Крыло летательного аппарата



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

 


Владельцы патента RU 2539440:

Щепочкина Юлия Алексеевна (RU)

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих поверхностей летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикреплённый к фюзеляжу каркас, верхние и нижние аэродинамические поверхности, имеющие в стенках отверстия для входа воздуха в ограниченные стенками полости, сообщающиеся с полостями реактивные двигатели, элементы отклонения воздушных потоков. Верхние и нижние аэродинамические поверхности выполнены плоскими, сходящимися под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, а реактивные сопла двигателей расположены в линию с образованием щели. Верхняя аэродинамическая поверхность расположена горизонтально, а нижняя аэродинамическая поверхность - наклонно. Отверстия в стенках имеют разный размер со стороны верхней и нижней аэродинамической поверхности. Достигается уменьшение аэродинамического сопротивления крыла и увеличение его подъемной силы. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области моделирования высокоскоростных, в том числе сверхзвуковых, пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов гражданского назначения с прямым и треугольной формы крылом.

Известно крыло летательного аппарата, содержащее прикрепленный к фюзеляжу каркас, верхние и нижние аэродинамические поверхности, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, элементы отклонения воздушных потоков, реактивные двигатели [1]. Для уменьшения аэродинамического сопротивления набегающему воздушному потоку верхние и нижние аэродинамические поверхности могут быть выполнены сходящимися под острым углом.

Задачей изобретения является уменьшение аэродинамического сопротивления крыла, увеличение его подъемной силы.

Технический результат решения поставленной задачи достигается тем, что в крыле летательного аппарата, содержащем прикрепленный к фюзеляжу каркас, верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, элементы отклонения воздушных потоков, реактивные двигатели, реактивные двигатели установлены между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, причем их всасывающие сопла сообщаются с полостями, имеющими в стенках отверстия для входа воздуха, а реактивные сопла расположены со стороны стекающих с верхней и нижней аэродинамических поверхностей воздушных потоков. Суммарная площадь отверстий в стенках полостей больше суммарной площади всасывающих сопел. Отверстия в стенках выполнены со стороны верхней аэродинамической поверхности. Отверстия в стенках выполнены как со стороны верхней аэродинамической поверхности, так и со стороны нижней аэродинамической поверхности, причем суммарная площадь отверстий со стороны верхней аэродинамической поверхности больше суммарной площади отверстий со стороны нижней аэродинамической поверхности. Реактивное сопло имеет форму овала/прямоугольника. Реактивные сопла расположены «в линию» с образованием щели.

На фиг.1 изображен летательный аппарат с прямым крылом, имеющим отверстия со стороны верхней аэродинамической поверхности; на фиг.2 показано сечение фиг.1 плоскостью R; на фиг.3 показаны возможные формы отверстий в стенке полости; на фиг.4 изображены возможные формы реактивных сопел, встроенных в крыло реактивных двигателей; на фиг.5 изображен фрагмент крыла, вид по А на фиг.1.

Крыло 1 летательного аппарата (самолета, фиг.1) содержит прикрепленный к фюзеляжу 2 каркас 3 с обшивкой, верхние 4 и нижние 5 аэродинамические поверхности, элементы 6 отклонения воздушных потоков (закрылки, элероны и другое). Верхние и нижние аэродинамические поверхности выполнены, по возможности плоскими, сходящиеся под острым углом α=2-4° со стороны набегающего воздушного потока (фиг.2). Между горизонтальной верхней и наклонной нижней аэродинамическими поверхностями расположены полости 7, ограниченные сверху и снизу стенками 8, и реактивные двигатели 9. Реактивные двигатели встроены в крыло по обе стороны от фюзеляжа. Число реактивных двигателей, расположенных по одну сторону от фюзеляжа - один и более, например три. Стенки полостей выполнены воздухопроницаемыми с отверстиями 10 для прохода воздуха. Отверстия в стенке (фиг.3) могут иметь форму окружности (a), эллипса (b); овала (c); квадрата (d) или иную, например форму отверстий в терке. Отверстия в стенках выполнены со стороны верхней аэродинамической поверхности. Возможен вариант выполнения в стенках отверстий одинакового или разного размера как со стороны верхней аэродинамической поверхности, так и со стороны нижней аэродинамической поверхности, причем суммарная площадь отверстий со стороны верхней аэродинамической поверхности больше суммарной площади отверстий со стороны нижней аэродинамической поверхности. Всасывающие сопла 11 реактивных двигателей сообщаются с полостями, причем суммарная площадь отверстий в стенках больше суммарной площади всасывающих отверстий сопел. Реактивные сопла 12 (фиг.4) на выходе струи газов могут иметь форму овала (e), прямоугольника (f) или иную. Реактивные сопла реактивных двигателей могут быть установлены по длине крыла на расстоянии одно от другого или расположены «в линию» с образованием щели 13 (фиг.5).

Кроме низкого аэродинамического сопротивления такое крыло обладает дополнительной подъемной силой, образующейся вследствие 100%-ного отбора воздуха со стороны верхней аэродинамической поверхности или преимущественного, например, 80%-ного, отбора воздуха со стороны верхней аэродинамической поверхности и 20%-ного отбора воздуха со стороны нижней аэродинамической поверхности.

Из титановых, алюминиевых сплавов изготавливают модель (экспериментальный образец) летательного аппарата (фиг.1) с прикрепленными к фюзеляжу 2 прямыми крыльями 1, выполненными в виде жесткого каркаса 3 с обшивкой, содержащими верхние 4 и нижние 5 аэродинамические поверхности с полостями 7 между ними, элементы 6 отклонения воздушных потоков. Для уменьшение аэродинамического сопротивления горизонтальные верхние и наклонные нижние аэродинамические поверхности крыльев выполняют сходящимися под острым углом α=4° (фиг.2). В стенках 8, ограничивающих полости, выполняют сверху или сверху и снизу отверстия 10 (фиг.3, a, b, c, d), например отверстия в виде окружности диаметром 50 мм со скругленными краями. В каждое крыло между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями устанавливают реактивные двигатели 9, например, в количестве трех единиц, так, чтобы их всасывающие сопла 11 сообщались с полостями, а реактивные сопла 12 (фиг.4, e, f) сообщались с атмосферой. Для получения эффекта «плоской» струи газов, исходящей из реактивных сопел, сопла располагают «в линию» с образованием щели 13 (фиг.5). Для изменения скоростного режима в условиях полета летательного аппарата реактивные двигатели попарно могут быть включены или выключены. При стоянке летательного аппарата на открытом воздухе в условиях аэродрома отверстия в стенке со стороны верхней аэродинамической поверхности закрывают, например, брезентом, для исключения попадания в полости крыльев атмосферных осадков.

Эквивалентным техническим решением является выполнение летательного аппарата с крылом треугольной формы.

Изобретение уменьшает аэродинамическое сопротивление крыла летательного аппарата, увеличивает его подъемную силу.

Источники информации

1. Политехнический словарь. Гл. ред. И.И. Артоболевский - М.: Советская энциклопедия, 1976. - С.435 (Самолеты гражданской авиации).

1. Крыло летательного аппарата, содержащее прикреплённые к фюзеляжу каркас, верхние и нижние аэродинамические поверхности, имеющие в стенках отверстия для входа воздуха в ограниченные стенками полости, сообщающиеся с полостями реактивные двигатели, элементы отклонения воздушных потоков, отличающееся тем, что верхние и нижние аэродинамические поверхности выполнены плоскими, сходящимися под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, а реактивные сопла двигателей расположены в линию с образованием щели.

2. Крыло летательного аппарата по п. 1, отличающееся тем, что верхняя аэродинамическая поверхность расположена горизонтально, а нижняя аэродинамическая поверхность - наклонно.

3. Крыло летательного аппарата по п. 1, отличающееся тем, что отверстия в стенках имеют разный размер со стороны верхней и нижней аэродинамической поверхности.



 

Похожие патенты:

Силовая установка для летательного аппарата содержит вентилятор (3) и узел (А) воздухозаборника. Вентилятор (3) содержит корпус (23), на внутренней стенке которого предусмотрена обшивка (25), верхний по потоку край которой смещен назад относительно верхнего по потоку края (29) указанного корпуса (23).

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель.

Изобретение относится к области авиации. Способ увеличения подъемной силы крыла самолета основан на создании над верхними плоскостями потока воздуха за счет использования на верхних плоскостях жалюзи, устроенных так, что воздушные полости внутри крыла сообщаются через синхронно с жалюзи управляемыми заслонками со всасывающими полостями турбореактивных двигателей, которые поток воздуха просасывают через жалюзи, создавая при неподвижном самолете над крыльями подвижную воздушную массу.

Изобретение относится к авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов. Устройство защиты двигателя ЛА содержит подвижную нижнюю панель, установленную в двух направляющих с фиксаторами воздухозаборника.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям сверхзвуковых летательных аппаратов, снабженных комбинированными силовыми установками. В воздухозаборном устройстве силовой установки гиперзвукового летательного аппарата, содержащем ступенчатый горизонтальный клин торможения, наружную обечайку и внутреннюю перегородку, образующие два проточных тракта, один из проточных трактов - центральный - состоит из двух каналов прямоугольного сечения, образованных двумя ступенчатыми горизонтальными клиньями торможения, двумя наружными плоскими обечайками и двумя внутренними перегородками, одновременно являющимися внутренними стенками двух боковых каналов полукруглого сечения другого проточного тракта, образованных двумя ступенчатыми конусами торможения и двумя наружными полукруглыми обечайками.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с двумя воздухозаборниками и мотогондолой, расположенной за углублением, которое ограничено расположенными последовательно друг за другом первой и второй парами плоских площадок.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, расположенными за углублением, которое ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок, размещенных между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит фюзеляж, хвостовая часть которого снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки и развернутыми друг относительно друга на тупой угол.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит двигатель, встроенный в хвостовую часть фюзеляжа, прикрепленные снизу к фюзеляжу треугольной формы крылья, имеющие элементы отклонения воздушных потоков, обтекающих верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение и шасси.

Изобретение относится к области авиастроения. Многофункциональный самолет содержит фюзеляж (1), консоли крыла (2), консоли цельноповоротного вертикального оперения (3), консоли цельноповоротного горизонтального оперения (4), фонарь кабины (5), горизонтальные кромки воздухозаборников двигателей (6), мелкоячеистые сетки, экранирующие устройства забора и выброса воздуха (7), боковые наклонные кромки воздухозаборников двигателей (8), устройство (9) уменьшения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) силовой установки и створки (10) отсека штанги дозаправки топливом в полете.

Изобретение относится к области пилотируемых летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, закрепленное сверху на фюзеляже треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель, установленный с возвышением над крылом, сопряженный с двигателем эжектор и шасси.

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.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к судостроению и авиационной технике и может использоваться при создании активных крыльев судов и летательных аппаратов, создающих активную струйную тягу.

Изобретение относится к области авиационного транспорта. .

Изобретение относится к области авиации. Способ увеличения подъемной силы крыла самолета основан на создании над верхними плоскостями потока воздуха за счет использования на верхних плоскостях жалюзи, устроенных так, что воздушные полости внутри крыла сообщаются через синхронно с жалюзи управляемыми заслонками со всасывающими полостями турбореактивных двигателей, которые поток воздуха просасывают через жалюзи, создавая при неподвижном самолете над крыльями подвижную воздушную массу.
Наверх