Крылья: ...с помощью предкрылков или закрылков – B64C 3/50

Группа изобретений относится к областям техники, предусматривающим использование аэродинамических поверхностей. Способ увеличения подъемной силы крыла предусматривает формирование со стороны передней кромки крыла конфузора посредством дополнительного аэродинамического профиля, располагаемого под носовой частью крыла. При этом используют модернизируемое крыло летательного аппарата известной конструкции. Дополнительный аэродинамический профиль выбирают из перечня, включающего: фиксированный профиль, цельно поворотный профиль, поворотный профиль с разными осями вращения, разрезной профиль и цельно выдвижной профиль. Крыло модернизировано согласно предложенному способу. Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата имеет профиль тонкого ромба, образованный верхней и нижней аэродинамическими поверхностями. Хвостовая часть крыла подвижна относительно неподвижной головной части и имеет возможность поворота вокруг собственной оси. Угол поворота хвостовой части относительно линии, проходящей параллельно верхней аэродинамической поверхности через центр оси хвостовой части, составляет вверх на угол 90° и вниз на угол до 30°. Изобретение направлено на уменьшение пробега летательного аппарата при посадке. 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 детали крепления к фюзеляжу, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, торцевую часть, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков/элеронов с прямым краем. В стенке закрылка/элерона выполнены прорези с установленными в них пластинчатыми направителями треугольной формы, плоскости которых параллельны вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Изобретение направлено на улучшение управляемости воздушными потоками во время полета. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к крылу воздушного или космического судна и касается посадочных закрылков или щитков. Крыло (12) содержит подвижное обтекаемое тело (10), подвижное опорное устройство (22), которое соединено с обтекаемым телом (10) для поворота обтекаемого тела (10) на крыле (12), и устройство (18, 20) управления обтекаемым телом. Устройство (18, 20) управления прикреплено к крылу (12) в первой точке (С), а опорное устройство (22) - во второй точке (В), и указанные две точки (С, В) устройства (18, 20) управления и опорного устройства (22) образуют ось (HL-1). Устройство (18, 20) управления расположено под предварительно определенным углом ( ) к оси (HL-1) и направляет обтекаемое тело (10) в предварительно определенной плоскости вокруг оси (HL-1). Достигается простота конструкции и уменьшение аэродинамического сопротивления. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Механизированное крыло летательного аппарата состоит из кессонной части крыла, внутренней и внешней секций однощелевых закрылков, внутренней и внешних секций однощелевых предкрылков, элерона, интерцепторов, воздушных тормозов, мотогондолы с пилоном, обтекателей механизмов закрылков. Крыло характеризуется большим удлинением 11.5, отсутствием излома задней кромки, отсутствием разрывов в механизации задней кромки, возможностью выдвижения внутренней и внешней секций закрылков, постоянной хордой внешней секции закрылков, увеличенной хордой интерцепторов и воздушных тормозов, до 60% от хорды закрылков, переменной хордой интерцепторов, постоянной по величине хордой внутренней секции предкрылков, увеличивающейся к концу крыла хордой внешней секции предкрылков, радиусом носков профилей внешней секции предкрылков, радиусами носков профилей внешних секций предкрылков r_п=7÷9.5% хорды сечения крыла, радиусами носков профилей закрылков r_з=8.5÷10% местной хорды сечения крыла. Изобретение направлено на обеспечение высоких значений коэффициента подъемной силы крыла большого удлинения, при использовании конструктивно простой однощелевой механизации передней и задней кромки и упрощении кинематических законов выдвижения элементов механизации крыла. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Крыло летательного аппарата по первому варианту содержит отклоняемый предкрылок (5). Предкрылок включает основную часть (7) и удлинитель (9), установленный в расположенном по размаху крыла конце основной части (7). Площадь поперечного сечения удлинителя (9) предкрылка меньше площади поперечного сечения основной части (7). Отклоняемый предкрылок характеризуется использованием на крыле летательного аппарата. Крыло летательного аппарата по второму варианту характеризуется размещением отклоняемого предкрылка. Группа изобретений направлена на получение аэродинамических преимуществ. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации. Конструкция передней кромки для аэродинамического профиля содержит неподвижную конструкцию передней кромки для прикрепления к кессону крыла и опускающуюся конструкцию передней кромки. Конструкция передней кромки предназначена для крыла самолета и имеет опускающуюся носовую часть, которая поворачивается двойным шарниром. Изобретение направлено на снижение аэродинамического сопротивления. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к устройству для регулировки увеличивающего подъемную силу крыла закрылка на аэродинамическом крыле летательного аппарата. Регулирующее устройство для регулировки увеличивающего подъемную силу крыла закрылка (2; 102) на аэродинамическом крыле (1) содержит один привод (20) закрылка для приведения в действие закрылка (2; 102) и несколько приводных устройств (3; 4; 5). Приводные устройства (3; 4; 5) содержат передающие силы натяжения и сжатия устройства для подвижного присоединения закрылка (2; 102) к крылу (1). Два первых приводных устройства (3; 5) направляют закрылок (2; 102) в определенное положение относительно направления хорды крыла. Одно второе приводное устройство (4) содержит компенсирующий элемент (10; 110), за счет которого закрылок (2; 102) имеет возможность перемещения в направлении хорды крыла для компенсации относительных перемещений между закрылком (2; 102) и крылом (1). Достигается компенсация деформирующих сил, возникающих в приводных устройствах (3; 4; 5) в силу относительных перемещений в направлении хорды крыла между закрылком (2; 102) и крылом (1). 18 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло с изменяемой хордой снабжено обтекателем передней кромки. Обтекатель выдвигается путем поворота вокруг вертикального шарнира для увеличения несущей площади. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыла. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации. Механизированное крыло для летательного аппарата с устройством для уменьшения аэродинамического шума содержит элемент (1; 11), сочлененный с крылом (2) и выпускаемый с образованием щелевой области (9) между крылом (2) и элементом (1; 11) его механизации, а также разделительную поверхность (6; 7), установленную с возможностью ее перемещения при выпущенном элементе (1; 11) механизации в щелевую область (9) и проходящую вдоль линии (13) раздела потоков, устанавливающейся между областью (12) вихревых течений и щелевым потоком (10) воздуха, движущегося в щелевой области (9) между элементом (1; 11) механизации крыла и крылом (2). Разделительная поверхность (6; 7) представляет поверхность с n устойчивыми состояниями, переводимую посредством исполнительного органа (3; 3а, 3b; 4; 4а, 4b; 5; 5а, 5b) между дискретными положениями. Изобретение направлено на упрощение конструкции. 31 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата с выдвижным предкрылком (2), соединенным с каркасом (1) крыла посредством разнесенных складывающихся шарниров (3a, 3b). Оси (33, 31, 32) шарнирных опор складывающихся шарниров (3a, 3b) пересекаются в общей точке (Р) на оси (30) поворота предкрылка. Изобретение направлено на снижение веса. 6 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к авиастроению, а именно к устройствам выдвижения закрылка крыла самолета. Устройство содержит балку, неподвижно закрепленную на силовом каркасе крыла, установленный на балке прямолинейный рельс с кареткой, отклоняемый обтекатель и жестко связанный с закрылком кронштейн. Передняя часть кронштейна шарнирно связана с кареткой, имеющей возможность перемещения по прямолинейному рельсу балки. Задняя часть кронштейна шарнирно соединена с траверсой отклонения обтекателя. Другой конец траверсы шарнирно связан с хвостовой частью балки. Средняя часть траверсы посредством шарнирной тяги соединена с отклоняемым обтекателем. Отклоняемый обтекатель выполнен из двух независимых частей - носовой, зафиксированной на балке, и шарнирно навешенной на балке отклоняемой хвостовой части, соединенной с траверсой отклонения обтекателя. Шарнирный узел крепления передней части кронштейна закрылка к каретке и узел крепления траверсы к хвостовой части балки выполнены с возможностью регулировки по высоте. Достигается уменьшение габаритов устройства и снижение усилий на его выдвижение. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло самолета содержит щелевые закрылки с каретками и опорными роликами, направляющие рельсы закрылка. В верхней части крыла подвижно установлены по направляющим жесткие панели, к которым шарнирно закреплены тяги, соединенные с поворотным щитком. Щиток шарнирно установлен в носовой части закрылка и через торцевые тяги и жесткие рычаги связан с подвижной хвостовой частью закрылка. Изобретение направлено на повышение эффективности. 8 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Прямое или стреловидное крыло дозвукового самолета состоит из центроплана, консолей, предкрылков, закрылков и органов управления полетом. На зашивке крыла установлена свободно ориентирующаяся в потоке подпружиненная створка, которая накрывает профилированные воздушные каналы закрылков. В выпущенном положении закрылков положение створки определяет выходное сечение для воздуха, поступающего с нижней поверхности на верхнюю поверхность крыла. В убранном положении элементы закрылков прижаты другу к другу механизмом закрылков. При этом створка свободно лежит на верхней поверхности закрылка, а между закрылком и зашивкой крыла установлена герметизирующая прокладка. Изобретение направлено на повышение эффективности механизации на больших углах атаки. 5 ил.

Изобретение относится к авиастроению, в частности к конструкции механизма управления аэродинамическими поверхностями самолета. Механизм управления аэродинамическими поверхностями самолета содержит узлы и агрегаты, связанные с аэродинамическими поверхностями посредством шарнирных узлов, включающих болтовое соединение, которое содержит гайку 11, болт 10 со сквозным продольным отверстием. Со стороны торцовой поверхности гайки и со стороны резьбовой части болта выполнены пазы, в которые при совмещении в затянутом положении устанавливается зуб, выполненный на плоскости шайбы 12. Шайба зафиксирована размещенным в полом болте дополнительным болтом 14, затянутым самоконтрящейся гайкой 15. Болт 14 дополнительно закреплен проволокой 16 через отверстие в головке болта к лепесткам шайбы 17, установленной под гайкой 11, навернутой на полый болт. Изобретение повышает надежность механизма управления аэродинамическими поверхностями самолета. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Система управления содержит элемент управления, исполнительный механизм для перемещения элемента управления и привод. Элемент управления установлен с возможностью поворота для перемещения в диапазоне положений между нейтральным положением, в котором нагрузка на его поверхность от воздушного потока минимальна, и отклоненными вверх и вниз положениями, в каждом из которых нагрузка от воздушного потока максимальна. Исполнительный механизм включает ротор, установленный на крыле для вращения вокруг оси, проходящей по направлению хорды крыла, и имеет коленчатый элемент с оконечностью, смещенной относительно оси вращения. Оконечность коленчатого элемента с возможностью скольжения соединена с направляющей штангой. Привод предназначен для вращения ротора и, благодаря скользящему соединению коленчатого элемента с направляющей, перемещения элемента управления. Технический результат - максимальная механическая эффективность при максимальной нагрузке от воздушного потока на крыло. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Механизм отклонения закрылка самолета содержит каретку 1, связанную кинематическими звеньями и силовыми тягами, в том числе поворотной тягой 9, с хвостовым звеном закрылка 4. Тяга 9 содержит корпус, в который установлен шток с регулируемым наконечником на стянутых между собой радиально-упорных шариковых узлах. Изобретение позволяет расширить эксплутационные возможности механизма. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается создания механизмов управления аэродинамическими поверхностями самолета, например закрылками. Кинематические звенья механизма управления связаны посредством шарнирных узлов, в том числе узлом шарового шарнира, соединяющего подкос с кронштейном крыла самолета, включающего силовую ось и внутреннее кольцо. На силовой оси установлена жестко связанная с ней втулка с радиальными фланцевыми выступами, сопрягаемыми с ответными пазами внутреннего кольца, выполненными на его торцовой поверхности. Силовая ось выполнена ступенчатой с эксцентричной посадочной поверхностью под втулку и застопорена шлицевой шайбой на проушине кронштейна крыла. Количество равномерно расположенных пазов может быть не менее шести, пазы и выступы могут быть прямоугольного сечения. Втулка на силовой оси может фиксироваться шпонкой. Силовую ось целесообразно выполнять со шлицевой головкой под шлицевую шайбу. Технический результат заключается в возможности регулировки положения кинематических звеньев механизма со связанной с ним аэродинамической поверхностью и в гарантированном жестком стопорении от проворота внутреннего кольца шарового шарнира, что решает задачу повышения уровня надежности в целом всего механизма при одновременном повышении его нагрузочных характеристик. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области аэрогидродинамики и, в частности, к способам улучшения аэроакустических характеристик путем воздействия на поток текучей среды, обтекающий поверхность элементов конструкции. Технический результат изобретения - обеспечение эффективного воздействия на уровень аэродинамического шума, генерируемого при отрыве потока от обтекаемой криволинейной поверхности, без существенного влияния на характер обтекания и аэродинамические параметры конструкции в целом. Это решают предлагаемые два варианта способа. Первый вариант способа заключается в том, что образуют, по меньшей мере, на части поверхности элемента конструкции, предназначенной для работы за линией отрыва потока среды от поверхности, зону пониженной кривизны, состоящую, по меньшей мере, из одного непрерывного участка, и ориентируют элемент конструкции по отношению к потоку среды так, чтобы на всей или большей части площади указанной зоны направление нормали, восстановленной к поверхности элемента конструкции, было близко или совпадало с направлением вектора скорости потока среды относительно элемента конструкции. Второй вариант способа заключается в том, что определяют зону пониженной кривизны на поверхности элемента конструкции, состоящую, по меньшей мере, из одного непрерывного участка, и ориентируют элемент конструкции по отношению к потоку среды так, чтобы на всей или большей части площади указанной зоны направление нормали, восстановленной к поверхности элемента конструкции, было близко или совпадало с направлением вектора скорости потока среды относительно элемента конструкции. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к средствам механизации современных самолетов. Щелевой закрылок содержит основную часть и дефлектор, подвижную панель, установленную в направляющих опорных роликах, включающую верхнюю плоскость и нижний щиток, жестко соединенные вертикальными торцевыми стенками. Нижний щиток состоит из неподвижной части и подвижной, которая через привод соединена с верхней отклоняемой створкой, шарнирно установленной на верхней плоскости подвижной панели. На каждой из двух вертикальных торцевых стенок подвижной панели установлены редукторы, имеющие кинематическую связь с одной стороны через зубчатое колесо с зубчатой рейкой, закрепленной на основной части закрылка, а с другой - через две шарнирно соединенные жесткие тяги с подвижной частью нижнего щитка. Технический результат - повышение эффективности закрылка. 11 ил.