Крыло с изменяемыми аэродинамическими характеристиками и летательные аппараты с использованием данного крыла (варианты)

Крыло летательного аппарата с изменяемыми аэродинамическими характеристиками включает основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла, которые выполнены в виде двух либо более надкрылков, последовательно выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде двух либо более подкрылков, последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде двух либо более последовательно выдвигаемых надкрылков и подкрылков. Заявлены также три варианта летательного аппарата, использующих крыло. Изобретение направлено на улучшение аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата при различных режимах полета. 4 н.п. ф-лы, 27 ил.

 

Изобретение относится к области авиации, а именно к устройствам предназначенных для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата и может быть использовано для летательных аппаратов различных типов.

Известно расчетное исследование С.А. Чаплыгина («Теория решетчатого крыла», Избранные работы по теории крыла., Ленинград, Гос. Издат. технико-теоретической литературы, 1949 г.) в котором доказано, что подъемная сила крыла входящего в состав многопланного крыла значительно превосходит подъемную силу аналогичного отдельного крыла. Известно исследование многоразрезного крыла С.А. Чаплыгина («Экспериментальная аэродинамика», Мартынов А.К., Гос. Издат. оборонной промышленности., 1949 г. см. фиг. 8.56, стр. 312), в котором приведены данные по значительному увеличению подъемной силы многоразрезного крыла. Недостатком вышеприведенных конструкций крыла является высокое аэродинамическое сопротивление при горизонтальном крейсерском режиме полета. Известен также способ изменения аэродинамических характеристик крыла воздушного судна (патент РФ N 2250859, ОАО «ЦК ФПГ «Российский авиционный консорциум», авторы Артемьев В.В., Кануков М.И., Климов В.Т., и др., опубл. 27.04.2005 г.) заключающийся в том, что крыло выполняют составным из малого и большого элементов близкого профиля, при этом в убранном положении из обоих элементов формируют единый профиль, а при выпущенном положении малый элемент отводят от большого профиля для увеличения толщины составного крыла, при этом малый элемент отводят от большого профиля эквидистантно, а соотношение площадей большого и малого профиля составного крыла выбирают равным 1:0,3. Данное решение принято за прототип. К недостаткам данного технического решения следует отнести возникновение каверны необтекаемой формы на верхней плоскости основного профиля крыла при выдвинутом положении крыла малого профиля. Целью данного изобретения является использование трансформируемого многопланного крыла для улучшения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой. Данная цель достигается путем выполнения крыла летательного аппарата с изменяемыми аэродинамическими характеристиками, включающее основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом, при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде двух либо более надкрылков последовательно выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде двух либо более подкрылков, последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде двух либо более последовательно выдвигаемых надкрылков и подкрылков, при этом в сложенном положении подкрылки формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла, а надкрылки в сложенном положении формируют верхнюю обтекаемую поверхность крыла, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши предыдущего подкрылка, при этом профиль верхней поверхности последовательно выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности предыдущего подкрылка, при этом первый надкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль нижней поверхности первого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый надкрылок выдвигается из ниши предыдущего надкрылка, при этом профиль нижней поверхности последовательно выдвигаемого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности предыдущего надкрылка, при этом профиль выдвигаемых надкрылков и подкрылков выполнен каплеобразного сечения ассиметричной формы, при этом подкрылки выполнены плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль надкрылков выполнен в виде вогнуто-плоского либо двояко-вогнутого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля. Указанная цель также достигается для трех вариантов летательных аппаратов с использованием приведенной конструкции составного крыла. Вариант 1. Летательный аппарат с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой включающий фюзеляж, силовую установку, интегральную систему управления, составные крылья с основным профилем крыла и с дополнительно выдвигаемыми профильными элементами крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом силовая установка состоит как минимум из трех турбореактивных двигателей, либо турбовентиляторных двигателей, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом как минимум два двигателя имеют возможность поворота вокруг вертикальной оси, при этом составное крыло выполнено кольцевого, овального либо многоугольного очертания в плане, при этом носок составного крыла находится в створе набегающего потока воздушной струи из турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом в режиме вертикального взлета зависания, вертикального маневра и вертикальной посадки, для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата реактивные моменты от трех либо более турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, направлены радиально, как минимум, в трех направлениях, при этом при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены в виде двух либо более надкрылков последовательно выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде двух либо более подкрылков, последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде двух либо более последовательно выдвигаемых надкрылков и подкрылков, при этом в сложенном положении подкрылки формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла, а надкрылки в сложенном положении формируют верхнюю обтекаемую поверхность крыла, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши предыдущего подкрылка, при этом профиль верхней поверхности последовательно выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности предыдущего подкрылка, при этом первый надкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль нижней поверхности первого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый надкрылок выдвигается из ниши предыдущего надкрылка, при этом профиль нижней поверхности последовательно выдвигаемого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности предыдущего надкрылка, при этом профиль выдвигаемых надкрылков и подкрылков выполнен каплеобразного сечения ассиметричной формы, при этом подкрылки выполнены плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль надкрылков выполнен в виде вогнуто-плоского либо двояко-вогнутого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля. Вариант 2. Летательный аппарат с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой включающий фюзеляж, силовую установку, интегральную систему управления, составные крылья с основным профилем крыла и с дополнительно выдвигаемыми профильными элементами крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом силовая установка состоит как минимум из трех турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом как минимум два составных крыла с дополнительно выдвигаемыми профильными элементами сблокированы заодно с турбореактивными, либо турбовентиляторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями и выполнены поворотными относительно вертикальной оси, при этом носки сблокированных составных крыльев находятся в створе набегающего потока воздушной струи из турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом в режиме вертикального взлета зависания, вертикального маневра и вертикальной посадки, для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата реактивные моменты от трех либо более турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, направлены радиально, как минимум, в трех направлениях, при этом при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены в виде двух либо более надкрылков последовательно выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде двух либо более подкрылков, последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде двух либо более последовательно выдвигаемых надкрылков и подкрылков, при этом в сложенном положении подкрылки формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла, а надкрылки в сложенном положении формируют верхнюю обтекаемую поверхность крыла, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши предыдущего подкрылка, при этом профиль верхней поверхности последовательно выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности предыдущего подкрылка, при этом первый надкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль нижней поверхности первого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый надкрылок выдвигается из ниши предыдущего надкрылка, при этом профиль нижней поверхности последовательно выдвигаемого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности предыдущего надкрылка, при этом профиль выдвигаемых надкрылков и подкрылков выполнен каплеобразного сечения ассиметричной формы, при этом подкрылки выполнены плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль надкрылков выполнен в виде вогнуто-плоского либо двояко-вогнутого сегментного профиля, при этом при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля. Вариант 3. Летательный аппарат включающий фюзеляж, силовую установку, интегральную систему управления, составные крылья с основным профилем крыла и с дополнительно выдвигаемыми профильными элементами крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, отличающийся тем что силовая установка состоим как минимум из двух турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом составные крылья расположены в створе набегающего потока истекающей струи из турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов составного крыла, при этом выхлопная часть двигателей расположена от носка составного крыла на расстоянии не менее чем ΔL=C*max, где С*max - максимальная толщина составного крыла с учетом выдвинутых подкрылков, при этом при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, и посадкой для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде двух либо более подкрылков последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, при этом в сложенном положении подкрылки формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши предыдущего подкрылка, при этом профиль верхней поверхности последовательно выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности предыдущего подкрылка, при этом профиль выдвигаемых подкрылков выполнен каплеобразного сечения ассиметричной формы, при этом подкрылки выполнены плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом при этом основной профиль крыла при выдвинутых подкрылках имеет обтекаемую форму профиля.

На иллюстрационных примерах данного изобретения показаны варианты исполнения трансформируемого крыла летательного аппарата, а также варианты летательных аппаратов с использованием вариантов трансформируемого крыла:

на фиг. 1 - сечение А1.1-А1.1, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми подкрылками, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом второй выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши первого подкрылка, при этом профиль верхней поверхности второго выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности первого подкрылка, при этом профиль выдвигаемых подкрылков выполнен каплеобразного сечения ассиметричной формы, при этом первый подкрылок выполнен вогнуто-выпуклого сегментного профиля, второй подкрылок выполнен плоско-выпуклого сегментного профиля, при этом при этом основной профиль крыла при выдвинутых подкрылках имеет обтекаемую форму;

на фиг. 2 - сечение А1.2-А1.2, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми первым подкрылком, при этом второй подкрылок находится в сложенном положении;

на фиг. 3 - сечение А1.3-А1.3, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом подкрылки находятся сложенном положении и формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла;

на фиг. 4 - сечение B1.1-В1.1, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана схема обдува трансформируемого профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом второй выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши первого подкрылка, при этом профиль верхней поверхности второго выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности первого подкрылка, при этом профиль выдвигаемых подкрылков выполнен каплеобразного сечения ассиметричной формы, при этом первый подкрылок выполнен вогнуто-выпуклого сегментного профиля, второй подкрылок выполнен плосковыпуклого сегментного профиля, при этом при этом основной профиль крыла при выдвинутых подкрылках имеет обтекаемую форму;

на фиг. 5 - сечение В1.2-В1.2, показана схема обдува трансформируемого профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя с выдвинутыми первым подкрылком, при- этом второй подкрылок находится в сложенном положении;

на фиг. 6 - сечение В1.3-В1.3, показана схема обдува трансформируемого профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом подкрылки находятся сложенном положении и формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла;

на фиг. 7 - сечение В1.1-В1.1, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана схема обдува трансформируемого профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом второй выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши первого подкрылка, при этом профиль верхней поверхности второго выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности первого подкрылка, при этом профиль выдвигаемых подкрылков выполнен каплеобразного сечения ассиметричной формы, при этом первый подкрылок выполнен вогнуто-выпуклого сегментного профиля, второй подкрылок выполнен плоско-выпуклого сегментного профиля, при этом при этом основной профиль крыла при выдвинутых подкрылках имеет обтекаемую форму;

на фиг. 8 - сечение С1.2-С1.2, показана схема обдува трансформируемого профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, с выдвинутыми первым подкрылком, при этом второй подкрылок находится в сложенном положении;

на фиг. 9 - сечение С1.3-С1.3, показана схема обдува трансформируемого профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом подкрылки находятся сложенном положении и формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла;

на фиг. 10 - сечение D1.1-D1.1, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана схема обдува трансформируемого профиля составного кольцеобразного крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного кольцеобразного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного кольцеобразного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом второй выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши первого подкрылка, при этом профиль верхней поверхности второго выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности первого подкрылка, при этом профиль выдвигаемых подкрылков выполнен каплеобразного сечения ассиметричной формы, при этом первый подкрылок выполнен вогнуто-выпуклого сегментного профиля, второй подкрылок выполнен плоско-выпуклого сегментного профиля, при этом при этом основной профиль крыла при выдвинутых подкрылках имеет обтекаемую форму;

на фиг. 11 - сечение D1.2-D1.2, в режиме разгона и набора высоты показана схема обдува трансформируемого профиля кольцеобразного составного крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, с вьщвинутыми первым подкрылком, при этом второй выдвигаемый подкрылок находится в сложенном положении;

на фиг. 12 - сечение D1.3-D1.3, показана схема обдува трансформируемого профиля кольцеобразного составного крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом подкрылки находятся сложенном положении и формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла;

на фиг. 13 - сечение К1.1-К1.1, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана схема обдува трансформируемого профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков, при этом надкрылки находятся в сложенном положении, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом второй выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши первого подкрылка, при этом профиль верхней поверхности второго выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности первого подкрылка, при этом профиль выдвигаемых подкрылков выполнен каплеобразного сечения ассиметричной формы, при этом первый подкрылок выполнен вогнуто-выпуклого сегментного профиля, второй подкрылок выполнен плоско-выпуклого сегментного профиля, при этом при этом основной профиль крыла при выдвинутых подкрылках имеет обтекаемую форму;

на фиг. 14 - сечение К1.2-К1.2, показана схема обдува трансформируемого профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, с вьщвинутыми первым подкрылком, при этом второй подкрылок находится в сложенном положении, при этом надкрылки также находятся в сложенном положении;

на фиг. 15 - сечение К1.3-К1.3, показана схема обдува трансформируемого профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом подкрылки и надкрылки находятся сложенном положении и формируют нижнюю и верхнюю обтекаемую поверхность крыла;

на фиг. 16 - сечение К1.4-К1.4, в режиме вертикального маневрирования показана схема обдува трансформируемого профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых надкрылков, при этом подкрылки находятся в сложенном положении, при этом первый надкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль нижней поверхности первого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности ниши основного крыла, при этом второй выдвигаемый надкрылок выдвигается из ниши первого надкрылка, при этом профиль нижней поверхности второго выдвигаемого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности первого надкрылка, при этом профиль выдвигаемых надкрылков выполнен каплеобразного сечения ассиметричной формы, при этом первый надкрылок выполнен двояко-вогнутого сегментного профиля, второй надкрылок выполнен вогнуто-плоского сегментного профиля, при этом при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках имеет обтекаемую форму;

на фиг. 17 - сечение К1.5-К1.5, показана схема обдува трансформируемого профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, с вьщвинутыми первым надкрылком, при этом второй надкрылок находится в сложенном положении, при этом подкрылки также находятся в сложенном положении;

на фиг. 18 - сечение К1.6-К1.6, показана схема обдува трансформируемого профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, в режиме подготовки к вертикальному маневру, при этом основной профиль составного крыла наклонен с обратным углом атаки, при этом подкрылки и надкрылки находятся сложенном положении и формируют нижнюю и верхнюю обтекаемую поверхность крыла;

на фиг. 19 - компоновочная схема самолета в плане с сигарообразной формой фюзеляжа с двумя турбореактивными двигателями размещенными в хвостовой части фюзеляжа, при этом стреловидные крылья составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками находятся в средней части самолета с обдувом набегающим потоком атмосферного воздуха;

на фиг. 20 - компоновочная схема самолета в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с четырьмя реактивными двигателями, размещенными на выдвинутых вперед консолях перед носком боковых прямых крыльев составного профиля и одним двухконтурным реактивным двигателем размещенным в хвостовой части фюзеляжа при этом носки всех крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в створе набегающего потока истекающей струи из реактивных двигателей;

на фиг. 21 - компоновочная схема самолета в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с низкопланным крылом в носовой части фюзеляжа и с высокопланным крылом в хвостовой части фюзеляжа, с восемью реактивными двигателями, размещенными на выдвинутых вперед консолях перед носком боковых прямых крыльев составного профиля как для низкопланного так и для высокопланного крыла, при этом носки крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в створе набегающего потока истекающей струи из реактивных двигателей;

на фиг. 22 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета в плане с вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными турбовинтовентиляторными двигателями с хвостовым расположением винтов, размещенными на опорных горизонтальных кольцевых консолях, при этом вокруг поворотных двигателей предусмотрено составное кольцевое крыло трансформируемого профиля, при этом для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата предусмотрены дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла в виде двух подкрылков последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, при этом носок составного кольцевого крыла расположен в створе набегающего потока истекающей струи из поворотных двигателей, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие реактивные моменты от одиночных поворотных турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально в трех направлениях под углом 120 град.;

на фиг. 23 - компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой, в плане, по фиг. 22, при положении поворотных двигателей в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 24 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета в плане с вертикальным взлетом и посадкой, с дискообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными турбовинтовентиляторными двигателями с хвостовым расположением винтов, которые выполнены сблокированными с поворотными трапециевидными крыльями трансформируемого профиля и размещены радиально на периметре дискообразного фюзеляжа на опорных горизонтальных круговых поворотных платформах, при этом для изменения аэродинамических характеристик трапециевидных крыльев летательного аппарата предусмотрены дополнительные выдвигаемые профильные элементы трапециевидных крыльев в виде двух подкрылков последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля трапециевидных крыльев, при этом носки трапециевидных составных крыльев расположены в створе набегающего потока истекающей струи из сблокированных турбовинтовентиляторных двигателей, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки реактивные моменты от поворотных турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально в трех направлениях под углом 120 град.;

на фиг. 25 - компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой, в плане, по фиг. 24, при положении поворотных турбовинтовентиляторных двигателей с хвостовым расположением винтов и трапециевидных крыльев в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 26 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета в плане с вертикальным взлетом и посадкой, с сигарообразной формой фюзеляжа, при этом в носовой части фюзеляжа установлены два поворотных турбовинтовентиляторных двигателя с хвостовым расположением винтов, которые сблокированы с поворотными трапециевидными крыльями трансформируемого профиля, при этом для изменения аэродинамических характеристик трапециевидных крыльев летательного аппарата предусмотрены дополнительные выдвигаемые профильные элементы трапециевидных крыльев в виде двух подкрылков последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля трапециевидных крыльев, при этом в хвостовой части фюзеляжа установлен турбовинтовентиляторный двигатель с хвостовым расположением винтов, перед которым размещено линейное составное крыло с двумя выдвигающимися подкрылками, при этом носки трапециевидных сблокированных составных крыльев, а также носок линейного составного крыла в хвостовой части фюзеляжа расположены в створе набегающего потока истекающей струи из турбовинтовентиляторных двигателей, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки реактивные моменты от трех турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально в трех направлениях под углом 120 град.;

на фиг. 27 - компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой, в плане, по фиг. 26, при положении поворотных турбовинтовентиляторных двигателей с хвостовым расположением винтов и трапециевидных крыльев в режиме горизонтального крейсерского полета. На представленных чертежах позициями обозначены:

поз. 1 - основной профиль линейного составного крыла;

поз. 2 - основной профиль трапециевидного составного крыла;

поз. 3 - основной профиль кольцевого составного крыла;

поз. 4 - первый выдвигаемый надкрылок;

поз. 5 - второй выдвигаемый надкрылок;

поз. 6 - первый выдвигаемый подкрылок;

поз. 7 - второй выдвигаемый подкрылок;

поз. 8 - фюзеляж сигарообразной формы;

поз. 9 - фюзеляж дискоообразной формы;

поз. 10 - турбореактивный двигатель;

поз. 11 - турбовинтовентиляторный двигатель с хвостовым расположением винтов;

поз. 12 - поворотная платформа для размещения поворотных турбовинтовентиляторных двигателей с хвостовым расположением винтов, сблокированных с поворотными трапециевидными крыльями трансформируемого профиля;

поз. 13 - выносная горизонтальная консоль перед носком составного линейного крыла для крепления турбореактивных, либо турбовинтовентиляторных двигателей;

поз. 14 - изменяемые профиль носка трапециевидного крыла;

поз. 15 - опорная горизонтальная кольцевая консоль для размещения поворотных турбовинтовентиляторных двигателей с хвостовым расположением винтов;

поз. 16 - хвостовое оперение.

1. Крыло летательного аппарата с изменяемыми аэродинамическими характеристиками, включающее основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, отличающееся тем, что при различных режимах полета летательного аппарата, связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой, для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены в виде двух либо более надкрылков, последовательно выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде двух либо более подкрылков, последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде двух либо более последовательно выдвигаемых надкрылков и подкрылков, при этом в сложенном положении подкрылки формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла, а надкрылки в сложенном положении формируют верхнюю обтекаемую поверхность крыла, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши предыдущего подкрылка, при этом профиль верхней поверхности последовательно выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности предыдущего подкрылка, при этом первый надкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль нижней поверхности первого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый надкрылок выдвигается из ниши предыдущего надкрылка, при этом профиль нижней поверхности последовательно выдвигаемого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности предыдущего надкрылка, при этом профиль выдвигаемых надкрылков и подкрылков выполнен каплеобразного сечения асимметричной формы, при этом подкрылки выполнены плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль надкрылков выполнен в виде вогнуто-плоского либо двояко-вогнутого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля.

2. Летательный аппарат с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, включающий фюзеляж, силовую установку, интегральную систему управления, составные крылья с основным профилем крыла и с дополнительно выдвигаемыми профильными элементами крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, отличающийся тем, что силовая установка состоит как минимум из трех турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом как минимум два двигателя имеют возможность поворота вокруг вертикальной оси, при этом составное крыло выполнено кольцевого, овального либо многоугольного очертания в плане, при этом носок составного крыла находится в створе набегающего потока воздушной струи из турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом в режиме вертикального взлета зависания, вертикального маневра и вертикальной посадки для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата реактивные моменты от трех либо более турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально как минимум в трех направлениях, при этом при различных режимах полета летательного аппарата, связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой, для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены в виде двух либо более надкрылков, последовательно выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде двух либо более подкрылков, последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде двух либо более последовательно выдвигаемых надкрылков и подкрылков, при этом в сложенном положении подкрылки формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла, а надкрылки в сложенном положении формируют верхнюю обтекаемую поверхность крыла, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши предыдущего подкрылка, при этом профиль верхней поверхности последовательно выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности предыдущего подкрылка, при этом первый надкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль нижней поверхности первого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый надкрылок выдвигается из ниши предыдущего надкрылка, при этом профиль нижней поверхности последовательно выдвигаемого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности предыдущего надкрылка, при этом профиль выдвигаемых надкрылков и подкрылков выполнен каплеобразного сечения асимметричной формы, при этом подкрылки выполнены плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль надкрылков выполнен в виде вогнуто-плоского либо двояко-вогнутого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля.

3. Летательный аппарат с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, включающий фюзеляж, силовую установку, интегральную систему управления, составные крылья с основным профилем крыла и с дополнительно выдвигаемыми профильными элементами крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, отличающийся тем, что силовая установка состоит как минимум из трех турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом как минимум два составных крыла с дополнительно выдвигаемыми профильными элементами сблокированы заодно с турбореактивными, либо турбовентиляторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями и выполнены поворотными относительно вертикальной оси, при этом носки сблокированных составных крыльев находятся в створе набегающего потока воздушной струи из турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом в режиме вертикального взлета зависания, вертикального маневра и вертикальной посадки для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата реактивные моменты от трех либо более реактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены турборадиально как минимум в трех направлениях, при этом при различных режимах полета летательного аппарата, связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой, для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены в виде двух либо более надкрылков, последовательно выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде двух либо более подкрылков, последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде двух либо более последовательно выдвигаемых надкрылков и подкрылков, при этом в сложенном положении подкрылки формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла, а надкрылки в сложенном положении формируют верхнюю обтекаемую поверхность крыла, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши предыдущего подкрылка, при этом профиль верхней поверхности последовательно выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности предыдущего подкрылка, при этом первый надкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль нижней поверхности первого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый надкрылок выдвигается из ниши предыдущего надкрылка, при этом профиль нижней поверхности последовательно выдвигаемого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности предыдущего надкрылка, при этом профиль выдвигаемых надкрылков и подкрылков выполнен каплеобразного сечения асимметричной формы, при этом подкрылки выполнены плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль надкрылков выполнен в виде вогнуто-плоского либо двояко-вогнутого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля.

4. Летательный аппарат, включающий фюзеляж, силовую установку, интегральную систему управления, составные крылья с основным профилем крыла и с дополнительно выдвигаемыми профильными элементами крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, отличающийся тем, что силовая установка состоит как минимум из двух турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом составные крылья расположены в створе набегающего потока истекающей струи из турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивных, либо турбовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов составного крыла, при этом выхлопная часть двигателей расположена от носка составного крыла на расстоянии не менее чем ΔL=C*max, где С*max - максимальная толщина составного крыла с учетом выдвинутых надкрылков и подкрылков, при этом при различных режимах полета летательного аппарата, связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой, для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде двух либо более подкрылков, последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, при этом в сложенном положении подкрылки формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши предыдущего подкрылка, при этом профиль верхней поверхности каждого выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности предыдущего подкрылка, при этом профиль выдвигаемых подкрылков выполнен каплеобразного сечения асимметричной формы, при этом подкрылки выполнены плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых подкрылках имеет обтекаемую форму профиля.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройствам для управления летательным аппаратом (ЛА) с помощью подвижных аэродинамических поверхностей. Консоль крыла (1) ЛА содержит устройство для управления по курсу, установленное на концевой части консоли.

Изобретение относится к области авиастроения. Летательный аппарат с изменяемой геометрией крыльев содержит фюзеляж и размещенные симметрично продольной оси фюзеляжа крылья, каждое из которых состоит из закрепленного на фюзеляже основания и шарнирно установленной на основании с возможностью поворота консоли.

Изобретение относится к области аэродинамики маневренных самолетов. Адаптивный стабилизатор самолета установлен на продольной хвостовой балке, которая позволяет одновременно изменять в полете углы отклонения стабилизатора в двух взаимно перпендикулярных направлениях: относительно оси, перпендикулярной продольной оси самолета, и относительно оси, параллельной продольной оси самолета.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет с асимметричным крылом содержит крыло с механизацией, включая выполненные полностью или частично поворотные плоскости.

Летательный аппарат имеет фюзеляж, шасси, крыло, выполненное с возможностью изменения угла его установки в продольной плоскости по отношению к фюзеляжу, средство для сокращения длины пробега при посадке, в качестве которого использовано вышеуказанное крыло, которое выполнено с возможностью его установки на больший, по абсолютной величине, угол, чем посадочный угол его установки.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов. Летательный аппарат, выполненный по аэродинамической схеме «бесхвостка», имеет крыло, состоящее из центроплана и консолей, фюзеляж, два турбореактивных двигателя, размещенных в общей мотогондоле один над другим в плоскости симметрии самолета.

Изобретение относится к области авиации. Многоэтажный самолет с верхним расположением крыльев содержит фюзеляж, в котором поэтажно размещены салоны и грузовые отсеки, крылья, расположенные над фюзеляжем и укрепленные на поэтажных крыльевых подпорах.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Концевая часть крыла летательного аппарата содержит каркас, обшивку, торец с гасителем вибрации, выполненным в виде гибкой пластины из эластичного материала.

Изобретение относится к планирующим боеприпасам. Боеприпас содержит корпус в передней части с заостренной аэродинамической поверхностью, в которой расположена боевая часть с взрывчатым веществом и взрывателем, отделение управления, два боковых поворотных крыла с силовым пневмоприводом, маршевый реактивный двигатель с рулями и хвостовым оперением, элемент крепления к пилонам.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба, содержит головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Атмосферный дисколет включает в себя винты вертикального полета противоположного вращения с равной рабочей площадью, расположенные в одной плоскости, или один над другим, винты горизонтального полета, источник энергии и системы безопасности, включающие в себя парашюты.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям многовинтовых летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) имеет несущую конструкцию (2) и по меньшей мере четыре несущих винта (3), каждый из которых закреплен на несущей конструкции (2) и имеет по меньшей мере один воздушный винт (4).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Самолет вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж, силовую установку, подъемно-маршевые винты, создающие вертикальную тягу на взлете.

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой включает фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, интегральную систему управления, силовую установку с винтомоторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям многовинтовых летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат (1) имеет несущую конструкцию (27), крыльевую конструкцию (15), четыре подъемных несущих винта (5) и один тяговый привод (9).

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет включает фюзеляж, силовую установку, кабину управления, интегральную систему управления и составные крылья.

Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Топливная система состоит из бака, инерционного клапана, расходного отсека с перегородкой, трубопроводов забора топлива из бака.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям движителей для создания подъемной силы. Устройство состоит из однодискового открытого центробежного колеса с двухсторонним входом воздушной среды и с прямыми радиальными лопатками (1), неподвижного выпукло-вогнутого кольцевого корпуса (2).

Настоящее изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов с несущими винтами. Летательный аппарат содержит корпус, кольцевое вентиляторное колесо с приводом вращательного движения.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки различного назначения. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки состоит из корпуса (1) в виде полого цилиндра и двух горизонтальных платформ (2, 3) круглой формы.

Крыло летательного аппарата с изменяемыми аэродинамическими характеристиками включает основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла, которые выполнены в виде двух либо более надкрылков, последовательно выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде двух либо более подкрылков, последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде двух либо более последовательно выдвигаемых надкрылков и подкрылков. Заявлены также три варианта летательного аппарата, использующих крыло. Изобретение направлено на улучшение аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата при различных режимах полета. 4 н.п. ф-лы, 27 ил.

Наверх