Стреловидное крыло

 

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло состоит из центроплана и консоли, имеющих сверхкритические профили, выполненное с удлинением = 9-11, сужением =3,5-4,2, стреловидностью =25-32o. Крыло снабжено верхними и нижними створками малого удлинения, которые закреплены на шарнирах в хвостовой части крыла с возможностью свободной ориентации по потоку. Изобретение направлено на повышение эксплуатационных углов атаки и расширение области применения крыла и летательного аппарата в целом. 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на дозвуковых самолетах.

Известны различные схемы стреловидных крыльев (см. Техническая информация ЦАГИ 23, 1980 года, авторское свидетельство 1580737 по классу: 6 В 64 С 3/14, энциклопедию "Авиация" под редакцией Г.П.Свищева, издательство "Российские энциклопедии", М. , 1988 г.). В последнее время такие крылья выполняются с использованием сверхкритических профилей. Однако на больших углах это приводит к снижению характеристик. Из-за раннего срыва на верхней или нижней поверхности крыла резко ухудшаются несущие свойства, что снижает и область применения воздушного судна.

Целью изобретения является улучшение характеристик крыла на больших углах атаки и расширение области применения.

Для достижения указанной цели на стреловидном крыле (выполненном с удлинением =9-11, сужением =3,5-4,2 и стреловидностью =25-32) и содержащем сверхкритические профили в хвостовой части крыла по всему размаху или по его части на профилях установлены свободно подвешенные створки малой длины.

Предложение иллюстрируется чертежами. На фиг.1 показано стреловидное крыло; на фиг.2 - типовой профиль крыла; на фиг.3 - типовое обтекание обычного профиля на больших углах атаки; на фиг.4 - обтекание профиля при применении предложенного решения; на фиг.5 - сравнение характеристик обычного профиля и при применении заявляемого предложения.

Стреловидное крыло 1 состоит из центроплана 2 и консоли 3 и выполнено с удлинением = 9-11, сужением =до 4,2 и стреловидностью =25-32 и суперкритическими профилями 4. В хвостовой части профиля свободно закреплены верхняя 5 и нижняя 6 створки, которые самоустанавливаются по потоку, сводобно вращаясь на узлах 7 и 8.

Известно, что на больших углах атаки на сверхкритических профилях на верхней и нижней поверхностях довольно рано образуются срывы потока.

Несущие свойства профиля резко ухудшаются, что приводит к серьезным ограничениям по применению профилей и эксплуатационным ограничениям на воздушном судне (фиг.3).

В предлагаемом решении при снижении местного давления на верхней поверхности крыла верхняя 5 и нижняя 6 створки поднимаются в положения, определяемые условиями равенства сил на створках. Это позволяет "затянуть " зону срыва. Физически это изменяет обтекание профиля и положение зон срыва (фиг. 4).

Интегрально это позволяет сохранить работоспособность профиля до более высоких углов атаки (фиг.5).

К сожалению, выбор конструктивных решений и параметров в каждом отдельном случае пока приходится подбирать экспериментально. Но проведенные продувки модели полностью подтвердили заявленные свойства и большие возможности предлагаемой конструкции.

Заявленное решение позволит без ухудшения аэродинамических показателей на основных режимах и увеличения массы конструкции повысить характеристики воздушных судов.

Формула изобретения

Стреловидное крыло, состоящее из центроплана и консоли, имеющих сверхкритические профили, выполненное с удлинением =9-11, сужением =3,5-4,2, стреловидностью =25-32, отличающееся тем, что оно снабжено верхними и нижними створками малого удлинения, которые закреплены на шарнирах в хвостовой части крыла с возможностью свободной ориентации по потоку.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5

NF4A Восстановление действия патента Российской Федерации на изобретение

Извещение опубликовано: 10.07.2006        БИ: 19/2006




 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к аэро- или гидродинамическим поверхностям переменной кривизны, взаимодействующим со встречным потоком окружающей среды

Изобретение относится к области авиационной техники

Изобретение относится к самолетостроению, в частности к летательным аппаратам с крыльями изменяемой толщины

Изобретение относится к авиации и может быть использовано при проектировании носовых и хвостовых частей адаптивного крыла

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к авиационной технике

Изобретение относится к пьезоэлектрическим приборам для управления несущими плоскостями летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике, к легкомоторным самолетам

Изобретение относится к авиации и касается маневренных самолетов и систем их управления. Маневренный самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло, передние стреловидные наплывы, органы управления, шасси. Передние наплывы расположены в зоне сочленения головной и средней частей фюзеляжа и снабжены управляемыми поворотными поверхностями. Оси поворота управляемых поверхностей наплывов расположены перпендикулярно или под углом к продольной плоскости самолета. Достигается повышение безопасности полетов и боевой эффективности самолета путем увеличения запасов пикирующего момента и соответственно расширения диапазона допустимых центровок и увеличения средств боевого оснащения самолета, реализация наилучшего соотношения подъемной силы и сопротивления. 3 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Адаптивное крыло содержит лонжерон, нервюры с гибкими задними кромками, состоящими из жестких звеньев кинематических цепей и приводами, подсоединенными выходами к входам жестких звеньев кинематических цепей, неподвижные стрингеры, установленные параллельно лонжерону и закрепленные своими участками на участках нервюр, обшивку крыла, закрепленную на соответствующих участках внешних поверхностей лонжерона, нервюр с гибкими задними кромками и неподвижных стрингеров. Подвижные стрингеры выполнены в виде составных, шарнирно соединенных между собой металлических балок и шарнирно подсоединенных своими соответствующими концами к концам жестких звеньев кинематических цепей. Изобретение направлено на снижение нежелательных отклонений обшивки на гибкой задней кромке крыла. 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике

Наверх