Крыло самолета



Крыло самолета
Крыло самолета
Крыло самолета
Крыло самолета

 


Владельцы патента RU 2555079:

Ликсудеев Владимир Васильевич (RU)

Изобретение относится к области авиации. Крыло выполнено в виде лотка переменного сечения и сужающегося от носа самолета к хвосту. Конструкция крыла состоит из несущего каркаса, верхней и нижней обшивок, двух боковых секций и двух элеронов. На нижней обшивке установлены и закреплены короткие стержни с возможностью гашения скорости воздушного потока. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы. 4 ил.

 

Изобретение относится к авиации. Как известно, подъемную силу самолету создают крылья.

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, а путь воздуха на верхней, волнистой обшивке длиннее, чем на нижней, ровной обшивке. Над верхней обшивкой создается разряжение. Разность между нижним и верхним давлениями создает подъемную силу. Недостатки данного крыла - большая собственная масса, большое лобовое сопротивление, небольшая подъемная сила.

Известно крыло самолета по патенту РФ 2254266. Крыло лоткового типа и конструкция его состоит из несущего каркаса, верхней и нижней обшивок, двух боковых секций и двух элеронов. Крыло имеет сужение от носа к хвосту. Подъемная сила крыла образуется следующим образом. Воздушный поток подходит к передней кромке крыла и разделяется на верхний и нижний. Нижний поток общей массой проходит под нижней обшивкой крыла. Верхний поток поступает в лотковую часть крыла. Движение воздушного потока в сужающемся крыле сопровождается увеличением скорости потока, уменьшением его плотности и давления. Скорость потока в хвостовой части крыла определяется из отношений площадей сечений передней части и задней. Во сколько раз передняя площадь крыла больше задней, во столько раз скорость потока в хвостовой части крыла будет больше чем в передней. Внутри крыла создается разряжение, а снизу крыла образуется подъемная сила.

Цель изобретения - увеличение подъемной силы лоткового крыла.

Представленная цель достигается тем, что применен преобразователь (трансформатор) воздушного потока. Принцип действия преобразователя основан на эффекте густого леса. Когда сильный ветер с открытого пространства входит в густой лес, то происходит его преобразование. Скорость ветра уменьшается, а плотность и давление воздуха увеличиваются. На нижней обшивке крыла густо устанавливаются и закрепляются гасители потока. Гасители - это короткие круглые стержни. Благодаря действию гасителей давление на нижнюю обшивку крыла увеличивается. Разность между нижним и верхним давлениями создает подъемную силу крыла большей величины по сравнению с крылом без преобразователя.

Отличительные признаки заявленного крыла от изобретения по патенту РФ 2254266.

На нижней обшивке крыла густо устанавливаются и закрепляются короткие круглые стержни, которые гасят скорость воздушного потока до минимума.

Предлагаемое крыло иллюстрируется чертежами 1-4.

На Фиг.1 - вид крыла сверху.

На Фиг.2 - вид крыла сбоку.

На Фиг.3 - вид крыла спереди.

На Фиг.4 - вид крыла по А-А.

Конструкция крыла состоит:

1. Нижняя секция

2. Две боковые секции

3. Элероны

4. Гасители

5. Ограждающие стенки

6. Несущий каркас

7. Верхняя обшивка

8. Нижняя обшивка

Работа крыла

После команды «Взлет» самолет начинает разбег. Воздушный поток подходит к передней кромке крыла и разделяется на верхний и нижний. Верхний воздушный поток поступает в лотковое крыло. Лотковое крыло сконструирована так, что оно имеет сужение от носа к хвосту, и переднее сечение его больше заднего. Скорость потока в лотке увеличивается. Внутри крыла давление и плотность воздуха уменьшаются. В лотке создается разряжение. Нижний воздушный поток поступает к гасителям 4. Гасители уменьшают скорость потока. Снижение скорости приводит к увеличению плотности и давления под всей нижней обшивкой крыла. Элементы крыла 4, 5, 8 образуют преобразователь (трансформатор) потока. Разность между нижним и верхним давлениями создает подъемную силу крыла большей величины, чем крыло без гасителей.

Технический результат данного изобретения - создание лоткового крыла с повышенной подъемной силой.

Литература

1. Патент РФ 2190557.

2. Патент РФ 2254266.

Крыло самолета в виде лотка переменного сечения, сужающегося от носа самолета к хвосту, конструкция которого состоит из несущего каркаса, верхней и нижней обшивок, двух боковых секций, двух элеронов, характеризующееся тем, что на нижней обшивке устанавливаются и закрепляются короткие стержни с возможностью гашения скорости воздушного потока.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационной техники. Треугольное крыло сверхзвукового летательного аппарата имеет вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, заднюю кромку, расположенную в перпендикулярной к центральной хорде плоскости, и неплоскую срединную поверхность, ограниченную передними и задней кромками.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=25-40° и содержит сверхкритические профили.

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. 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 авиации. Крыло самолета выполнено в виде тонкой пластины, равномерной толщины по профилю, заостренной спереди, в плане представляющей ветвь гиперболы, установленной действительной осью параллельно оси фюзеляжа, и включает внутренний несущий каркас, верхнюю и нижнюю обшивки, закрылки и элероны.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит детали крепления к фюзеляжу, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, торцевую часть, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков/элеронов с прямым краем.

Транспортное судно содержит металлическое изделие, поверхность которого имеет ребристый рельеф, включающий множество соседних, непрерывно прокатанных продольных ребер, проходящих вдоль поверхности.

Группа изобретений относится к аэродинамическим конструкциям. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения содержит расширяющийся нос и сужающийся хвост.

Аэродинамическая конструкция по первому варианту содержит выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной аэродинамической конструкции.

Аэродинамическая конструкция содержит группу выступов для отклонения скачка уплотнения, отходящих от ее поверхности. Выступы для отклонения скачка уплотнения распределены по указанной конструкции с неравномерным шагом между центрами и/или кромками соседних выступов.

Изобретение относится к аэродинамической конструкции, содержащей систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от поверхности конструкции.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .
Изобретение относится к средствам воздействия на поток текучей среды. .

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.
Наверх