Крылья: .регулирование положения или размеров крыла или его частей – B64C 3/38

Изобретение относится к планирующим боеприпасам. Боеприпас содержит корпус в передней части с заостренной аэродинамической поверхностью, в которой расположена боевая часть с взрывчатым веществом и взрывателем, отделение управления, два боковых поворотных крыла с силовым пневмоприводом, маршевый реактивный двигатель с рулями и хвостовым оперением, элемент крепления к пилонам. Корпус выполнен из двух составных частей, передняя из которых является боевой. Ее кормовая часть выполнена в форме усеченного конуса, а задняя составная часть представляет собой планерное устройство, на корпусе которого установлены два поворотных крыла с силовым приводом. Внутри в верхней продольной части размещены отделение управления и продольная силовая стойка, на которой установлена дополнительная аэродинамическая поверхность с возможностью трансформации как в сложенное, так и раскрытое положение. Сочленение обеих составных частей планирующего боеприпаса выполнено с помощью опорно-сцепного механизма, установленного на штангу с возможностью осевого вращения. Штанга закреплена на продольной силовой стойке корпуса планерного устройства. Увеличивается дальность метания боеприпаса. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба, содержит головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности. Хвостовая часть разделена продольно на два равных участка, каждый из которых выполнен с возможностью поворота относительно неподвижной головной части на собственной оси. Угол поворота каждого участка ограничен 120°. Угол одновременного поворота участков, находящихся в сомкнутом состоянии, ограничен 60°. Угол одновременного поворота участков в разных направлениях ограничен 180°. Изобретение направлено на уменьшение посадочной скорости и пробега летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 6 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.

Летательный аппарат включает фюзеляж, взлетно-посадочные крылья, носовое горизонтальное оперение, хвостовое горизонтальное оперение, хвостовое вертикальное оперение и двигатели. Взлетно-посадочные крылья соединены с фюзеляжем посредством узлов навески, оси которых имеют одну степень свободы и расположены выше средней линии фюзеляжа вдоль его продольной оси симметрии. В убранном положении взлетно-посадочные крылья располагаются ниже узлов навески вдоль продольной оси симметрии фюзеляжа, а внешняя поверхность взлетно-посадочных крыльев является продолжением внешней поверхности фюзеляжа. В убранном положении взлетно-посадочные крылья покрывают не менее 30% площади поверхности фюзеляжа, расположенной между носовым горизонтальным оперением и хвостовым горизонтальным оперением. Изобретение направлено на повышение безопасности эксплуатации. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к устройствам летательного аппарата, предназначенным для улучшения посадочных свойств. Крыло самолета состоит из консолей, при этом консоли или часть консолей поворачиваются относительно оси, лежащей в плане между перпендикуляром к оси самолета и осью консоли. Консоль крыла также может поворачиваться относительно линии, которая в плане составляет с продольной осью самолета угол, больший угла стреловидности крыла. Достигается сокращение пробега при посадке путем резкого увеличения аэродинамического сопротивления, увеличение эффективности торможения колесами. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат включает фюзеляж, носовое горизонтальное оперение, хвостовое горизонтальное оперение и взлетно-посадочные крылья, которые соединены с фюзеляжем посредством узлов навески, оси которых расположены выше средней линии фюзеляжа вдоль его продольной оси симметрии с возможностью поворота взлетно-посадочных крыльев. В убранном положении взлетно-посадочные крылья расположены ниже узлов навески вдоль продольной оси симметрии фюзеляжа. Внешняя поверхность крыльев является продолжением внешней поверхности фюзеляжа и в убранном положении взлетно-посадочные крылья покрывают не менее 30% площади поверхности фюзеляжа, расположенной между носовым горизонтальным оперением и хвостовым горизонтальным оперением. Изобретение направлено на уменьшение лобового сопротивления. 6 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к области авиамоделизма. Летательный аппарат содержит двигатель, фюзеляж в виде жесткого каркаса с обшивкой, хвостовое оперение и шасси. Крыло установлено выше фюзеляжа. К фюзеляжу прикреплен держатель крыла с шарниром, в котором крыло имеет возможность качания относительно фюзеляжа вокруг продольной горизонтальной оси, проходящей вдоль нижней плоскости крыла через центр его тяжести. Механизм качания крыла установлен в/на фюзеляже. В середине крыла со стороны хвостового оперения выполнена выемка. Механизм качания крыла установлен снаружи и сбоку фюзеляжа. Изобретение направлено на повышение маневренности и на уменьшение взлетно-посадочного пробега. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к авиации. Дискообразный летательный аппарат состоит из двух частей корпуса, разделенных по горизонтальной плоскости, и двигателей. Части корпуса установлены с возможностью раздвижения относительно друг друга в вертикальной плоскости с образованием биплана тандем. Двигатели закреплены сзади к верхней части корпуса таким образом, что реактивная струя газов от двигателя направлена по касательной к вихревому потоку от корпуса аппарата, образованному на его концах. Изобретение направлено на улучшение аэродинамики. 2 ил.

Изобретение относится к авиастроению. Летательный аппарат включает основное трансформируемое крыло, которое содержит три плоскости. Средняя плоскость крыла жестко соединена с фюзеляжем. Верхняя и нижняя плоскости крыла соединены друг с другом посредством Н-образных силовых тяг. Одна пара концов каждой Н-образной силовой тяги шарнирно соединена с верхней плоскостью, а противоположная пара концов шарнирно соединена с нижней плоскостью. При повороте тяг относительно осей вращения происходит трансформация летательного аппарата из моноплана в триплан. В качестве привода трансмиссии крыла может быть использована система уборки-выпуска шасси. Изобретение направлено на упрощение трансформирования конструкции. 8 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов, в частности касается аэродинамической компоновки беспилотных летательных аппаратов. Модульный беспилотный летательный аппарат содержит корпус 1 вытянутой формы с несущей балкой 2, расположенной вдоль корпуса 1. На несущей балке 2 размещены узлы подвески 3. 4, при этом задний узел 4 подвески совмещен с поворотным узлом 6 крыла 7 летательного аппарата. Полуразмах крыла 7 меньше или равен расстоянию между узлами подвески 3, 4. Достигается повышение надежности пуска и раскрытия крыла модульного беспилотного летательного аппарата, повышение эффективности боевой части за счет лучшего обеспечения ее вскрытия. 3 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Устройство адаптивного регулирования аэродинамических характеристик элемента (1) крыла, к которому прикреплено крылышко (2) с возможностью поворота. Крылышко (2) или его части могут поворачиваться относительно элемента (1) крыла таким образом, что угол между соответствующей осью (7) вращения и основным направлением консоли (6) элемента (1) крыла отличается от 90°. Способ и летательный аппарат характеризуются использованием устройства. Предложено применение устройства на летательном аппарате. Группа изобретений направлена на снижение расхода топлива. 4 н. и 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к авиации. Самолет содержит корпус и крылья, которые могут быть расположены в первом и втором положениях. К корпусу прикреплен гребень. Крылья выполнены в виде подвижных полых труб по форме эллипса и прикреплены на шарнирах с двух сторон к гребню вдоль корпуса. Изобретение направлено на увеличение диапазона полета. 3 ил.

Изобретение относится к области авиамоделизма и касается летательных аппаратов с подвижными крыльями. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной экипажа, пассажирским и/или грузовым отсеками, шасси, установленные по обе стороны фюзеляжа подвижные крылья, авиационные двигатели. Крыло с торца его широкой части имеет жестко связанный с ним плоский/выпуклый диск, установленный в стенке фюзеляжа с возможностью неполного/полного поворота. Достигается повышение маневренности летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат содержит фюзеляж, неподвижные боковые крылья, подвижные крылья, которые установлены выше неподвижных боковых, имеют общую каретку для перемещения по параллельным направляющим, расположенным вверху фюзеляжа с возможностью возвратно-поступательного перемещения вдоль относительно фюзеляжа, хвостовое оперение, двигатель и шасси. Неподвижное крыло разделено термостойкой перегородкой на две части: несущую двигатель и несущую шасси. Изобретение направлено на повышение безопасности. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение предназначено для применения в аппаратах, движущихся в газовой или жидкостной среде, в частности в самолетах. Крыло состоит из основного крыла, органов управления им, хотя бы одного вспомогательного крыла, которое при помощи конструктивного элемента закрепляют на основном крыле спереди или сзади оси вращения основного крыла на любом расстоянии по вертикали. Основное крыло может свободно вращаться вокруг оси, неподвижной относительно самолета, проходящей спереди или сзади точки приложения аэродинамической подъемной силы указанного крыла. Моменты аэродинамических сил основного и вспомогательного крыльев относительно указанной оси направляют встречно и крутизну изменения указанных аэродинамических моментов от угла атаки выбирают больше у того из указанных крыльев, которое обеспечивает аэродинамическую устойчивость конструкции. Угол атаки вспомогательного крыла изменяют при помощи органов управления независимо от угла атаки основного крыла. Полученный угол между хордами основного и вспомогательного крыльев поддерживают в дальнейшем неизменным при любом повороте основного крыла вокруг указанной оси. Достигается улучшение управляемости, повышение устойчивости и безопасности полета самолета. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к летательным аппаратам тяжелее воздуха с изменяемой площадью крыла. Самолет включает фюзеляж, крылья, кабину управления, двигатели, хвостовое оперение, шасси и элероны. Сверху фюзеляжа устанавливаются два лотковых крыла, вложенных одно в другое. При взлете и посадке верхнее крыло гидроподъемниками выдвигается вверх, в результате чего площадь крыла и подъемная сила увеличиваются, а разбег и пробег самолета укорачиваются. Достигается уменьшение разбега и пробега самолета, увеличение грузоподъемности и увеличение подъемной силы. 4 ил.

Изобретение относится к авиации. Способ заключается в том, что часть крыла, отделенную разделительной шайбой, устанавливают на активно-пассивном элементе, выполненном так же, как часть крыла, при шарнирной его установке относительно продольной оси крыла и отделенном разделительной шайбой, и поворачивают часть крыла вместе с активно-пассивным элементом до срыва потока с части крыла и при любых значениях величины и направления относительной скорости набегающего на крыло потока реализуют требуемые режимы обтекания на активно-пассивном элементе. Самолет содержит корпус-фюзеляж, кабину, крылья, каждое из которых установлено с возможностью поворота относительно корпуса-фюзеляжа, относительно собственной продольной оси за счет собственного привода. Достигается расширение диапазона скоростей и высот, достижение сверхманевренности и управляемости самолета на всех режимах скоростей и высот при упрощении алгоритма управления, возможность динамичного и безопасного восстановления безотрывного обтекания крыла после любого маневра. 2 н. и з.п. ф-лы, 14 ил.

Аэродинамическая поверхность выполнена с возможностью размещения снаружи фюзеляжа самолета. Соединительная часть (140) подвешена к аэродинамической поверхности и имеет крепежную часть (641), выполненную с возможностью крепления к самолету внутри фюзеляжа самолета. Между соединительной частью и фюзеляжем располагается роликовая система из дугообразной дорожки (670) и роликовой опоры (651), несущей ролики (680) с возможностью вращения. 5 н. и 18 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к авиастроению, судостроению и энергетическому машиностроению и может использоваться в технологии управления крыльями, лопастями несущих и пропульсивных винтов, а также лопатками турбин. Способ управления крылом, помещенным в текучую среду, при его взаимодействии с этой средой состоит в том, что крыло устанавливают под углом атаки, достаточным для указанного взаимодействия. Часть крыла отделяют стабилизатором при нешарнирной ее установке относительно оси вращения крыла с углом атаки, опережающим угол атаки крыла при движении, и поворачивают крыло до тех пор, пока на этой части крыла не наступает срыв потока текучей среды, после чего уменьшают угол атаки крыла. Устройство для реализации способа имеет неподвижную опору, подвижно связанную с ней балку - каретку, шарнирно установленное на ней, по меньшей мере, одно крыло и привод. Устройство выполнено с пластиной, шарнирно установленной на каретке и имеющей кинематическую связь с крылом, также шарнирно установленным на каретке. Привод выполнен с возможностью получения энергии от ее источника и соединен с пластиной. По меньшей мере, одна часть крыла отделена стабилизатором при не шарнирной установке относительно оси вращения крыла таким образом, что при движении угол атаки ее всегда опережает угол атаки крыла. Крыло и часть крыла снабжены датчиками динамической силы, которые включены в электрическую цепь привода посредством усилителя. Привод может управляться запрограммированными сигналами включенного в его электрическую цепь программного устройства. Помимо части крыла, отделенной стабилизатором и повернутой относительно оси вращения крыла, еще одна часть крыла отделена стабилизатором и повернута относительно оси вращения крыла в другую сторону. Изобретение позволяет автоматизировать процесс управления крылом для повышения скорости движения крыла и аэрогидродинамической силы на нем. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж, элероны 3, закрылок 2, кили 5 с рулями направления 6, систему управления элеронами, рулями направления и поворотом крыла. Введен пилон 7, на котором установлено поворотное крыло 1 на оси 4 с возможностью изменения угла атаки. Ось 4 расположена по вертикали на расстоянии от центра 8 тяжести самолета исходя из условия обеспечения продольной стабилизации самолета. На концах поворотного крыла расположены кили 5 с рулями направления 6. Технический результат - повышение эффективности стабилизации управления. 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Магистральный самолет состоит из составного фюзеляжа, стреловидного крыла 10, вертикального 6 и горизонтального 7 оперения, рулей направления 8 и высоты 9, органов управления, самолетных систем и оборудования. Крыло образовано центропланом 11 и переходными отсеками 12, формирующими общую площадь крыла как прямую функцию полезной нагрузки, причем соотношение размеров переходного отсека и отъемной части крыла выбирают из условия сохранения отношения координат центра давления и средней аэродинамической хорды приблизительно постоянным. Изобретение обеспечивает минимизацию площади крыла, снижение массы самолета и повышение его технико-экономических характеристик. 3 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха, в частности к конструкциям сбрасываемых с самолета планирующих ракет. Устройство для управления аэродинамической поверхностью летательного аппарата содержит механизм поворота крыльев 2, симметрично смонтированных на продольных осях, ползун 11 с шарнирными тягами 13. Крылья в виде рычагов первого рода меньшим плечом кинематически связаны с шарнирной тягой ползуна, который через опоры траверсы закреплен на штоке пневмоцилиндра, сообщающегося с источником высокого давления. Ползун смонтирован с возможностью продольного перемещения на пневмоцилиндре и разрывными винтами связан с поперечным основанием, несущим оси поворота крыльев В корпусе пневмоцилиндра выполнен радиальный паз для заталкивания в раскрытом положении крыльев стопорного стержня, установленного в ползуне и нагруженного пластинчатой пружиной 19. Изобретение повышает надежность. 1 з. п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для повышения эффективности воздушных судов любых типов. Способ изменения аэродинамических характеристик крыла воздушного судна заключается в том, что крыло выполняют составным из малого и большого элементов близкого профиля. При этом в убранном положении из обоих элементов формируют единый профиль, а при выпущенном положении малый элемент эквидистантно отводят от большого профиля для увеличения толщины составного крыла. Новым является то, что малый элемент отводят от большого профиля эквидистантно. Соотношение площадей большого и малого профиля составного крыла выбирают равным 1:0,3. При посадке воздушного судна малый элемент составного крыла могут приводить в выпущенное положение, а при полетной конфигурации воздушного судна образуют единый профиль составного крыла. Технический результат реализации изобретения заключается в повышении эффективности и расширении диапазона регулирования аэродинамических характеристик крыла при упрощении систем регулирования. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.