Управление пограничным слоем с целью изменения аэродинамических характеристик летательных аппаратов – B64C 21/00

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит детали крепления к фюзеляжу, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, торцевую часть, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков/элеронов с прямым краем. В стенке закрылка/элерона выполнены прорези с установленными в них пластинчатыми направителями треугольной формы, плоскости которых параллельны вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Изобретение направлено на улучшение управляемости воздушными потоками во время полета. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к способам управления пограничным слоем на аэродинамических поверхностях летательных аппаратов (ЛА). Управление пограничным слоем на аэродинамической поверхности ЛА обеспечивается за счет того, что в аэродинамической поверхности ЛА выполняют один или несколько каналов с входными отверстиями в виде воздухозаборников, которые располагают на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА в области максимального давления набегающего потока. Выходные отверстия выполняют в виде щелей выдува, расположенных в кормовой части верхней поверхности аэродинамической поверхности ЛА так, чтобы выдуваемый поток был направлен по касательной или под некоторым углом к аэродинамической поверхности. Каналы выполняют таким образом, чтобы для каждого их них суммарная площадь сечения входных отверстий была больше суммарной площади сечения выходных отверстий. Выходные отверстия каналов образуют несколько рядов щелей выдува, расположенных последовательно на верхней части аэродинамической поверхности. Достигается снижение энергозатрат, повышение аэродинамического качества ЛА. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Транспортное судно содержит металлическое изделие, поверхность которого имеет ребристый рельеф, включающий множество соседних, непрерывно прокатанных продольных ребер, проходящих вдоль поверхности. Ребра расположены с одинаковым интервалом между ними. Первый органический слой грунтового покрытия нанесен на ребристый рельеф. Второй финишный слой нанесен сверху первого органического слоя грунтового покрытия. Первый органический слой грунтового покрытия и второй финишный слой обеспечивают постоянную толщину покрытия. Способ изготовления металлического изделия содержит следующие этапы: получают плоский металлический лист или пластину; пропускают через прокатный стан, который включает валок, на внешней поверхности которого выгравирован ребристый рельеф, и валок с плоской внешней поверхностью. Выполняют анодирование поверхностного ребристого профиля, чтобы нанести на него покрытие из пленки оксида алюминия. Наносят органический слой грунтового покрытия на пленку оксида алюминия. Наносят слой финишного покрытия поверх органического слоя грунтового покрытия и получают металлическое изделие. Группа изобретений направлена на одновременное обеспечение коррозийной стойкости и самостоятельного очищения ребристого рельефа. 2 н.. и 18 з.п. ф-лы, 29 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит двигатель, встроенный в хвостовую часть фюзеляжа, прикрепленные снизу к фюзеляжу треугольной формы крылья, имеющие элементы отклонения воздушных потоков, обтекающих верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение и шасси. В фюзеляже выполнены воздухоприемные отверстия всасывания воздушного потока в двигатель, позволяющие создавать зоны повышенного разряжения воздушного потока верхних аэродинамических поверхностей крыльев. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыльев. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к аэродинамическим конструкциям. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения содержит расширяющийся нос и сужающийся хвост. Хвост имеет контурную линию в плане с двумя вогнутыми противоположными сторонами. Аэродинамическая конструкция содержит выступы для изменения структуры скачков уплотнения, отходящих от поверхности конструкции. Способ эксплуатации аэродинамической конструкции включает этапы, на которых обеспечивают работу конструкции в первом режиме, в котором поток возле указанного выступа является, по существу, полностью присоединенным, и во втором режиме, в котором скачок уплотнения образуется у поверхности аэродинамической конструкции. Выступ изменяет структуру скачка уплотнения так, что происходит отделение потока возле выступа с образованием пары продольных вихревых потоков. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического сопротивления. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Аэродинамическая конструкция по первому варианту содержит выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной аэродинамической конструкции. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения является асимметричным относительно плоскости асимметрии, при этом плоскость асимметрии проходит через центр выступа для изменения структуры скачка уплотнения, параллельна основному направлению воздушного потока над конструкцией и проходит под прямым углом к поверхности конструкции. Аэродинамическая конструкция по второму варианту содержит для изменения структуры скачка уплотнения выступ, который не имеет плоскости симметрии. Способ характеризуется использованием конструкции по первому и второму вариантам. Группа изобретений направлена на оптимизацию структуры скачка уплотнения. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам околозвуковых скоростей. Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности включает отсос части потока через перфорацию в поверхности в полость под ней на участке обтекаемой поверхности за скачком уплотнения. У обтекаемой поверхности перед скачком уплотнения создают продольные вихревые жгуты путем выдува ряда поперечных струй из протоков в поверхности, соединяемых каналом с полостью под перфорированным участком поверхности. Выдув поперечных струй перед скачком уплотнения выполняют с наклоном под углом 30°-60° к обтекаемой поверхности поперек направлению потока. Изобретение направлено на снижение сопротивления. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Аэродинамическая конструкция содержит группу выступов для отклонения скачка уплотнения, отходящих от ее поверхности. Выступы для отклонения скачка уплотнения распределены по указанной конструкции с неравномерным шагом между центрами и/или кромками соседних выступов. Способ эксплуатации характеризуется использованием аэродинамической конструкции. Группа изобретений направлена на уменьшение волнового сопротивления при минимальном числе выступов. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к аэродинамической конструкции, содержащей систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от поверхности конструкции. Система содержит первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения и выступы для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы. Выступы для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, смещены так, чтобы они не располагались непосредственно позади каких-либо выступов для изменения структуры скачка уплотнения первой группы. При такой системе выступов можно расположить первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения и выступы для изменения структуры скачка уплотнения позади первой группы. Способ характеризуется использованием системы выступов аэродинамической конструкции. Изобретение направлено на изменение структуры скачка уплотнения при различных условиях образования. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для формирования подъемной силы летательного аппарата (ЛА). Верхнюю часть крыла ЛА выполняют с системой отбортованных отверстий для отсоса пограничного слоя пневмонасосом. Отбортовку выполняют в виде усеченной фигуры с уменьшающимся поперечным сечением. Боковые стенки отбортовки располагают под углом 45±5º к плоскости верхней части крыла ЛА. Изобретение позволяет упростить формирование подъемной силы ЛА. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к реактивной технике. Покрытие мультипликатора инжекторного ускорителя состоит из плоских, скругленных по углам пластин, изготовленных из легкого, прочного, жаростойкого сплава металла, размерами от 30 мм до 70 мм, толщиной от 3 мм до 5 мм. Покрытие крепится к поверхности неподвижно или подвижно с изменением угла атаки воздушного потока путем поворота вокруг осей шарнирных соединений кронштейнов с пластинами покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя, приводимыми в движение рычагами-толкателями от гидропривода, с установленными под пластинами покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя на кронштейнах соленоидами. Соленоиды изготовлены из материалов с высокими техническими характеристиками и запитаны от бортового источника электропитания. По проводникам соленоидов проходит электрический ток, создающий вокруг соленоидов с пластинами покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя магнитные поля, взаимодействующие с заряженными частицами - ионами, заполняющими воздушный поток, придавая дополнительные импульсы кинетической энергии - ускорение, увеличивая при этом скорость движения ионизированного воздушного потока. Воздушный поток проходит через фронтально установленные ионизаторы перед поверхностью покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя. Достигается увеличение скорости истечения реактивной струи. 3 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Обтекаемое тело (1) с внешней стороной (3) с относительно направления потока верхней стороной (3a) и нижней стороной (3b), с боковыми концевыми участками (5a, 5b), которые при рассмотрении поперек принятого направления (S) потока образуют боковые концы. Внутри обтекаемого тела (1) расположен канал (10) с аэродинамическим приводом с приводным двигателем и приводимым им в действие и расположенным в канале (10) компрессорным средством с впуском (11) на нижней стороне (3b) и/или на одном из боковых концевых участков (5a, 5b) и с одним выпуском (12) на верхней стороне (3a) обтекаемого тела (1) для оказания влияния на поток на обтекаемом теле (1). В канале (10) с возможностью вращения посредством приводного двигателя установлена гильза (30), которая имеет выемку (33), которая при определенном вращательном положении гильзы (30) может быть приведена в состояние частичного перекрытия с одним выпуском (12) на верхней стороне (3a) обтекаемого тела (1) так, что сжатый компрессором воздух течет через выемку (33) гильзы (30) и выпуск (12). Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы. 2 н. и 22 з.п. ф-лы. 3 ил.

Изобретение относится к способам управления пограничным слоем на поверхности летательного аппарата. Способ ламинаризации пограничного слоя на аэродинамической поверхности заключается в том, что с помощью диэлектрического барьерного разряда ионизируют поток воздуха и воздействуют на него электрическим полем. Диэлектрический барьерный разряд возбуждают в зоне начала ламинарно-турбулентного перехода, где максимальные относительные среднеквадратичные пульсации скорости составляют 0.5-2.5%. Индуцируемое разрядом течение направляют по потоку градиентным электрическим полем. Диэлектрический барьерный разряд возбуждают в нескольких чередующихся вниз по потоку зонах пограничного слоя, первая из которых совпадает с областью начала естественного ламинарно-турбулентного перехода, а остальные размещают на расстоянии друг от друга, обеспечивающем последовательное смещение перехода вниз по потоку. Изобретение направлено на снижение аэродинамического сопротивления за счет затягивания ламинарно-турбулентного перехода на обтекаемой поверхности. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам увеличения подъемной силы крыла. Структура крыла с устройством для оказания влияния на поток содержит крыло (Т) самолета, имеющее основное крыло (10), по меньшей мере, один присоединенный к основному крылу (10) закрылок (20) для обеспечения большой подъемной силы и, по меньшей мере, один спойлер (30), присоединенный к основному крылу с возможностью поворота. Основное крыло (10) имеет множество выдувных отверстий (11), несколько из которых расположены рядом друг с другом вдоль направления (HS) размаха основного крыла и которые посредством воздуховода (13) находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством (Р2) расположенного на основном крыле (10) или на спойлере (30) устройства (Р) привода нагнетания потока. Спойлер (30) содержит множество впускных отверстий (31) для впуска воздуха, которые посредством воздуховода (40, 50) находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством (Р1) устройства (Р) привода нагнетания потока. Устройство (Р) привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулировки устройства (Р) привода нагнетания потока. Устройство для оказания влияния на поток содержит управляющее устройство (101) для управления приводом (Р), находящееся в связи с устройством (100) управления полетом. Повышается аэродинамическая эффективность крыла. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации. Способ активной деформации при помощи обратной связи, аэродинамического профиля (1), содержащего эластичный материал, находящийся на части поверхности аэродинамического профиля. Эластичный материал контактирует с потоком текучей среды (7), при этом эластичный материал можно деформировать при помощи одного или нескольких приводов (4), с запоминанием формы находящегося в контакте с потоком эластичного материала. Приводами может управлять вычислительное устройство (5), связанное с датчиками (8), определяющими параметры обтекания аэродинамического профиля. Способ применим, в частности, для деформации несущей поверхности крыла летательного аппарата во время полета, в частности, на дозвуковой скорости. Улучшается адаптация обтекаемости профиля к различным режимам и безопасность полетов. 20 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Система управления потоком на задней кромке поверхности Коанда подвижного носителя содержит плазменный активатор и источник напряжения с устройством управления. Способ включает использование плазменного активатора и управление напряжением, поданным на плазменный активатор для ионизации воздуха в области, примыкающей к задней кромке, для создания вынужденного потока, который влияет на присоединение потока в пограничном слое к поверхности задней кромки и его отрыв от этой поверхности. Группа изобретений направлена на упрощение управления - без подвижных средств управления. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации. Аэродинамическая поверхность (10) для летательного аппарата имеет изгибы для достижения различных ламинарных граничных слоев на его верхней и нижней сторонах (11, 12) и тупую заднюю кромку (15). На нижней стороне (12) аэродинамической поверхности (10) размещена переходная полоса (16), проходящая по всей глубине (радиусу) задней кромки (15) профиля. Переходная полоса (16) выполнена как зигзаг (18) и интегрирована в нижнюю сторону (12) аэродинамической поверхности (10). Изобретение направлено на достижение турбулентного оттока для повышения эффективности профиля. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Плазменный активатор и способ управления предназначены для использования на авиационных подвижных носителях, например самолетах, для управления по курсу и/или пространственным положением. Система включает плазменный активатор, который содержит первый и второй электроды, установленные на поверхности самолета. Первый и второй электроды ориентированы параллельно пути потока в пограничном слое вдоль поверхности. Третий электрод установлен между первым и вторым электродами и смещен в сторону от первого и второго электродов. На первый и третий электроды подают высоковольтный сигнал напряжения переменного тока для создания потока текучей среды между электродами, на которые подано питание, препятствующий отрыву пограничного слоя от поверхности. Подача напряжения переменного тока на второй и третий электроды вызывает вынужденный поток текучей среды, который воздействует на поток в пограничном слое, наоборот, отрывая его от поверхности. Несколько активаторов могут быть выборочно размещены в различных местах самолета и выборочно приведены в действие для обеспечения управления по курсу и/или пространственным положением самолета. Группа изобретений направлена на улучшение аэродинамики. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Способ характеризуется тем, что струя воздуха продвигается на верхнюю поверхность (22) закрылка (20). Часть воздуха в воздушной струе отбирается через воздухозаборники (41) из воздушного потока, обтекающего верхнюю поверхность (11) неподвижной части (10) крыла, расположенной перед закрылком выше по потоку. Воздушная струя, отбираемая за счет всасывания посредством воздухозаборников (41), усиливается струей сжатого воздуха, выдуваемого по каналу (30), который открыт непосредственно за воздухозаборниками (41) ниже по потоку. При этом комбинированную струю, содержащую всосанный воздух и выдуваемую струю, эжектируют на верхнюю поверхность (22) закрылка через выпускные отверстия (44), размещенные на заднем крае неподвижной части крыла. Крыло летательного аппарата выполнено с возможностью реализации способа. Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы или уменьшение аэродинамического сопротивления. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации. Транспортный самолет содержит фюзеляж, верхнее и нижнее полуовальные крылья, соединенные друг с другом законцовками и прикрепленные к фюзеляжу с зазором в верхней и нижней частях, двигатель, хвостовое оперение, элероны, посадочное устройство, механизмы управления. Между законцовками верхнего и нижнего полуовальных крыльев закреплены прямоугольные крылья аэродинамического профиля с элеронами и концевыми шайбами. Хорды всех крыльев направлены вдоль фюзеляжа и установлены под углом атаки 3,8 градуса к горизонтальной плоскости. Каждое из крыльев имеет впереди воздухозаборник, который пневматически соединен с ресивером, оканчивающимся горизонтальными каналами, открывающимися на верхнюю поверхность крыла. Воздухозаборник соединен с нижним продольным каналом, который связан пневматически с вертикальными каналами, открывающимися на нижнюю поверхность крыла. Изобретение направлено на повышение подъемной силы и улучшение управляемости в полете. 15 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло самолета включает внутренний несущий каркас, верхнюю и нижнюю обшивки, закрылок и элерон. Крыло выполнено в виде плоской пластины, равномерной толщины по профилю и заостренной спереди. Крыло имеет сквозные каналы, расположенные в шахматном порядке в плане и закрытые элементами верхней обшивки в виде полуконусов. Сквозные каналы обеспечивают перетекание части воздушного потока с нижней обшивки крыла на верхнюю обшивку. Элементы обшивки в виде полуконусов рассекают верхний воздушный поток на отдельные струи. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы. 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Аэродинамический закрылок (11) имеет на боковой грани (12) устройство, влияющее на срыв потока и содержащее простирающиеся в направлении размаха крыла участки (13) поверхности, которые образуют воздушные проходы, через которые набегающий воздух проходит насквозь. Высокоэффективный закрылок содержит канал, выходящий на боковую грань закрылка, через который сжатый воздух может подаваться в образующее шум завихрение. Устройство для влияния на срыв потока закрылка содержит устройство для подачи сжатого воздуха, выходной канал на боковой грани и соединительную деталь. Группа изобретений направлена на снижение шума. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к средствам воздействия на поток текучей среды. Антиволновый материал - средство для гашения турбулентных завихрений на поверхности предмета, состоит из подложки с волосками. Фактура материала состоит из волосков, оканчивающихся крючками. Изобретение направлено на повышение защитных свойств.

Изобретение относится к авиации. Способ управления обтеканием беспилотного летательного аппарата включает выпуск в носовой части под давлением рабочего тела плотностью менее 0,06 г/см³, содержащего диссоциированный водород. В пульсирующем режиме с частотой от 10 до 12000 Гц формируют вокруг фюзеляжа аэродинамический конус в виде энтропийного слоя, в котором аккумулируют энергию набегающего потока для утилизации в камере сгорания и сопловом аппарате силовой установки. Изобретение направлено на снижение аэродинамического сопротивления и тепловой нагрузки на конструкцию с увеличением скорости и дальности полета. 1 ил.

Группа изобретений относится к авиационной технике. Парогенератор содержит бак (5) с водой, электроклапаны (4, 10), обратные клапаны (3), дроссель (9), рубашку (6), бачок (2), предохранительный клапан (1). Вода из бака (5) через открытый электроклапан (4), обратный клапан (3) и дроссель (9) поступает в рубашку (6), где превращается в пар, который через обратный клапан (3) поступает в бачок (2) и через предохранительный клапан (1) к соплам на поверхности крыла (7) летательного аппарата. Способ получения пара для обдува поверхности летательного аппарата заключается в использовании парогенератора. Группа изобретений направлена на повышение грузоподъемности летательного аппарата. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Несущая поверхность содержит изменяемый герметичный отсек с клапанами для подачи или отсоса воздуха. Поверхность выполнена из эластичной оболочки, закрепленной на жестком каркасе с возможностью изменения конфигурации. На участках, не подкрепленных каркасом, оболочка может деформироваться внутрь или наружу, изменяя конфигурацию всей несущей поверхности. Способ управления аэродинамическими характеристиками характеризуется использованием несущей поверхности. Группа изобретений направлена на повышение эффективности управления аэродинамическими характеристиками. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло самолета включает внутренний несущий каркас, верхнюю и нижнюю обшивки, закрылок и элерон. Крыло выполнено в виде плоской пластины равномерной толщины по профилю и заостренной спереди. На верхней обшивке установлены рассекатели, каждый из которых образован горбами и седловиной с возможностью струям воздушного потока приобретать зигзагообразную форму движения. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы. 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Аэродинамический профиль (12) оснащен системой (10) управления пограничным слоем, которая содержит закрылок, линию подвески закрылка, первое средство для выдува воздуха из нижней поверхности (14) аэродинамического профиля (12) для изменения воздушного потока с превращением его из ламинарного потока в турбулентный поток при положительном отклонении закрылка и второе средство для приложения силы отсоса на нижней поверхности (14) для сохранения ламинарного потока при отрицательном отклонении закрылка. Способ и летательный аппарат характеризуются использованием аэродинамического профиля. Группа изобретений направлена на снижение лобового сопротивления. 3 н. и 21 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиационной и космической техники. Устройство ламинаризации обтекания тела содержит нагревательный элемент в носовой части тела, датчики измерения температуры и режимов течения вдоль носовой части тела. Тело выполнено с пазом, который расположен за нагревательным элементом и препятствует распространению тепла в хвостовую часть тела. Изобретение направлено на уменьшение сопротивления тела. 4 ил.

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Тело аэродинамической формы содержит регулирующие каналы (1) с регулирующей частью (5), которая содержит входную часть (2) и выходную часть (3), причем внутренняя стенка регулирующей части (5) выполнена таким образом, что величина эффективного сечения для потока автоматически уменьшается благодаря образованию турбулентных вихрей на внутренней стенке регулирующей части (5) при увеличении разницы давлений между входной частью (2) и выходной частью (3) регулирующей части (5). Летательный аппарат характеризуется выполнением обшивки в форме тела аэродинамической формы. Способ уменьшения потерь на трение на поверхности (8), обтекаемой текучей средой, характеризуется тем, что объемный поток текучей среды, автоматически регулируемый регулирующими каналами (1), удаляется с поверхности (8) путем отсоса пограничного слоя через регулирующие каналы (1) с использованием единственной камеры всасывания, так что пограничный слой потока текучей среды на поверхности (8), обтекаемой текучей средой, устойчиво поддерживается в ламинарном режиме. Группа изобретений направлена на оптимизацию распределения подъемной силы. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.