Управление пограничным слоем с целью изменения аэродинамических характеристик летательных аппаратов: .с помощью щелей, каналов, пористых участков и т.п. – B64C 21/02

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.

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.

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 летательным аппаратам с системой каналов для текучей среды для отсоса ламинарного слоя и/или вдувания текучей среды в уязвимых зонах внешней обшивки. В летательном аппарате система каналов для текучей среды через управляемый клапан подсоединена к насосному агрегату, в качестве привода которого используется поток воздуха, выпускаемый из кабины, и которая создает нужное разрежение для отсоса ламинарного слоя. Для создания повышенного давления, обеспечивающего выдувание, система каналов подсоединена через управляемые клапаны к линиям сжатого воздуха, поступающего от двигателя летательного аппарата и/или от дополнительной компрессорной установки. Система снабжена блоком управления или регулирующим устройством, которые в зависимости от значений входных параметров таких, как параметры режима полета, давление в кабине, характеристики окружающей среды (температура Т, давление Р) и рабочие параметры двигателя летательного аппарата, передают в управляемые клапаны управляющие сигналы по линиям управления. Достигается уменьшение расхода энергии при отсосе ламинарного слоя. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации. Полое мягкое крыло с воздухозаборником в носке включает нижнюю поверхность, верхнюю поверхность и нервюры. Верхняя поверхность снабжена карманами, образующими сужающийся канал с выходом потока через щель в верхней поверхности крыла. Изобретение направлено на улучшение аэродинамических характеристик. 9 ил., 1 табл.

Изобретение относится к авиационной технике, к легкомоторным самолетам. Крыло содержит лонжероны, стрингеры, обшивку и имеет на верхней поверхности обратную ступеньку-вырез со слабо искривленным дном выемки, протяженную вдоль размаха крыла. На верхней поверхности крыла установлены панели для регулирования глубины ступеньки-выреза. Панели закреплены с одной стороны на осевых шарнирах с возможностью изменения своего положения с помощью пружин. Пружины жестко связаны с дном выемки и нижней поверхностью панели регулирования. Достигается улучшение несущих свойств крыла. 2 ил.

Изобретение относится к областям авиадвигателестроения и самолетостроения. Устройство управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля содержит внутреннюю полость, канал для отсоса пограничного слоя, канал для вдува воздуха, выполненные в теле лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов. Каналы соединяют полость с внешней средой. Канал для отсоса пограничного слоя на спинке профиля из зоны повышенного давления проходит в направлении нормали к поверхности спинки лопатки и/или крыла и выполнен или в виде сплошной щели или в виде трубчатых каналов. Канал для вдува воздуха из полости в зону пониженного давления потока проходит под углом 5-15° к поверхности спинки профиля в направлении по потоку. На выходе из каналов вдува воздуха могут быть установлены сопловые приплюснутые поворотные насадки. Способ характеризуется использованием устройства. Изобретения направлены на создание условий устойчивого обтекания аэродинамического профиля и увеличение максимально допустимых углов атаки. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиации и водному транспорту и касается управления воздушными, надводными и подводными судами посредством гидродинамического эффекта для создания потенциала по поверхности судов. При реализации способа создания потенциала по поверхности тела используют потоки жидкости под давлением из сопел, отверстий или прорезей, по меньшей мере, одной трубы по одной или более поверхностям тела. При этом жидкость под давлением нагнетают в виде потоков из сопел, отверстий или прорезей по одной или более поверхностям тела от передней кромки, создавая потенциал давления по поверхности тела между передней кромкой и задней кромкой. При этом вращают, по меньшей мере, одну трубу вокруг ее оси. Система для создания потенциала по поверхности тела с использованием потоков из сопел, отверстий или прорезей по одной или более поверхностям указанного тела для приведения этого тела в движение, управления им или маневрирования имеет, по меньшей мере, одну трубу с соплами, отверстиями или прорезями в стенке трубы, которая расположена вдоль одной кромки тела, тем самым определяя его переднюю кромку, от которой потоки, проходящие рядом с по меньшей мере одной искривленной поверхностью тела, снижают давление по этой поверхности и создают потенциал относительно его противоположной поверхности произвольной формы. При этом, по меньшей мере, одна труба выполнена вращаемой вокруг своей оси. В такой системе целесообразно поверхность, по которой проходят указанные потоки, выполнять выпуклой и с одной кривизной. Трубы могут быть защищены вертикальным телом, размещенным перед трубами и параллельно им. Тело может быть присоединено к воздушному судну, при этом сторона повышенного давления тела оснащена пластинами, шарнирно прикрепленными к их передней кромке, движение которых демпфируется амортизаторами. Изобретение позволяет снижать носовую волну и устранять динамические потери, связанные с движением винта, при повышении силы для осуществления маневрирования и повышении его точности. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к технике для движения в воздушной среде с дозвуковой скоростью, в частности к дозвуковым летательным аппаратам, скоростным судам, поездам и автомобилям. Способ изменения аэродинамического сопротивления при движении транспортного средства в воздушной среде заключается в изменении состояния пограничного слоя транспортного средства путем нагрева не менее 70% поверхности транспортного средства равномерно с допустимым температурным градиентом ±20°С до температуры не ниже 60°С, соединяя двигательную установку транспортного средства, воздухозаборник или компрессор магистралями с каналами, прилегающими изнутри к внешней обшивке корпуса транспортного средства. В варианте способа дополнительно производят локальный поперечный выдув разогретой смеси воздуха и продуктов сгорания топлива двигательной установки через проницаемые пористые вставки на поверхностях транспортного средства в обтекающий его воздушный поток при определенной скорости этого потока. Устройство изменения аэродинамического сопротивления при движении транспортного средства в воздушной среде включает корпус транспортного средства, двигательную установку 1 и систему для изменения состояния пограничного слоя, образованную соединенными с двигательной установкой транспортного средства, воздухозаборником или компрессором герметичными магистралями 5 с каналами, прилегающими изнутри к внешней обшивке 9 корпуса транспортного средства. В варианте устройства магистрали подведены также к пористым вставкам 11 обшивки 9. Изобретение уменьшает сопротивление движению транспортного средства. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области создания подъемной силы, тяги и нагнетания в воздушной среде. Решетчато-щелевая система характеризуется тем, что содержит несколько рабочих элементов - крыльев, или лопастей, или лопаток, которые скреплены между собой и изделием соединительными элементами. Взаимное положение рабочих элементов в пространстве определено их последовательными сдвигами вперед и вверх по направлению движения в среде и углом поворота вокруг продольной оси, углом атаки, начиная от первого нижнего элемента. Параметры взаимного положения каждого рабочего элемента могут быть одинаковыми или разными от элемента к элементу, а также могут быть жестко зафиксированы соединительными элементами или могут меняться с помощью привода при существенном изменении режима движения. Рабочие элементы в случае жесткой фиксации на переходных режимах движения - взлет, посадка, разгон и торможение выполнены с возможностью механически изменять угол атаки относительно среды движения. Профили и геометрические размеры каждого рабочего элемента выполнены одинаковыми, частично разными и разными. Рабочие элементы выполнены с возможностью компоновки секции в один ряд или модуля из двух и более секций. Технический результат - повышение эффективности работы. 3 з.п. ф-лы, 14 ил.

Группа изобретений относится к авиации, касается создания летательных аппаратов с вертикальным взлетом и посадкой, а также может использоваться в подъемных устройствах (ПУ). Способ создания подъемной силы (ПС) понижением давления в замкнутом объеме (ЗО) над несущей поверхностью (НП) при наличии под ней атмосферного давления, за счет разности которых возникает ПС, состоит в том, что ЗО образуют перекрытием верхней открытой части камеры (К) плоской струей (ПС) жидкости (Ж). Способ может предусматривать понижение давления в ЗО откачкой из него воздуха вакуумным насосом. Устройство создания ПС имеет, по меньшей мере, один корпус с НП и, по меньшей мере, одно средство для создания ЗО с пониженным давлением над соответствующей поверхностью. Каждый корпус выполнен в виде К, открытой сверху, и с дном, образующим НП. Каждое средство для создания ЗО выполнено в виде щелевидного сопла (ЩС), соединенного со средством подачи Ж и размещенного в верхней части соответствующей К с возможностью создания ПС, перекрывающей верхнюю открытую часть К с образованием в ее полости ЗО. Камеры могут располагаться друг над другом так, что их НП параллельны, или так, что их НП лежат в одной плоскости. По меньшей мере, одна К может иметь возможность расположения НП под углом к горизонтальной плоскости. Камера может быть прямоугольной в сечении, параллельном НП, при этом ЩС, установленное на ее боковой поверхности, имеет возможность образования прямоугольной ПС или круглой и тогда ЩС также имеет круглую форму и размещено в К концентрично ее сечению с возможностью создания расходящейся кольцевой ПС. На каждой К напротив ЩС может располагаться входное отверстие приемного канала, соединенного с резервуаром, который соединен со средством подачи Ж. Технический результат реализации группы изобретений состоит в повышении технических показателей ЛА и ПУ. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в одновинтовых вертолетах. Вертолет содержит фюзеляж с несущим винтом, хвостовую и концевую балки, рулевой винт, при этом хвостовая балка сужается от заднего отсека фюзеляжа по мере приближения к концевой балке, а концевая балка имеет поперечные сечения, внешние обводы которых выполнены в виде аэродинамического профиля, создающие от воздействия скоростного напора воздуха при горизонтальном полете вертолета момент силы, противодействующий реактивному моменту несущего винта. Сбоку хвостовой балки закреплен профилированный дефлектор с аэродинамической наружной поверхностью, носок которого расположен на уровне отрыва от боковой поверхности хвостовой балки индуктивного потока воздуха, создаваемого вращением несущего винта, а внутренняя поверхность дефлектора огибает нижнюю часть боковой поверхности хвостовой балки и образует с ней сужающий под хвостовую балку воздушный канал с продольной щелью для выброса реактивной струи воздуха в направлении, противоположном перемещению лопасти несущего винта над хвостовой балкой. Дефлектор закреплен на хвостовой балке на расстоянии, равном 0,65-0,85 радиуса вращения лопасти несущего винта. Технический результат – повышение управляемости одновинтовым вертолетом с рулевым винтом по рысканию в условиях критической плотности воздуха и увеличение высоты полетов вертолетов. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.