Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков. Реактивные двигатели и эжекторы установлены между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями. Всасывающие сопла реактивных двигателей и входные отверстия эжекторов сообщаются с полостями, имеющими сверху плоские/выпуклые решетки для входа воздуха. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления и увеличение подъемной силы. 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к области моделирования высокоскоростных пилотируемых (почтовые, метеорологические, санитарные, учебные) и беспилотных летательных аппаратов гражданского назначения с ромбовидным 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 стекающих воздушных потоков, реактивные двигатели [1]. Для уменьшения аэродинамического сопротивления набегающему воздушному потоку верхние и нижние аэродинамические поверхности могут быть выполнены сходящимися под острым углом. Для увеличения тяги реактивных двигателей могут быть применены эжекторы.

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

Технический результат решения поставленной задачи достигается тем, что в крыле летательного аппарата, содержащем верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков, реактивные двигатели и эжекторы установлены между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, причем всасывающие сопла реактивных двигателей и входные отверстия эжекторов сообщаются с полостями, имеющими сверху плоские/выпуклые решетки для входа воздуха. Площадь отверстий в решетках больше суммарной площади всасывающих сопел реактивных двигателей и входных отверстий эжекторов. В стенке полости снизу выполнено, по меньшей мере, одно щелевое отверстие в форме сегмента окружности/трапеции. Выходное отверстие эжектора имеет форму трапеции/сегмента окружности. Элементы отклонения стекающих воздушных потоков имеют герметичные полости, которые не содержат воздух или содержат газ легче воздуха.

На фиг.1 изображен летательный аппарат с тонким ромбовидным треугольной формы крылом, имеющим на верхней (горизонтальной) аэродинамической поверхности плоские решетки; на фиг.2 изображен вид по А на фиг.1; на фиг.3 показана выпуклая решетка; на фиг.4 показано сечение фиг.1 плоскостью P; на фиг.5 - вид по В на щелевое отверстие на нижней (наклонной) аэродинамической поверхности фиг.4; на фиг.6 показано сечение фиг.1 плоскостью R.

Крыло летательного аппарата (самолет, фиг.1 и 2) содержит прикрепленный к фюзеляжу 1 каркас 2, верхние 3 и нижние 4 аэродинамические поверхности, элементы 5 отклонения стекающих воздушных потоков (закрылки, элероны). Верхние и нижние аэродинамические поверхности выполнены ровными плоскими сходящимися под острым углом (α=2-5°) со стороны набегающего воздушного потока. Между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями выполнены полости 6, ограниченные сверху и снизу стенками 7. Сверху над полостями установлены плоские или выпуклые (фиг.3) решетки 8 с отверстиями 9 для входа воздуха. В полостях установлены соосно реактивные двигатели 10 и эжекторы 11 (фиг.4). Реактивные двигатели имеют круглые всасывающие сопла 12 и круглые реактивные сопла 13, а эжекторы, соответственно, круглые входные отверстия 14 и выходные отверстия 15, имеющие форму трапеций/сегментов окружности со скругленными углами. Площадь отверстий в решетках больше в 4-12 раз суммарной площади всасывающих сопел реактивных двигателей и входных отверстий эжекторов. Возможно выполнение реактивного сопла двигателя, входного отверстия эжектора прямоугольной формы (не показаны). Всасывающие сопла реактивных двигателей и входные отверстия эжекторов сообщаются с полостями. Эжекторы окружены слоем 16 теплоизоляции. В стенке полости снизу выполнены щелевые отверстия 17 (например, одно под всасывающим соплом реактивного двигателя, другое - под входным отверстием эжектора). Щелевое отверстие может иметь форму сегмента окружности (фиг.5), трапеции (не показана). Элементы отклонения стекающих с крыла воздушных потоков (фиг.6) имеют герметичные полости 18, из которых выкачан воздух. Герметичные полости могут быть заполнены газом легче воздуха.

Из углеродного волокна, титановых, алюминиевых сплавов изготавливают модель, экспериментальный образец летательного аппарата с прикрепленным к фюзеляжу 1 тонким ромбовидным треугольной формы крылом (фиг.1 и 6), содержащим жесткий каркас 2 с обшивкой, верхние 3 и нижние 4 аэродинамические поверхности, сходящиеся, например, под углом α=4° в точке О (фиг.4 и 6), элементы 5 отклонения стекающих воздушных потоков, ограниченные стенками 7 полости 6, реактивные (например, турбореактивные, воздушно-реактивные) двигатели 10 и эжекторы 11, установленные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями так, что всасывающие сопла 12 реактивных двигателей и входные отверстия 14 эжекторов сообщаются с полостями. Реактивные сопла 13 двигателей и входные отверстия эжекторов выполняют круглыми. Выходные отверстия 15 эжекторов выполняют в форме трапеции (фиг.2) или сегмента окружности (основанием вниз). Эжекторы изготавливают из жаростойких сплавов и окружают слоями 16 теплоизоляции. Над полостями сверху устанавливают (с опорой на стенки) плоские или выпуклые (фиг.3) решетки 8 с отверстиями 9 для входа воздуха. Площадь отверстий в решетках принимают больше, например, в 8 раз, суммарной площади всасывающих сопел реактивных двигателей и входных отверстий эжекторов. В стенке каждой полости снизу выполняют щелевое отверстие 17 в форме сегмента окружности (фиг.5) или трапеции (основанием вверх). Элементы отклонения стекающих воздушных потоков (закрылки, элероны) выполняют полыми (фиг.6), причем из полостей 18 выкачивают воздух или заполняют их газом легче воздуха (гелий, светильный газ, водород).

Эквивалентным техническим решением является изготовление и применение в модели, экспериментальном образце летательного аппарата ромбовидного прямого широкого крыла вместо крыла, описанного выше.

В условиях полета летательного аппарата воздух, набегая на нижние аэродинамические поверхности, создает подъемную силу, которая повышается за счет увеличения разрежения воздуха со стороны верхних аэродинамических поверхностей, вследствие отбора воздуха через решетки. Небольшая подъемная сила возникает вследствие разницы плотности воздуха окружающей среды и газа (отсутствие газа) в полостях элеронов и закрылок. Наличие встроенного в крыло эжектора увеличивает тягу, а струя газа, истекающего из его выходного отверстия, не создает завихрений воздуха на аэродинамических поверхностях. Небольшие завихрения воздуха возникают за электронами и закрылками, что обусловлено режимом полета летательного аппарата.

В нелетных условиях решетки на крыльях летательного аппарата закрывают (брезентом, пленками) от возможных осадков. Щелевые отверстия на нижней аэродинамической поверхности выполняют, в основном, функцию отвода жидких осадков, например, в случае неожиданного ливня на совершивший посадку летательный аппарат.

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

Источник информации

1. Политехнический словарь. Гл. ред. И.И. Артоболевский - М.: Советская энциклопедия, 1976. - С.434 (самолет ТУ-144).

1. Крыло летательного аппарата, содержащее верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков, отличающееся тем, что реактивные двигатели и эжекторы установлены между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, причем всасывающие сопла реактивных двигателей и входные отверстия эжекторов сообщаются с полостями, имеющими сверху плоские/выпуклые решетки для входа воздуха.

2. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что площадь отверстий в решетках больше суммарной площади всасывающих сопел реактивных двигателей и входных отверстий эжекторов.

3. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что в стенке полости снизу выполнено щелевое отверстие в форме сегмента окружности/трапеции.

4. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что выходное отверстие эжектора имеет форму трапеции/сегмента окружности.

5. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что элементы отклонения стекающих воздушных потоков имеют герметичные полости, которые не содержат воздух или содержат газ легче воздуха.



 

Похожие патенты:

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 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 летательных аппаратов. Фюзеляж летательного аппарата содержит носовую часть с кабиной управления и передним шасси, серединную часть с элементами крепления крыльев, хвостовую часть с реактивным двигателем и оперением.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя характеризуется тем, что нижняя панель выполнена с относительной длиной , с относительной шириной и способна к перемещению на относительную длину своего выдвижения , равную от 0,6 до 0,3, при пропорциональном изменении относительной высоты расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома от 0,8 до 1,25.

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.

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.

Дозвуковой пассажирский самолет содержит низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением λ≥11,5. Стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от χ=25° до χ=30°.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков. Реактивные двигатели и эжекторы установлены между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями. Всасывающие сопла реактивных двигателей и входные отверстия эжекторов сообщаются с полостями, имеющими сверху плоскиевыпуклые решетки для входа воздуха. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления и увеличение подъемной силы. 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх