Летательный аппарат



Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2562259:

Пчентлешев Валерий Туркубеевич (RU)

Изобретение относится к авиации и касается самолетов с изменяемыми углами установки крыла. Летательный аппарат содержит крыло, фюзеляж, двигатель, размещенный в мотогондоле. Мотогондола расположена с нижней стороны крыла. Фюзеляж прикреплен к крылу посредством мотогондолы. При этом крыло прикреплено к мотогондоле шарнирно. Достигается улучшение летно-технических характеристик. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение имеет отношение к летательным аппаратам (ЛА) и касается, в частности, самолетов.

Уровень техники

Самолеты с изменяемыми (относительно фюзеляжа, в продольной плоскости) углами установки крыла имеют ряд преимуществ по сравнению с самолетами с неподвижным (относительно фюзеляжа) крылом.

Единственным в истории авиации серийным самолетом с изменяемым в полете углом установки крыла (относительно фюзеляжа, в продольной плоскости) был палубный истребитель F-8 Crusader американской фирмы Vought (http://ru.wikipedia.org/wiki/Vought_F-8_Crusader, [1]). Самолет F-8 Crusader представлял собой высокоплан «нормальной» аэродинамической схемы. Данный самолет имел изменяемый угол установки крыла в двух положениях: крейсерском и взлетно-посадочном. На взлетно-посадочных режимах полета крыло поворачивается (в продольной плоскости) на угол 10°. В режиме полета с крейсерской скоростью крыло самолета занимает нормальное положение. Использование крыла с изменяемым углом установки позволяло выполнять взлет и посадку самолета при почти горизонтальном положении фюзеляжа, вследствие чего значительно уменьшается потребная высота и вес шасси.

В полетном положении у самолета F-8 Crusader угол атаки крыла составлял 1°. Великолепно зарекомендовала себя система изменения угла установки крыла, работающая от двух гидроцилиндров (http://www.dogswar.ru/oryjeinaia-ekzotika/aviaciia/6404-eksperimentaln yi-ist.html, [2]).

У самолета F-8 Crusader при увеличенном угле установки крыла центроплан выступал в воздушный поток, работая как мощный воздушный тормоз (http://www.airwar.ru/enc/fighter/f8.html, [3]).

Преимущества самолета F-8 Crusader: использование крыла с изменяемым (в продольной плоскости) углом установки позволяло выполнять взлет и посадку при почти горизонтальном положении фюзеляжа, вследствие чего значительно уменьшается потребная высота стоек шасси (а следовательно, уменьшается вес шасси и фюзеляжа); обеспечивается хороший обзор из кабины пилота; великолепно зарекомендовала себя система изменения угла установки крыла.

Недостатки самолета F-8 Crusader: при увеличенном угле установки крыла его центроплан выступает в воздушный поток, работая как мощный воздушный тормоз, что увеличивает аэродинамическое сопротивление самолета, а следовательно, уменьшает его аэродинамическое качество; поворотное крыло перерезало конструктивно-силовую схему фюзеляжа, что увеличивало вес фюзеляжа.

Из (http://dxdt.ru/2007/10/15/698/, [4]) известен экспериментальный летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой (конвертоплан) X-50A американской фирмы Boeing, у которого несущий винт (состоящий из двух лопастей) в горизонтальном полете останавливается и преобразуется в прямое (нестреловидное) крыло. При вертикальной посадке происходит обратное преобразование - крыло превращается в несущий винт.

Из (Бауэрс П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М.: Мир, 1991, с. 133-434, [5]) известен американский экспериментальный самолет AD-1 с крылом ассиметрично изменяемой стреловидности (так называемое «скользящее» крыло). У него прямое (нестреловидное) крыло крепится к фюзеляжу посредством вертикального шарнира. В зависимости от режима полета крыло может изменять свою стреловидность (на взлете и посадке стреловидность крыла минимальна, а в крейсерском полете стреловидность крыла максимальна).

Таким образом, самолет AD-1 отличается от обычного самолета с изменяемой геометрией крыла (например, от известного американского истребителя F-111 ([5], с. 130-132)) тем, что у него одна консоль крыла имеет прямую стреловидность, а другая консоль крыла имеет обратную стреловидность (у самолета F-111 обе консоли крыла имеют прямую стреловидность).

Наиболее близким к заявляемому изобретению является самолет, известный из патента Российской Федерации №2486105 ([6]). В одном из возможных вариантов исполнения (в варианте сверхзвукового самолета) он имеет фюзеляж, крыло, два турбореактивных (ТРД) двигателя, размещенные в общей мотогондоле друг над другом в плоскости симметрии самолета. Мотогондола прикреплена к крылу с его нижней стороны. Фюзеляж прикреплен к крылу посредством общей мотогондолы двигателей. В сверхзвуковых воздухозаборниках двигателей в качестве генератора скачков уплотнения использован общий для обоих двигателей вертикальный многоступенчатый клин неизменяемой геометрии. Каналы воздухозаборников двигателей разделены между собой горизонтальной перегородкой. Таким образом, у данного самолета функцию пилона, посредством которого фюзеляж прикреплен к крылу, выполняет мотогондола двигателей. При этом строительная высота мотогондолы (в горизонтальной плоскости) вполне достаточна для устранения проблем, связанных с аэроупругостью конструкции планера. При сверхзвуковой скорости полета скачки уплотнения от вертикального клина и обечайки воздухозаборника мотогондолы садятся только на нижнюю поверхность крыла, что позволяет уменьшить угол атаки крыла, а следовательно, уменьшить аэродинамическое сопротивление крыла и повысить аэродинамическое качество самолета.

Преимущества прототипа: расположение двух двигателей друг над другом в плоскости симметрии самолета позволяет иметь минимальный суммарный мидель фюзеляжа и двигателей, что повышает аэродинамическое качество самолета; принятое расположение двигателей позволяет отказаться от вертикального оперения, так как при отказе одного из двигателей не возникает дестабилизирующего (разворачивающего) момента по курсу, что повышает аэродинамическое качество самолета.

Раскрытие изобретения

Задачей заявляемого изобретения является улучшение летно-технических характеристик прототипа.

Очевидно, если такая задача может быть решена, то это "неочевидное" решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техники, поскольку у прототипа она не решена.

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат имеет крыло, фюзеляж, два турбореактивных двигателя, размещенные в общей мотогондоле друг над другом в плоскости симметрии самолета, мотогондола двигателей расположена с нижней стороны крыла, фюзеляж прикреплен к крылу посредством вышеуказанной мотогондолы двигателей.

Отличительным от прототипа существенным признаком является: крыло прикреплено к мотогондоле шарнирно, крыло выполнено с возможность изменения его угла установки (в продольной плоскости) по отношению к мотогондоле и фюзеляжу.

Таким образом, у заявляемого изобретения за счет изменения угла установки крыла (в продольной плоскости), по сравнению с прототипом [6], появляется возможность: сохранять горизонтальное положение фюзеляжа и мотогондолы двигателей (на любом режиме полета), что уменьшает высоту стоек шасси (а следовательно, снижает относительный вес конструкции шасси и планера) и снижает аэродинамическое сопротивление самолета (а следовательно, увеличивает аэродинамическое качество самолета); уменьшить потребную площадь крыла (так как площадь крыла определяется условиями балансировки в полете, а не требованиями отрыва носового колеса шасси при взлете), что повышает аэродинамическое качество самолета.

Так как крыло у заявляемого изобретения прикреплено к общей мотогондоле двигателей и между мотогондолой и центропланом крыла имеется щель для слива погранслоя, то у крыла, при изменении его угла установки, не образуется дополнительного аэродинамического сопротивления, связанного с неудобообтекаемой формой центроплана крыла (как это имеет место у центроплана крыла у вышеуказанного самолета F-8 Crusader [1]), что повышает аэродинамическое качество заявляемого изобретения по сравнению с вышеуказанным самолетом F-8 Crusader.

Заявляемый самолет не имеет ни горизонтального ни вертикального оперения (то есть, он выполнен по схеме бескилевая «бесхвостка»), что также повышает аэродинамическое качество самолета.

Заявляемый самолет имеет стреловидное (прямой стреловидности) крыло с отрицательной геометрической круткой и с отрицательным углом поперечного V. Это позволяет обеспечить статическую устойчивость самолета по всем осям только за счет крыла: по тангажу - за счет стреловидности и отрицательной геометрической крутки крыла; по крену - за счет требуемого угла поперечного V крыла; по курсу - за счет стреловидности, отрицательной геометрической крутки и требуемого угла поперечного V крыла. Все это повышает аэродинамическое качество самолета.

Краткое описание чертежей

На ФИГ. 1÷4 показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, где цифрами обозначено: 1 и 1a - крыло (прямой стреловидности) в его положении при горизонтальном крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета соответственно; 2 - общая мотогондола двигателей; 3 и 4 - верхний и нижний двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД) соответственно; 5 - фюзеляж; 6÷11 - элевоны крыла; 12 и 13 - расщепляющиеся щитки крыла; 14 и 15 - воздухозаборники верхнего ТРДД 3 и нижнего ТРДД 4 соответственно; 16 - разделительная щека воздухозаборников 14 и 15; 17 и 18 - обтекатели; 19 - кронштейн навески крыла; 20 - гидроцилиндр; 21 - входная дверь фюзеляжа 5; 22 - верхний наплыв фюзеляжа 5; 23 - щель с клином для слива погранслоя; 24÷26 - боковые окна пассажирской кабины и кабины пилота; 27÷29 - лобовые окна кабины пилота. Стрелкой с надписью Н.П. показано направление полета самолета. Сплошной линией показано положение крыла 1 в горизонтальном крейсерском полете, а штрихпунктирной линией показано положение крыла 1a на взлетно-посадочных режимах полета.

Осуществление изобретения

Заявляемый самолет, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте дозвукового пассажирского (административного) самолета представляет собой следующее. Имеется стреловидное (прямой стреловидности) крыло 1 (ФИГ. 1÷4), два ТРДД (верхний 3 и нижний 4), размещенные в общей мотогондоле 2 друг над другом в плоскости симметрии самолета (смещенные друг относительно друга на некоторое расстояние вдоль продольной оси самолета), фюзеляж 5 (по сути - гондола для полезной нагрузки). Крыло 1 шарнирно (ось вышеуказанного шарнира перпендикулярна плоскости симметрии самолета) прикреплено к мотогондоле 2 (мотогондола 2 расположена с нижней стороны крыла 1). Фюзеляж 5 прикреплен к крылу 1 посредством общей мотогондолы 2 (то есть, фюзеляж 5 прикреплен к нижней стороне мотогондолы 2, причем фюзеляж 5 и мотогондола 2 соединены между собой неподвижно). Таким образом, крыло 1 выполнено с возможностью изменения угла установки (в продольной плоскости) по отношению к мотогондоле 2 и фюзеляжу 5. Крыло 1 имеет элевоны 6÷11 и расщепляющиеся щитки 12 и 13 (расположенные на концах крыла 1). Крыло 1 имеет отрицательную геометрическую крутку и отрицательный угол поперечного V. В передней части мотогондолы 2 имеются воздухозаборники 14 и 15 верхнего 3 и нижнего 4 двигателей соответственно. Каналы воздухозаборников 14 и 15 разделены между собой горизонтальной перегородкой и имеют разделительную щеку 16 (служит для исключения влияния течения воздуха в одном воздухозаборнике (например, при помпаже в нем) на течение воздуха в другом воздухозаборнике). Между крылом 1 и мотогондолой 2 имеется щель для слива погранслоя. В этой сливной щели расположены два обтекателя 17 и 18, в которых размещены два кронштейна навески крыла 19 (по одному кронштейну в каждом обтекателе) и два гидроцилиндра 20, служащие для изменения угла установки крыла 1 в продольной плоскости (по одному гидроцилиндру в каждом обтекателе). Фюзеляж 5 имеет с левой стороны входную дверь 21 (с правой стороны фюзеляжа 5 имеется такая же входная дверь). С верхней стороны фюзеляжа 5 (в плоскости симметрии самолета) имеется наплыв 22, увеличивающий высоту пассажирской кабины над продольным проходом. Между наплывом 22 и передней частью мотогондолы 2 имеется щель 23 с клином для слива погранслоя. Фюзеляж 5 имеет боковые 24÷26 окна пассажирской кабины и кабины пилота (с правой стороны имеются такие же окна) и лобовые 27÷29 окна кабины пилота. У заявляемого самолета нет ни горизонтального ни вертикального оперения - он выполнен по схеме бескилевая «бесхвостка».

Остальные агрегаты заявляемого самолета не влияют на получаемый технический результат, а поэтому на фигурах и в описании не указаны.

При взлете и посадке заявляемого самолета его крыло 1 устанавливается, посредством двух гидроцилиндров 20, на максимальный угол в продольной плоскости (например, на угол 10°) по отношению к продольным осям мотогондолы 2 и фюзеляжа 5. То есть, крыло 1 поворачивается относительно оси своего шарнира на угол 10° и занимает положение 1a (на фигурах показано штрихпунктирной линией). При этом фюзеляж 5 и мотогондола 2 сохраняют свое горизонтальное положение.

В горизонтальном крейсерском полете у заявляемого самолета крыло 1 (на фигурах показано сплошной линией) устанавливается, посредством двух гидроцилиндров 20, на минимальный угол (например, равный 3°) по отношению к мотогондоле 2 и фюзеляжу 5. При этом фюзеляж 5 и мотогондола 2 сохраняют свое горизонтальное положение.

Заявляемый самолет управляется: по тангажу и крену - посредством отклонения элевонов 6÷11; по курсу - путем отклонения расщепляющихся щитков 12 и 13, расположенных на концах крыла 1 (например, как это имеет место у известного американского бомбардировщика Б-2, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло»).

Использование в заявляемом изобретении крыла с изменяемым углом установки (в продольной плоскости) позволяет, по сравнению с прототипом [6]: сохранять горизонтальное положение фюзеляжа и мотогондолы двигателей (на любом режиме полета), что уменьшает высоту стоек шасси (а следовательно, снижает относительный вес конструкции шасси и планера) и снижает аэродинамическое сопротивление самолета (а следовательно, увеличивает аэродинамическое качество самолета); уменьшить потребную площадь крыла (так как площадь крыла определяется условиями балансировки в полете, а не требованиями отрыва носового колеса шасси при взлете), что повышает аэродинамическое качество самолета.

У заявляемого самолета между нижней поверхностью крыла 1 и верхней поверхностью мотогондолы 2 имеется щель для слива погранслоя. В щели установлены два обтекателя 17 и 18. При этом каждый обтекатель состоит из двух частей (на фигурах не показаны) - верхняя часть прикреплена неподвижно к нижней поверхности крыла 1, а нижняя часть прикреплена неподвижно к верхней поверхности мотогондолы 2. При изменении угла установки крыла 1 верхние и нижние части обтекателей 17 и 18 перемещаются друг относительно друга телескопически, тем самым сохраняя удобообтекаемые формы обтекателей 17 и 18. При изменении угла установки крыла 1 форма носовой части центроплана крыла 1 не изменяется, что повышает аэродинамическое качество заявляемого самолета, по сравнению с самолетом F-8 Crusader [1].

У заявляемого изобретения два двигателя (ТРДД) расположены друг над другом в плоскости симметрии самолета на минимальном расстоянии друг от друга. Следовательно, при отказе одного из двигателей не возникает дестабилизирующего момента по курсу, что позволяет отказаться от вертикального оперения как такового. Это снижает аэродинамическое сопротивление и увеличивает аэродинамическое качество самолета в целом. Необходимая статическая устойчивость заявляемого самолета по курсу обеспечивается за счет прямой стреловидности крыла и угла поперечного V крыла.

В таком варианте исполнения заявляемого изобретения функцию пилона, посредством которого фюзеляж прикреплен к крылу, выполняет мотогондола двигателей. При этом строительная высота мотогондолы (в горизонтальной плоскости) вполне достаточна для устранения проблем, связанных с аэроупругостью конструкции планера.

Надежность и величина сила тяги современных ТРДД таковы, что на самолетах с взлетной массой до 350 тонн и дальностью полета до 16000 км устанавливают всего два ТРДД. При этом использование у самолета только двух ТРДД выгодно как экономически, так и эксплуатационно.

Поэтому использование в заявляемом изобретении двух ТРДД выгодно как экономически, так и эксплуатационно.

Возможен варианте исполнения заявляемого изобретения, когда у него вектор тяги двигателя (или двигателей) может изменять свое направление, например, в продольной плоскости относительно хорды крыла (для создания момента по тангажу - для балансировки и управления самолетом). Это может осуществляться, например, путем использования у двигателей поворотных сопел.

В заявляемом изобретении могут использоваться воздушно-реактивные двигатели (ВРД) любого типа: одноконтурные турбореактивные двигатели (ТРД); двухконтрурные ТРД; прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) и др.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него каждый из двух двигателей выполнен комбинированным, например, комбинация ТРД и ПВРД.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него один из двигателей (например, верхний) является ТРД, а другой (нижний) - ПВРД.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него помимо ВРД используется и другой тип двигателя, например, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД).

Заявляемое изобретение может иметь один или более двигателей, размещенных друг над другом в плоскости симметрии самолета (которые могут быть смещены друг относительно друга в направлении продольной оси самолета).

В заявляемом изобретении крыло может иметь любую приемлемую форму в плане: малого удлинения; большого удлинения; прямую (не стреловидную); стреловидную (прямая или обратная стреловидность); треугольную; скользящую и др.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него крыло прикреплено к мотогондоле посредством вертикального шарнира. При этом возможны три варианта исполнения заявляемого изобретения. В первом варианте исполнения ось вертикального шарнира расположена в плоскости симметрии самолета. Крыло (например, прямое, нестреловидное) выполнено с возможностью вращения относительно оси вертикального шарнира. При вертикальном взлете крыло вращается относительно оси вертикального шарнира, превращаясь в несущий винт (как это сделано в вышеуказанном экспериментальном конвертоплане X-50A фирмы Боинг [4]). В горизонтальном полете крыло останавливается, превращаясь в обычное крыло (прямое или скользящее). При вертикальной посадке происходит обратное преобразование - крыло превращается в несущий винт. В этом варианте исполнения заявляемого изобретения несущий винт может иметь как две лопасти, так и более (например, три). Во втором варианте исполнения заявляемый самолет имеет прямое крыло. При взлете и посадке крыло (путем поворота его относительно оси вертикального шарнира) устанавливается на минимальный угол стреловидности, а в горизонтальном крейсерском полете крыло (путем поворота его относительно оси вертикального шарнира) устанавливается на максимальный угол стреловидности (превращается в скользящее крыло). То есть, во втором варианте исполнения заявляемого изобретения его крыло изменяет свой угол стреловидности, как это имеет место у известных схем самолетов со скользящим крылом (например, как у указанного выше американского экспериментального самолета AD-1 [5]). В третьем варианте исполнения заявляемого изобретения левая и правые консоли крыла поворачиваются относительно оси вертикального шарнира, изменяя таким образом стреловидность крыла, как это имеет место у известных самолетов с изменяемой геометрией крыла (например, как это имеет место у вышеуказанного американского истребителя F-11 [5]).

Таким образом, у заявляемого изобретения крыло крепится к мотогондоле шарнирно. При этом ось вышеуказанного шарнира может быть или перпендикулярна оси симметрии самолета или располагаться вертикально.

Заявляемый самолет может быть выполнен по любой приемлемой аэродинамической схеме: «бесхвостка», «утка», «нормальная» и др.

Заявляемое изобретение может быть использовано: в качестве пилотируемого ЛА любого типа (например, в варианте пассажирского самолета); в качестве беспилотного ЛА.

Заявляемый самолет может иметь любую приемлемую скорость полета: дозвуковую; сверхзвуковую; гиперзвуковую.

В варианте сверхзвукового (или гиперзвукового) самолета у заявляемого изобретения в сверхзвуковых воздухозаборниках двигателей в качестве генератора скачков уплотнения может быть использован (как один из возможных вариантов) общий для обоих двигателей вертикальный клин (например, многоступенчатый, неизменяемой геометрии). Каналы воздухозаборников двигателей разделены между собой горизонтальной перегородкой. В таком варианте исполнения заявляемого изобретения при сверхзвуковой скорости полета скачки уплотнения от вертикального клина и обечайки воздухозаборника мотогондолы садятся только на нижнюю поверхность крыла, что позволяет уменьшить угол атаки крыла, а следовательно, уменьшить аэродинамическое сопротивление крыла и повысить аэродинамическое качество самолета.

В варианте сверхзвукового или гиперзвукового самолета у заявляемого изобретения при полете на сверхзвуковой или гиперзвуковой скорости скачки уплотнения от боковых поверхностей фюзеляжа садятся только на нижнюю поверхность крыла, что повышает аэродинамическое качество самолета в целом. То есть, в заявляемом изобретении имеет место полезная сверхзвуковая и гиперзвуковая интерференция между частями самолета.

Заявляемое изобретение может быть использовано как в варианте самолета обычного взлета и посадки, так и в варианте самолета вертикального взлета и посадки (или с горизонтальным или с вертикальным расположением фюзеляжа при взлете-посадке).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ. 1÷4 (и рассмотренного выше) тем, что у него левая и правая консоли крыла выполнены с возможностью дифференциально изменять свои углы установки (например, левая консоль крыла увеличивает свой угол установки, а в это время правая консоль крыла уменьшает свой угол установки, как у некоторых известных самолетов дифференциально отклоняются консоли цельноповоротного горизонтального оперения).

1. Летательный аппарат (ЛА) имеет крыло, фюзеляж, по меньшей мере, один двигатель, например воздушно-реактивный двигатель (ВРД), размещенный в мотогондоле, которая расположена с нижней стороны крыла, фюзеляж прикреплен к крылу посредством вышеуказанной мотогондолы, отличающийся тем, что крыло прикреплено к мотогондоле шарнирно.

2. ЛА по п.1, отличающийся тем, что имеет два ВРД, размещенных в общей мотогондоле один над другим в плоскости симметрии ЛА.

3. ЛА по п.1 или 2, отличающийся тем, что ось вышеуказанного шарнира крыла перпендикулярна плоскости симметрии самолета, крыло выполнено с возможностью поворота относительно оси вышеуказанного шарнира и изменения угла его установки по отношению к мотогондоле и фюзеляжу.

4. ЛА по п.3, отличающийся тем, что крыло выполнено прямой стреловидности.

5. ЛА по п.1 или 2, отличающийся тем, что ось вышеуказанного шарнира расположена вертикально, крыло (как единое целое) выполнено с возможностью поворота относительно оси вышеуказанного шарнира и изменения угла его установки по отношению к мотогондоле и фюзеляжу (изменения угла стреловидности крыла - превращения крыла в скользящее крыло).

6. ЛА по п.1 или 2, отличающийся тем, что ось вышеуказанного шарнира расположена вертикально, левая и правая консоли крыла выполнены с возможностью независимого поворота относительно оси вышеуказанного шарнира и изменения угла его установки по отношению к мотогондоле и фюзеляжу (изменения угла стреловидности крыла - левая и правая консоли крыла имеют одинаковую стреловидность, например, прямую стреловидность).

7. ЛА по п.1 или 2, отличающийся тем, что ось вышеуказанного шарнира крыла перпендикулярна плоскости симметрии самолета, левая и правая консоли крыла выполнены с возможностью поворота относительно оси вышеуказанного шарнира и дифференциального изменения угла их установки по отношению к мотогондоле и фюзеляжу.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиастроению. Корпус реактивного двигателя содержит прикрепленную к держателю жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами, по сторонам которой на участке стенки от камеры сгорания топлива до выходного отверстия реактивного сопла снаружи установлены параллельно одно над другим с наклоном по отношению к центральной оси тонкостенные ребра, создающие подъемную силу при перемещении в воздушной среде.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздухозаборников сверхзвуковых пассажирских самолетов. .

Изобретение относится к направляющим устройствам вращения, предназначенным для установки между неподвижной и подвижной частями оборудования, в частности гондолы воздушного судна, подверженного сильным изменениям температуры и давления.

Изобретение относится к элементу конструкции, способному выдерживать повышенные температуры, в частности к заднему шпангоуту гондолы летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, а именно к гондолам силовых установок летательных аппаратов. .

Изобретение относится к самолетостроению, преимущественно к конструкциям легких летательных аппаратов, в частности к мотодельталетам. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к противофлатерным устройствам, устанавливаемым на гондолах двигателей современных летательных аппаратов.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к комбинированному летательному аппарату. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к самолетам, и преимущественно может быть использовано на летательных аппаратах для улучшения аэродинамических характеристик крыла бипланной схемы.

Пилон летательного аппарата для удержания двух- или трехконтурного турбореактивного двигателя (1) содержит верхнюю поверхность соединения с летательным аппаратом, две боковые стороны и подошву в своей нижней части. Пилон содержит часть, проходящую ниже по потоку от сопла (5) холодного потока турбореактивного двигателя и омываемую холодным потоком. В части, проходящей в холодном потоке за пределы сопла, имеется отверстие (8), расположенное на одной из боковых сторон пилона, через которое струя воздуха инжектируется в газовый поток или всасывается из газового потока, циркулирующего вдоль его боковых сторон. Летательный аппарат содержит пилон. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиастроению, в частности к моделированию корпусов реактивных двигателей, устанавливаемых под крылом летательных аппаратов гражданского назначения, преимущественно, самолетов с прямым, стреловидным и треугольным крылом. Корпус реактивного двигателя содержит прикрепленную к держателю жесткую тонкостенную оболочку с входным отверстием и выходным отверстием реактивного сопла, между которыми снизу на внешней стороне оболочки выполнена криволинейная площадка. Криволинейная площадка имеет прямой участок, расположенный под углом 4-12° по отношению к центральной оси оболочки. Изобретение позволяет увеличить подъемную силу. 5 ил.
Наверх