Крыло летательного аппарата



Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2503582:

Щепочкина Юлия Алексеевна (RU)

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба, содержит головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности. Хвостовая часть разделена продольно на два равных участка, каждый из которых выполнен с возможностью поворота относительно неподвижной головной части на собственной оси. Угол поворота каждого участка ограничен 120°. Угол одновременного поворота участков, находящихся в сомкнутом состоянии, ограничен 60°. Угол одновременного поворота участков в разных направлениях ограничен 180°. Изобретение направлено на уменьшение посадочной скорости и пробега летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к области моделирования высокоскоростных летательных аппаратов, преимущественно учебно-тренировочных самолетов с крыльями прямой и треугольной форм.

Известно крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба и содержащее головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности [1]. Существенным недостатком летательного аппарата с такими крыльями является высокая посадочная скорость.

Задача изобретения заключается в уменьшении посадочной скорости и пробега летательного аппарата.

Технический результат решения поставленной задачи достигается тем, что в крыле летательного аппарата, имеющем профиль тонкого ромба и содержащем головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, его хвостовая часть разделена продольно на два равных участка, каждый из которых подвижен относительно неподвижной головной части и выполнен с возможностью поворота вокруг собственной оси. Угол поворота каждого участка ограничен 120°. Угол одновременного поворота участков, находящихся в сомкнутом состоянии, ограничен 60°. Угол одновременного поворота участков в разных направлениях ограничен 180°.

На фиг.1 изображен летательный аппарат с прямыми крыльями, имеющими профиль тонкого ромба; на фиг.2 изображен соответствующий сечению фиг.1 плоскостью R профиль крыла с неподвижной головной частью и подвижной хвостовой частью, состоящей из двух равных участков; на фиг.3 показаны возможные положения подвижных участков хвостовой части крыла относительно его головной части; на фиг.4 показан механизм поворота осей каждого участка хвостовой части крыла; на фиг.5 изображены условно воздушные потоки в пограничном слое у верхней и нижней аэродинамических поверхностей крыла в условиях полета летательного аппарата; на фиг.6 изображены условно воздушные потоки в пограничном слое у верхней и нижней аэродинамических поверхностей и за крылом в условиях посадки и пробега летательного аппарата.

Прикрепленное к фюзеляжу 1 летательного аппарата (фиг.1) прямое крыло 2 имеет профиль тонкого ромба (фиг.2). Крыло содержит заостренную головную 3 и заостренную хвостовую 4 части, ровную верхнюю 5 и ровную нижнюю 6 аэродинамические поверхности. Возможно выполнение верхней аэродинамической поверхности в виде хорды. Хвостовая часть крыла разделена продольно на два равных участка, соответственно, на верхний участок 7 и нижний 8. Каждый из участков подвижен относительно неподвижной головной части и выполнен с возможностью поворота вокруг собственных осей, соответственно, 9 и 10 (фиг.3). Относительно центральной линии o-x, проходящей вдоль крыла, участки имеют возможность отклонения: верхний участок - на угол β<30° вниз и на угол (γ+δ)=90° вверх; нижний участок - на угол (α+β)=90° вниз и на угол γ<30° вверх. Таким образом, угол поворота каждого участка ограничен 120°. Верхний и нижний участки могут находиться в сомкнутом состоянии с возможностью отклонения от линии o-x на угол β<30° вниз и на угол γ<30° вверх. Таким образом, угол одновременного поворота участков, находящихся в сомкнутом состоянии, ограничен 60°. Относительно линии o-x участки имеют возможность одновременного отклонения в разных направлениях: верхний участок - на угол (γ+δ)=90° вверх; нижний участок на угол (α+β)=90° вниз. Таким образом, угол одновременного поворота участков в разных направлениях ограничен 180°. Положение, при котором нижняя аэродинамическая поверхность крыла соответствует прямой линии o-y (фиг.3 и 5), создает суммарную подъемную силу от головной и хвостовой его частей. Положение, при котором участки хвостовой части крыла одновременно разведены (повернуты) по отношению к линии o-x в разных направлениях и установлены наклонно, например, на угол (β+γ)=.60°, соответствует условиям торможения летательного аппарата в воздухе. Положение, при котором участки хвостовой части крыла одновременно разведены в разных направлениях и установлены вертикально по отношению к линии o-x, соответствует условиям торможения летательного аппарата при посадке и пробеге по посадочной полосе (фиг.3 и 6). Для осуществления поворота осей каждого из участков может быть применен механизм 11, состоящий, например, из гидроцилиндра/пневмоцилиндра 12, цепи 13, звездочек 14 (фиг.4).

Изготавливают модель, экспериментальный образец летательного аппарата (фиг.1) с прикрепленными к фюзеляжу 1 прямыми крыльями 2, имеющими профиль в виде тонкого ромба с заостренной головной частью 3 (фиг.2). Крыло изготавливают из нержавеющей стали, титана, сплавов алюминия. Верхнюю 5 и нижнюю 6 аэродинамические поверхности крыльев выполняют гладкими с щелевым зазором между неподвижной головной частью и подвижной хвостовой частью 4. Хвостовую часть изготавливают в виде двух одинаковых участков 7 и 8, имеющих возможность одновременного поворота на осях 9 и 10 в одном и разных направлениях относительно линии o-x (фиг.3). Оси поворота участков выполняют из стали. Каждую ось соединяют с встроенным в головную часть крыла механизмом 11 поворота, состоящим, например, из гидроцилиндра/пневмоцилиндра 12, цепи 13, звездочек 14 (фиг.4).

При взлете летательного аппарата с взлетной полосы, например аэродрома, хвостовую часть крыла в виде верхнего и нижнего сомкнутых участков отклоняют с помощью механизма поворота вверх, например, на угол γ=20°. В условиях горизонтального полета летательного аппарата хвостовой части придают положение, соответствующее линии о-у (фиг.3 и 5), при этом воздушные потоки ламинарны в пограничном слое у нижней аэродинамической поверхности головной и хвостовой частей крыла и в пограничном слое у верхней аэродинамической поверхности головной части и турбулентны у верхней аэродинамической поверхности хвостовой части крыла. Хвостовая часть крыла в виде сомкнутых участков в условиях полета может быть отклонена относительно линии o-x на угол β вниз и на угол γ вверх, что повышает маневренность летательного аппарата. Для снижения скорости полета летательного аппарата верхний и нижний участки одновременно поворачивают в разных направлениях, например, на одинаковый угол 30° вверх и вниз от линии o-x. В условиях произведенной посадки летательного аппарата (при касании шасси с посадочной полосой) одновременный поворот в разных направлениях верхнего и нижнего участков увеличивают. Например, относительно линии o-x (фиг.3 и 6) верхний участок отклоняют на угол (α+β)=90° вверх, а нижний участок - на угол (α+β)=90° вниз. За каждым крылом возникает зона турбулентности воздушных потоков. При этом скорость пробега летательного аппарата по посадочной полосе аэродрома или иной площадки замедляется.

Данное техническое решение может быть использовано в моделях, опытных образцах летательных аппаратов совместно с другими устройствами торможения, например, посредством шасси, тормозного парашюта.

Изобретение обеспечивает уменьшение посадочной скорости и пробега летательного аппарата.

Источники информации

1. Политехнический словарь. Гл. ред. И.И. Артоболевский. - М.: Советская энциклопедия, 1976. - С.436.

1. Крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба и содержащее головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, отличающееся тем, что его хвостовая часть разделена продольно на два равных участка, каждый из которых подвижен относительно неподвижной головной части и выполнен с возможностью поворота вокруг собственной оси.

2. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что угол поворота каждого участка ограничен 120°.

3. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что угол одновременного поворота участков, находящихся в сомкнутом состоянии, ограничен 60°.

4. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что угол одновременного поворота участков в разных направлениях ограничен 180°.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации, в частности к системам приводов аэродинамических поверхностей. .

Изобретение относится к устройствам летательного аппарата, предназначенным для улучшения посадочных свойств. .

Изобретение относится к воздушному тормозу для самолета, который имеет заслонку (1), выполненную с возможностью выдвижения в поток воздуха для увеличения аэродинамического сопротивления.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к рулям направления коммерческих самолетов. .

Изобретение относится к области авиации. .

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.

Изобретение относится к устройствам летательного аппарата, предназначенным для улучшения посадочных свойств. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиамоделизма. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиастроению. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов, в частности касается аэродинамической компоновки беспилотных летательных аппаратов. .

Самолет // 2407673
Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к планирующим боеприпасам. Боеприпас содержит корпус в передней части с заостренной аэродинамической поверхностью, в которой расположена боевая часть с взрывчатым веществом и взрывателем, отделение управления, два боковых поворотных крыла с силовым пневмоприводом, маршевый реактивный двигатель с рулями и хвостовым оперением, элемент крепления к пилонам. Корпус выполнен из двух составных частей, передняя из которых является боевой. Ее кормовая часть выполнена в форме усеченного конуса, а задняя составная часть представляет собой планерное устройство, на корпусе которого установлены два поворотных крыла с силовым приводом. Внутри в верхней продольной части размещены отделение управления и продольная силовая стойка, на которой установлена дополнительная аэродинамическая поверхность с возможностью трансформации как в сложенное, так и раскрытое положение. Сочленение обеих составных частей планирующего боеприпаса выполнено с помощью опорно-сцепного механизма, установленного на штангу с возможностью осевого вращения. Штанга закреплена на продольной силовой стойке корпуса планерного устройства. Увеличивается дальность метания боеприпаса. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.
Наверх