Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом

Группа изобретений относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом включает передний и задний лонжерон, предкрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта. В первом варианте двигатель воздушного винта установлен на переднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном предкрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между предкрылком и передним лонжероном крыла. Во втором варианте двигатель воздушного винта установлен на заднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном и закрылком. В третьем варианте двигатель воздушного винта установлен на лонжероне закрылка таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном крыла и закрылком. Группа изобретений направлена на повышение надежности уборки воздушного винта. 3 н.п. ф-лы, 8 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, в частности к применяемым на летательных аппаратах (ЛА) воздушным винтам, убирающимся из обтекающего летательный аппарат потока воздуха. Воздушные винты могут убираться из потока для уменьшения аэродинамического сопротивления ЛА в полете в случае, когда для полета не требуется создание тяги. К таким ЛА можно отнести мотопланеры, некоторые классы авиамоделей, беспилотные ЛА (БПЛА) и разрабатываемые самолеты новых схем с распределенными силовыми установками.

Известен мотопланер STEMME S-10 (www.stemme.de) с воздушным винтом, убирающимся в нишу носовой части фюзеляжа, образованную выдвижным носовым обтекателем и основной конструкцией фюзеляжа. Недостатками устройства являются размещение механизма складывания лопастей воздушного винта в наиболее нагруженной комлевой части лопасти и сложность конструкции, снижающая надежность, а также значительная по площади часть диска винта, закрытая носовым обтекателем, не создающая тяги.

Известны мотопланеры: Composit Viva (www.compositairplanes.cz) и Alisport Slient-2 (www.alisport.com), на которых уборка лопастей воздушных винтов осуществляется вдоль носовой части фюзеляжа в специальные ниши. Недостатком, как и в предыдущем случае, является размещение механизма складывания лопастей воздушного винта в наиболее нагруженной комлевой части лопасти. Также в полете при вращении воздушного винта создается дополнительное аэродинамическое сопротивление от обдувки винтом ниш на фюзеляже, предназначенных для уборки лопастей.

Известен мотопланер Shempp Hirth Arcus Е (www.schempp-hirth.com), у которого двигатель и воздушный винт расположены на стойке над фюзеляжем и при планировании убираются в отсек внутри фюзеляжа. Недостатком в данном случае является необходимость иметь значительный дополнительный объем внутри ЛА для размещения воздушного винта и двигателя в убранном положении, в полете при работе воздушного винта создается дополнительное аэродинамическое сопротивление от стойки, несущей на фюзеляже двигатель с винтом, а также сложность конструкции.

Известны работы NASA и авиакомпании МВЛ Cape Air (Graham Warwick "Is Just First Step" Aviation Week & Space Technology, Jun 26, 2015) по формированию облика легкого самолета, использующего для увеличения подъемной силы на взлете и посадке эффект обдувки крыла с помощью дополнительных воздушных винтов перед передней кромкой крыла (Фиг. 1). Для уменьшения потерь тяги и минимизации сопротивления, не требуемых в крейсерском полете, дополнительные воздушные винты должны убираться из потока. В настоящее время в исследованиях NASA по программе LEAPTech (Joby Aviation (www.jobyaviation.com) изучается вариант конструкции складного многолопастного воздушного винта (Фиг. 2), принятого за прототип как наиболее близкого к предлагаемому изобретению. Конструкция состоит из мотогондолы двигателя установленной перед передней кромкой крыла, многолопастного воздушного винта, механизма складывания каждой лопасти, работающего таким образом, что, размещаясь вокруг поверхности мотогондолы, лопасти образуют с ней единое целое (Фиг. 2). Недостатком конструкции является размещение механизма складывания лопасти в наиболее ее нагруженной комлевой части, имеющего сложную конструкцию, снижающую надежность. Также выступающая в воздушный поток мотогондола увеличивает аэродинамическое сопротивление в полете и может привести к срыву потока в стыке мотогондолы с крылом, определенную сложность представляет собой проектирование лопасти воздушного винта с учетом формы поверхности мотогондолы.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является разработка конструкции крыла летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, использование которой увеличивает эффективность и надежность работы вспомогательной/дополнительной силовой установки.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что на крыле летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, включающем в себя передний и задний лонжерон, предкрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта, двигатель воздушного винта установлен на переднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном предкрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между предкрылком и передним лонжероном крыла, при этом воздушный винт выполнен двухлопастным и его лопасти составляют одно целое с втулкой винта с возможностью их размещения внутри предкрылка с ориентацией вдоль размаха крыла при остановленном двигателе и убранном предкрылке.

Технический эффект достигается также тем, что на крыле летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, включающем в себя передний и задний лонжерон, закрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта, двигатель воздушного винта установлен на заднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном и закрылком, при этом воздушный винт выполнен двухлопастным и его лопасти составляют одно целое с втулкой винта с возможностью их размещения между задним лонжероном и закрылком с ориентацией вдоль размаха крыла при остановленном двигателе и убранном закрылке, а пространство между задним лонжероном и закрылком на верхней и нижней поверхности крыла закрывается раскладывающимися створками.

Технический эффект достигается также тем, что на крыле летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, включающем в себя передний и задний лонжерон, закрылок, лонжерон закрылка, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта, двигатель воздушного винта установлен на лонжероне закрылка таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном крыла и закрылком, при этом воздушный винт выполнен двухлопастным и его лопасти составляют одно целое с втулкой винта с возможностью их размещения между задним лонжероном и закрылком с ориентацией вдоль размаха крыла при остановленном двигателе и убранном закрылке, а пространство между задним лонжероном и закрылком на верхней и нижней поверхности крыла закрывается раскладывающимися створками.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, на которых показаны принципиальные схемы уборки воздушного винта из обтекающего летательный аппарат потока воздуха и размещения составляющих элементов конструкции одного отдельно взятого воздушного винта на крыле в составе вспомогательной/дополнительной силовой установки летательного аппарата. Сама вспомогательная установка может состоять из различного числа вспомогательных/дополнительных двигателей, расположенных вдоль размаха крыла.

Фиг. 3 - схема расположения убирающегося воздушного винта при взлетно-посадочных режимах полета ЛА в случае размещения двигателя с винтом на переднем лонжероне крыла.

Фиг. 4 - схема расположения убирающегося воздушного винта в крейсерском режиме полета ЛА в случае размещения двигателя с винтом на переднем лонжероне крыла.

Фиг. 5 - схема расположения убирающегося воздушного винта при взлетно-посадочных режимах полета ЛА в случае размещения двигателя с винтом на заднем лонжероне крыла.

Фиг. 6 - схема расположения убирающегося воздушного винта в крейсерском режиме полета ЛА, в случае размещения двигателя с винтом на заднем лонжероне крыла.

Фиг. 7 - схема расположения убирающегося воздушного винта при взлетно-посадочных режимах полета ЛА в случае размещения двигателя с винтом на лонжероне закрылка.

Фиг.8 - схема расположения убирающегося воздушного винта в крейсерском режиме полета ЛА в случае расположения двигателя с винтом на лонжероне закрылка.

Устройство крыла с убирающимся воздушным винтом в случае размещения вспомогательного/дополнительного двигателя на переднем лонжероне крыла (Фиг. 3) включает в себя: вспомогательный/дополнительный двигатель 1, вал 2, втулку 3, лопасти воздушного винта 4, передний лонжерон крыла 5, предкрылок 6, поворотную створку предкрылка 7. На переднем лонжероне крыла 5 вдоль размаха крыла может расположиться более одного вспомогательных/дополнительных двигателей 1, составляющих энергетическую механизацию крыла. Работает устройство следующим образом. В процессе взлета и посадки ЛА происходит выпуск предкрылка крыла, запуск двигателей 1 и вращение воздушных винтов. При переходе от взлетной конфигурации к полетной двигатели 1 выключаются, воздушные винты останавливаются таким образом, что лопасти 4 занимают положение вдоль размаха крыла, предкрылок переводится в убранное положение. В результате этого конфигурация устройства приобретает вид, приведенный на Фиг. 4. Лопасти воздушного винта 4 и двигатель 1 закрыты от набегающего потока предкрылком 6 и поворотной створкой предкрылка 7, расположены внутри конструкции и не нарушают внешних обводов профиля крыла, не создавая дополнительного аэродинамического сопротивления в крейсерском полете.

Устройство крыла с убирающимся воздушным винтом в случае размещения вспомогательного/дополнительного двигателя на заднем лонжероне крыла (Фиг. 5) включает в себя: вспомогательный/дополнительный двигатель 1, вал 2, втулку 3, лопасти воздушного винта 4, задний лонжерон крыла 8, раскладывающиеся створки на верхней и нижней поверхности крыла 9, закрылок 10. На заднем лонжероне крыла 8 вдоль размаха крыла может расположиться более одного вспомогательного/дополнительных двигателей 1, составляющих энергетическую механизацию крыла. Работает устройство следующим образом. В процессе взлета и посадки ЛА происходит выпуск закрылка 10 во взлетно-посадочное положение, складывание створок 9, освобождающих промежуток между задним лонжероном 8 и закрылком 10, запуск двигателей 1 и вращение воздушных винтов. При переходе от взлетно-посадочной конфигурации к полетной двигатели 1 выключаются, воздушные винты останавливаются таким образом, что лопасти 4 занимают положение вдоль размаха крыла, закрылок 10 переводится в убранное положение. Створки 9 раскладываются и закрывают промежуток между задним лонжероном 8 и закрылком 10 на нижней и верхней поверхности крыла. В результате этого конфигурация устройства приобретает вид, приведенный на Фиг. 6. Лопасти воздушного винта 4 и двигатель 1 закрыты от набегающего потока раскладывающимися створками 9, расположены внутри конструкции и не нарушают внешних обводов профиля крыла, не создавая дополнительного аэродинамического сопротивления в крейсерском полете.

Устройство крыла с убирающимся воздушным винтом в случае размещения вспомогательного/дополнительного двигателя на лонжероне закрылка (Фиг. 7) включает в себя: вспомогательный/дополнительный двигатель 1, вал 2, втулку 3, лопасти воздушного винта 4, закрылок 10, лонжерон закрылка 11, раскладывающиеся створки на верхней и нижней поверхности крыла 9. На лонжероне закрылка 11 вдоль размаха крыла может расположиться более одного вспомогательных/дополнительных двигателей 1, составляющих энергетическую механизацию крыла. Работает устройство следующим образом. В процессе взлета и посадки ЛА происходит выпуск закрылка 10, запуск двигателей 1 и вращение воздушных винтов. При переходе от взлетно-посадочной конфигурации к полетной двигатели 1 выключаются, воздушные винты останавливаются таким образом, что лопасти 4 занимают положение вдоль размаха крыла, закрылок 10 переводится в убранное положение. Створки 9 раскладываются и закрывают промежуток между задним лонжероном крыла 8 и закрылком 10 на нижней и верхней поверхности крыла. В результате этого конфигурация устройства приобретает вид, приведенный на Фиг. 8. Лопасти воздушного винта 4 и двигатель 1 закрыты от набегающего потока и не нарушают внешних обводов профиля крыла, не создавая дополнительного аэродинамического сопротивления в крейсерском полете.

Предложенные схемы вариантов крыла с убирающимся воздушным винтом могут быть аналогично использованы для оснащения убирающимися воздушными винтами других аэродинамических поверхностей летательного аппарата, например вертикального оперения, горизонтального оперения (в том числе цельноповоротных).

Простота и надежность предлагаемого устройства обеспечивается существующими и отработанными конструкциями устройств уборки-выпуска современных средств механизации крыла и применением воздушных винтов, не имеющих механизмов складывания лопастей.

Предлагаемое изобретение может быть использовано:

- на авиамоделях, мотопланерах, беспилотных ЛА;

- как элемент энергетической механизации крыла (средство увеличения подъемной силы на режимах взлета и посадки при обдувке крыла струями от воздушных винтов);

- как элемент вспомогательной силовой установки ЛА вертикального взлета и посадки на режимах вертикального взлета и посадки.

1. Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, включающее передний и задний лонжерон, предкрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта, отличающееся тем, что двигатель воздушного винта установлен на переднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном предкрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между предкрылком и передним лонжероном крыла, при этом воздушный винт выполнен двухлопастным и его лопасти составляют одно целое с втулкой винта с возможностью их размещения внутри предкрылка с ориентацией вдоль размаха крыла при остановленном двигателе и убранном предкрылке.

2. Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, включающее передний и задний лонжерон, закрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта, отличающееся тем, что двигатель воздушного винта установлен на заднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном и закрылком, при этом воздушный винт выполнен двухлопастным и его лопасти составляют одно целое с втулкой винта с возможностью их размещения между задним лонжероном и закрылком с ориентацией вдоль размаха крыла при остановленном двигателе и убранном закрылке, а пространство между задним лонжероном и закрылком на верхней и нижней поверхности крыла закрывается раскладывающимися створками.

3. Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, включающее передний и задний лонжерон, закрылок, лонжерон закрылка, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта, отличающееся тем, что двигатель воздушного винта установлен на лонжероне закрылка таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном крыла и закрылком, при этом воздушный винт выполнен двухлопастным и его лопасти составляют одно целое с втулкой винта с возможностью их размещения между задним лонжероном и закрылком с ориентацией вдоль размаха крыла при остановленном двигателе и убранном закрылке, а пространство между задним лонжероном и закрылком на верхней и нижней поверхности крыла закрывается раскладывающимися створками.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к вспомогательной силовой установке (ВСУ) летательного аппарата. Дренажная мачта (13) для слива жидкостей из отсека (11) ВСУ летательного аппарата имеет первый конец (15), присоединенный к отсеку (11) ВСУ, и второй конец (17) для выпускания жидкостей в атмосферу.

Изобретение относится к устройству аварийного питания для летательного аппарата. Устройство (3) аварийного питания для летательного аппарата (1) содержит, по меньшей мере, один воздухозаборный канал (5), турбину (25) и, по меньшей мере, одно устройство-генератор (31) энергии для летательного аппарата.

Группа изобретений относится к устройству и способу электрического питания летательного аппарата на земле. Устройство содержит два электрических генератора/стартера, вспомогательную силовую установку, сеть электрического руления с электрическими двигателями приводов колес, сеть электрического питания летательного аппарата, средства селективного соединения/разъединения с сетями летательного аппарата и руления, подключенных определенным образом.

Группа изобретений относится к способу и системе регулирования мощности в случае отказа двигателя летательного аппарата. Для регулирования мощности при отказе по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата увеличивают пределы работы основной силовой установки типа двигателя (GPP) в соответствии с тремя аварийными режимами, расположенными последовательно в порядке уменьшения уровня мощности.

Изобретение относится к рекуперации энергии в летательном аппарате. Способ рекуперации энергии в летательном аппарате заключается в том, что когда летательный аппарат находится на земле, тепловую энергию, рассеиваемую вспомогательной генерацией мощности (20), рекуперируют теплообменником (1) на уровне ее выпуска (14) для обеспечения цикла рекуперативного турбокомпрессора (10) для создания дополнительной механической энергии к вспомогательной генерации мощности (20).

Изобретение относится к энергетике. Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата, содержащего основные двигатели 200 в качестве основной двигательной установки, причём при помощи основного источника 1 мощности класса двигатель в качестве двигательной установки выдают всю нетяговую энергию Enp, а во время переходных фаз работы двигателей, самое большее, частично подают дополнительную мощность (kEp, ktEpt) на каскад высокого давления ВД основных двигателей и увеличивают запас по помпажу основных двигателей.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям топливных систем летательных аппаратов. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат оборудован установкой топливоснабжения двигателей (2, 3, 4) моторной группы (1) винтокрылого летательного аппарата.

Изобретение относится к электроснабжению системы управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления самолета. Система энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета содержит бортовые электрогенераторы переменного тока, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, блоки управления электрогенераторами, трансформаторы тока, основные аккумуляторные батареи, аварийные батареи, выпрямительные устройства, систему контроля энергообеспечения, состоящую из центрального бортового вычислителя и измерительно-управляющих устройств.

Группа изобретений относится к способу оптимизации общей эффективности энергии на борту летательного аппарата и силовой группе, реализующей этот способ. Для оптимизации общей эффективности энергии используют генератор мощности класса двигатель, расположенный вблизи кабины для генерирования пневматической энергии для кабины и частично для генерирования гидравлической или электрической энергии для остальной части летательного аппарата, минимизируют расхождения между номинальной точкой источников мощности в условиях функционирования этих источников и точкой расчета участия этих источников в не приводящей в движение энергии в условиях отказа основного двигателя, равномерно распределяют мощность основных двигателей и основного генератора мощности при номинальном функционировании и в случае отказа основного двигателя.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в системах электроснабжения автономных объектов. Техническим результатом является повышение надежности работы.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Пилон (30) имеет обтекаемый профиль, определяемый двумя противоположными боковыми поверхностями и продольно между передней кромкой (31) и задней кромкой (33).

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, более конкретно, к нижнему заднему аэродинамическому обтекателю для устройства крепления двигателя. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиастроению, а именно к конструкции капотов силовых установок двигателей самолета. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к силовым установкам самолетов с двухконтурными турбореактивными двигателями, снабженными агрегатами, расположенными в основном на коробках приводов.

Изобретение относится к подвеске пилона двигателя на летательном аппарате. Пилон (31) для установки двигателя (10) на конструкции летательного аппарата содержит первое средство (32) крепления, выполненное с возможностью крепления на пилоне, и второе средство (33) крепления.

Изобретение относится к способу установки двигателя (40) летательного аппарата на пилоне (43). Размещают первый срезной штифт (53) в первом отверстии (51) и второй срезной штифт (54) во втором отверстии, выполненных в переднем креплении (46) двигателя, предварительно закрепленном на двигателе (40) при помощи тяг.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям летательного аппарата. Узел содержит газотурбинный двигатель и систему крепления двигателя к летательному аппарату.

Изобретение относится к области авиации, в частности, к подвеске турбореактивных двигателей. Устройство для подвески турбореактивного двигателя содержит крепления с шарнирно соединенными звеньями.

Группа изобретений относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом включает передний и задний лонжерон, предкрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта. В первом варианте двигатель воздушного винта установлен на переднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном предкрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между предкрылком и передним лонжероном крыла. Во втором варианте двигатель воздушного винта установлен на заднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном и закрылком. В третьем варианте двигатель воздушного винта установлен на лонжероне закрылка таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном крыла и закрылком. Группа изобретений направлена на повышение надежности уборки воздушного винта. 3 н.п. ф-лы, 8 ил.

Наверх