КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2015 года по МПК B64C3/10 B64C5/08 B64C23/06 

Изобретение относится к области моделирования высокоскоростных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов гражданского назначения с крылом треугольной формы.

Известно крыло летательного аппарата, содержащее прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока [1].

Задача изобретения заключается в повышении подъемной силы крыла летательного аппарата.

Технический результат решения поставленной задачи достигается тем, что в крыле летательного аппарата, содержащем прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, каждый рассекатель имеет головной и два хвостовых участка, причем головной участок расположен перед краем тела параллельно вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа, один из хвостовых участков прикреплен к верхней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону от фюзеляжа, а другой хвостовой участок прикреплен к нижней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону фюзеляжа. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к верхней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к нижней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°.

На фиг.1 изображен летательный аппарат с крылом треугольной формы, общий вид; на фиг.2 изображен фрагмент тела крыла с установленным по его краю рассекателем набегающего воздушного потока, на фиг.3 изображен рассекатель воздушного потока, вид спереди; на фиг.4 - вид на фиг.3, сбоку; на фиг.5 - вид на фиг.3, сверху.

Крыло 1 летательного аппарата А (фиг.1), содержащее прикрепленное, например с боков, к фюзеляжу 2 треугольной формы жесткое тело 3, имеющее верхнюю 4 и нижнюю 5 аэродинамические поверхности. Тело может быть сплошным, пористым, иметь каркас. Аэродинамические поверхности могут иметь традиционный (Н.Е. Жуковского) или иной, например, тонкий плоский профиль. По краю 6 тела со стороны набегающего воздушного потока установлены вертикально рассекатели 7. Рассекатели могут иметь форму эллипса (фиг.2), овала, прямоугольника, треугольника (не показаны). Каждый рассекатель имеет головной 8 и два, разделенных прорезью 9, хвостовых участка, соответственно, 10 и 11. Размер прорези соответствует толщине края тела крыла. Головной участок рассекателя расположен перед краем тела параллельно вертикальной плоскости Q, проходящей вдоль фюзеляжа. Хвостовой участок, прикрепленный к верхней аэродинамической поверхности, выполнен с отгибом в сторону от фюзеляжа, а хвостовой участок, прикрепленный к нижней аэродинамической поверхности, выполнен с отгибом в сторону фюзеляжа (фиг.3 и 4). Угол α отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к верхней аэродинамической поверхности, составляет 5-15° относительно линии o-x (фиг.5). Угол β отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к нижней аэродинамической поверхности, также составляет 5-15°.

Из сплавов алюминия, титана и других материалов изготавливают модель высокоскоростного летательного аппарата А (фиг.1) с фюзеляжем 1 и крылом 2, содержащим треугольной формы сплошное тонкое тело 3. Рассекатели 7 набегающего воздушного потока изготавливают из гладкого листового материала (например, методом холодной штамповки, лазерной резки). На крыло каждый рассекатель устанавливают (приклеивают, припаивают, приваривают) вертикально (фиг.2) так, чтобы край 6 тела плотно входил в прорезь 9, выступающий вперед головной участок был бы параллелен плоскости Q, проходящей вдоль фюзеляжа, а хвостовые участки 10 и 11 плотно прилегали, соответственно, к верхней 4 и нижней 5 аэродинамическим поверхностям с одинаковыми (5-15°) или разными углами отклонения α и β относительно линии o-x (фиг.3-5). Например, угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к верхней аэродинамической поверхности, может составлять 5°, а угол отгиба хвостового участка, прикрепленного к нижней аэродинамической поверхности,10°.

В условиях полета летательного аппарата хвостовые участки рассекателей, прикрепленные к верхней аэродинамической поверхности тела, увеличивают величину разрежения воздуха над крылом за счет отклонения набегающего воздушного потока в сторону от фюзеляжа, а хвостовые участки рассекателей, прикрепленные к нижней аэродинамической поверхности, увеличивают плотность (давление) воздушного потока, проходящего под крылом, с отклонением его в сторону фюзеляжа. При этом возрастает подъемная сила крыла летательного аппарата.

Изобретение повышает подъемную силу треугольной формы крыла летательного аппарата.

Источник информации

1. US 2576981, 1951.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, каждый из которых имеет головной и два хвостовых участка. Головной участок расположен перед краем тела параллельно вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Один из хвостовых участков прикреплен к верхней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону от фюзеляжа. Другой хвостовой участок прикреплен к нижней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону фюзеляжа. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к верхней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к нижней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°. Изобретение направлено на повышение подъемной силы крыла. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Крыло летательного аппарата, содержащее прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, отличающееся тем, что каждый рассекатель имеет головной и два хвостовых участка, причем головной участок расположен перед краем тела параллельно вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа, один из хвостовых участков прикреплен к верхней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону от фюзеляжа, а другой хвостовой участок прикреплен к нижней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону фюзеляжа.

2. Крыло летательного аппарата, по п.1, отличающееся тем, что угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к верхней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°.

3. Крыло летательного аппарата, по п.1, отличающееся тем, что угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к нижней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°.