Крыло летательного аппарата



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

 


Владельцы патента RU 2537348:

Щепочкина Юлия Алексеевна (RU)

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, каждый из которых имеет головной и два хвостовых участка. Головной участок расположен перед краем тела параллельно вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Один из хвостовых участков прикреплен к верхней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону от фюзеляжа. Другой хвостовой участок прикреплен к нижней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону фюзеляжа. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к верхней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к нижней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°. Изобретение направлено на повышение подъемной силы крыла. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области моделирования высокоскоростных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов гражданского назначения с крылом треугольной формы.

Известно крыло летательного аппарата, содержащее прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока [1].

Задача изобретения заключается в повышении подъемной силы крыла летательного аппарата.

Технический результат решения поставленной задачи достигается тем, что в крыле летательного аппарата, содержащем прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, каждый рассекатель имеет головной и два хвостовых участка, причем головной участок расположен перед краем тела параллельно вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа, один из хвостовых участков прикреплен к верхней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону от фюзеляжа, а другой хвостовой участок прикреплен к нижней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону фюзеляжа. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к верхней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к нижней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°.

На фиг.1 изображен летательный аппарат с крылом треугольной формы, общий вид; на фиг.2 изображен фрагмент тела крыла с установленным по его краю рассекателем набегающего воздушного потока, на фиг.3 изображен рассекатель воздушного потока, вид спереди; на фиг.4 - вид на фиг.3, сбоку; на фиг.5 - вид на фиг.3, сверху.

Крыло 1 летательного аппарата А (фиг.1), содержащее прикрепленное, например с боков, к фюзеляжу 2 треугольной формы жесткое тело 3, имеющее верхнюю 4 и нижнюю 5 аэродинамические поверхности. Тело может быть сплошным, пористым, иметь каркас. Аэродинамические поверхности могут иметь традиционный (Н.Е. Жуковского) или иной, например, тонкий плоский профиль. По краю 6 тела со стороны набегающего воздушного потока установлены вертикально рассекатели 7. Рассекатели могут иметь форму эллипса (фиг.2), овала, прямоугольника, треугольника (не показаны). Каждый рассекатель имеет головной 8 и два, разделенных прорезью 9, хвостовых участка, соответственно, 10 и 11. Размер прорези соответствует толщине края тела крыла. Головной участок рассекателя расположен перед краем тела параллельно вертикальной плоскости Q, проходящей вдоль фюзеляжа. Хвостовой участок, прикрепленный к верхней аэродинамической поверхности, выполнен с отгибом в сторону от фюзеляжа, а хвостовой участок, прикрепленный к нижней аэродинамической поверхности, выполнен с отгибом в сторону фюзеляжа (фиг.3 и 4). Угол α отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к верхней аэродинамической поверхности, составляет 5-15° относительно линии o-x (фиг.5). Угол β отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к нижней аэродинамической поверхности, также составляет 5-15°.

Из сплавов алюминия, титана и других материалов изготавливают модель высокоскоростного летательного аппарата А (фиг.1) с фюзеляжем 1 и крылом 2, содержащим треугольной формы сплошное тонкое тело 3. Рассекатели 7 набегающего воздушного потока изготавливают из гладкого листового материала (например, методом холодной штамповки, лазерной резки). На крыло каждый рассекатель устанавливают (приклеивают, припаивают, приваривают) вертикально (фиг.2) так, чтобы край 6 тела плотно входил в прорезь 9, выступающий вперед головной участок был бы параллелен плоскости Q, проходящей вдоль фюзеляжа, а хвостовые участки 10 и 11 плотно прилегали, соответственно, к верхней 4 и нижней 5 аэродинамическим поверхностям с одинаковыми (5-15°) или разными углами отклонения α и β относительно линии o-x (фиг.3-5). Например, угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к верхней аэродинамической поверхности, может составлять 5°, а угол отгиба хвостового участка, прикрепленного к нижней аэродинамической поверхности,10°.

В условиях полета летательного аппарата хвостовые участки рассекателей, прикрепленные к верхней аэродинамической поверхности тела, увеличивают величину разрежения воздуха над крылом за счет отклонения набегающего воздушного потока в сторону от фюзеляжа, а хвостовые участки рассекателей, прикрепленные к нижней аэродинамической поверхности, увеличивают плотность (давление) воздушного потока, проходящего под крылом, с отклонением его в сторону фюзеляжа. При этом возрастает подъемная сила крыла летательного аппарата.

Изобретение повышает подъемную силу треугольной формы крыла летательного аппарата.

Источник информации

1. US 2576981, 1951.

1. Крыло летательного аппарата, содержащее прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, отличающееся тем, что каждый рассекатель имеет головной и два хвостовых участка, причем головной участок расположен перед краем тела параллельно вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа, один из хвостовых участков прикреплен к верхней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону от фюзеляжа, а другой хвостовой участок прикреплен к нижней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону фюзеляжа.

2. Крыло летательного аппарата, по п.1, отличающееся тем, что угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к верхней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°.

3. Крыло летательного аппарата, по п.1, отличающееся тем, что угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к нижней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°.



 

Похожие патенты:

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.

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).

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

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к области аэродинамических органов управления и устойчивости самолетов. .

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла летательного аппарата имеет корневой профиль, который выполнен с S-образной средней линией и участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей.

Конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием летательного аппарата включает гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом и содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол.

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

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к летательному аппарату со смешанным режимом аэродинамического и космического полета, а также к способу его пилотирования. .

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°.
Наверх