Регулируемые поверхности управления или их элементы, например рули: .поверхности для воздушного торможения – B64C 9/32

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 авиации, в частности к системам приводов аэродинамических поверхностей. Узел крыла воздушного судна содержит крыло (1), спойлер (2), присоединенный с возможностью поворота к крылу, и механизм выпуска спойлера. Механизм выпуска спойлера содержит ножничный рычажный механизм (7), включающий верхний рычаг (9), присоединенный с возможностью поворота к спойлеру посредством верхнего шарнира (10), и нижний рычаг (11), присоединенный с возможностью поворота к крылу посредством нижнего шарнира (12) и к верхнему рычагу (9) посредством центрального шарнира (13). Привод (8) присоединен с возможностью поворота к крылу посредством проксимального шарнира и к ножничному рычажному механизму посредством дистального шарнира. Привод может менять положение между выдвинутой и убранной конфигурациями для того, чтобы таким образом изменять расстояние между проксимальным и дистальным шарнирами. Проксимальный и дистальный шарниры удалены друг от друга в направлении размаха крыла. Способ управления указанным узлом крыла включает перевод привода из убранной конфигурации в выдвинутую, при этом образуют угол между верхним (9) и нижним (11) рычагами ножничного рычажного механизма и выталкивают спойлер в воздушный поток над крылом посредством верхнего рычага (9). Достигается экономия пространства в поперечном направлении крыла. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 10 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 воздушному тормозу для самолета, который имеет заслонку (1), выполненную с возможностью выдвижения в поток воздуха для увеличения аэродинамического сопротивления. На верхней стороне заслонки (1) с одной стороны относительно срединной линии (М) заслонки установлен выступ (4) так, что выступ во втянутом состоянии заслонки (1) простирается вдоль направления потока воздуха. Изобретение направлено на предотвращение резонанса. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации. Устройство аэродинамического торможения транспортного средства содержит первые бортовые средства для производства энергии, предназначенной для накопления, вторые бортовые средства, выполненные с возможностью накопления энергии, генерируемой первыми средствами, и третьи бортовые средства для генерирования аэродинамической силы за счет энергии, накопленной во вторых средствах. Первые бортовые средства содержат винт, выполненный с возможностью приведения во вращение за счет относительного перемещения транспортного средства относительно воздушной массы. Винт соединен одним генератором, выполненным с возможностью производства накапливаемой энергии. Энергию можно накапливать в пневматическом, электрическом или кинематическом виде. Изобретение направлено на повышение эффективности торможения. 19 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет содержит тормозной щиток (10), выполненный с возможностью выдвижения в воздушный поток вокруг самолета. Тормозной щиток установлен на фюзеляже (12) самолета в зоне над крыльями (4) самолета, в которой существует локальный максимум динамического давления воздуха. Тормозной щиток выполнен с возможностью уравновешивания момента при угле тангажа вниз и момента при угле тангажа вверх. Способ создания аэродинамического сопротивления на самолете характеризуется использованием тормозного щитка (10). Группа изобретений направлена на создание аэродинамического сопротивления без приложения дополнительного момента. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Интерцептор (5) для аэродинамически активной поверхности крыла летательного аппарата (1) закреплен с возможностью его поворота вокруг оси (11), проходящей поперек направления обтекающего воздушного потока, и управления положением относительно обтекающего воздушного потока. Интерцептор содержит два звена (6, 7), расположенных друг за другом по направлению обтекающего воздушного потока, вытянутых поперек направления обтекающего воздушного потока и шарнирно соединенных друг с другом с возможностью их установки под разными углами к обтекающему воздушному потоку посредством исполнительного устройства. Расположенные друг за другом звенья интерцептора (5) могут приводиться в действие посредством исполнительного устройства таким образом, что заднее звено (7) отклоняется на больший угол относительно воздушного потока, чем переднее звено (6). Группа изобретений направлена на повышение аэродинамической эффективности. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 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.

Руль (100) направления коммерческого самолета разрезан по длине в одной зоне на части (100а, 100b) так, что они могут быть развернуты с помощью приводного механизма (103) против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения. Изобретение направлено на снижение шума при посадке. 15 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к области управления воздушными транспортными средствами. По первому варианту в процессе осуществления заключительной фазы захода на посадку воздушные тормоза устанавливают в некоторое первое выпущенное положение, по кривой CFAA. В функции некоторого параметра, являющегося репрезентативным для заданной высоты, и в случае захода на посадку по крутой глиссаде, обеспечивают управление переводом воздушных тормозов во второе положение, более убранное, чем первое положение, по кривой CFSA таким образом, чтобы обеспечить процесс выравнивания летательного аппарата, позволяющий сохранить по существу тот же угол атаки, соответствующий, в случае осуществления заключительной фазы захода на посадку по крутой глиссаде. Выполняют фазы выравнивания с внешними ориентирами пилотирования. По второму варианту в процессе осуществления заключительной фазы захода на посадку автоматически возбуждают постепенный перевод воздушных тормозов во второе положение, более убранное, чем первое положение, для поддержания по существу того же угла атаки летательного аппарата во время фазы последующего выравнивания летательного аппарата. Группа изобретений направлена на улучшение маневренных характеристик летательного аппарата. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло с управляемой подъемной силой содержит выполненные в нижней панели крыла продольные щели, в которых размещены аэродинамические пластинчатые рифы, снабженные механизмом выдвижения. В выдвинутом положении рифы имеют отрицательный угол атаки, а их высота нарастает от передней кромки крыла к задней кромке. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыла. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности, к системам торможения летательного аппарата в полете и при послепосадочном пробеге. Торможение осуществляют созданием дополнительного сопротивления путем отклонения килей двухкилевого вертикального оперения со схождением передних или задних кромок так, что расстояние между передними или задними кромками меньше, чем расстояние между задними или передними кромками отклоняемых килей соответственно. Технический результат - повышение эффективности торможения за счет создания дополнительного сопротивления летательного аппарата. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.