Изобретение относится к крылу самолета, в частности к крыльям с поперечным сечением и углом атаки, пригодными для полета с большими скоростями, причем крылья имеют части, влияющие на их подъемную силу, которые перемещаются из аэродинамически неэффективного транспортного положения в аэродинамически активное рабочее положение и из рабочего положения назад в транспортное положение.
По закону Бернулли газы, скорость истечения которых увеличивается, уменьшают свое давление. Летательные аппараты с крыльями используют этот физический принцип. Фиг. 1 показывает в разрезе обычное крыло 1 с заданным углом атаки 2. Верхняя поверхность 3 крыла 1 вогнута наружу. Проходящий по крылу 1 воздушный поток 5 должен пройти по верхней поверхности 3 больший (длиннее) путь по сравнению с нижней поверхностью 4 крыла 1. Образующееся на верхней поверхности 3 крыла 1 вследствие этого разрежение (подъемная сила по стрелке 7 на фиг. 1) в горизонтальном полете уравнивает массу самолета и поддерживает его в воздухе.
В результате изменения скорости, выбора угла атаки 2 и/или аэродинамически эффективной верхней поверхности крыльев можно влиять на характеристику в полете. Подъемная сила, создаваемая на крыле самолета, прямо пропорциональна площади основной поверхности, по которой проходит воздушный поток, и пропорциональна квадрату скорости воздушного потока по данному крылу. Кроме того, подъемная сила приблизительно пропорциональна углу атаки крыла, пока он остается в пределах приблизительно ±14 градусов. Углы большего значения приводят к так называемому "кабрированию", то есть к срыву воздушного потока над крылом.
Авиаконструкторы стремятся добиться наилучшего соотношения подъемной силы и лобового сопротивления. Но так как это соотношение зависит от различных факторов, а именно от массы самолета или скорости воздушного потока, проходящего над аэродинамически эффективными деталями самолета, то пытаются подогнать подъемную силу и лобовое сопротивление к существующим условиям и соответственно к областям применения. Выполненный для работы на дозвуковых скоростях транспортный самолет имеет соотношение подъемная сила/лобовое сопротивление около 20, а планер имеет соотношение 30 или более. В диапазоне сверхзвуковых скоростей достигаемое соотношение подъемной силы и обратной тяги снижается до менее 10.
Чтобы удовлетворять аэродинамическим и экономическим требованиям полета с малой и большой скоростью, повышенной или пониженной грузоспособности, оптимизации дальности полета и расхода топлива, а также использования взлетно-посадочной полосы большой или малой длины, самолеты с крыльями должны изменять свои аэродинамические характеристики подъемной силы.
Согласно уровню техники предлагались меры для изменения подъемной силы крыльев самолета и их приспособления к различным ситуациям. Одно из предложений заключается в использовании надувных крыльев или надувных частей крыльев.
Другие предложения (DE 2026054 В) относятся к подвижным деталям внутри крыльев, которые должны изменять профиль крыла путем прогиба (гибкой) наружной оболочки крыла. Обе возможности вообще пригодны только для легких малоскоростных самолетов с крыльями. Другая, во всяком случае связанная с большими затратами и поэтому дорогостоящая возможность заключается в применении поворотного крыла.
На фиг. 2 показан самый широко распространенный в настоящее время прием изменения подъемной силы крыла, а именно применение посадочных закрылков (выдвижных щитков) 10. Эти посадочные закрылки 10 проявляют свой эффект тем, что они удлиняют заднюю, а также иногда переднюю часть крыла 1 вниз. Вследствие этого удлиняется также создающий подъемную силу профиль на верхней поверхности 3 крыла 1. Это увеличивает подъемную силу. Но так как на нижней поверхности 4 крыла 1 при неизмененном угле атаки 2 создается полость 12, в полете возникают сильные завихрения 13, которые приводят к известной "тряске" самолета при выдвинутых закрылках 10, например, при заходе на посадку.
Такие посадочные закрылки 10 обычно встроены в крылья и при необходимости выдвигаются на них, но, как описано в патенте DE 2353245 С, могут также размещаться в фюзеляже самолета и оттуда перемещаться в свое рабочее положение рядом с кромками крыльев (передняя и задняя кромки). Но так как в этом, как и во всех других видах применения закрылков, действующих на передних и/или задних кромках, остальной профиль крыла и угол атаки остаются без изменения, то эта форма изменения подъемной силы имеет узкие пределы.
По техническим причинам, а также по причинам стабильности взлетной и посадочной конфигурации увеличение поверхности не может превышать определенную величину, а необходимое поперечное сечение крыла не может быть менее определенной величины и угол атаки крыла не может быть изменен. Поперечное сечение и длины крыла должны иметь определенный минимальный размер. По причинам эффективности, но также и за счет желаемой универсальности их характеристик, были разработаны типы самолетов, приспособленные для относительно узких областей применения. Попытки расширить универсальность возможных областей применения известными до настоящего времени возможностями (самолеты с вертикальными взлетом и посадкой, самолеты с короткими взлетом и посадкой, конвертоплан, самолеты с поворотными крыльями) малоэкономичны, так как они очень дороги, и не удовлетворяют по достигаемым до настоящего времени аэродинамическим свойствам.
Патент US 4890803 А показывает и описывает крыло самолета вышеупомянутого типа, которое имеет на верхней поверхности проходящую, по существу, по всей его длине секцию. Высоту данной секции на верхней поверхности крыла можно изменять путем поворота "flap" (закрылка) с целью изменения аэродинамических свойств крыла. В показанном на фиг.4 патента US 4890803 А варианте выполнения закрылок можно переместить в продольном направлении крыла самолета для того, чтобы вдвинуть его в приемную полость в нижней части фюзеляжа самолета и снова выдвинуть его из полости. Таким образом создается возможность дополнительно к повороту закрылка на оси, находящейся на участке задней кромки крыла, изменить также его эффективную величину (длину) с целью изменения подъемной силы, следовательно, аэродинамических свойств крыла.
В основе изобретения лежит задача создания крыльев самолета вышеуказанного типа, аэродинамически эффективный профиль и угол атаки которых можно изменять.
В соответствии с изобретением данная задача решается с помощью признаков пункта 1 формулы изобретения.
Предпочтительные и обладающие преимуществом варианты выполнения изобретения являются предметом зависимых пунктов.
С помощью изобретения можно изменять и приводить в соответствие с различными требованиями аэродинамически эффективный профиль и при желании угол атаки крыла самолета с помощью, по меньшей мере, одной части каждого крыла, перемещаемой вдоль крыла из фюзеляжа самолета и/или из установленных на самих крыльях емкостей.
По меньшей мере, одна часть крыла (на каждом крыле) в соответствии с изобретением может состоять из нескольких деталей, вложенных одна в другую стопкой или выполненных телескопически с возможностью выдвигания друг из друга. Выдвигаемая часть крыла может состоять также только из одного элемента, охватывающего весь периметр неподвижного крыла на одном участке, по всей его длине или выступая за него.
Согласно изобретению крылья имеют несколько аэродинамически эффективных деталей, которые или отдельно, или вместе применяются для изменения профиля и при необходимости также угла атаки крыла, в котором они установлены. Предпочтительно части крыла, приданные верхней поверхности крыльев, в их рабочем положении повышают подъемную силу крыльев. Предусмотренные дополнительные части крыльев, приданные нижней поверхности, в своем рабочем положении служат для повышения устойчивости, улучшения аэродинамических свойств и, прежде всего, вместе с частями крыльев, приданными верхней поверхности, для изменения, в частности, увеличения угла атаки крыльев.
Можно также предусмотреть возможность перемещения выдвигаемых частей крыла независимо от частей другого крыла для того, чтобы их можно было использовать не только для (двухстороннего и синхронного) изменения подъемной силы и при необходимости угла атаки крыльев, но и при движении с одной стороны - вместе с рулем управления - для целей управления.
Достигаемое согласно изобретению изменение аэродинамических свойств крыльев может осуществляться вместо или дополнительно к традиционно применяемым подкрыльевым щиткам или посадочным закрылкам или другим мерам для изменения аэродинамических свойств крыльев.
С помощью изобретения в распоряжение предоставляются части крыльев, которые, в частности, имеют пригодное для полета на больших скоростях поперечное сечение и пригодный для полета на больших скоростях угол атаки. При использовании самолета в полете на больших скоростях части крыла согласно изобретению находятся в транспортном положении, при котором они размещены, например, внутри фюзеляжа самолета или в емкостях, предусмотренных на крыльях. Для полета с малой скоростью части крыла согласно изобретению перемещаются из фюзеляжа самолета или емкостей на несущих поверхностях в свое рабочее положение, в частности передвигаются вдоль несущих поверхностей в свое рабочее положение, и изменяют форму крыла и тем самым его подъемную силу. При находящихся в рабочем положении частях крыла аэродинамически эффективный профиль определяется профилем крыльев и профилем частей крыла. Согласно изобретению части крыльев в их аэродинамически эффективном положении могут изменить профиль крыльев при неизменном угле атаки крыльев. Дополнительно части крыльев, в частности, на нижней поверхности крыльев, могут изменять угол атаки крыльев.
Части крыльев согласно изобретению или (когда предусмотрены две или более частей на крыло) отдельные из них могут охватывать крылья полностью или частично на выбранном участке или выступать за переднюю или заднюю кромку и/или за конец крыла.
Для компактного размещения предусмотренных изобретением частей крыльев во вдвинутом положении (транспортном положении) они могут быть сложены друг на друга в предусмотренных в фюзеляже приемных полостях и/или в установленных в крыльях емкостях или телескопически вдвинуты друг в друга.
Согласно изобретению части крыла могут одновременно выдвигаться в свое рабочее положение, изменяющее аэродинамически эффективный профиль и/или угол атаки крыльев, из фюзеляжа и/или установленных на крыльях емкостей. Имеется также возможность приводить части крыльев в рабочее положение со смещением по времени как из фюзеляжа, так и из установленных на несущей поверхности емкостей.
Разумеется, что части крыльев согласно изобретению не исключают того, что оборудованные ими крылья имеют также известные в уровне техники устройства, например посадочные закрылки.
Предусмотренные согласно изобретению части крыла могут применяться вместо или вместе с известными установленными на крыльях устройствами для управления и/или балансировки самолета.
Предусмотренные согласно изобретению части крыла могут быть цельными или состоять из нескольких деталей, которые подвижны каждая отдельно или вместе и которые в своем рабочем положении создают необходимую аэродинамическую эффективность.
Соединение частей крыльев с крыльями может осуществляться независимо от того, имеются ли на каждом крыле одна часть или две, или несколько частей, например, посредством вдвигаемых друг в друга с геометрическим замыканием фиксирующих средств (пара паз-ребро).
Является преимуществом, когда предусмотренные согласно изобретению части крыльев в транспортном положении своей торцовой концевой поверхностью образуют часть наружной обшивки фюзеляжа самолета или часть боковой стенки емкостей, в которых они установлены.
Предусмотренная, по меньшей мере, одна часть крыла согласно изобретению может выступать за имеющееся крыло, по меньшей мере, в одном направлении. Так, часть крыла может выступать за крыло вперед, назад или за конец крыла, обращенный от фюзеляжа самолета. При этом предпочтительны части крыльев, которые выступают за крыло на его передней кромке и/или на его задней кромке.
Предусмотренные согласно изобретению части крыла могут быть выполнены на своих поверхностях, обращенных к крыльям самолета, таким образом, что они прилегают к ним по всей поверхности или частично. При этом предпочтительно, чтобы, по меньшей мере, одна часть крыла прилегала к крылу впереди для того, чтобы между частью крыла и крылом на его передней кромке не было зазора.
Если предусмотренные согласно изобретению части крыла состоят из нескольких частей, то они могут быть подвижными независимо друг от друга для того, чтобы их можно было перемещать из транспортного в активное положение. При этом части крыла могут быть выполнены так, что, например, части крыла для верхней поверхности крыльев разделены в продольном направлении и имеют каждая отрезок, относящийся к передним кромкам крыльев, и имеют каждая отрезок, относящийся к задним кромкам крыльев.
Предпочтительно, чтобы при наличии нескольких частей части крыльев были соединены между собой, что особенно предпочтительно, например, когда предусмотрены части крыльев, относящиеся к верхней поверхности и нижней поверхности крыльев. В этом случае предпочтительно, если части крыльев соединены между собой на своей передней кромке и/или задней кромке. Это особенно важно, когда части крыльев выступают за крылья на их передних кромках и/или задних кромках и прилегают к крыльям не по всей поверхности.
Изобретение решает указанную задачу путем перемещения одного элемента или нескольких, установленных предпочтительно телескопически элементов из транспортного положения в аэродинамическое рабочее положение, в результате чего может быть одновременно изменено поперечное сечение крыла и/или его угол атаки. При этом, по меньшей мере, одна выдвигаемая часть крыла может состоять из одной детали, которая охватывает отрезок или все неподвижное крыло, или выступает за него и выполнена так, что в рабочем положении создается измененное поперечное сечение и/или угол атаки, или может состоять из нескольких профилей, которые вместе образуют необходимый общий профиль и новый угол атаки крыла в конфигурации полета с малой скоростью. Решение согласно изобретению обеспечивает создание экономически простой конструкции (можно сэкономить на закрылках и элеронах), с механической стороны простое и с точки зрения статики не вызывающей сомнения (в любой фазе неподвижное крыло является опорой подвижным частям), и позволяет осуществлять одновременное изменение профиля крыла и/или угла атаки крыла, а также создавать управляющие импульсы посредством асинхронного движения подвижных частей в активном положении.
Другие детали и признаки, а также преимущества изобретения вытекают из нижеследующего описания примеров выполнения изобретения с использованием чертежей, на которых показано:
фиг. 3 - поперечное сечение крыла, содержащего части, относящиеся к верхней поверхности и нижней поверхности,
фиг. 4 - вид спереди самолета с двумя вдвинутыми в каждом крыле частями крыльев,
фиг.5 - самолет с вдвинутыми частями крыльев, причем верхняя поверхность крыла выполнена из двух частей, а нижняя поверхность крыла выполнена из трех частей,
фиг.6 - самолет с полностью выдвинутыми частями крыла,
фиг. 7 - схематический вид самолета с двумя крыльями и двумя частями крыльев, которые выполнены на верхней поверхности крыльев,
фиг. 8 - самолет с двумя расположенными наверху вдвинутыми друг в друга частями крыла в транспортном положении,
фиг.9 - самолет с выдвинутой в каждом крыле только одной частью крыла,
фиг.10 и 11 - самолет с двумя крыльями, причем части крыльев относятся к верхней поверхности и нижней поверхности и не выдвинуты, или выдвинуты частично, или полностью выдвинуты,
фиг. 12-14 - другой вариант выполнения с не выдвинутыми или только частично выдвинутыми частями крыльев,
фиг. 15 - вариант выполнения самолета с частями крыльев, которые можно привести в положение на верхней поверхности и нижней поверхности крыльев,
фиг. 16 - самолет по фиг.15, причем части крыльев, относящиеся к нижней поверхности крыльев, выдвинуты,
фиг. 17 - вариант выполнения (схематический) с емкостями на крыльях для установки частей крыльев,
фиг. 18-22 - поперечное сечение крыльев с относящимися к ним частями в различных вариантах выполнения и
фиг.23 - еще один вариант выполнения.
На фиг. 3 в примере выполнения показано, каким образом в соответствии с изобретением части 20 и 21 крыльев могут быть связаны с верхней поверхностью 3 и нижней поверхностью 4 крыла 1.
За счет выдвигания (или поворота) изображенных на фиг.3 двух аэродинамически эффективных частей 20 и 21 крыла из фюзеляжа самолета изменяется аэродинамически эффективное поперечное сечение крыла 1. Создается большая аэродинамически полезная выпуклость (верхней) поверхности 22 крыла и тем самым оптимальный по потоку для низкой скорости профиль крыла, который аэродинамически эффективно составляется из частей 20, 21 крыла и крыла 1.
На фиг.3 в качестве примера показано, что две аэродинамически эффективные части 20 и 21 крыла в выдвинутом состоянии охватывают крыло 1 на выбираемую длину и выступают за заднюю кромку 23 крыла. Части 20 и 21 крыла согласно изобретению могут занимать часть длины или всю длину крыла 1, или выступать за него сбоку.
Кроме того, части 20 и 21 крыла (или только одна из них) могут проходить от передней кромки 24 крыла 1 до его задней кромки 23 (см. фиг.3), но также части 20 и 21 (или только одна из них) заканчиваются на некотором расстоянии от передней кромки 24 и/или задней кромки 23 крыла 1 (они находятся над ним или не доходят до передней или задней кромки).
При этом части 20 и 21 крыла производят большую подъемную силу, чем собственно крыло 1.
Части 20, 21 крыла в примере на фиг.3 выполнены в своем поперечном сечении таким образом, что в выдвинутом положении они образуют измененный суммарный профиль крыла. В результате этого увеличивается также угол 2 атаки крыла 1. Создаваемые при этом аэродинамические характеристики позволяют полет с (чрезвычайно) малой скоростью при большой устойчивости, транспортировку больших полезных грузов или использование (чрезвычайно) коротких взлетно-посадочных полос. После вдвигания подвижных частей 20, 21 крыльев аэродинамически эффективным остается только относительно короткое и по своему поперечному сечению и углу атаки предназначенное для высоких скоростей (основное) крыло 1. Благодаря создаваемому таким образом малому лобовому сопротивлению для того же самолета становятся возможными высокие скорости при большой дальности полета и большой эффективности топлива.
По закону Бернулли для выполнения полета в диапазоне малых скоростей оптимальной формой поперечного сечения крыла является каплевидная форма. Но это относится только к скоростям полета в дозвуковом диапазоне. При приближении или превышении звукового барьера эта форма становится препятствием, так как образующиеся при приближении к звуковому барьеру ударные волны с большой амплитудой создают сильное лобовое сопротивление. При звуковой скорости эти ударные волны образуют приблизительно одну плоскость. При Мах 1,4 угол ударной волны составляет приблизительно 90, при Мах 2,5 он составляет ровно 50 градусов.
Согласно правилу площадей Richard Travis Withcomb аэродинамическое сопротивление самолета в диапазоне скоростей звукового барьера зависит от распределения общей площади поперечного сечения вдоль летательного аппарата. Для уменьшения этого лобового сопротивления на звуковом барьере и выше него производятся попытки выполнять лобовую сторону, противолежащую набегающему воздушному потоку, как можно меньшего размера. По этой причине скоростные самолеты имеют крылья с узкими передними кромками крыла в форме лезвия, фюзеляж большого удлинения и по возможности малое поперечное сечение крыла.
Чтобы не попасть отклоняющимися концами крыла в ударные волны, образующиеся при приближении к звуковому барьеру и идущими конусообразно назад, эти самолеты зачастую имеют сильно выраженную стреловидную форму крыльев (например, Мак Доннелл Дуглас F15).
Так как с помощью известных посадочных закрылков аэродинамические свойства крыльев могут быть изменены только в ограниченной мере, эти конструктивные признаки имеют последствия в том, что полезный груз оказывается малым, дальность полета малой и взлетная и посадочная скорость высокой. В диапазоне малых скоростей и/или при большом полезном грузе не может быть создана необходимая подъемная сила. Поэтому (очень) короткие посадочные полосы не могут быть использованы. В диапазоне малых скоростей описанная конфигурация крыльев субоптимальная. Самолеты, которые используются как для полетов на дозвуковой скорости, так и для полетов на сверхзвуковой скорости (например, Рокуэлл В-1В или Конкорд), в настоящее время представляют собой компромиссы эффективности как в диапазоне дозвуковых скоростей, так и диапазоне сверхзвуковых скоростей. Изобретение решает и эту задачу.
Фиг. 4 показывает схематически и спереди самолет с фюзеляжем 30 и двумя крыльями 1, причем приемные полости 40 и 41 для частей крыльев показаны в их транспортном положении, то есть в недействующем положении.
Фиг. 5 показывает самолет по фиг.4, причем части 20 и 21 крыльев изображены в приемных полостях 40 и 41.
Фиг. 6 показывает самолет по фиг.4 и 5, причем как части 20 крыльев на верхней поверхности 3 крыльев 1, так и части 21 крыльев на нижней поверхности крыльев 1 выдвинуты в рабочее положение.
Фиг.5 и 6 показывают, что каждая из частей 20 и 21 крыльев в данном примере состоит из нескольких деталей, которые в транспортном положении в приемных полостях 40 и 41 вдвинуты телескопически друг в друга. В показанном на фиг. 6 рабочем положении отдельные детали частей 20 и 21 крыльев разведены для того, чтобы получить по возможности большую эффективную длину.
Разумеется, что и в показанном на фиг.4-6 варианте выполнения части 20 и 21 крыльев доходят до (непоказанных) концов крыльев 1 или могут выходить за них.
Фиг. 7-9 показывают вариант выполнения, в котором в фюзеляже 30 самолета с двумя крыльями предусмотрены только две приемные полости 40 для частей 20 крыльев. Эти части 20 крыльев могут выдвигаться из показанного на фиг.7-8 транспортного положения (недействующее положение) в свое рабочее положение согласно фиг. 9, причем фиг.9 показывает, что части 20 крыльев могут выдвигаться только частично.
Фиг.7-9 показывают также, что наружные концы частей крыльев или их детали образуют часть облицовки (обшивки) фюзеляжа 30 самолета. Это изображено так же для других вариантов выполнения согласно фиг.4-16 и 10-17. Данный вариант выполнения создает преимущество в том, что в частях 21 крыльев, вдвинутых в свое транспортное положение, сохраняется гладкая и обтекаемая наружная форма фюзеляжа 30.
Фиг. 10 показывает, что части 20 и 21 могут также выдвигаться только частично, причем в показанном на фиг.10 положении относящиеся к верхней поверхности 3 крыла 1 части 20 крыльев выдвинуты частично, а относящиеся к нижней поверхности 4 крыльев 1 - вообще не выдвинуты.
Фиг. 11 показывает, что есть возможность при необходимости полностью выдвинуть части 20 и 21.
Фиг.12-14 показывают вариант выполнения самолета с фюзеляжем 30 и крыльями 1, причем предусмотрены только относящиеся к верхней поверхности 3 крыльев 1 части 20 крыльев. Эти части 20 крыльев изображены на фиг.12 в своем транспортном положении, то есть в приемных полостях 40, причем на фиг. 12 также показано, что наружные концевые поверхности 27 одной детали 25 части 20 крыльев, которая принимает в себя вторую деталь 26 с телескопическим вдвиганием, в транспортном положении согласно фиг.12 образуют каждая с обшивкой фюзеляжа 30 самолета затвор заподлицо для приемных полостей 40.
Фиг.15 и 16 показывают пример выполнения самолета с фюзеляжем 30 и двумя крыльями 1, причем к крыльям 1 относятся части 20 и 21 крыльев. Части 20 крыльев в положении на фиг.15 частично выдвинуты, части 21, относящиеся к нижней поверхности 4 крыльев 1, установлены в своем транспортном положении внутри фюзеляжа 30 самолета. Фиг.16 показывает самолет согласно фиг.15 с полностью выдвинутыми частями 20 и 21 крыльев, которые могут состоять каждая из трех вдвигаемых друг в друга (например, вдвигаемых телескопически друг в друга) деталей 25, 26 и 28.
Фиг. 17 показывает вариант выполнения самолета с фюзеляжем 30 и крыльями 1, причем части 20 и 21 крыльев размещены для изменения аэродинамически эффективного поперечного сечения крыльев 1 в полостях 40 (транспортное положение), которые закреплены на крыльях 1.
На фиг. 18-23 представлены различные варианты выполнения частей крыльев на крыльях 1 согласно изобретению в поперечном сечении.
Фиг. 18 показывает вариант выполнения, в котором к одному из крыльев 1 относится прилегающая к его верхней поверхности 3 часть 20 крыла и прилегающая к его нижней поверхности 4 часть 21 крыла. Части 20 и 21 по фиг.18 проходят от передней кромки 24 крыльев 1 назад и выступают за заднюю кромку 23 крыла 1, причем части 20 и 21 прилегают друг к другу на участке, выступающем за заднюю кромку 23 крыла 1 и предпочтительно соединены друг с другом на этом участке.
Фиг.19 показывает измененный вариант выполнения по фиг.18, причем в дополнение к обеим частям 20 и 21 предусмотрена дополнительная деталь 35 крыльев, которая охватывает обе части 20 и 21 на участке задней кромки 23 крыла 1. Благодаря дополнительной детали 35 крыльев в комбинации с частями 20 и 21 достигается аэродинамически эффективное поперечное сечение крыльев, которое особенно пригодно для полета с крайне малой скоростью. Одновременно дополнительная деталь 35 крыльев может быть приведена с частями 20, 21 в свое действующее положение. Но имеется также возможность переместить дополнительную деталь 35 крыльев в свое рабочее положение после того, как части 20, 21 уже приведены в свое рабочее положение.
В показанном на фиг.20 варианте выполнения часть 20 выполнена прилегающей к верхней поверхности 3 крыла 1 всей поверхностью, а часть 21 установлена на нижней поверхности 4 крыла 1 с зазором. На участке передней кромки 24 крыла 1 часть 21 охватывает переднюю кромку 24 крыла 1 и выступает до установленного там участка (переднего участка) части 20 крыла.
Фиг. 21 показывает вариант выполнения, похожий на фиг.20, причем часть 20, установленная над крылом 1, расположена также с промежутком относительно верхней поверхности 3 крыла 1. Фиг.1 показывает также, что части 20 и 21 на участке, выступающем за крыло 1 назад, прилегают друг к другу и могут быть соединены между собой соединительными средствами 50.
Фиг. 22 показывает вариант выполнения, подобный варианту по фиг.21, причем между крылом 1 и частями 20 и 21 крыльев схематически изображены соединительные средства 50.
Такие соединительные средства 50 могут быть предусмотрены во всех показанных вариантах выполнения частей 20, 21 и в дополнительных частях 35 крыльев и речь идет предпочтительно о соединениях с геометрическим замыканием, которое позволяет относительное смещение частей 20, 21 (и 35) между собой и относительно крыла 1. Например, в крыльях 1 предусмотрены канавки (например, канавки с поперечным сечением в виде замочной скважины), в которые входят предусмотренные на частях крыльев соединительные планки с соответствующим поперечным сечением, например с поперечным сечением в виде замочной скважины, и могут перемещаться в продольном направлении. Подобные соединительные средства, входящие друг в друга с геометрическим замыканием, которые позволяют осуществлять относительное движение в направлении продольного расположения крыльев, могут быть предусмотрены также между отдельными деталями 25, 26, 28 частей 20, 21 крыльев.
Фиг. 23 показывает вариант выполнения, в котором по меньшей мере одна часть 20 крыльев, относящаяся к верхней поверхности крыльев 1, выполнена цельной, по меньшей мере, с одной частью 21, относящейся к нижней части крыльев 1 или (жестко) соединена с ней. И в данном примере выполнения между крылом 1 и частями крыла может быть промежуток вверху и/или внизу (ср. фиг. 20-22).
Части 20, 21 могут выдвигаться из приемных полостей 40, 41 или емкостей 40 в свое рабочее положение.
Части крыльев, которые могут быть размещены в емкостях 40 на крыльях 1, могут комбинироваться с частями крыльев, которые предусмотрены в приемных полостях 40, 41 в фюзеляже 30 самолета.
Благодаря аэродинамически эффективным частям 20, 21 крыльев, выдвигаемым из фюзеляжа 30 или из выполненных на крыльях приемных полостей и емкостей 40, и в данном случае, благодаря дополнительным деталям 35 крыльев, профиль крыла может выполняться почти свободно. Это означает, что в конфигурации для полета с высокой скоростью (с вдвинутыми в транспортное положение частями 20, 21 крыльев) с очень малым размахом крыла и очень малым поперечным сечением крыла и узкой передней кромкой основного крыла 1 достигаются очень высокие скорости. В конфигурации для полета с малой скоростью с находящимися в рабочем положении частями крыльев достигается чрезвычайно большое и до настоящего времени недостижимое известными средствами поперечное сечение крыльев и тем самым высокая аэродинамическая подъемная сила. Очень высоким скоростям при вдвинутых частях 20, 21 крыльев, напротив, не препятствуют нежелательная подъемная сила и лобовое сопротивление, а также нежелательно большой угол атаки. Небольшой размах крыльев, возможный при применении предусмотренных согласно изобретению частей крыльев, предотвращает попадание концов крыльев в зону ударных волн, образующихся при приближении к звуковому барьеру и его преодолении, и тем самым нарушение устойчивости летального аппарата.
Результаты применения выполненных согласно изобретению крыльев самолета с частями крыльев, например, следующие:
при малых скоростях и/или коротких взлетно-посадочных полосах и/или больших полезных грузах предусмотренные изобретением части 20, 21 крыльев и при необходимости части 35 крыльев полностью выдвигаются, чтобы создать максимально возможную подъемную силу.
При достижении более высоких скоростей части крыльев вдвигаются и в полностью вдвинутом состоянии в значительной мере или полностью размещаются в фюзеляже или в находящихся на крыльях приемных полостях, емкостях. В данном случае аэродинамически эффективным остается только очень короткое основное крыло, выполненное с очень малым поперечным сечением и малым углом атаки, а также, если таковые предусмотрены, установленные на крыльях 1 емкости 40 для частей 20, 21 крыльев.
Вследствие этого становятся возможными максимальные скорости, которых невозможно добиться с обычными профилями и углами атаки крыльев, выполненными для применения в диапазоне дозвуковых скоростей.
Резюмируя, можно описать предпочтительный вариант выполнения изобретения следующим образом:
крылья 1 самолета, в частности крылья с поперечным сечением и углом атаки, пригодными для полета на большой скорости, которым приданы влияющие на их подъемную силу части 20, 21 крыльев, которые можно перемещать из аэродинамически неэффективного транспортного положения внутри фюзеляжа 30 или из размещенных на крыльях 1 полостей 40 в аэродинамически эффективное рабочее положение и наоборот из рабочего положения обратно в транспортное положение. Такие части 20, 21 крыльев размещены в своем рабочем положении на верхней поверхности 3 и при необходимости также на нижней поверхности 4 крыльев 1 и выполнены, например, так, что части 21 крыльев, размещенные в своем рабочем положении на нижней поверхности 4 крыльев 1, предпочтительно вместе с частями 20 крыльев, размещенными в своем рабочем положении на верхней поверхности 3 крыльев 1, изменяют, в частности увеличивают, подъемную силу и при необходимости одновременно угол атаки крыла 1.
| название | год | авторы | номер документа |
|---|---|---|---|
| Многоцелевая сверхтяжелая транспортная технологическая авиационная платформа укороченного взлета и посадки | 2019 |
|
RU2714176C1 |
| СПОСОБ СОЗДАНИЯ СИСТЕМЫ СИЛ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА САМОЛЕТНОЙ СХЕМЫ И НАЗЕМНО-ВОЗДУШНАЯ АМФИБИЯ (НВА) ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ | 1998 |
|
RU2127202C1 |
| ВЫСОКОМАНЕВРЕННЫЙ САМОЛЕТ | 1993 |
|
RU2070144C1 |
| САМОЛЕТ С УКОРОЧЕННОЙ ДЛИНОЙ РАЗБЕГА И ПРОБЕГА | 1993 |
|
RU2070139C1 |
| НЕСУЩАЯ ПОВЕРХНОСТЬ САМОЛЕТА КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ | 1997 |
|
RU2121940C1 |
| ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ | 2005 |
|
RU2391253C2 |
| САМОЛЕТ С УКОРОЧЕННОЙ ДЛИНОЙ РАЗБЕГА И ПРОБЕГА | 1993 |
|
RU2070145C1 |
| СПОСОБ СОЗДАНИЯ СИСТЕМЫ СИЛ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ - НАЗЕМНО-ВОЗДУШНАЯ АМФИБИЯ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ | 2006 |
|
RU2317220C1 |
| АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ И ПЛАНЕР ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА | 2017 |
|
RU2667410C1 |
| СПОСОБ КОМПЛЕКСНОГО ПОВЫШЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ И ТРАНСПОРТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК, ЭКРАНОПЛАН ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ УКАЗАННОГО СПОСОБА (ВАРИАНТЫ) И СПОСОБ ВЫПОЛНЕНИЯ ПОЛЕТА | 2010 |
|
RU2539443C2 |
Изобретение относится к области авиации. Крылу (1) приданы влияющие на его подъемную силу части (20, 21) крыльев, которые можно перемещать из аэродинамически неэффективного транспортного положения в аэродинамически эффективное рабочее положение, и наоборот, из рабочего положения в транспортное положение. Части (20, 21) крыла размещены в своем рабочем положении на верхней поверхности (3) и/или на нижней поверхности (4) крыльев (1), по меньшей мере, одна часть (20, 21) крыла на каждом крыле размещается на верхней и/или нижней поверхности крыльев (1) в своем рабочем положении, по меньшей мере, на большей части ширины крыла (1) между его передней кромкой (24) и его задней кромкой (23). Части (20) крыльев, установленные в своем рабочем положении, увеличивают подъемную силу крыльев (1) и изменяют, в частности увеличивают, угол атаки (2) крыльев (1). Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества. 30 з.п. ф-лы, 23 ил.
| СПОСОБ ВЫРАБОТКИ ВОССТАНОВЛЕННОГО ТАБАКА | 2008 |
|
RU2353245C1 |
| Раздвижное крыло самолета | 1931 |
|
SU38429A1 |
| US 4890803 А, 02.01.1990. | |||
