Управление пограничным слоем с целью изменения аэродинамических характеристик летательных аппаратов: ..для сдува пограничного слоя – B64C 21/04

Изобретение относится к области авиации. Транспортный самолет содержит фюзеляж, верхнее и нижнее полуовальные крылья, соединенные друг с другом законцовками и прикрепленные к фюзеляжу с зазором в верхней и нижней частях, двигатель, хвостовое оперение, элероны, посадочное устройство, механизмы управления. Между законцовками верхнего и нижнего полуовальных крыльев закреплены прямоугольные крылья аэродинамического профиля с элеронами и концевыми шайбами. Хорды всех крыльев направлены вдоль фюзеляжа и установлены под углом атаки 3,8 градуса к горизонтальной плоскости. Каждое из крыльев имеет впереди воздухозаборник, который пневматически соединен с ресивером, оканчивающимся горизонтальными каналами, открывающимися на верхнюю поверхность крыла. Воздухозаборник соединен с нижним продольным каналом, который связан пневматически с вертикальными каналами, открывающимися на нижнюю поверхность крыла. Изобретение направлено на повышение подъемной силы и улучшение управляемости в полете. 15 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло самолета включает внутренний несущий каркас, верхнюю и нижнюю обшивки, закрылок и элерон. Крыло выполнено в виде плоской пластины, равномерной толщины по профилю и заостренной спереди. Крыло имеет сквозные каналы, расположенные в шахматном порядке в плане и закрытые элементами верхней обшивки в виде полуконусов. Сквозные каналы обеспечивают перетекание части воздушного потока с нижней обшивки крыла на верхнюю обшивку. Элементы обшивки в виде полуконусов рассекают верхний воздушный поток на отдельные струи. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы. 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Аэродинамический закрылок (11) имеет на боковой грани (12) устройство, влияющее на срыв потока и содержащее простирающиеся в направлении размаха крыла участки (13) поверхности, которые образуют воздушные проходы, через которые набегающий воздух проходит насквозь. Высокоэффективный закрылок содержит канал, выходящий на боковую грань закрылка, через который сжатый воздух может подаваться в образующее шум завихрение. Устройство для влияния на срыв потока закрылка содержит устройство для подачи сжатого воздуха, выходной канал на боковой грани и соединительную деталь. Группа изобретений направлена на снижение шума. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к авиационной технике. Парогенератор содержит бак (5) с водой, электроклапаны (4, 10), обратные клапаны (3), дроссель (9), рубашку (6), бачок (2), предохранительный клапан (1). Вода из бака (5) через открытый электроклапан (4), обратный клапан (3) и дроссель (9) поступает в рубашку (6), где превращается в пар, который через обратный клапан (3) поступает в бачок (2) и через предохранительный клапан (1) к соплам на поверхности крыла (7) летательного аппарата. Способ получения пара для обдува поверхности летательного аппарата заключается в использовании парогенератора. Группа изобретений направлена на повышение грузоподъемности летательного аппарата. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к авиационно-космической технике. Устройство для изменения аэродинамических характеристик обтекаемого воздушным потоком гиперзвукового летательного аппарата включает фюзеляж, двигательную установку, топливную систему, несущие плоскости и управляющие профили, содержит источник отбираемого газа, присоединенный герметичными магистралями к проницаемым пористым вставкам для локального выдува газа в пограничный слой воздушного потока. Площадь поперечного сечения каналов в проницаемых пористых вставках составляет 30-60% от площади вставки. Расстояние между соседними вставками в 6-10 раз больше ширины вставки. Проницаемые пористые вставки герметичными магистралями присоединены к источнику низкотемпературного газа в виде вихревой трубы. Способ изменения аэродинамических характеристик гиперзвукового летательного аппарата заключается в отборе газа от источника газа и последующем подводе отобранного газа к проницаемым пористым вставкам на поверхностях летательного аппарата с температурой, отличной от температуры набегающего воздушного потока, с использованием устройства. Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к области аппаратов для перемещения в воздушной и водной среде. Аппарат для перемещения в текучей среде содержит крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью, источник высокого давления текучей среды, взаимосвязанный со средством для формирования напорных струй над верхней выпуклой поверхностью крыла. Шесть вариантов выполнения аппарата характеризуются конструкцией средства для формирования напорных струй. Способ создания тяги заключается в использовании средства для формирования напорных струй над верхней выпуклой поверхностью крыла. Пять вариантов реализации способа характеризуются конструкцией средства для формирования напорных струй. Группа изобретений направлена на повышение КПД. 11 н.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет содержит фюзеляж, два полукрыла, реактивный двигатель, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями, посадочное шасси. Внутри каждого полукрыла выполнены сквозные каналы прямоугольного сечения, установленные параллельно друг другу вдоль размаха полукрыла. Каждый сквозной канал содержит нижний канал, входное отверстие которого расположено на нижней поверхности полукрыла, и верхний канал более узкий, чем нижний канал, выходное отверстие которого расположено на верхней поверхности полукрыла. Выход нижнего канала соединен с входом верхнего канала. Технический результат - повышение подъемной силы полукрыла. 8 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Способ заключается в том, что отбирают разогретый газ от источника газа, подводят отобранный газ к поверхностям летательного аппарата, производят локальный выдув с дозвуковой скоростью струи разогретой смеси воздуха и продуктов сгорания топлива двигательной установки через зоны локального выдува на нижней и/или верхней поверхностях крыла летательного аппарата во внешний набегающий воздушный поток. Вместе с тем производят отбор воздуха из воздухозаборника или от компрессора двигательной установки и по герметичным магистралям через регулирующие органы подают его со сверхзвуковой скоростью через сверхзвуковые сопла, плоские по конфигурации, от передней кромки крыла по нижней поверхности в направлении хорды крыла, перекрывая тем самым высокоскоростным потоком воздуха с числом Маха больше 0,7 выходящие из зон локального выдува дозвуковые газовые струи. Устройство предназначено для летательного аппарата, который содержит фюзеляж, двигательную установку, топливную систему, крыло, управляющие профили. Двигательная установка соединена герметичными магистралями с зонами локального выдува, размещенными на поверхностях крыла и управляющих профилей. На передней кромке нижней поверхности крыла расположены сверхзвуковые сопла, наружные поверхности которых расположены на уровне поверхности крыла. Технический результат - увеличение подъемной силы. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Устройство предназначено для летательного аппарата, имеющего фюзеляж, реактивный двигатель, топливную систему, несущие плоскости и управляющие профили. Устройство содержит источник отбираемого газа, который присоединен герметичными магистралями к зонам локального выдува газа в пограничный слой воздушного потока на поверхностях летательного аппарата. Каждая зона локального выдува газа выполнена на поверхности несущей плоскости или фюзеляжа, или управляющих профилей с проницаемой пористой вставкой с площадью поперечного сечения каналов в пористой вставке 50÷60% от площади самой вставки в 10÷15 раз меньше расстояния между соседними вставками, при этом перед каждой вставкой и параллельно ей выполнена плоская прямоугольная щель для разрыва пограничного слоя. Способ характеризуется использованием указанного устройства. Технический результат - снижение силы лобового сопротивления и расхода топлива. 2 н. и 8 з.п.ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Способ заключается в отборе части разогретого газа от источника газа и последующем подводе отобранного газа к управляющим поверхностям руля направления, верхней и нижней поверхностям руля высоты летательного аппарата. Производят отбор воздуха из воздухозаборника или от компрессора двигательной установки и по герметичным магистралям через регулирующие органы подают его через сверхзвуковые сопла, плоские по конфигурации, от передней кромки указанных рулевых плоскостей в направлении хорды плоскости каждого руля, перекрывая сверхзвуковым потоком воздуха выходящие из зон локального выдува дозвуковые газовые струи в режимах взлета и посадки. Поворот и наклон летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува поверхностей рулей. Устройство предназначено для поверхностей летательного аппарата, содержащего фюзеляж, двигательную установку, топливную систему, несущие плоскости, управляющие профили в виде руля направления и руля высоты, и включает зоны локального выдува, размещенные на боковых поверхностях руля направления, нижней и верхней поверхностях руля высоты, соединенные герметичными магистралями с двигательной установкой. Наружные поверхности зон выдува расположены на уровне поверхности соответствующих плоскостей рулей, на передней кромке руля направления и руля высоты смонтированы сверхзвуковые сопла, плоские по конфигурации. Технический результат - повышение эффективности управления рулевыми поверхностями. 2 н. и 9 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА) тяжелее воздуха. Летательный аппарат содержит реактивную силовую установку, размещенную в центре плоского круглого в плане крыла. Силовая установка включает турбокомпрессоры 13, перепускные клапаны 14, ресивер 15, регулировочные клапаны 16 и четырехсекционный реактивный двигатель, предназначенный для формирования круговой радиально расходящейся воздушной струи. Секции 17 двигателя силовой установки предназначены для независимого управления при работе и отделены друг от друга ресивером. Верхняя часть корпуса предназначена для выполнения функции плоского круглого в плане крыла. Технический результат - повышение экономичности и надежности. 2 з.п.ф-лы, 4 ил.