КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2014 года по МПК B64C3/50 

Изобретение относится к области моделирования высокоскоростных летательных аппаратов, преимущественно учебно-тренировочных самолетов с крыльями прямой и треугольной форм.

Известно крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба, образованный верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, причем его хвостовая часть подвижна относительно неподвижной головной части и имеет возможность поворота вокруг собственной оси [1]. Недостатком летательного аппарата с такими крыльями является высокая посадочная скорость.

Задача изобретения заключается в уменьшении посадочной скорости и пробега летательного аппарата.

Технический результат решения поставленной задачи достигается тем, что в крыле летательного аппарата, имеющем профиль тонкого ромба, образованный верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, причем его хвостовая часть подвижна относительно неподвижной головной части и имеет возможность поворота вокруг собственной оси, угол поворота относительно линии, проходящей параллельно верхней аэродинамической поверхности через центр собственной оси хвостовой части, - вверх на угол 90° и вниз на угол до 30°.

На фиг.1 изображен летательный аппарат с прямыми крыльями, имеющими профиль тонкого ромба; на фиг.2 изображен профиль крыла с неподвижной головной частью и подвижной хвостовой частью, соответствующий сечению фиг.1 плоскостью Р; на фиг.3 показаны возможные положения хвостовой части крыла относительно неподвижной головной части; на фиг.4 изображены воздушные потоки в пограничном слое у верхней и нижней аэродинамических поверхностей крыла в условиях полета летательного аппарата; на фиг.5 изображены воздушные потоки в пограничном слое у верхней и нижней аэродинамических поверхностей крыла в условиях посадки летательного аппарата; на фиг.6 показан гидравлический/пневматический двигатель поворота оси хвостовой части крыла.

Прикрепленное к фюзеляжу 1 летательного аппарата (фиг.1) прямое крыло 2 имеет профиль тонкого ромба (фиг.2), содержит ровную верхнюю 3 и ровную нижнюю 4 аэродинамические поверхности. Хвостовая часть 5 крыла подвижна относительно неподвижной головной его части 6 и имеет возможность поворота вокруг собственной оси 7. Головная часть крыла заострена под углом α=3-6°. Заостренная хвостовая часть крыла выполнена с возможностью отклонения относительно линии m-n, проходящей параллельно верхней аэродинамической поверхности через центр оси, вниз на угол β<30°; вверх на угол γ<30°; вверх на угол (γ+δ)=90° (фиг.3). Положение, при котором нижняя аэродинамическая поверхность крыла соответствует прямой линии o-x (фиг.3 и 4), создает суммарную подъемную силу от головной и хвостовой его частей. Положение, при котором хвостовая часть установлена вертикально по отношению к верхней аэродинамической поверхности головной части крыла (фиг.3 и 5), соответствует условиям торможения. Для осуществления возможности поворота хвостовой части может быть применен гидравлический/пневматический двигатель 8 (фиг.1 и 6) или иной механизм.

Изготавливают модель - экспериментальный образец летательного аппарата (фиг.1). Крыло 2, прикрепляемое к фюзеляжу 1, изготавливают из нержавеющей стали, титана, сплавов алюминия с профилем (фиг.2) в виде тонкого ромба и заостренной, например, на угол α=5° головной частью 6 (фиг.3). Верхние 3 и нижние 4 аэродинамические поверхности выполняют гладкими с зазором (криволинейной щелью) между хвостовой 5 частью и головной частью крыла. Хвостовую часть крыла выполняют подвижной относительно неподвижной головной части с возможностью поворота вокруг собственной оси 7 на угол (β+γ+δ)=120°. Ось хвостовой части соединяют с гидравлическим/пневматическим двигателем 8 поворота.

При взлете летательного аппарата хвостовую часть крыла отклоняют вверх, например, на угол γ=25°. В условиях горизонтального полета летательного аппарата хвостовой части придают положение, соответствующее линии o-x (фиг 3 и 4), при этом воздушные потоки ламинарны в пограничном слое у нижней аэродинамической поверхности головной и хвостовой частей крыла и в пограничном слое у верхней аэродинамической поверхности головной части и турбулентны у верхней аэродинамической поверхности хвостовой части крыла. Хвостовая часть крыла в условиях полета может быть отклонена относительно линии m-n на угол β и угол γ, что повышает маневренность летательного аппарата. В условиях произведенной посадки летательного аппарата (при касании шасси с посадочной полосой) хвостовую часть отклоняют вверх на угол (γ+δ)=90° относительно линии m-n (фиг.3 и 5). При этом за нижней аэродинамической поверхностью хвостовой части каждого крыла возникает зона турбулентности воздушных потоков. Управление отклонением хвостовой части крыла осуществляют с помощью гидравлического/пневматического двигателя 8, соединенного с осью 7 (фиг.6).

Движение летательного аппарата с такими крыльями по посадочной полосе аэродрома или иной посадочной площадки постепенно замедляется (до полной остановки). Данное техническое решение может быть использовано в моделях, опытных образцах летательных аппаратов совместно с другими устройствами торможения, например посредством шасси, тормозного парашюта.

Источники информации

1. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение, 1991. - С.58, 142-143.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата имеет профиль тонкого ромба, образованный верхней и нижней аэродинамическими поверхностями. Хвостовая часть крыла подвижна относительно неподвижной головной части и имеет возможность поворота вокруг собственной оси. Угол поворота хвостовой части относительно линии, проходящей параллельно верхней аэродинамической поверхности через центр оси хвостовой части, составляет вверх на угол 90° и вниз на угол до 30°. Изобретение направлено на уменьшение пробега летательного аппарата при посадке. 6 ил.

Крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба, образованный верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, причем его хвостовая часть подвижна относительно неподвижной головной части и имеет возможность поворота вокруг собственной оси, отличающееся тем, что угол поворота относительно линии, проходящей параллельно верхней аэродинамической поверхности через центр собственной оси хвостовой части, - вверх на угол 90° и вниз на угол до 30°.