Крыло летательного аппарата



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

 


Владельцы патента RU 2514020:

Щепочкина Юлия Алексеевна (RU)

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.

 

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, образованный верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, причем его хвостовая часть подвижна относительно неподвижной головной части и имеет возможность поворота вокруг собственной оси [1]. 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, образованный верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, причем его хвостовая часть подвижна относительно неподвижной головной части и имеет возможность поворота вокруг собственной оси, угол поворота относительно линии, проходящей параллельно верхней аэродинамической поверхности через центр собственной оси хвостовой части, - вверх на угол 90° и вниз на угол до 30°.

На фиг.1 изображен летательный аппарат с прямыми крыльями, имеющими профиль тонкого ромба; на фиг.2 изображен профиль крыла с неподвижной головной частью и подвижной хвостовой частью, соответствующий сечению фиг.1 плоскостью Р; на фиг.3 показаны возможные положения хвостовой части крыла относительно неподвижной головной части; на фиг.4 изображены воздушные потоки в пограничном слое у верхней и нижней аэродинамических поверхностей крыла в условиях полета летательного аппарата; на фиг.5 изображены воздушные потоки в пограничном слое у верхней и нижней аэродинамических поверхностей крыла в условиях посадки летательного аппарата; на фиг.6 показан гидравлический/пневматический двигатель поворота оси хвостовой части крыла.

Прикрепленное к фюзеляжу 1 летательного аппарата (фиг.1) прямое крыло 2 имеет профиль тонкого ромба (фиг.2), содержит ровную верхнюю 3 и ровную нижнюю 4 аэродинамические поверхности. Хвостовая часть 5 крыла подвижна относительно неподвижной головной его части 6 и имеет возможность поворота вокруг собственной оси 7. Головная часть крыла заострена под углом α=3-6°. Заостренная хвостовая часть крыла выполнена с возможностью отклонения относительно линии m-n, проходящей параллельно верхней аэродинамической поверхности через центр оси, вниз на угол β<30°; вверх на угол γ<30°; вверх на угол (γ+δ)=90° (фиг.3). Положение, при котором нижняя аэродинамическая поверхность крыла соответствует прямой линии o-x (фиг.3 и 4), создает суммарную подъемную силу от головной и хвостовой его частей. Положение, при котором хвостовая часть установлена вертикально по отношению к верхней аэродинамической поверхности головной части крыла (фиг.3 и 5), соответствует условиям торможения. Для осуществления возможности поворота хвостовой части может быть применен гидравлический/пневматический двигатель 8 (фиг.1 и 6) или иной механизм.

Изготавливают модель - экспериментальный образец летательного аппарата (фиг.1). Крыло 2, прикрепляемое к фюзеляжу 1, изготавливают из нержавеющей стали, титана, сплавов алюминия с профилем (фиг.2) в виде тонкого ромба и заостренной, например, на угол α=5° головной частью 6 (фиг.3). Верхние 3 и нижние 4 аэродинамические поверхности выполняют гладкими с зазором (криволинейной щелью) между хвостовой 5 частью и головной частью крыла. Хвостовую часть крыла выполняют подвижной относительно неподвижной головной части с возможностью поворота вокруг собственной оси 7 на угол (β+γ+δ)=120°. Ось хвостовой части соединяют с гидравлическим/пневматическим двигателем 8 поворота.

При взлете летательного аппарата хвостовую часть крыла отклоняют вверх, например, на угол γ=25°. В условиях горизонтального полета летательного аппарата хвостовой части придают положение, соответствующее линии o-x (фиг 3 и 4), 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 условиях полета может быть отклонена относительно линии m-n на угол β и угол γ, что повышает маневренность летательного аппарата. В условиях произведенной посадки летательного аппарата (при касании шасси с посадочной полосой) хвостовую часть отклоняют вверх на угол (γ+δ)=90° относительно линии m-n (фиг.3 и 5). При этом за нижней аэродинамической поверхностью хвостовой части каждого крыла возникает зона турбулентности воздушных потоков. Управление отклонением хвостовой части крыла осуществляют с помощью гидравлического/пневматического двигателя 8, соединенного с осью 7 (фиг.6).

Движение летательного аппарата с такими крыльями по посадочной полосе аэродрома или иной посадочной площадки постепенно замедляется (до полной остановки). Данное техническое решение может быть использовано в моделях, опытных образцах летательных аппаратов совместно с другими устройствами торможения, например посредством шасси, тормозного парашюта.

Источники информации

1. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение, 1991. - С.58, 142-143.

Крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба, образованный верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, причем его хвостовая часть подвижна относительно неподвижной головной части и имеет возможность поворота вокруг собственной оси, отличающееся тем, что угол поворота относительно линии, проходящей параллельно верхней аэродинамической поверхности через центр собственной оси хвостовой части, - вверх на угол 90° и вниз на угол до 30°.



 

Похожие патенты:

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.

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. .

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.

Изобретение относится к авиационной технике и касается конструкций исполнительных механизмов перемещения закрылков самолёта. Механизм перемещения закрылка содержит силовой привод с выходным рычагом и каретку, установленную с возможностью продольного перемещения в направляющих элементах рельса, закрепленного под крылом. При этом механизм снабжен промежуточной траверсой, присоединенной к каретке с возможностью поворота и посредством кронштейна и шарнирной тяги - к закрылку. Передняя часть траверсы соединена с передним плечом рычага привода шарнирной тягой, а задняя часть траверсы посредством другой шарнирной тяги - с задним плечом рычага привода. Достигаются улучшение аэродинамических свойств закрылка, уменьшение массы конструкции и габаритов, снижение коэффициента трения, увеличение угла отклонения. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается средств увеличения подъемной силы самолетов короткого взлета и посадки. Устройство увеличения подъемной силы содержит поворотную силовую установку с винтами, привод поворота, автоматы демпфирования нагрузок, замки фиксации, топливную систему с поворотным плечом трубопровода, систему управления двигателем с винтом, проходящую через узел поворота. При этом узел поворота мотогандолы с двигателем размещен в концевом сечении пилона, установленного в хвостовой части крыла, перед закрылком, который шарнирно закреплен на кронштейнах навески и через узел крепления нижнего звена тяги с помощью складывающейся тяги подвижно соединен с узлом мотогандолы двигателя. Винтовой механизм привода закрылка шарнирно связан с узлом закрылка, установленным на верхней носовой его части. Нижнее звено тяги в убранном положении закрылка составляет часть хвостового отсека пилона. Достигается повышение эффективности устройства увеличения подъемной силы, простота, снижение массы. 7 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается несущих систем самолетов короткого взлета и посадки. Крыло самолета короткого взлета и посадки содержит установленные в верхней части жесткие сдвижные панели, щелевые закрылки с каретками и опорными роликами, направляющие рельсы перемещения закрылка, механизмы уборки выпуска. При этом сдвижные панели через складывающиеся тяги шарнирно связаны с щитком дефлектора, подвижно установленным в носовой части основного звена закрылка. Верхнее звено складывающейся тяги шарнирно соединено с механизмом уборки выпуска закрылка. Достигается повышение эффективности крыла самолета короткого взлета и посадки на режимах взлета и посадки. 8 ил.

Способ уменьшения шума воздушного летательного аппарата связан с системой для создания подъемной силы (варианты) и включает развертывание предкрылка, размещенного в передней кромке крыла. В одном варианте система содержит поперечный исполнительный механизм управления, а в другом варианте жесткий элемент, размещенный в передней кромке и с возможностью перемещения соединенный с главным элементом крыла. Предкрылок (202) выполнен с заполненным углублением и используется в сочетании с подвижным элементом (402, 502), размещенным в передней кромке крыла воздушного летательного аппарата для создания подъемной силы. Подвижный элемент, размещенный в передней кромке, содержит однокомпонентную (402) или двухкомпонентную секцию (502), которую отводят в крыле воздушного летательного аппарата для размещения предкрылка, выполненного с заполненным углублением в убранном положении. При развертывании предкрылка, выполненного с заполненным углублением, подвижный элемент, размещенный в передней кромке, развернут наружу для создания непрерывной плавной наружной линейной формы с крылом. Группа изобретений направлена на снижение шума крыла воздушного летательного аппарата. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 7 ил.

Устройство сложного перемещения (3) для соединения двух поверхностей, включающее первый рычаг (5) и второй рычаг (7), соединенные вместе с возможностью поворота с помощью первого шарнирного соединения (13), первую поверхность (35), соединенную с противоположным концом первого рычага с помощью второго шарнирного соединения, вторую поверхность (39), соединенную с противоположным концом второго рычага с помощью третьего шарнирного соединения, при этом первый рычаг (5) и второй рычаг (7) способны перемещаться, в результате чего создается сложное перемещение одной или обеих поверхностей. Устройство, создающее и поддерживающее сложное перемещение (варианты). Аэродинамическая поверхность (варианты). 6 н. и 15 з.п. ф-лы, 24 ил.
Наверх