(54) КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАГ АТА ности обшивки 3 и каналы 2 силовой 1 на внешнюю поверхность обшивки 4, обеспечивает ламинаризацию пристеночного потока у нижней.поверхности обшивки 3f что cyiuecTBetmo уменьшает тепловой поток, поступагсвпнй с нижней поверхности обшивки. В свою очередь, проходя через отверстия Л 1 нижней поверхности 3 и адиабатически расширяясь в канале 2, газ охлаждает конструкцию нижней обшив- кн. Сжатие газа при входе в отверстия 10 нагревает верхнюю поверхность обшивки 4, но в то же время его расширение при выходе из отверстий 1О охлаждает обшивку 4 крыла. Предлагаемое крыло летательного аппарата позволяет уменьшить волновое сопротивление, при этом снижается сила сопротивления при дозвуковой скорости, что позволяет снизит, тягу силовой установки, отказаться от форсажных режимов ее рабо ты и существенно уменьшить расход топлива, при этом крыло обладает большей подъемной силой на больших углах атаки, что снижает скорость при посадке и вале- 65
А
А- Ау
f inf 54 те. При сверхзвуковом полете вес необходимой теплоиуолящии будет минимальным в силу малых тепловых потоков, воздействующих на нее, и обшая масса предлагаемого крыла будет существенно ниже, чем известного. Формула изобретения Крыло летательного аппарата, содержащее верхнюю и нижнюю обшивки с отверстиями, соедине1тыми между собой каналами, отличающееся тем, что, с целью уменьшения аэродинамического нагрева, отверстия расположены повсей поверхности крыла, при этом отношение площади отверстий на верхней поверхности крыла к площади отверстий на нижней поверхности равно 2-4. Источники информации, принятые во внимание при экспертизе 1.Патент США № 2926870. кл. 244-451 1960. 2.Авторское свидетельство СССР № 431729,кл.в 64 С 21/О2, 1972
