Крыло самолета

Изобретение относится к области авиации. Крыло самолета выполнено в виде тонкой пластины, равномерной толщины по профилю, заостренной спереди. Крыло включает внутренний несущий каркас, верхнюю и нижнюю обшивки, закрылки и элероны. Крыло в плане представляет кубическую параболу, установленную осью параллельно оси фюзеляжа. На верхней обшивке крыла закреплена вихревая гребенка из трех форсунок, которая набегающий на нее ламинарный воздушный поток преобразует в турбулентную вихревую пелену. Изобретение направлено на снижение сопротивления. 3 ил.

 

Изобретение относится к авиации. Как известно, подъемную силу самолета создают крылья. Известно крыло самолета (Войт Е.С., Ендогур А.И., Малик-Саркисян З.А., Алявдин И.М. Проектирование конструкций самолетов. - М.: Машиностроение, 1987). Конструкция крыла показана на рис. П 26, с.404 и состоит из внутреннего несущего каркаса, верхней и нижней обшивок, закрылков и элеронов. Крыло имеет аэродинамический профиль. К недостаткам данного крыла можно отнести большое лобовое сопротивление и небольшую подъемную силу.

Известен самолет по патенту РФ 2190557. Крыло данного самолета выполнено в виде пластины, равномерной толщины по профилю и заостренной спереди. Конструкция его состоит из внутреннего несущего каркаса, верхней и нижней обшивок, закрылков и элеронов. Нижняя обшивка крыла ровная и гладкая, а верхняя обшивка крыла выполняется волнистой. Подъемная сила данного крыла образуется в результате того, что воздушный поток на передней кромке крыла разделяется на верхний и нижний. Путь воздуха на верхней, волнистой обшивке длиннее, чем на нижней ровной обшивке, в результате чего давление на нижней обшивке больше, чем на верхней. Разность между нижним и верхним давлениями создает подъемную силу. Недостаток данного крыла - большая собственная масса, большое лобовое сопротивление и небольшая подъемная сила.

Цель изобретения - создание крыла самолета нового типа, отличительного от крыльев аэродинамического и волнистого профилей, но способного создавать подъемную силу.

Поставленная цель достигается тем, что предлагаемое крыло выполняется в виде пластины, равномерной толщины по профилю, заостренной спереди и представляющую из себя в плане кубическую параболу, установленную своей осью параллельно оси фюзеляжа. Конструкция его состоит из несущего внутреннего каркаса, верхней и нижней обшивок, закрылков и элеронов. Нижняя обшивка выполняется ровной и гладкой. На верхней обшивке закрепляется вихревая гребенка. Она состоит из трех форсунок. Каждая форсунка состоит из двух камер, разделенных перегородкой. Вихревая гребенка набегающий на нее ламинарный воздушный поток преобразует в турбулентный. За каждой из форсунок образуется вихревая пелена. Как известно, турбулентный поток воздуха характеризуется пониженным давлением и плотностью, а частицы воздуха совершают вращательное движение. Верхняя обшивка крыла покрывается вихревой пеленой. Над ней создается зона пониженого давления и плотности, в то время как нижний поток воздуха ламинарный. Он характеризуется постоянным давлением и плотностью.

Разность между нижним и верхним давлением крыла и составляет подъемную силу.

Отличительные признаки изобретения от изобретения по патенту РФ 2190557.

1. На верхней обшивке крыла закрепляется вихревая гребенка.

2. Вихревая гребенка состоит из трех форсунок.

3. Каждая из форсунок имеет две камеры, разделенные перегородкой.

4. Вихревая гребенка набегающий на нее воздушный ламинарный поток преобразует в турбулентную вихревую пелену. В патенте РФ 2190557 верхний ламинарный воздушный поток движется волнообразно.

5. Устанавливать крыло на фюзеляже нужно под некоторым углом атаки. В патенте РФ 2190557 крыло устанавливается под нулевым углом атаки.

Предлагаемое крыло иллюстрируется фиг.1-3.

На фиг.1 - вид крыла сверху.

На фиг.2 - вид крыла сбоку.

На фиг.3 - вид крыла спереди.

Конструкция крыла включает:

1 - фюзеляж

2 - крыло

3 - элерон

4 - закрылок

5 - вихревая гребенка

6 - форсунка

7 - левая камера форсунки

8 - правая камера форсунки

9 - перегородка

10 - вихревая пелена

11 - нижняя обшивка

12 - верхняя обшивка.

Работа крыла

После команды «Взлет» самолет начинает разбег. Воздушный поток подходит к передней кромке крыла 2 и разделяется на верхний и нижний. Нижний поток без препятствий общей массой движется под нижней обшивкой 11. Поток ламинарный. Верхний ламинарный поток, пройдя заостренную переднюю кромку, начинает движение над верхней обшивкой 12 и подходит к вихревой гребенке 5. Вихревая гребенка 5 состоит из трех форсунок. Каждая из форсунок имеет две камеры 7 и 8 и разделяющую перегородку 9. В форсунке воздушный поток разделяется на левый и правый. На выходе из камер поток смешивается, образуя вихревую пелену 10. От трех форсунок верхняя обшивка 12 крыла покрывается вихревой пеленой. Над всей верхней обшивкой крыла образуется зона пониженного давления и плотности. Разность между нижним и верхним давлениями создает подъемную силу крыла.

Технический результат изобретения - создание крыла самолета новой конструкции, отличительного от аэродинамического и волнового профилей.

Литература

1. Войт Е.С., Ендогур А.И., Малик-Саркисян З.А., Алявдин И.М. Проектирование конструкций самолетов. - М.: Машиностроение, 1987.

2. Патент РФ 2190557.

Крыло самолета, выполненное в виде тонкой пластины, равномерной толщины по профилю, заостренной спереди, включающее внутренний несущий каркас, верхнюю и нижнюю обшивки, закрылки и элероны, а в плане представляющее из себя кубическую параболу, установленную осью параллельно оси фюзеляжа, характеризующееся тем, что на верхней обшивке крыла закреплена вихревая гребенка из трех форсунок, которая набегающий на нее ламинарный воздушный поток преобразует в турбулентную вихревую пелену.



 

Похожие патенты:

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.

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°.

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 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 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 авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом, образованным по сверхкритическим профилям, и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата (ЛА) представляет собой вихрегенератор в виде накладки, установленной на внутренней секции предкрылка. Устройство выполнено в виде профилированной секции предкрылка, продленного на зализ крыла с фюзеляжем, образовано по двум сечениям передней кромки крыла: первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа крыла с фюзеляжем и плоскости, параллельной плоскости симметрии ЛА. Сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома. Размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем ЛА. Устройство имеет вырез в нижней части. Форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства, вырез образован пересечением внутренней и внешней поверхностей устройства. Высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства. Достигается повышение несущих свойств ЛА на околокритических углах атаки. 7 ил.

Способ распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, имеющего законцовку крыла, содержащую крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла, направляющее устройство и устройство приведения в действие, соединенное с крылышком для его перемещения в процессе работы относительно крыла. Способ включает запуск устройства приведения в действие для линейного перемещения крылышка вдоль направляющего устройства из исходного неподвижного положения, в котором вихревой шнур, сходящий в полете с крыла, устойчив, в состояние непрерывного движения, в котором крылышко перемещают во временное вспомогательное неподвижное положение, находящееся на удалении от исходного неподвижного положения, и устанавливают под углом относительно плоскости, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета, для изменения угла атаки крылышка; и поддержание состояния непрерывного движения в течение времени, необходимого для распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура. В другом варианте способ предназначен для крыльев самолета. Законцовка крыла приспособлена для использования вариантов способа. Самолет содержит такую законцовку крыла. Группа изобретений направлена на снижение турбулентности. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 11 ил.

Группа изобретений относится к области аэрогидродинамики. Группа изобретений включает обтекаемое текучей средой тело, проточный канал, реактивный двигатель, приводное устройство, пленку для такого тела и применение обтекаемой текучей средой структуры. Обтекаемое текучей средой тело (10) содержит обтекаемую текучей средой (30) поверхность (12), имеющую общую форму, определяющую главное направление (14) потока по поверхности (12). Поверхность (12) содержит структуру для уменьшения аэрогидродинамического сопротивления тела (10), которая содержит выемку (16.2-16.3), имеющую поперечное сечение по существу в форме кругового сегмента, с целью образования завихрения (26.2-26.3) текучей среды. Структура содержит входной участок (18.2-18.3), наклоненный по отношению к главному направлению потока по направлению к выемке (16.2-16.3) и расположенный по главному направлению потока перед выемкой (16.2-16.3), с целью введения потока (24) текучей среды в выемку (16.2-16.3). Структура выполнена с возможностью образования завихрения (26.2-26.3) текучей среды, располагаемого по существу внутри выемки (16.2-16.3). Группа изобретений направлена на уменьшение аэрогидродинамического сопротивления тела в текучей среде. 6 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Законцовка крыла, предназначенная для крепления к наружному концу крыла (401), образующего плоскость крыла, и содержащая верхний крылообразный элемент (404), выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент (407), неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду (412) и заднюю кромку (417), при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения, при этом верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент, а задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке (416) верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и при этом внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°. Крыло содержит законцовку крыла. Воздушное судно выполнено с указанным крылом. Предложены также способ установки или замены законцовки крыла на крыле, способ модификации существующей законцовки крыла и способ эксплуатации крыла с законцовкой крыла. Группа изобретений направлена на улучшение летных качеств. 6 н. и 13 з.п. ф-лы, 13 ил.

Летательный аппарат содержит аэродинамический элемент, источник сжатого воздуха, исполнительное устройство для струйного выдува воздуха и управляющее устройство. Аэродинамический элемент имеет боковую кромку и отверстие, расположенное на боковой кромке или рядом с ней и ориентированное в основном в направлении обтекания. Исполнительное устройство для струйного выдува воздуха включает вращающийся элемент, имеющий внутренний канал и отверстие, сообщающееся с внутренним каналом. Управляющее устройство выполнено с возможностью сообщения внутреннего канала вращающегося элемента с источником сжатого воздуха, а также с возможностью приведения вращающегося элемента во вращение так, что его внутренний канал сообщается с отверстием аэродинамического элемента через отверстие во вращающемся элементе. Сжатый воздух от источника выдувается из отверстия аэродинамического элемента последовательно во множестве точек, находящихся по длине отверстия аэродинамического элемента на расстоянии от одного конца отверстия аэродинамического элемента, увеличивающемся со временем. Способ полета летательного аппарата с аэродинамическим элементом включает выполнение на боковой кромке аэродинамического элемента, имеющего верхнюю и нижнюю поверхности, или рядом с этой боковой кромкой щели, которая во время полета будет ориентирована в основном в направлении обтекания; и выдув воздуха из щели, происходящий последовательно во множестве точек, находящихся, по длине щели, на расстоянии от одного конца щели, увеличивающемся со временем. Группа изобретений направлена на уменьшение интенсивности спутных вихрей и снижение шума от самолета. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Способ полета несущей поверхности на малых скоростях включает отклонение элемента механизации передней кромки несущей поверхности, выдвижение турбулизатора, подвижно присоединенного к элементу механизации передней кромки из щели в несущей поверхности и уборку турбулизатора под несущую поверхность в ответ на перемещение элемента механизации передней кромки в номинальное положение. Выдвижное турбулизирующее устройство содержит элемент механизации передней кромки, присоединенный к несущей поверхности, аэродинамическую поверхность, присоединенную к несущей поверхности и выдвижной турбулизатор, присоединенный к несущей поверхности, элементу механизации передней кромки или к обоим из них. Способ управления несущей поверхностью на малых скоростях включает обеспечение обтекания несущей поверхности текучей средой, опускание элемента механизации передней кромки, шарнирно присоединенного к несущей поверхности, из номинального положения в отклоненное положение; открытие нескольких выдвижных турбулизаторов через щели в первой несущей поверхности в ответ на опускание отклоняемого элемента механизации передней кромки. Выдвижные турбулизаторы выполнены с возможностью их закрытия под задней кромкой элемента механизации передней кромки при нахождении элемента механизации передней кромки в номинальном положении. Группа изобретений направлена на повышение эффективности работы несущей поверхности на малой скорости. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

Группа изобретений относится к устройствам создания подъемной силы в вязкой текучей среде. Способ создания подъемной силы на поверхности заключается в создании разности давлений, действующих на противоположные стороны поверхности за счет увеличения циркуляции вязкой текучей среды вокруг нее. На одной из сторон поверхности образуют область, ограниченную слоем частиц вязкой текучей среды, и поворачивают его в направлении поверхности. Производят отбор струи вязкой текучей среды из области с образованием струи среды, втекающей в область и ускоряемой в ней по мере обтекания ею поверхности, ограничивающей область для снижения в ней статического давления. Частицы в слое среды закручивают в интенсивное вихревое движение, формируют слой устойчивых присоединенных к поверхности вихрей. Втекающую в область пониженного давления и ускоряемую в ней струю среды закручивают в высокоэнергетический вихревой жгут. Устройство создания подъемной силы на поверхности содержит емкость, заполненную вязкой текучей средой, каналы, сообщающие указанную емкость с верхней поверхностью. Емкость с помощью конфузорного канала тангенциально соединена с вихреобразователем, выполненным в виде цилиндрической вихревой камеры, сообщающейся с помощью профилированных каналов с верхней поверхностью. Вихревая камера выполнена винтообразной формы с боковыми тангенциальными входами. Группа изобретений направлена на расширение арсенала технических средств. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части, вертикальное оперение с рулем направления, силовую установку с воздухозаборником, элевоны. На передней части крыла установлен аэродинамический зуб, а на задней кромке крыла выполнены неподвижные плоскости со щелевыми прорезями вдоль хорды крыла, составляющие единый аэродинамический профиль с консолями крыла. Изобретение направлено на расширение углов атаки на дозвуковых скоростях полета. 12 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла самолета серповидной формы имеет переднюю и заднюю кромки, выполненные нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), меньшей относительной толщиной (c=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%). Хвостовая часть законцовки выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки крыла на расстояние (0.5-0.7)bк, где bк - концевая хорда крыла. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества самолета и улучшение показателя топливной эффективности. 4 ил.

Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, конфигурацию с Т-образным хвостовым оперением и высокое крыло, имеющее переднюю кромку, соединенную с верхней частью флюзеляжа, где высокое крыло содержит первую область, примыкающую к фюзеляжу, и вторую область, примыкающую к законцовке крыла, причем первая область примыкает ко второй области, и где на больших углах атаки срывной элемент и связанный с ним отдельный воздушный поток изолирован при помощи разрыва непрерывности на передней кромке крыла в пределах первой области и потока ниже Т-образного хвостового оперения таким образом, чтобы остаться в стороне от органов управления полетом, расположенных в пределах второй области и органов управления, относящихся к Т-образному хвостовому оперению. Крыло летательного аппарата содержит первую область возле корневой части крыла и вторую область возле законцовки крыла. Первая область и вторая область примыкают друг к другу по непрерывной границе. Разрыв непрерывности передней кромки выполнен с возможностью формирования на больших углах атаки аэродинамической перегородки по непрерывной границе, изолируя срывной элемент и связанный с ним отдельный воздушный поток в пределах первой области и потока ниже Т-образного хвостового оперения. Летательный аппарат характеризуется использованием крыла. Группа изобретений направлена на повышение сопротивляемости штопору посредством изоляции срывного элемента. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло самолета выполнено в виде тонкой пластины, равномерной толщины по профилю, заостренной спереди. Крыло включает внутренний несущий каркас, верхнюю и нижнюю обшивки, закрылки и элероны. Крыло в плане представляет кубическую параболу, установленную осью параллельно оси фюзеляжа. На верхней обшивке крыла закреплена вихревая гребенка из трех форсунок, которая набегающий на нее ламинарный воздушный поток преобразует в турбулентную вихревую пелену. Изобретение направлено на снижение сопротивления. 3 ил.

Наверх