Летательный аппарат



Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2530354:

Щепочкина Юлия Алексеевна (RU)

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж, треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель с эжектором, установленный с возвышением над крылом, и шасси. Двигатель и эжектор расположены по центру крыла вдоль осевой линии фюзеляжа, который имеет откос со стороны всасывающего отверстия двигателя. Хвостовое оперение закреплено на эжекторе, выходное отверстие которого имеет треугольную форму с вершиной, сопряженной с килем хвостового оперения, а основанием с крылом. Крыло со стороны стекающего воздушного потока имеет элерон/закрылок, поворачивающийся вокруг оси, расположенной в его центре. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области моделирования высокоскоростных летательных аппаратов, преимущественно пилотируемых и беспилотных почтовых, геологоразведочных, метеорологических и других самолетов гражданского назначения.

Известен летательный аппарат, содержащий фюзеляж, треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель, установленный с возвышением над крылом, шасси [1]. В летательном аппарате двигатель может быть сопряжен с эжектором с образованием двигательной установки.

Задача изобретения заключается в повышении подъемной силы, уменьшении аэродинамического сопротивления, упрощении процесса изготовления летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что в летательном аппарате, содержащем фюзеляж, треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель, установленный с возвышением над крылом, сопряженный с двигателем эжектор, шасси, двигатель и эжектор расположены по центру крыла вдоль осевой линии фюзеляжа, фюзеляж имеет откос со стороны всасывающего отверстия двигателя, а хвостовое оперение закреплено на эжекторе. Выходное отверстие эжектора имеет треугольную форму с вершиной, сопряженной с килем хвостового оперения, а основанием - с крылом. Крыло со стороны стекающего воздушного потока имеет элерон/закрылок, поворачивающийся вокруг оси, расположенной в его центре. На верхней аэродинамической поверхности крыла со стороны набегающего воздушного потока выполнен изгиб в форме тангенсоиды. Крыло имеет клиновидный профиль с заострением со стороны набегающего воздушного потока.

На фиг.1 представлен летательный аппарат, общий вид; на фиг.2 - вид на выходное отверстие эжектора по A на фиг.1; на фиг.3 изображено сечение крыла традиционного профиля плоскостью Q на фиг.1, на фиг.4 и 5 изображены (в том же сечении) варианты выполнения крыла, соответственно, с изгибом в форме тангенсоиды и в виде клина с заострением со стороны набегающего воздушного потока.

Летательный аппарат, например самолет (фиг.1), содержит фюзеляж 1, треугольной формы крыло 2, имеющее верхние 3 и нижние 4 аэродинамические поверхности, элероны (закрылки) 5, поворачивающиеся на осях 6, двигатель 7, установленный с возвышением над крылом, и сопряженный с двигателем эжектор 8, хвостовое оперение 9, колесное шасси 10. Фюзеляж имеет откос 11 со стороны всасывающего отверстия 12 двигателя. Двигатель и эжектор установлены соосно и расположены по центру крыла вдоль осевой линии Y-Y1 фюзеляжа. Входное отверстие 13 эжектора выполнено круглым. Выходное отверстие 14 эжектора имеет треугольную форму (фиг.2) с вершиной, сопряженной с килем 15 хвостового оперения, а основанием - с крылом. Крыло выполнено тонким традиционного (Н.Е. Жуковского) профиля с элеронами (закрылками), имеющими возможность поворота вокруг оси, расположенной в центре (фиг.3). Угол атаки α крыла по отношению к набегающему воздушному потоку и осевой линии o-x составляет 3-4°. Крыло может иметь отличающийся от традиционного профиль (сечение плоскостью Q, фиг.1), например, с изгибом в форме тангенсоиды 16 на верхней аэродинамической поверхности крыла со стороны набегающего воздушного потока (фиг.4). Крыло может иметь клиновидный (фиг.5) профиль с заострением со стороны набегающего воздушного потока.

Модели, экспериментальные образцы летательного аппарата (самолета) изготавливают в трех вариантах: с крылом традиционного профиля (фиг.3); с крылом, имеющим изгиб в форме тангенсоиды (фиг.4); с крылом клиновидного профиля (фиг.5). Для каждого варианта изготавливают фюзеляж 1 в виде жесткого каркаса с обшивкой, откосом 11, носовым шасси 10. Изготавливают крыло 2 с элеронами (закрылками) 5, имеющими возможность поворота на оси 6. Изготовленное крыло с убирающимися внутрь колесными шасси прикрепляют к фюзеляжу по его середине (фиг.1) с образованием «среднеплана» с углом атаки α=3-4° по отношению к на бегающему воздушному потоку и осевой линии o-x. Изготавливают двигательную установку в виде реактивного (турбореактивного) двигателя 7 и эжектора 8 с выходным отверстием 14 треугольной формы (фиг.2). Двигатель и инжектор устанавливают на крыло по его центру вдоль осевой линии Y-Y1 фюзеляжа. Изготавливают хвостовое оперение 9, имеющее киль 15, рули высоты и направления. Киль вертикально закрепляют на эжекторе. Основание треугольного участка эжектора соединяют с крылом (фиг.1). Раздельное изготовление фюзеляжа, крыла, хвостового оперения ускоряет процесс создания летательных аппаратов.

В условиях полета летательного аппарата с крылом традиционного профиля воздух обтекает верхние 3 и нижние 4 аэродинамические поверхности, создавая подъемную силу. Дополнительная подъемная сила образуется за счет разрежения воздуха в воздушной среде над крылом вследствие всасывания воздуха, со стороны всасывающего отверстия 12 двигателя и подсоса воздуха у входного отверстия 13 эжектора. Газы, истекающие из выходного треугольной формы отверстия эжектора, вовлекают находящийся над крылом воздух в истекающую струю, увеличивая разрежение воздуха над крылом и, следовательно, подъемную силу. При этом истекающая струя газов за летательным аппаратом приобретает форму расширяющегося конуса. Элероны (закрылки), имеющие возможность поворота вокруг осей, расположенных в центре (фиг.3), обеспечивают не только стабильность положения летательного аппарата в воздушной среде в условиях перемещения в восходящих или нисходящих потоках атмосферного воздуха, но и позволяют уменьшить его посадочную скорость при повороте элеронов (закрылок) на угол 90° (фиг.3). Летательный аппарат с крылом, имеющим изгиб в форме тангенсоиды 16 (фиг.4), обладает возможно меньшим аэродинамическим сопротивлением в сравнении с летательным аппаратом с крылом традиционного профиля. Летательный аппарат с крылом клиновидного профиля (фиг.5) возможно обладает минимальным аэродинамическим сопротивлением в сравнении с летательными аппаратами с крылом традиционного профиля и крылом, имеющим изгиб в форме тангенсоиды.

Источник информации

1. Политехнический словарь. Гл. ред. И.И. Артоболевский - М.: Советская энциклопедия, 1976. - С.25; 328; 435-436; 484; 551.

1. Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель, сопряженный с эжектором и установленный с возвышением над крылом, и шасси, отличающийся тем, что двигатель и эжектор расположены по центру крыла вдоль осевой линии фюзеляжа, который имеет откос со стороны всасывающего отверстия двигателя, а хвостовое оперение закреплено на эжекторе.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что выходное отверстие эжектора имеет треугольную форму с вершиной, сопряженной с килем хвостового оперения, а основанием с крылом.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что крыло со стороны стекающего воздушного потока имеет элерон/закрылок, поворачивающийся вокруг оси, расположенной в его центре.

4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что на верхней аэродинамической поверхности крыла со стороны набегающего воздушного потока выполнен изгиб в форме тангенсоиды.

5. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что крыло имеет клиновидный профиль с заострением со стороны набегающего воздушного потока.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к реактивным двигателям без газовых турбин. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области самолетостроения, ракетной техники и оборонной промышленности. .

Изобретение относится к области реактивных газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к авиации, машиностроению, судостроению. .

Изобретение относится к арматуре, изготовленной из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата по отношению к хвостовому фюзеляжу.

Изобретение относится к заднему концу летательного аппарата и касается зоны приложения нагрузок горизонтального (ГХС) и вертикального (ВХС) хвостового стабилизаторов.

Изобретение относится к конструктивному сопряжению переднего фитинга стабилизатора летательного аппарата (ЛА). Передний узел крепления стабилизатора, сопрягаемый с работающим на растяжение соединением двух боковых кессонов стабилизатора, содержит передний фитинг, переднюю работающую на сдвиг панель, верхнюю работающую на сдвиг панель, нижнюю работающую на сдвиг панель и соединительную деталь в виде стойки для присоединения нервюры к лонжерону.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к конструктивным элементам одновинтового вертолета, а именно к устройствам, предназначенным для компенсации реактивного момента несущего винта.

Изобретение относится к конструктивным элементам одновинтового вертолета, а именно к устройствам, предназначенным для дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта.

Изобретение относится к области авиации. .
Наверх