Крылья: .форма крыла – B64C 3/10

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла летательного аппарата имеет корневой профиль, который выполнен с S-образной средней линией и участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды. Изломный и концевой профили законцовки выполнены с положительной вогнутостью. Законцовка имеет наплыв в корневой части и излом по передней кромке. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 7 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей. Крыло выполнено с удлинением =9,6÷10,5, сужением =3,5÷4,0 и стреловидностью =25÷30°. Передняя и задняя кромки при виде сверху выполнены прямолинейными. Задняя кромка крыла на участке 30-50% от его размаха имеет округление. Значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, составляет r_н 0,9%. Распределения толщин сечений профилей крыла характеризуются положением максимальной толщины на участке 30-50% хорды профиля и увеличенной до значений C_70% 7% хорды толщины хвостовой части профиля. Средняя линия профилей крыла по форме имеет вогнутый участок в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды, кроме концевых профилей крыла. Изобретение направлено на повышение подъемной силы. 8 ил.

Конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием летательного аппарата включает гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом и содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол. Конструкция может включать наплыв, тянущийся впереди внутренней протяженности крыла, скошенную законцовку крыла, обратный зализ на сопряжении наплыва или фюзеляжа с передней кромкой крыла, внутренний предкрылок, тянущийся приблизительно на 15% от размаха консоли крыла, и гибридный плоский разрезной закрылок, расположенный на задней кромке крыла. Изобретение направлено на уменьшение положительного градиента давления на задней кромке верхней поверхности закрылка. 16 з.п. ф-лы, 3 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.

Изобретение относится к области авиационной техники. Треугольное крыло имеет вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, и неплоскую срединную поверхность. Срединная поверхность выполнена из двух элементов, которые примыкают к плоскости симметрии и имеют выпуклую в подветренную сторону эллиптически коническую форму, и двух элементов, которые примыкают к передним кромкам, имеют плоскую форму и гладко состыкованы с эллиптически коническими элементами вдоль выходящих из вершины крыла лучей. Срединная поверхность выражена в виде математической зависимости. Технический результат - уменьшение аэродинамического сопротивления при сверхзвуковой скорости полета. 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу, снабженную аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце. Задняя кромка аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы. Носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60-85°. Имеется нижняя вертикальная аэродинамическая поверхность малого удлинения, сопряженная с концевой шайбой так, что ее передняя кромка совпадает с передней кромкой аэродинамической поверхности концевой шайбы. Угол между аэродинамической поверхностью концевой шайбы и нижней вертикальной аэродинамической поверхностью составляет 125-130°. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности летательного аппарата для снижения удельного расхода топлива. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированную 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, а стреловидность составляет 60-85°. Имеется аэродинамическая поверхность, сопряженная с концевой шайбой, снабженная соответствующей дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны аэродинамической поверхности на ее конце. Задняя кромка соответствующей дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой аэродинамической поверхности, носок расположен на передней кромке аэродинамической поверхности ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60-85°. Угол между концевой шайбой и аэродинамической поверхностью составляет 175-180°. Законцовка крыла установлена под углом 2-3° по отношению к концевой хорде крыла. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности и снижение расхода топлива. 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Вариант каждого безаэродромного самолета состоит из фюзеляжа, турбовинтового двигателя, несущих плоскостей. Первый вариант снабжен установленными на боковых сторонах фюзеляжа несущими устройствами, состоящими из корневой части самолетного поперечного крыла с вентилятором двигателя перед передней кромкой на носовой части фюзеляжа и расположенных за ним несущими плоскостями, рядом несущих плоскостей на верхней или нижней стороне, расположенными по длине фюзеляжа. Второй вариант снабжен верхней и нижней парами консольных прямолинейных несущих плоскостей с промежутком между парами для газовоздушного потока из сопел двигателей. Турбовинтовентиляторный двигатель выполнен с профилированной конфузорными и диффузорными участками внутренней поверхностью обечайки винтовентилятора. Варианты крыла характеризуются наличием несущей части корневой поперечного крыла и несущими плоскостями фрагментных крыльев. Способы характеризуются использованием самолета и двигателя. Группа изобретений направлена на улучшение безопасности эксплуатации и снижение затрат. 7 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретения относятся к летательному аппарату со смешанным режимом аэродинамического и космического полета и способ его пилотирования. Летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло, воздушно-реактивные двигатели и ракетные двигатели. Крыло выполнено неподвижным, по существу прямым и удлиненным в боковом направлении фюзеляжа. Размах крыла превышает длину фюзеляжа. Крыло и баки с ракетным топливом расположены в задней части фюзеляжа. В передней части фюзеляжа расположена кабина. Способ пилотирования летательного аппарата содержит четыре этапа полета. Первый этап аэродинамического полета на дозвуковой скорости соответствует 0,5-0,8 М с использованием воздушно-реактивных двигателей без дозаправки в воздухе. На втором этапе выхода в космическое пространство используются ракетные двигатели после подачи команды на изменение наклона летательного аппарата между первым этапом и вторым этапом. На третьем этапе спуска осуществляется режим планирования с фюзеляжем, ориентированным по существу перпендикулярно к траектории. На четвертом этапе обеспечивается аэродинамический полет и посадка после приведения летательного аппарата в положение по существу в направлении траектории между третьим этапом полета и четвертым этапом полета. Достигается уменьшение расхода топлива летательного аппарата при аэрокосмических полетах. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло (1) содержит центроплан, выполненный в виде профилированного несущего диска (2) в плане с передней и задней кромками по образующей несущего диска. Консоли (3) соединены с несущим диском (2) центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска (2) по его образующей в плане. Консоли (3) имеют в плане трапециевидную, и/или стреловидную, и/или прямоугольную аэродинамическую форму. Крыло (1) имеет аэродинамические наплывы (4) по продольной оси крыла (1), расположенные в передней его части и по обе стороны от продольной оси крыла (1), и имеющие в плане треугольную и оживальную аэродинамическую форму. Изобретение направлено на повышение маневренности самолета. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к устройствам создания движущей силы для перемещения транспортных аппаратов. Способ создания движущей силы характеризуется воздействием скоростного напора потока среды, набегающей на переднюю поверхность плоскости крыла или винта, в котором набегающий поток на периферии плоскости разворачивают и на задней поверхности создают касательный поток со скоростью большей, чем скорость набегающего потока. Поток на передней кромке задней поверхности направляют от корня к боковой кромке плоскости, пересекают его с потоком, закрученным вдоль боковой кромки задней поверхности плоскости, и их взаимодействием создают силу, ориентированную вдоль плоскости. На задней кромке задней поверхности плоскости скоростным потоком стабилизируют пограничный слой. В первом варианте транспортный аппарат включает лопасти. На периферии плоскости лопасти винта размещена структура профилей с ее элементами. Во втором варианте транспортный аппарат включает крылья. Структура профилей размещена на периферии плоскости крыла. Группа изобретений направлена на повышение эффективности преобразования мощности привода в движущую силу. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло, оперение и реактивные двигатели. Фюзеляж характеризуется выбором координат точек контуров наружной поверхности. Стреловидное крыло содержит консольные части и центроплан, которые заданы координатами верхнего и нижнего контуров аэродинамических профилей, размещенных в базовых сечениях крыла. Группа изобретений направлена на снижение массы и обеспечение комфортного размещения пассажиров. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 27 ил., 13 табл.

Изобретение относится к административным самолетам большой дальности. Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, состоящую из двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел. Передняя часть фюзеляжа выполнена с уплощенным носовым обтекателем, который плавно сопрягается с кабиной пилотов и пассажирским салоном с круговыми сечениями. Передняя кромка корневой секции крыла выполнена закругленной и плавно сопрягается с фюзеляжем. Задняя кромка корневой секции крыла выполнена с изломом. На конце выступающей за вертикальное оперение части выполнен руль высоты, который объединен с горизонтальным оперением. Крыло выполнено с углом поперечного V. Сверхзвуковые воздухозаборники размещены над верхней поверхностью крыла по бокам фюзеляжа, а перед воздухозаборниками крыло и фюзеляж выполнены с поджатием. Перед воздухозаборниками выполнены перфорированные участки для забора пограничного слоя. Сверхзвуковые воздухозаборники содержат механизм управляемого перепуска воздуха из канала слива пограничного слоя в канал воздуховода к двигателю. Критическое сечение сверхзвукового сопла расположено над верхней поверхностью фюзеляжа между двумя килями вертикального оперения. Плоское сопло выполнено с поворотной верхней створкой. Хвостовая часть фюзеляжа плавно переходит в плоскую в поперечном направлении поверхность и заканчивается рулем высоты. Хвостовой руль высоты содержит механизм смещения его вниз на взлетно-посадочных режимах. Перед рулем высоты на верхней поверхности фюзеляжа расположена поворотная панель реверса, под которой расположены каналы для нижних струй реверса. Изобретение направлено на минимизацию воздействия на экологию при достижении высоких характеристик в крейсерском полете. 5 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к летательным аппарата с низким уровнем шума, в частности, во время взлета и посадки. Летательный аппарат содержит фюзеляж, два крыла, расположенные в боковом направлении относительно фюзеляжа и не несущие двигателей и хвостовое оперение. Вертикальное оперение состоит, по меньшей мере, из двух килей и образует вместе с задней частью фюзеляжа канал, находящийся на спине фюзеляжа. На спине фюзеляжа расположен, по меньшей мере, один двигатель таким образом, чтобы газовые потоки, создаваемые двигателем, попадали в канал и чтобы задний шум двигателя перекрывался в боковых направлениях и в нижнем направлении упомянутым каналом. Крылья имеют обратную стреловидность и их стыковые разъемы расположены сзади по отношению к фюзеляжу таким образом, что находятся вблизи воздухозаборника двигателя, чтобы передний шум, создаваемый двигателем, перекрывался в боковых направлениях и в нижнем направлении крыльями. Достигается снижение уровня шума на летательных аппаратах. 2 ил.

Группа изобретений относится к авиационной технике. Самолет включает носовой, передний, центральный, задний и хвостовой отсеки, а также скоростное стреловидное крыло с реактивными двигателями. Скоростное стреловидное крыло характеризуется изменением максимальной относительной толщины профиля, угла геометрической крутки, угла поперечного V крыла по полуразмаху крыла и кривизной срединной поверхности как вдоль полуразмаха крыла, так и вдоль хорды профилей. Топливная система включает бак центроплана самолета и баки, расположенные в консолях крыла рядом с центропланом, в срединной части и на периферии. Центроплан снабжен стенками, которые обеспечивают возможность изменения объема топливного бака. Топливная система обеспечивает первоначальную выработку топлива из бака центроплана, потом топливных баков консолей крыла, расположенных рядом с центропланом, затем баков, расположенных на периферии консолей крыла, а в последнюю очередь из баков, размещенных в срединной части крыла перекачкой топлива между баками. Группа изобретений направлена на повышение аэродинамических характеристик самолетов с различной массой и длиной фюзеляжа. 3 н. и 19 з.п. ф-лы, 54 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет выполнен в пропорции L/C=1/1, где L - длина фюзеляжа с диаметром d_ф 4,18 м, С - размах крыла, образованного сверхкритическими профилями и выполненного со следующими параметрами: удлинение 11,5, стреловидность по линии 1/4 хорд 26,5°, угол установки ₀=3°, местный угол поперечного V крыла =5,37°, сужение =3,928 и средняя аэродинамическая хорда bа=3,479 м. Изобретение направлено на снижение расхода топлива. 5 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области авиационной техники. Законцовка крыла летательного аппарата имеет стреловидную переднюю кромку по размаху, нижняя поверхность которой образована плавным продолжением образующей нижней поверхности крыла. Передняя кромка концевой части законцовки от точки пересечения нелинейной передней кромки законцовки с продолжением линии максимальных толщин крыла выполнена прямой и острой со стреловидностью 70-85 градусов. Нижняя поверхность образована хордами профилей, параллельными плоскости симметрии крыла. Переход по нижней поверхности от крыла с тупым носком профиля к острому концевой части законцовки выполнен плавным. Верхняя поверхность законцовки образована продолжением верхней поверхности крыла и плавно замыкается на острой передней кромке ее концевой части. Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества. 8 ил.

Изобретение относиться к авиационной технике. Скоростное крыло самолета выполнено с удлинением =9-11 и сужением =3,5-4,2. Крыло сформировано как единая пространственная система на базе прямого крыла, имеющего нулевую стреловидность по заднему лонжерону, и переднего наплыва с единым базовым профилем так, что профили от корневого до концевого имеют максимальную отрицательную вогнутость f=0,015÷0,02 в хвостовых частях профиля с изменяемым положением по размаху от Х=0,6 для корневого профиля до Х=0,9 у концевого профиля. Относительная толщина крыла 0,165÷0,13. Углы крутки профилей _i меняются от +1,5 до -1,5 градуса по линейному закону, а углы наклона верхней поверхности у задней кромки 6÷7 градусов. Изобретение направлено на увеличение несущих и скоростных свойств, снижение массы и увеличение полезного объема крыла. 8 ил.

Изобретение относиться к авиационной технике. Крыло сформировано как единая пространственная система на базе заднего лонжерона с нулевой стреловидностью и единого базового профиля, который модифицирован по размаху таким образом, чтобы корневой профиль был установлен под углом плюс 1,0÷1,5 градуса и обеспечивал выполнение условие максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Cy_max, а концевой профиль был установлен под углом минус 1,5-2 градуса и обеспечивал условие максимума Cy_max. Профили имеют максимальную отрицательную вогнутость f=0,15-0,2 в хвостовых частях профиля, положение которой меняется по размаху от Х=0,6 для корневого профиля до Х=0,9 у концевого профиля. Относительная толщина крыла меняется от 0,16 до 0,13. Изобретение направлено на увеличение несущих и скоростных свойств. 8 ил.

Изобретения относятся к авиационной технике. Крыло содержит обшивку и подкрыльевые пилоны. Обшивка выполнена из плавно сопряженных частей с положительной и отрицательной кривизной срединной поверхности. При переходе от бортового к концевому сечению крыла профили сечений выполнены с изменением угла геометрической крутки сечений, максимальной относительной толщины профилей, угла поперечного V крыла и относительного радиуса носка. Величина угла поперечного V крыла вдоль полуразмаха крыла имеет максимум между бортовым сечением и плоскостью установки двигателя. Подкрыльевой пилон содержит внутреннюю, обращенную к фюзеляжу, и наружную боковые стенки, которые на большей части передней половины пилона выполнены плоскими и размещены симметрично относительно плоскости установки двигателя. Боковые стенки пилона в его хвостовой части отогнуты в сторону фюзеляжа. Максимальное отклонение внутренней боковой стенки от плоскости установки двигателя при переходе от нижних сечений пилона к верхним сечениям уменьшается, а его положение плавно смещается против направления полета. Изобретения направлены на повышение аэродинамических характеристик. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 35 ил.

Изобретение относится к области авиации. Скоростное стреловидное крыло самолета состоит из центроплана и консоли. Крыло сформировано как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности, имеющей в бортовых сечениях S-образную форму средних линий с отрицательной вогнутостью в хвостовых частях при и положительной вогнутостью f=0,015-0,02 при . При переходе от бортовых сечений по размаху отрицательная вогнутость постепенно исчезает и положения максимальной положительной вогнутости плавно смещаются назад по хорде от значений у борта до значений в концевых сечениях. Крыло выполнено с удлинением =9-11, сужением =3,5-4,2, углами стреловидности по передней кромке до _пк=35°. Верхние образующие профилей выполнены так, что на расчетных режимах максимальные разрежения не превышают предельно допустимых значений Ср _махдоп. Относительная толщина профилей формируется по двум законам: от передней кромки до в диапазоне и от до задней кромки в диапазоне и максимальные толщины профилей располагаются при . Изобретение направлено на повышение скорости полета. 8 ил.

Изобретение относится к авиации. Самолет включает фюзеляж, двигатели, шасси и кабину управления. Самолет снабжен лотковым крылом, вертикальным оперением с рулями направления, стабилизатором и элевонами. Крыло установлено на фюзеляже, который выполнен без хвостовой части. Вертикальное оперение с рулями направления установлено снизу крыла. Стабилизатор и элевоны установлены на задней кромке крыла. Технический результат - снижение массы, уменьшение лобового сопротивления и увеличение аэродинамического качества. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на несущих поверхностях летательных аппаратов различного назначения. Крыло летательного аппарата содержит установленную на нем дополнительную аэродинамическую поверхность в виде пластины. Пластина выполнена треугольной в плане, а ее торцевая кромка выполнена острой и параллельна оси симметрии крыла. Пластина расположена на расстоянии от концевой хорды крыла, равном 0,05÷0,1 размаха крыла, и по длине равна 0,1÷0,15 хорды крыла в месте расположения торцевой кромки дополнительной аэродинамической поверхности. Задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности выполнена прямолинейной, ее верхняя поверхность образована продолжением верхней поверхности крыла, а нижняя поверхность плавно сопряжена с нижним обводом хвостовой части профиля крыла. Технический результат - расширение области использования крыла летательного аппарата и повышение аэродинамических качеств. 10 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата обратной стреловидности содержит законцовки такой же стреловидности. Законцовки развернуты назад по потоку в положение прямой стреловидности при сохранении геометрических параметров стреловидного крыла и параллельности концевой хорды плоскости симметрии крыла. Технический результат - уменьшение аэроупругих деформаций и предотвращение дивергенции при больших скоростных напорах на металлическом крыле обратной стреловидности. 6 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на несущих поверхностях летательных аппаратов различного назначения. Законцовка несущей поверхности летательного аппарата имеет стреловидную концевую аэродинамическую поверхность, нижняя плоскость которой образована плавным продолжением образующих нижней плоскости крыла. Носок корневой хорды концевой аэродинамической поверхности расположен на нижнем обводе концевого профиля крыла в точке пересечения с линией максимальных толщин. Передняя кромка концевой аэродинамической поверхности выполнена острой, а ее задняя кромка выполнена прямолинейной и расположена на одной линии с задней кромкой крыла, при этом верхняя плоскость концевой аэродинамической поверхности выполнена с плавным переходом в месте ее стыка с крылом. Концевая аэродинамическая поверхность имеет малое удлинение, а стреловидность составляет 60°-85°. Технический результат - повышение аэродинамического качества летательного аппарата на больших дозвуковых скоростях полета. 10 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на летательных аппаратах различного назначения. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу и снабжена стреловидной дополнительной аэродинамической 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, а стреловидность составляет 60°-85°. Технический результат - повышение аэродинамической эффективности летательного аппарата на больших дозвуковых скоростях полета. 15 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата положительной стреловидности содержит законцовки такой же стреловидности. Законцовки развернуты вперед против потока в положении обратной, отрицательной стреловидности _п.к.р.з.<0 при сохранении геометрических параметров стреловидного крыла - площади, размаха, удлинения и параллельности концевой хорды плоскости симметрии крыла, где _{п.к.р.з. -} угол стреловидности по передней кромке развернутых законцовок крыла. Технический результат - увеличение несущих свойств стреловидности крыла во всем диапазоне скоростного напора и повышение эффективности элеронов при умеренных и больших скоростных напорах. 9 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло самолета включает внутренний несущий каркас, верхнюю и нижнюю обшивки. Крыло выполнено в виде лотка переменного сечения в плане и плавно сужающегося от носа самолета к хвосту. Технический результат - создание крыла нового типа, отличающегося от крыла каплевидного профиля, но способного создавать подъемную силу. 4 ил.