Крыло летательного аппарата



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

 


Владельцы патента RU 2513344:

Щепочкина Юлия Алексеевна (RU)

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 моделирования летательных аппаратов, преимущественно самолетов, имеющих крылья прямой, стреловидной и треугольной форм.

Известно крыло летательного аппарата, содержащее верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков и элеронов, где по меньшей мере один элемент отклонения стекающих воздушных потоков имеет изгибы края [1].

Задача изобретения заключается в упрощении изготовления элементов отклонения воздушного потока.

Технический результат решения поставленной задачи достигается тем, что в крыле летательного аппарата, содержащем верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков и элеронов, где по меньшей мере один элемент отклонения стекающих воздушных потоков имеет изгибы края, изгибы края выполнены в пластинах, прищепленных к стенкам элементов отклонения стекающих воздушных потоков, причем изгиб края пластин имеет форму синусоиды или асимптоты.

На фиг.1 изображено крыло летательного аппарата с элементами отклонения стекающих воздушных потоков; на фиг.2 изображен закрылок (элерон) с изгибом по синусоиде края пластины; на фиг.3 показано сечение фиг.2 плоскостью Q; на фиг.4 изображен вариант изгиба крах пластины по синусоиде; на фиг.5 изображена пластина с изгибом края по асимптоте.

Прикрепленное к фюзеляжу 1 летательного аппарата крыло 2 содержит верхнюю 3 и нижнюю 4 аэродинамические поверхности, элементы 5 отклонения воздушных потоков в виде закрылков и элеронов с традиционным прямым краем 6 и краем 7, имеющим изгиб, выполненный в пластине 8, прикрепленной к стенкам 9 элемента отклонения воздушного потока (фиг.1-3). Изгиб края пластины имеет форму синусоиды (фиг.2-4), асимптоты (фиг.3 и 5).

К фюзеляжу 1 модели (экспериментального образца) летательного аппарата (фиг.1) прикрепляют крыло 2. Используя заготовки из листового материала, изготавливают элементы 5 отклонения воздушных потоков с прямым краем 6. К стенкам 9 элементов отклонения воздушных потоков методами пайки, сварки, склеивания, заклепки прикрепляют пластины 8, имеющие изгиб в форме синусоиды (фиг.2-4) или асимптоты (фиг.5). Изогнутый край 7 в пластине получают методами штампования, лазерной резки листового материала (нержавеющая сталь, сплавы алюминия, титана). Острые кромки края, имеющего изгиб, скругляют. В моделях летательных аппаратов с прямыми и треугольными крыльями используют пластины с изгибом края по синусоиде (фиг.2-4) или асимптоте (фиг.3 и 5), а в моделях со стреловидными крыльями - пластины с изгибом края по синусоиде (фиг.2).

В процессе полета летательного аппарата встречный воздух перемещается по верхней 3 и нижней 4 аэродинамическим поверхностям к элементам (закрылкам, элеронам) отклонения воздушных потоков с прямым краем и краем, имеющим изгиб в пластинах. Длина линии края, имеющего изгиб в пластине, во всех случаях больше длины линии прямого края. Здесь на линии изгиба воздушные потоки вследствие перепада давлений над крылом и под крылом меняют скорость и форму с образованием отдельных завихрений. За счет использования пластин с изгибом края упрощается изготовление элементов отклонения стекающих воздушных потоков с образованием отдельных завихрений.

Источник информации:

1. US 5088665.

Крыло летательного аппарата, содержащее верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков и элеронов, где по меньшей мере один элемент отклонения стекающих воздушных потоков имеет изгибы края, отличающееся тем, что изгибы края выполнены в пластинах, прикрепленных к стенкам элементов отклонения стекающих воздушных потоков, причем изгиб края имеет форму синусоиды или асимптоты.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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 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.

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.

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.

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

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 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. .

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.
Наверх