньшим чем 210 градусов.

Преимущественно, большинство устройств кромки крыла существуют в виде, в общем, простирающейся вниз части. Преимущественно, простирающаяся вниз часть и остальное устройство кромки крыла сходятся в соединение, где соединение открытое. Как будет понятно специалисту в области техники, соединение считается открытым, если изменение угла от части на одной стороне соединения до части на другой стороне соединения большее чем 90 градусов. Открытое соединение предполагается, в основном, предпочтительным как создающее низкое вязкое сопротивление.

Первым аспектом настоящего изобретения являются, в основном, преимущества для самолета, имеющего крылья с положительным двугранным углом. Преимущественно, крыло имеет положительный двугранный угол. Геометрия устройства кромки крыла, преимущественно, задана за счет изображения устройства кромки крыла как включающего проксимальный конец и дистальный конец, и устройство кромки крыла содержит воображаемую линию, начинающуюся на проксимальном конце и простирающуюся к дистальному концу и проходящую по всем точкам через 50% ограниченной хорды. Таким образом, часть устройства кромки крыла может быть задана относительно части воображаемой линии, которая проходит через эту часть. Например, часть устройства кромки крыла между 0% и 30% воображаемой линии, как будет понятно, означает часть устройства кромки крыла между проксимальным концом и линией, направленной вдоль хорды, пересекающей 30% пути вдоль воображаемой линии.

Проксимальный конец устройства кромки крыла, если это само по себе не очевидно, может быть идентифицирован как местоположение части крыла, в котором геометрия крыла отклоняется от той геометрии, которая имела бы место, если бы устройство кромки крыла отсутствовало в этом местоположении.

Преимущественно, область, наклоненная под скосом, большим чем 180 градусов, не расположена поблизости проксимального конца. Более преимущественно, область, наклоненная под скосом, большим чем 180 градусов, не расположена в части устройства кромки крыла между 0% и 10% воображаемой линии. Еще более преимущественно, область, наклоненная под скосом, большим чем 180 градусов, не расположена в части устройства кромки крыла между 0% и 30% воображаемой линии.

Область, наклоненная под скосом, большим чем 180 градусов, может, по меньшей мере, в основном, располагаться между 50% и 100% воображаемой линии. Преимущественно, область, наклоненная под скосом, большим чем 180 градусов, по меньшей мере, в основном, располагается между 70% и 100% воображаемой линии. Еще более преимущественно, область, наклоненная под скосом, большим чем 180 градусов, располагается поблизости дистального конца.

Предполагается, что в общем простирающееся вниз устройство имеет улучшенную характеристику закручивания, в которой кромка способствует тому, что ядро вихря будет более отдаленным от борта во время использования, чем в эквивалентных простирающихся вниз устройствах. Хорда устройства кромки крыла на проксимальном конце преимущественно такая же, как хорда крыла на кромке крыла. Хорда устройства кромки крыла преимущественно уменьшается между проксимальным концом и дистальным концом. Преимущественно, устройство кромки крыла имеет относительно малую среднюю хорду, тем самым, вызывая относительно низкое сопротивление трения, которое будет создаваться во время полета. Преимущественно, устройство кромки крыла простирается в направлении размаха крыла от проксимального конца на расстояние между 3% и 15% размаха крыла самолета и, еще более преимущественно, на расстояние между 5% и 10% размаха крыла самолета.

Преимущественно, устройство кромки крыла простирается в вертикальном направлении от проксимального конца на расстояние между 3% и 15% размаха крыла самолета. Устройство кромки крыла, более преимущественно, простирается в вертикальном направлении от проксимального конца на расстояние между 5% и 10% размаха крыла самолета. Вертикальное протяжение устройства кромки крыла от проксимального конца, преимущественно, подчиняется наземным требованиям к самолету.

Преимущественно, устройство кромки крыла представляет собой расходуемый компонент. Таким образом, устройство кромки крыла, преимущественно, выполнено для отделения от крыла, когда подвергается нагрузке, превышающей определенную величину, например, при столкновении с внешней конструкцией во время выруливания самолета. Устройство кромки крыла не нуждается в плавном изменении формы. Устройство кромки крыла может содержать множество отдельных элементов, по меньшей мере, расположенных в области, наклоненной под скосом, большим чем 180 градусов. Преимущественно, по меньшей мере, один отдельный элемент определяет область, наклоненную под скосом, большим чем 180 градусов.

Преимущественно, устройство кромки крыла передней кромки является стреловидным. Преимущественно, стреловидность устройства кромки крыла равна стреловидности крыла. На обычных самолетах, когда увеличивается нагрузка на крыло, изгиб кромки крыла способствует достаточному уменьшению аэроэластичной деформации крыла. Таким образом, у самолета в соответствии с настоящим изобретением, имеющего похожее аэроэластичное поведение крыла, когда увеличивается нагрузка на крыло, эффективная стреловидность устройства (которое простирается вниз) увеличивается, снижая подъемную силу наклонного профиля относительно жесткого крыла. Следовательно, когда крыло аэроэластично деформируется, создаваемые нагрузки за счет устройства кромки крыла способны уменьшаться, снижая максимальную нагрузку на устройство кромки крыла во время маневра с высокой нагрузкой. Это дает преимущество по ряду причин. Например, нагрузки на внешнюю структуру крыла, которые могут сохраняться на допустимом уровне во время маневров с высокой нагрузкой и потенциально достаточно отрицательно действовать на устройство кромки, сделанное наклоненным под скосом, большим чем 180 градусов, во время такого маневра снижаются.

Аэроэластичное поведение самолета по настоящему изобретению может также обеспечивать другие преимущества. Преимущественно, крыло и/или устройство кромки крыла деформируется во время использования для обеспечения самолета с высоким размахом крыла по сравнению с тем, когда самолет стационарно находится на земле, тем самым, снижая возникающее сопротивление, встречаемое самолетом.

Настоящее изобретение представляет собой по большей части применение для самолета крупного размера. Этот самолет, преимущественно, имеет размер, равный самолету, сконструированному для перемещения более чем 50 пассажиров и, более преимущественно, более чем 100 пассажиров.

В соответствии с другим аспектом изобретения, обеспечивается крыло, включающее устройство кромки крыла, крыло и устройство кромки крыла выполнены в соответствии с крылом самолета по настоящему изобретению.

В соответствии с еще одним аспектом, обеспечивается устройство кромки крыла, выполненное в соответствии с устройством кромки крыла самолета по настоящему изобретению

В соответствии с дополнительным аспектом обеспечивается комплект частей, включающий устройство кромки крыла, эти части являются подходящими для превращения самолета в самолет в соответствии с настоящим изобретением.

В соответствии с еще одним аспектом, обеспечивается устройство кромки крыла и/или самолет, выполненные, по существу, в соответствии с любыми вариантами осуществления, раскрытыми здесь.

Краткое описание чертежей

Различные варианты осуществления изобретения будут сейчас раскрыты, за счет только примеров, со ссылкой на сопровождающие схематические чертежи, на которых:

Фигура 1 представляет собой фронтальное изображение части самолета в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения;

Фигуры 2-5 представляют собой изображения устройства кромки крыла на самолете в соответствии с первым вариантом осуществления;

Фигура 6 представляет собой график, показывающий изменение изгибающего момента вдоль крыла с различными устройствами кромки крыла по сравнению с крылом с устройством кромки крыла Кучеманна;

Фигуры 7 и 8 показывают устройство кромки крыла по первому варианту осуществления во время двух условий полета;

Фигуры 9-12 представляют собой изображения устройства кромки крыла в соответствии с другими вариантами осуществления.

Осуществление изобретения

Фигура 1 представляет собой фронтальное изображение одной половины самолета 1 в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения. Самолет включает фюзеляж 3, крыло 5, имеющее положительный двугранный угол семь градусов, и устройство кромки крыла 7, расположенное на кромке крыла 5. Самолет показан летящим с крейсерской скоростью в горизонтальном полете.

Если ссылаться на фигуры 2-5, устройство кромки крыла 7 включает проксимальный конец 9 и дистальный конец 11. Устройство кромки крыла 7 соединено с крылом 5 на проксимальном конце 9. На проксимальном конце устройство прилегает к кромке крыла 5, и относительные длины хорд крыла 5 и кромки крыла 7 при этом расположении равны. Устройство кромки крыла 7, таким образом, сопряжено с крылом 5.

В соответствии с первым вариантом осуществления устройство кромки крыла было модернизировано в самолете, заменив прежнее устройство кромки. Соединение (не показано) между устройством 7 и крылом 5 таково, что устройство сдвигается, если оно ударяет внешний объект с достаточной силой, например, если оно ударяет конструкцию во время выруливания на взлетно-посадочную полосу. Как известно из уровня техники, устройство кромки крыла, следовательно, представляет собой расходуемый компонент. Когда описывают форму устройства кромки крыла, воображаемая линия 13 может быть рассмотрена как простирающая от проксимального конца 9 к дистальному концу 11, линия 13 проходит по всем точкам через 50% хорды. Части устройства кромки крыла, связанные процентными величинами с воображаемой линией 13, являются частями кромки крыла, связанными с направленными вдоль хорды линиями, пересекающими эти процентные величины воображаемой линии 13, 0% является проксимальным концом и 100% является дистальным концом.

Устройство кромки крыла включает отдельные элементы 7а, 7b, 7с и 7d. Первый элемент 7а расположен между проксимальным концом 9 и 12% воображаемой линии и приблизительно находится на одной линии с крылом 5. На проксимальном конце устройство кромки крыла 7 соединено с кромкой крыла. Второй, третий и четвертый элементы 7b, 7с и 7d, в общем, простираются вниз. Второй элемент 7b расположен между 12% и 35% воображаемой линии и наклонен под скосом 100 градусов. Третий элемент 7с расположен еще дальше вдоль устройства кромки крыла 7, между 35% и 80% воображаемой линии, и наклонен под скосом 170 градусов. Четвертый элемент 7d наклонен под скосом 185 градусов и расположен между 80% воображаемой линии и дистальным концом устройства кромки крыла 7.

Устройство кромки крыла простирается в направлении размаха крыла от проксимального конца на расстояние D1, равное 5% размаха крыла самолета. Устройство 7 простирается в вертикальном направлении на расстояние D2, равное 7% размаха крыла. Геометрия устройства кромки крыла, следовательно, подчиняется наземным требованиям к самолету для его желательного применения.

Устройство кромки крыла имеет поперечный разрез аэродинамического профиля, и каждый элемент, следовательно, создает подъемную силу во время полета. Четвертый элемент 7d, наклоненный под скосом, большим чем 180 градусов, создает подъемную силу 15 под скосом, большим чем 90 градусов, в данном случае 95 градусов.

Сходным похожим образом, который известен у направленных вверх устройств, устройство кромки крыла 7 позволяет вихрям кромки крыла, создаваемым во время полета, удаляться от самолета, тем самым, снижая создаваемое сопротивление. Дополнительно, устройство кромки крыла способствует увеличению подъемной силы, создаваемой в области кромки крыла, например, за счет увеличения двумерного потока над кромкой крыла.

В известных устройствах кромки крыла увеличение подъемной силы, вызываемое за счет устройства, может привести к ухудшению по массе конструкции самолета, вызываемому необходимостью укрепления основания крыла. Использование устройства кромки крыла 7 на самолете в соответствии с настоящим изобретением, однако, не приводит к такому ухудшению в конструкции. Устройство кромки крыла 7 и, в основном, четвертый элемент 7d выполнены так, что подъемная сила, создаваемая за счет устройства, действует на снижение изгибающего момента в крыле 5, в основном, в основании крыла 5', который вызывается за счет подъемной силы, создаваемой за счет крыла.

Фигура 6 представляет собой график изменения изгибающего момента вдоль крыла по сравнению с крылом с устройством кромки крыла Кучеманна. График показывает данные для крыла с гребнем, вертикальной шайбой и устройством кромки крыла в соответствии с настоящим изобретением (обозначенным задней кромкой). Будет понятно, что увеличение изгибающего момента крыла в самолете в соответствии с настоящим изобретением представляется меньшим, чем на самолете с простирающейся вверх вертикальной шайбой или гребнем. В соответствии с настоящим изобретением, чрезмерный изгибающий момент крыла, вызываемый за счет чрезмерной подъемной силы, вызываемой присутствием устройства кромки крыла, полностью сводится на нет за счет снижения изгибающего момента, вызываемого за счет подъемной силы, создаваемого на простирающихся вниз частях устройства кромки крыла. Масса конструкции основания крыла не нуждается, следовательно, в достаточном увеличении, если используется устройство кромки крыла.

Также предполагается, что обеспечение простирающегося вниз устройства подразумевает, что вихри кромки крыла, закручиваясь, будут стремиться перемещаться от борта, таким образом, вихри кромки крыла разрежаются и дополнительно снижают создаваемое сопротивление. Более того, устройство кромки крыла 7 выполнено для аэроэластичной деформации для увеличения размаха крыла при нагрузке во время полета, тем самым, перемещая вихри кромки крыла еще дальше от борта.

Если ссылаться на фигуры 7 и 8, передняя кромка устройства кромки крыла 7 имеет обратную стреловидность под углом стреловидности 35 градусов. В первом варианте осуществления стреловидность такая же, как в крыле 5. Фигура 7 показывает устройства кромки крыла во время условий рейса, воздушный поток был показан посредством большой стрелки 17. Устройство сконструировано так, что при высоких нагрузках на крыло устройство остается под условиями сваливания.

Фигура 8 показывает устройство кромки крыла в условиях высокой нагрузки, воздушный поток был показан посредством большой стрелки 17, а рейсовое положение устройства кромки крыла было затенено. Как показано на фигуре 8, стреловидность устройства фактически увеличивается с увеличением нагрузки, вызывая аэроэластичную деформацию крыла. Подъемная сила, создаваемая за счет устройства кромки крыла, следовательно, снижается с увеличением нагрузки.

Устройство кромки крыла относительно легко нагружается в рейсе в соответствии с правилами конструирования стандартных устройств кромки крыла. Однако в силу того, что нагрузка на устройство кромки способна уменьшаться при аэроэластичной деформации крыла во время маневра с высокой нагрузкой (как раскрыто выше), нагрузка в рейсе может быть рассчитана так, чтобы быть немного выше, чем на стандартное устройство кромки крыла. Это снижает сопротивление в рейсе за счет обеспечения аэродинамической нагрузочной деформации на крыле, которое близко к эллиптическому образцу, и за счет перемещения ядра вихря кромки дальше от борта. Как будет понятно среднему специалисту, это особенности характеристик простирающегося вниз устройства.

Хорда устройства кромки крыла непрерывно уменьшается вдоль воображаемой линии 13. Имея относительно малое уменьшение хорды, фрикционное сопротивление создается за счет устройства кромки крыла 7. Фигуры 9-12 показывают четыре устройства кромки крыла в соответствии с другими вариантами осуществления настоящего изобретения. Если ссылаться на фигуру 9, устройство кромки крыла 207 включает только два элемента 207а и 207b равной длины. Первый элемент 207а наклонен под скосом 140 градусов, а второй элемент 207b наклонен под скосом 190 градусов.

Если ссылаться на фигуру 10, устройство кромки крыла 307 не включает отдельные элементы, но, вместо этого, плавно изогнуто. Область между дистальным концом 311 и 85% воображаемой линии (не показана) наклонена под скосом, большим чем 185 градусов.

Если ссылаться на фигуру 11, устройство кромки крыла 407 включает два элемента 407а и 407b. Первый элемент 407а значительно короче, чем второй элемент 407b. Первый элемент 407а наклонен под скосом 100 градусов, а второй элемент 407b наклонен под скосом 190 градусов.

Если ссылаться на фигуру 12, устройство кромки крыла 507 включает два элемента 507а и 507b. Первый элемент 507а значительно длиннее, чем второй элемент 507b. Первый элемент 507а наклонен под скосом 160 градусов, а второй элемент 507b наклонен под скосом 200 градусов.

Будет понятно, что во всех вышеупомянутых вариантах осуществления часть устройства кромки крыла, расположенная вблизи проксимального конца, выполнена без области, наклоненной под скосом, большим чем 180 градусов. Соединение между крылом и устройством кромки крыла, следовательно, является открытым. Открытое соединение, в основном, предпочтительно как создающее, в основном, низкое вязкое сопротивление во время полета.

Хотя настоящее изобретение было раскрыто относительно предпочтительных вариантов осуществления, среднему специалисту в области техники будет понятно, что изобретение само по себе является подходящим для множества различных изменений, конкретно не показанных здесь. Там, где в вышеприведенном описании упомянуты целые части или элементы, которые известны, очевидны или имеют очевидные эквиваленты, такие эквиваленты здесь включены так, как будто они явным образом раскрыты. Следует проводить параллели с формулой изобретения для определения истинной области настоящего изобретения, которая должна толковаться таким образом, чтобы охватывать любой из таких эквивалентов. Будет также понятно читателю, что целые части или признаки изобретения, которые раскрыты в качестве предпочтительных, преимущественных, подходящих и тому подобного, являются необязательными и не ограничивают область независимых пунктов формулы изобретения.

1. Самолет, содержащий крыло, имеющее кромку, и устройство кромки крыла, закрепленное в области кромки, расположенное, в общем, простирающимся вниз и имеющим область, наклоненную под скосом, большим, чем 180°, при этом область выполнена для создания подъемной силы во время полета, устройство кромки крыла включает проксимальный конец и дистальный конец, при этом часть устройства кромки крыла, расположенная в зоне проксимального конца, выполнена без области, наклоненной под скосом, большим, чем 180°.

2. Самолет по п.1, в котором крыло имеет положительный двугранный угол.

3. Самолет по п.1, в котором область, наклоненная под скосом, большим, чем 180°, наклонена под скосом, меньшим, чем 270°.

4. Самолет по п.1, в котором устройство кромки крыла имеет воображаемую линию, начинающуюся на проксимальном конце, простирающуюся до дистального конца и проходящую по всем точкам через 50% ограниченной хорды, при этом часть устройства кромки крыла между проксимальным концом и 30% воображаемой линии выполнена без области, наклоненной под скосом, большим, чем 180°.

5. Самолет по п.1, в котором устройство кромки крыла содержит воображаемую линию, начинающуюся на проксимальном конце, простирающуюся до дистального конца и проходящую по всем точкам через 50% ограниченной хорды, при этом область, наклоненная под скосом, большим, чем 180°, по меньшей мере, в основном, расположена между 50% воображаемой линии и дистальным концом.

6. Самолет по п.5, в котором область, наклоненная под скосом, большим, чем 180°, расположена в зоне дистального конца.

7. Самолет по п.1, в котором устройство кромки крыла простирается в направлении размаха крыла от проксимального конца на расстояние между 3% и 15% размаха крыла самолета.

8. Самолет по п.1, в котором устройство кромки крыла простирается в вертикальном направлении от проксимального конца на расстояние между 3% и 15% размаха крыла самолета.

9. Самолет по п.1, в котором устройство кромки крыла включает группу отдельных элементов, по меньшей мере, один из которых расположен в области, наклоненной под скосом, большим, чем 180°.

10. Самолет по п.1, в котором устройство кромки крыла передней кромки является стреловидным.

11. Самолет по п.1, в котором для обеспечения самолета с большим размахом крыла по сравнению с размахом крыла при стационарном положении самолета крыло и/или устройство кромки крыла выполнены деформируемыми во время использования.

12. Крыло, включающее устройство кромки крыла, которое выполнено в качестве крыла и устройства кромки крыла самолета по п.1.

13. Устройство кромки крыла, выполненное в соответствии с устройством кромки крыла самолета по п.1.

14. Набор деталей, включающий устройство кромки крыла, который предназначен для модернизации самолета в самолет по п.1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к аэродинамическому закрылку летательного аппарата и, прежде всего, к создающему значительный прирост подъемной силы закрылку (высокоэффективному закрылку) летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством или с турбулизатором, а также такое же влияющее на срыв потока устройство.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области аэромеханики и может быть использовано в воздушном транспорте для уменьшения сопротивления трения движущегося объекта при его обтекании потоком воздуха, а также в устройствах для управления структурой пристенной турбулентности.

Изобретение относится к транспортной технике и может быть использовано в устройствах для управления изменением подъемной силы для тела в потоке текучей среды. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к снижению аэродинамического шума самолета, образующегося при обтекании поверхности крыла с отклоненными предкрылком и закрылком на режимах захода на посадку и приземления

Изобретение относится к концевым крылышкам, содержащим поверхности с углублением, и к способу снижения лобового сопротивления

Изобретение относится к области летательных аппаратов, преимущественно самолетов гражданской и транспортной авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности. Крыло снабжено сетчатой пластиной, расположенной у торцевой части вдоль нижней аэродинамической поверхности. Сетчатая пластина выполнена выдвижной из щелевого отверстия в торцевой части крыла. Сетчатая пластина имеет треугольную форму и размер отверстий, увеличивающийся по мере их удаления от торцевой части. Изобретение направлено на ограничение образования вихревого шнура у торцевой части крыла. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с прикрепленными к нему крыльями, имеющими элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение, двигатель, шасси. К торцевой части каждого крыла прикреплена сетчатая пластина, расположенная параллельно вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Сетчатая пластина выполнена по форме трапеции и имеет отверстия, размер которых увеличивается по мере удаления от верхней и нижней аэродинамических поверхностей. Изобретение направлено на ограничение образования вихревого шнура у торцевой части крыла. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, прикрепленное боком к торцевой части крыла заостренное с концов продолговатое тело, имеющее напорное сопло. Продолговатое тело имеет форму многогранника с вертикально прикрепленными к граням лопастями переменной высоты, увеличивающейся по направлению движения встречного воздушного потока. Лопасти на гранях расположены наклонно по отношению к осевой линии продолговатого тела. Напорное сопло расположено на конце продолговатого тела вдоль его осевой линии. Изобретение направлено на разрушение вихревых шнуров у торцевой части крыльев. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, заостренное с концов продолговатое тело в форме цилиндра, прикрепленное боком к торцевой части крыла и снабженное радиально закрепленными лопастями. Лопасти установлены по винтовой линии и имеют переменную высоту, увеличивающуюся по направлению движения встречного воздушного потока. Изобретение направлено на ограничение у торцевой части крыла вихревых шнуров. 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.

Законцовка (W; W1, W2) крыла (Т; 10а, 10b) содержит основание (Е1) и вершину (Е2). Локальный двугранный угол законцовки (W; W1, W2) крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания (Е1) до вершины (Е2). Локальная стреловидность по задней кромке (50) непрерывно увеличивается в своем прохождении от основания (Е1) к вершине (Е2) законцовки (W; W1, W2) крыла. Локальная стреловидность по передней кромке (60) непрерывно увеличивается в прохождении передней кромки (60) от основания (Е1) до первой промежуточной точки (61а), непрерывно уменьшается от первой промежуточной точки (61а) до второй промежуточной точки (62а) и непрерывно увеличивается от второй промежуточной точки (62а) до области перед вершиной (Е2) законцовки (W; W1, W2) крыла. Крыло содержит законцовку. Группа изобретений направлена на улучшение аэродинамических характеристик. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиационной. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце. Задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки относительно оси концевой хорды. Стреловидность острой передней кромки составляет 60-85°. Дополнительная аэродинамическая стреловидная поверхностью малого удлинения выполнена с дополнительной острой передней кромкой, смонтированной с внутренней стороны концевой шайбы и образующей с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы, стреловидность 76-87°. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности крыла. 3 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.
Наверх