крыло самолета

Формула изобретения

1. Крыло самолета, содержащее две части - собственно крыло и управляющую поверхность, выпускаемую на взлете и посадке над крылом с образованием профилированной щели и созданием угла атаки на ней большего, чем угол атаки собственно крыла, отличающееся тем, что управляющая поверхность выполнена с возможностью обеспечения управления по крену, а также аэродинамического торможения.

2. Крыло по п.1, отличающееся тем, что для выпуска управляющей поверхности установлены гидроцилиндры.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области самолетостроения, а именно к аэродинамическим характеристикам самолета, и касается аэродинамики крыла самолета не вертикального взлета и посадки как со стреловидным, так и с прямым крылом.

Также оно может быть использовано для увеличения подъемной силы крыла самолета на этапах взлета и посадки за счет изменения взлетно-посадочной конфигурации.

В настоящее время на всех самолетах не вертикального взлета и посадки, как отечественных, так и зарубежных, используется одна и та же схема механизации крыла, состоящая из закрылков, предкрылков, интерцепторов и элеронов (Лигум Т.И., Скрипниченко С.Ю., Шишмарев А.В. Аэродинамика самолета ТУ-154. Москва, Транспорт, 1985).

Данной схемой механизации крыла достигаются приемлемые взлетно-посадочные характеристики крыла. В своей сущности и закрылок и предкрылок позволяют на взлетно-посадочных режимах полета за счет их отклонения достичь максимального значения коэффициента аэродинамической подъемной силы на больших углах атаки крыла.

Недостатком этой конструкции взлетно-посадочной конфигурации крыла является его громоздкость, наличие большого количества управляющих агрегатов, утяжеление крыла, снижение его прочности и ухудшение аэродинамических характеристик в полетной конфигурации за счет узлов подвески закрылков и недостаточный рост подъемной силы на этапах взлета и посадки.

Целью изобретения является устранение указанных недостатков, а также возможность обеспечения функций управления по крену и аэродинамического торможения одним органом управления.

Поставленная цель достигается тем, что крыло самолета выполнено из двух частей - собственно крыла и управляющей поверхности, выпускаемой на взлете и посадке над крылом с образованием профилированной щели и созданием угла атаки на ней большего, чем угол атаки собственно крыла. Управляющая поверхность выполнена с возможностью обеспечения управления по крену, а также аэродинамического торможения. Для выпуска управляющей поверхности установлены гидроцилиндры.

На фигурах графических материалов изображено:

фиг. 1 - крыло самолета по данному изобретению;

фиг.2 - крыло самолета с выпущенной управляющей поверхностью.

Крыло делится на две части - собственно крыло (1) и управляющую поверхность (2). Последняя выдвигается при помощи гидроцилиндров (3).

Выпуск управляющей поверхности над крылом посредством гидроцилиндров создает профилированную щель между крылом и управляющей поверхностью, которая интенсифицирует энергию обтекающего потока, создает безотрывность обтекания крыла и позволяет достичь больших углов атаки на крыле, что приведет к увеличению подъемной силы, и, в свою очередь, повлечет за собой значительное уменьшение скорости захода на посадку, скорости приземления и скорости отрыва при взлете.

Выпуск управляющей поверхности (2) с помощью гидроцилиндров (3) над крылом (1) создает также дополнительную подъемную силу непосредственно на самой управляющей поверхности (2) за счет создания большего угла атаки (₂ > ₁) на управляющей поверхности (2), чем непосредственно на крыле (1) (фиг.2).

Уменьшение скоростей значительно повысит уровень безопасности полетов на этапах взлета и посадки и позволит уменьшить потребную длину взлетно-посадочных полос аэродромов.

Предлагаемый способ позволит также повысить технологичность изготовления крыла и увеличить его прочность без увеличения веса.

Данная схема механизации крыла позволяет отказаться от применения закрылков, предкрылков, а также элеронов и интерцепторов, что еще более упростит и облегчит конструкцию крыла. При этом возможно осуществление управления по крену и аэродинамическое торможение одним органом управления.

Все перечисленное позволяет улучшить летно-технические характеристики самолета.