Способы и устройства для изменения аэродинамических характеристик летательных аппаратов, не отнесенные к другим группам – B64C 23/00

Изобретение относится к артиллерии, боеприпасам, в частности к способу уменьшения донного сопротивления снаряда или пули. Тело имеет один канал, связывающий боковую поверхность и донную часть тела. Тело обладает преимущественно оживальной или заостренной носовой часть. Способ уменьшения донного сопротивления тела в форме снаряда или пули заключается в том, что при полете тела обеспечивается разряжение в его донной части, с отсосом среды, в том числе пограничного слоя, с боковой поверхности данного тела в его донную часть через упомянутый канал. Достигается уменьшение донного сопротивления снаряда или пули. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационной. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце. Задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки относительно оси концевой хорды. Стреловидность острой передней кромки составляет 60-85°. Дополнительная аэродинамическая стреловидная поверхностью малого удлинения выполнена с дополнительной острой передней кромкой, смонтированной с внутренней стороны концевой шайбы и образующей с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы, стреловидность 76-87°. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности крыла. 3 ил.

Изобретение относится к области аэродинамики тел вращения. Осесимметричное тело вращения (ОТВ) (форма снаряда) с оживальной или заостренной носовой частью содержит дополнительный аэродинамический профиль (АП) (фиксированный, цельноповоротный, поворотный с разными осями вращения, разрезной, цельновыдвижной, адаптивный) в калиберном, подкалиберном, надкалиберном положении. Образуют между ОТВ и АП два конфузора с двумя каналами, распределенными по кольцу конфузора, формируют за конфузором замкнутый кольцевой диффузор и замкнутый кольцевой канал с неизменным по длине сечением. Изобретение позволяет создать дополнительную реактивную струю, снизить волновое сопротивление. 2 н. и 18 з.п ф-лы, 6 ил.

Законцовка (W; W1, W2) крыла (Т; 10а, 10b) содержит основание (Е1) и вершину (Е2). Локальный двугранный угол законцовки (W; W1, W2) крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания (Е1) до вершины (Е2). Локальная стреловидность по задней кромке (50) непрерывно увеличивается в своем прохождении от основания (Е1) к вершине (Е2) законцовки (W; W1, W2) крыла. Локальная стреловидность по передней кромке (60) непрерывно увеличивается в прохождении передней кромки (60) от основания (Е1) до первой промежуточной точки (61а), непрерывно уменьшается от первой промежуточной точки (61а) до второй промежуточной точки (62а) и непрерывно увеличивается от второй промежуточной точки (62а) до области перед вершиной (Е2) законцовки (W; W1, W2) крыла. Крыло содержит законцовку. Группа изобретений направлена на улучшение аэродинамических характеристик. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам снижения уровня звукового удара от сверхзвукового летательного аппарата (ЛА). Способ снижения звукового удара включает воздействие на набегающий газовый поток перед ЛА источником энергоподвода, например лазерным излучением. При этом в газовой среде перед ЛА и соосно ему периодически или постоянно создают по крайней мере одну локальную область разогретого газа с возможностью управления ее размерами и расстоянием до ЛА, обеспечивают управляемый температурный режим в области разогрева газа так, что ударные волны от ЛА и ударные волны от области разогретого газа имеют пониженную интенсивность и распространяются раздельно, не сливаясь в дальнем поле. Достигается снижение уровня звукового удара на поверхности земли от ЛА при сверхзвуковых режимах полета. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Подъемную силу крыла летательного аппарата создают подвижной лентой, скользящей в направлении движения аппарата над верхней и нижней плоскостями крыла. Лента армирована внутренними ребрами поперечной жесткости и имеет зубчатые низкопрофильные ремни. Лента натянута двумя роликами в передней и задней части крыла. Задний ведущий ролик с приводом от редуктора с электродвигателем, а передний натяжной ролик выполнен с возможностью опоры ленты на конструкцию крыла. Элероны установлены за задним роликом. Над верхней плоскостью крыла, над зубчатыми ремнями, выполнены ребра-обтекатели с «лыжами» для скольжения ленты. Изобретение направлено на повышение маневренности летательного аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков и элеронов. Элемент отклонения стекающих воздушных потоков имеет изгибы края, которые выполнены в пластинах, прикрепленных к стенкам элементов отклонения стекающих воздушных потоков. Изгиб края имеет форму синусоиды или асимптоты. Изобретение направлено на упрощение конструкции. 5 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, заостренное с концов продолговатое тело в форме цилиндра, прикрепленное боком к торцевой части крыла и снабженное радиально закрепленными лопастями. Лопасти установлены по винтовой линии и имеют переменную высоту, увеличивающуюся по направлению движения встречного воздушного потока. Изобретение направлено на ограничение у торцевой части крыла вихревых шнуров. 3 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.

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 и ракетно-космической технике и касается тепловой защиты частей корпусов летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет со сверх- и гиперзвуковыми скоростями. Крыло гиперзвукового ЛА содержит размещенный на его поверхности эмиссионный слой (2), который через бортовой потребитель электроэнергии (7) соединен с электропроводящим элементом (3). Электропроводящий элемент (3) через электроизоляционный слой (4) термически связан с каналами (6), соединенными с охлаждающей магистралью бортовой системы терморегулирования. Термоэмиссионный слой (2) размещен на внешней поверхности крыла в области передней кромки. Электропроводящий элемент (3) через электроизоляционный слой (6) установлен у задней кромки крыла. Достигается снижение температуры нагреваемых в полете тонкопрофильных крыльев и других аэродинамически нагреваемых элементов конструкции, повышение надежности за счет термоэлектронной эмиссии во внешнюю среду и выноса элементов системы охлаждения на наружную поверхность крыла ГЛА, снижение лобового сопротивления. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, прикрепленное боком к торцевой части крыла заостренное с концов продолговатое тело, имеющее напорное сопло. Продолговатое тело имеет форму многогранника с вертикально прикрепленными к граням лопастями переменной высоты, увеличивающейся по направлению движения встречного воздушного потока. Лопасти на гранях расположены наклонно по отношению к осевой линии продолговатого тела. Напорное сопло расположено на конце продолговатого тела вдоль его осевой линии. Изобретение направлено на разрушение вихревых шнуров у торцевой части крыльев. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с прикрепленными к нему крыльями, имеющими элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение, двигатель, шасси. К торцевой части каждого крыла прикреплена сетчатая пластина, расположенная параллельно вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Сетчатая пластина выполнена по форме трапеции и имеет отверстия, размер которых увеличивается по мере удаления от верхней и нижней аэродинамических поверхностей. Изобретение направлено на ограничение образования вихревого шнура у торцевой части крыла. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов, преимущественно самолетов гражданской и транспортной авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности. Крыло снабжено сетчатой пластиной, расположенной у торцевой части вдоль нижней аэродинамической поверхности. Сетчатая пластина выполнена выдвижной из щелевого отверстия в торцевой части крыла. Сетчатая пластина имеет треугольную форму и размер отверстий, увеличивающийся по мере их удаления от торцевой части. Изобретение направлено на ограничение образования вихревого шнура у торцевой части крыла. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к концевым крылышкам, содержащим поверхности с углублением, и к способу снижения лобового сопротивления. Система воздушного судна содержит крыло и концевое крылышко (винглеты, концевые шайбы, шайбы Уиткомба), соединенное с крылом на внешнем участке. Концевое крылышко имеет первую поверхность, обращенную к борту, и вторую поверхность, обращенную наружу. Первая поверхность содержит область с углублением. При этом крыло содержит секции с аэродинамическим профилем от внутренней области до внешней области крыла. Концевое крылышко используется с крылом без изменения общих форм секций крыла с аэродинамическим профилем у внешней области крыла. Достигается снижение влияния помех от потоков в области перехода крыла и концевого крылышка, снижение лобового сопротивления. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 13 ил.

Конфигурация законцовки крыла самолета, профиль которого идет в направлении размаха крыла (1) и в ширину в указанном направлении размаха крыла (1) от передней кромки (8, 6, 10) крыла до задней кромки (7) крыла. Профиль ограничен первой обшивкой (11) и второй обшивкой (12) с крылышком (3), расположенным на конце крыла. Крылышко (3) является плоским и с областью (2) перехода, расположенной между крылом (1) и крылышком (3). Область (2) перехода идет от соединения (4) с крылом (1) до соединения (5) с крылышком (3). Кривизна локального V-угла в области (2) перехода возрастает в забортном направлении от низкого уровня или нулевого уровня у или поблизости от соединения (4) с крылом. Изобретение направлено на снижение индуктивного сопротивления при минимизации интерференции в области перехода от крыла к крылышку. 14 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к средствам управления положением летательного аппарата. Система управления потоком для использования па подвижном носителе (летательном аппарате) для изменения воздушного потока, обтекающего выемку в подвижном носителе, содержит плазменный актуатор, расположенный на поверхности подвижного носителя, источник напряжения переменного тока для выработки сигнала напряжения переменного тока и управляющее устройство для подачи сигнала напряжения переменного тока на плазменный актуатор, расположенный так, что исходя из направления свободного воздушного потока вдоль подвижного носителя актуатор находится перед выемкой. Способ характеризуется тем, что актуатор вызывает ионизацию воздуха с созданием вынужденного потока, вызывающего отрыв потока в пограничном слое, обтекающем упомянутый актуатор, и отклонение сдвигового слоя за актуатором от выемки. Группа изобретений направлена на снижение массы и затрат на эксплуатацию. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 13 ил.

Способ управления обтеканием летательного аппарата характеризуется тем, что вблизи аэродинамической поверхности летательного аппарата периодически создают автоэмиссионные электроны плотностью более 1000 А/м² при напряженности электрического поля не менее 1 В/мкм, генерируют отрицательно заряженные ионы кислорода воздуха, ускоряют их электрическим полем распределенной по аэродинамической поверхности секционированной электродной системы, и формируют поток ионизированного воздуха в окрестности аэродинамической поверхности и подъемную силу, действующую на летательный аппарат. Изобретение направлено на повышение энергоэффективности летательного аппарата. 2 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Предкрылок крыла самолета подвижно соединен с основным крылом и содержит аэродинамически обтекаемую поверхность, включающую заднюю нижнюю кромку. Часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии с угловыми точками вдоль размаха крыла. Способ обтекания предкрылка крыла самолета заключается в использовании предложенного предкрылка. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического шума самолета на режимах взлета и захода на посадку. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Самолет включает крыло (5), имеющее положительный двугранный угол, крыло включает кромку и устройство кромки крыла (7), закрепленное в области кромки. Устройство кромки крыла, в общем, простирается вниз и имеет область (7d), наклоненную под скосом, большим чем 180 градусов. Область (7d) выполнена для создания подъемной силы во время полета. Область (7d), наклоненная под скосом, большим чем 180 градусов, может быть расположена на дистальном конце (11) устройства кромки крыла (7). Часть устройства кромки крыла, расположенная в зоне проксимального конца, выполнена без области, наклоненной под скосом, большим чем 180 градусов. Кромка крыла может быть стреловидной и может аэроэластично деформироваться во время полета. Группа изобретений направлена на улучшение аэродинамических характеристик. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к авиации. Самолет с механизированным крылом содержит фюзеляж, механизированное крыло, хвостовое горизонтальное и вертикальное оперения, двигатель и шасси. Одни роторы с радиальными лопастями, помещенные внутри крыла и ограниченные цилиндрической поверхностью внутри лобовой части крыла так, что выступают над верхней выпуклой поверхностью крыла. Другие роторы с радиальными лопастями, помещенные внутри крыла и ограниченные цилиндрической поверхностью внутри крыла, расположенные за роторами в лобовой части крыла и выступающие под нижней вогнутой поверхностью крыла, выполненной волнообразной. Роторы кинематически соединены с двигателем с помощью механической передачи. Двигатель и механическая передача установлены на крыле. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыла и тяги. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат содержит продольный фюзеляж, два боковых крыла, симметрично присоединенных с одной и другой стороны фюзеляжа, и гондолу реактивного двигателя, закрепленную на каждом боковом крыле при помощи пилона (18) крепления реактивного двигателя. На каждом из пилонов крепления реактивного двигателя выполняют профилированный несущий корпус (20; 30) таким образом, чтобы создавать результирующую движущую силу под действием косого воздушного потока. Корпус (20; 30) проходит, начиная от конца (20а; 30а), закрепленного на пилоне (18) крепления реактивного двигателя, и удаляясь от этого конца в направлении удлинения, имеющего наклон в 30° по отношению к верхней поверхности рассматриваемого бокового крыла. Изобретение направлено на уменьшение лобового сопротивления. 7 з.п. ф-лы, 7 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 области авиации. Тормозной щиток для самолета, который расположен на верхней части крыла или на фюзеляже самолета, и для торможения самолета устанавливается под углом относительно воздушного потока, протекающего вокруг него. Щиток (20) содержит свободную кромку (21), которая при установке под углом смещена от внешней оболочки самолета и создает кромочный вихрь в воздушном потоке, протекающем вокруг самолета. Свободная кромка (21) содержит несколько индивидуальных секций (22), кромки которых делят кромочный вихрь на несколько частичных вихрей и которые образованы при помощи углублений на свободной кромке (41) тормозного щитка (40), которые не проходят насквозь через щиток. Изобретение направлено на снижение шума. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат (10) содержит фюзеляж (12), два крыла (14, 16), к которым крепятся мотогондолы, каждая из которых сбоку посредством центрального обтекателя (18, 20) крепится к фюзеляжу, с одной и другой его стороны. Центральный обтекатель содержит две расположенные напротив друг друга поверхности, которые соединены, соответственно, с верхней поверхностью и нижней поверхностью крыла и которые имеют продольное, вдоль фюзеляжа, расположение. Одна из двух поверхностей содержит локальную деформацию геометрии формы, которая выполнена для образования аэродинамических боковых возмущений воздушного потока от центрального обтекателя к крылу с возможностью регулирования потока воздуха по крылу. 13 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к устройствам для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата. Устройство для увеличения скорости движения объекта в газовой среде включает активную среду, систему накачки, резонатор и волоконный световод. Устройство выполнено в виде системы независимых коаксиальных волоконных световодов-излучателей, оптически взаимосвязанных с соответствующей системой светоотражателей. Светоотражатели выполнены в виде усеченных конусов и размещены на концевых частях волоконных световодов, при этом боковая поверхность конусов ориентирована от концевой части волоконного световода. Торцы коаксиальных волоконных световодов сдвинуты по длине относительно друг друга для размещения светоотражателя. Изобретение направлено на уменьшение сопротивления движению летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Система снижения турбулентности в спутном следе летательного аппарата содержит устройство, прикрепляемое к концевой части крыла летательного аппарата, которое выполнено периодически поворачиваемым вокруг оси, проходящей примерно под прямым углом относительно направления полета. Устройство размещается на верхней поверхности (4) крыла и содержит неподвижный элемент (6) и шарнирно прикрепленные первый (7, 9) и второй (8, 10) элементы крыла, которые установлены по потоку за неподвижным элементом (6) и могут быть отведены друг от друга в направлении полета. Способ характеризуется использованием устройства, которое нарушает процесс свертывания воздушного потока в области консоли крыла при качании вокруг оси вращения. Группа изобретений направлена на снижение турбулентности в спутном следе летательного аппарата. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Законцовка крыла летательного аппарата, устанавливаемая на торце концевой части крыла, включает генератор вихря, противоположного по направлению вращения возникающему на крыле концевому вихрю, и кожух. Генератор вихря выполнен в виде гондолы с входным, выходным и закручивающим устройствами. Кожух выполнен в виде тонкостенной конструкции с внутренней поверхностью постоянного радиуса, простирающейся вдоль концевой хорды крыла с незамкнутым поперечным сечением, образующим продольный вырез. Закручивающее устройство выполнено с диффузором. Кожух выполнен с продольным вырезом в средней своей части так, что верхняя кромка выреза образует центральный угол на оси кожуха, а нижняя кромка образует центральный угол на оси кожуха. Входное устройство может быть выполнено с конфузором, отклоненным осью от плоскости хорд крыла вниз, а хвостовая часть кожуха выполнена отклоненной вверх. Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества и несущих свойств крыла. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 7 ил.