Способы и устройства для изменения аэродинамических характеристик летательных аппаратов, не отнесенные к другим группам: .путем образования завихрений – B64C 23/06

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.

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 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.

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.

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 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.

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.

Изобретение относится к области авиации. Законцовка несущей поверхности летательного аппарата содержит канал с входным и выходным отверстиями. Входное отверстие выполнено в виде воздухозаборника, расположенного на нижней передней поверхности концевой части несущей поверхности и соединенного с коническим каналом, выходное сечение которого имеет диаметр 0,05÷0,2 длины хорды концевого сечения несущей поверхности и размещено на расстоянии 0÷0,2 длины хорды от задней кромки в направлении потока. Ось канала расположена на 0÷0,2 длины хорды выше плоскости хорд. В среднем сечении канала установлена дискообразная поворотная заслонка, ось которой перпендикулярна оси канала. Вращение заслонки возможно под воздействием проходящего по каналу потока. Изобретение направлено на увеличение коэффициента подъемной силы и уменьшение коэффициента аэродинамического сопротивления несущей поверхности. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Устройство для управления вихревой дорожкой содержит средство (8) управления, которое смонтировано на фиксирующем элементе (11) продолговатого элемента (5) и на несущей поверхности (4) таким образом, что его основание (12) приведено в соприкосновение с передней кромкой (6) его упомянутой несущей поверхности. Средство (8) управления имеет треугольную форму в плоскости, перпендикулярной его продольной оси, чьи две соседние стороны образуют боковые поверхности, соединенные одна с другой закругленной кромкой. Летательный аппарат содержит устройство для управления вихревой дорожкой. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического сопротивления. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретения относятся к области аэромеханики, а именно к способу снижения сопротивления трения осесимметричного тела и устройству для его осуществления. В пограничном слое осесимметричного тела генерируют тороидальные вихри с контролируемыми параметрами посредством периодического вдува/отсоса потока через кольцевую щель в стенке осесимметричного тела. Устройство включает источник периодических колебаний, связанный с потоком, обтекающим осесимметричное тело, в стенке которого выполняют кольцевую щель, ориентированную под отрицательным углом к продольной оси х, направленной вдоль образующей осесимметричного тела, через которую осуществляют периодический вдув/отсос воздуха контролируемой частоты и амплитуды с помощью источника периодических колебаний, например динамического громкоговорителя. Достигается уменьшение составляющей поверхностного трения осесимметричного тела, обтекаемого потоком воздуха, с возможностью управления вихрем по частоте следования и его интенсивности. 2 н. и 2 з.п. ф.-лы, 4 ил.

Изобретения относятся к области авиации. Способ изменения подъемной силы для тела в потоке текучей среды заключается в том, что воздействуют на поток посредством выдвигающихся из обтекаемой потоком поверхности тела одного или более отстоящих друг от друга гибких элементов в виде лент. Предложено также устройство, содержащее один или более гибких элементов в виде лент, выдвигающихся из обтекаемой потоком поверхности тела. Изобретения направлены на снижение лобового сопротивления. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет (10) включает фюзеляж (12), соединенный с крыльями, воздухозаборник (46), носовую часть (52) фюзеляжа с переменным сечением и устройство (72) управления вихреобразованием, расположенное на наплыве передней кромки, имеющее форму, позволяющую сделать симметричным разрыв вихрей на указанном наплыве при средних/больших углах атаки, и взаимодействующее с хвостовыми частями (44 и 38), разнесенными так, что передняя кромка (36) вертикального киля (38) заходит за задние кромки каждого крыла для поддержания устойчивости в поперечном направлении. Отношение между площадью наплыва передней кромки и высотой устройства управления вихреобразованием равно 2,35 м и диапазон допусков изменяется от +100% до -50% от этого значения. Технический результат - повышение аэродинамических свойства при больших углах атаки. 7 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано при конструировании летательных аппаратов, при организации перемещения судна в водной среде. Понимание механизма формирования регулярных структур позволяет найти условия, при которых ось естественно формируемых вихрей будет направлена не по потоку, а под любым требуемым по условиям течения углом. Бесконечная последовательность искусственно созданных вихрей является аналогом роликового подшипника, расположенного между телом и средой. В изобретении, на основе предложенной модели обтекания непрерывными средами твердых тел, предложен способ создания подъемной силы для летательного аппарата. Способ заключается в создании на верхней поверхности крыла детерминированных вихрей, направляемых в надкрылок и разрушающихся в нем. Катящиеся без скольжения по верхней поверхности крыла вихри увеличиваются в размерах. Попадая же в надкрылок, вихри попадают в условия скольжения. Их разрушение в пределах надкрылка ведет к локальному повышению давления, что и создает для летательного аппарата подъемную силу. 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, касаясь технологии управления обтеканием летательных аппаратов (ЛА). Способ управления обтеканием ЛА заключается в том, что к набегающему потоку в область перед носовой частью ЛА подают газ. Этот газ, имеющий плотность, меньшую плотности среды, подают в точки, определяющие аэродинамическое сопротивление ЛА, в которых формируют пористое покрытие с открытыми на поверхность порами, масштаб которых меньше масштаба вихреобразования. Газ подают с периодичностью образования турбулентных вихрей в зону образования турбулентности с фазой, смещенной на 45-135 градусов. При реализации такого способа покрытие могут формировать преимущественно в местах, в которых формируется скачок уплотнения. При этом целесообразно газ подавать в пористое покрытие из резервуара с сорбентом, выделяющим газ, по достижении температуры десорбции газа. Кроме того, газ могут подавать преимущественно на верхнюю кромку крыла. Также целесообразно покрытие выполнять из каталитически активного, теплоаккумулирующего материала, а при пропускании газа через него реализовать эндотермический процесс. Передние поверхности крыльев и носовые части летательных аппаратов могут покрывать покрытием, имеющим низкую энергию выхода электрона, из ряда оксид бария, карбид титана, оксид цинка, оксид меди, оксид редкоземельных элементов, а также n-полупроводников. Технический результат состоит в изменении аэродинамических свойств в зоне формирования турбулентности. 15 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к средствам создания аэро- или гидродинамических сил для транспортных средств с помощью вращающихся элементов. Предлагаемый двигатель содержит корпус и два конуса с поверхностями, вращающимися в противоположных направлениях. На вращающихся поверхностях нанесены ячейки, представляющие собой чередование впадин и зубцов. На поверхности переднего конуса зубцы изогнуты в направлении обтекающего ячейки потока, а на поверхности заднего конуса - в направлении навстречу обтекающему потоку. Этот поток является, в основном, круговым и вызван вращением поверхностей конусов. Поверхность каждой впадины в сечении похожа на вопросительный знак. В результате в ячейках вращающейся поверхности переднего конуса создается пониженное давление, а в ячейках вращающейся поверхности заднего конуса - повышенное давление. Это служит причиной возникновения тяги вдоль оси вращения конусов. Технический результат изобретения состоит в расширении арсенала средств создания тяги для управления движением различных аппаратов в воздушной и водной средах. 6 ил.

Изобретение относится к ракетной и космической технике. Устройство для управления обтеканием гиперзвукового летательного аппарата содержит носовую часть 1 и центральную и дополнительные аэродинамические иглы 3, выполненные в виде тонких цилиндрических стержней. В носовой части летательного аппарата выполнены каналы для хранения и подачи аэродинамических игл. Один из каналов расположен на оси симметрии, а остальные - на расстоянии от оси симметрии и равномерно по окружности с центром на оси симметрии. Каждый из каналов снабжен механизмом подачи аэродинамических игл навстречу набегающему потоку с возможностью выдвижения каждой из игл на определенную длину для составления специальной конфигурации набора аэродинамических игл, необходимой для совместной их работы по управлению обтеканием гиперзвукового летательного аппарата. Изобретение обеспечивает неизменную координату центра давления гиперзвукового летательного аппарата, снижение силы лобового сопротивления и создание управляющих усилий и моментов для маневрировании в атмосфере. 4 ил.

Изобретение относится к устройству для уменьшения вихрей, возникающих позади движущегося самолета. Самолет содержит для создания подъемной силы правое и левое крылья, включающие в себя посадочные закрылки в качестве систем создания большой подъемной силы. Вихревой генератор для создания контролируемого возмущающего вихря выполнен в виде дополнительного закрылка, основание которого расположено в области 10% полуразмаха справа и слева от внешнего конца посадочного закрылка, а в направлении глубины - начиная с 60% глубины профиля несущего крыла. При полете дополнительный закрылок занимает выдвинутое состояние и выполнен с возможностью убирания в крыло в нерабочем состоянии. Способ заключается в создании управляемого вихря при помощи устройства для его создания. Технический результат - уменьшение вихрей позади самолетов, находящихся в режиме захода на посадку. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к подъемно-тяговым установкам и может использоваться для летательных аппаратов. Установка содержит вихревую трубу с улиткой для тангенциального подвода и раскручивания воздуха и с “холодным” и “горячим” концевыми участками. На “холодном” концевом участке вихревой трубы установлена кольцевая пластина, диаметр внутреннего отверстия которой выбран с возможностью ее герметичной посадки на вихревую трубу для увеличения площади торца “холодного” участка. Вихревая труба может размещаться в направляющем элементе, задающем угол действия силы перемещения по отношению к горизонту. Для исключения влияния “горячего” участка вихревой трубы на величину создаваемой силы перемещения в круговую пластину могут быть вмонтированы вспомогательные направляющие, на которых может быть установлена подвижная круговая пластина с возможностью зависания под указанной кольцевой пластиной при исходном вертикальном положении вихревой трубы с расположением “холодного” участка снизу. На “горячем” участке вихревой трубы целесообразно устанавливать вентиль. Технический результат реализации изобретения заключается в обеспечении подъемных и тяговых усилий для перемещения объектов наряду с решением экологических проблем и исключением из конструкции установки возвратно-поступательного механизма и вращающихся устройств установки. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.