Управление пограничным слоем с целью изменения аэродинамических характеристик летательных аппаратов: ..регулируемых – B64C 21/08
Патенты в данной категории
| ОБТЕКАЕМОЕ ТЕЛО И СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ БОЛЬШОЙ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ С ТАКИМ ОБТЕКАЕМЫМ ТЕЛОМ
Группа изобретений относится к области авиации. Обтекаемое тело (1) с внешней стороной (3) с относительно направления потока верхней стороной (3a) и нижней стороной (3b), с боковыми концевыми участками (5a, 5b), которые при рассмотрении поперек принятого направления (S) потока образуют боковые концы. Внутри обтекаемого тела (1) расположен канал (10) с аэродинамическим приводом с приводным двигателем и приводимым им в действие и расположенным в канале (10) компрессорным средством с впуском (11) на нижней стороне (3b) и/или на одном из боковых концевых участков (5a, 5b) и с одним выпуском (12) на верхней стороне (3a) обтекаемого тела (1) для оказания влияния на поток на обтекаемом теле (1). В канале (10) с возможностью вращения посредством приводного двигателя установлена гильза (30), которая имеет выемку (33), которая при определенном вращательном положении гильзы (30) может быть приведена в состояние частичного перекрытия с одним выпуском (12) на верхней стороне (3a) обтекаемого тела (1) так, что сжатый компрессором воздух течет через выемку (33) гильзы (30) и выпуск (12). Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы. 2 н. и 22 з.п. ф-лы. 3 ил. |
2494923 патент выдан: опубликован: 10.10.2013 |
|
| КРЫЛО САМОЛЕТА, А ТАКЖЕ СТРУКТУРА КРЫЛА С УСТРОЙСТВОМ ДЛЯ ОКАЗАНИЯ ВЛИЯНИЯ НА ПОТОК
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам увеличения подъемной силы крыла. Структура крыла с устройством для оказания влияния на поток содержит крыло (Т) самолета, имеющее основное крыло (10), по меньшей мере, один присоединенный к основному крылу (10) закрылок (20) для обеспечения большой подъемной силы и, по меньшей мере, один спойлер (30), присоединенный к основному крылу с возможностью поворота. Основное крыло (10) имеет множество выдувных отверстий (11), несколько из которых расположены рядом друг с другом вдоль направления (HS) размаха основного крыла и которые посредством воздуховода (13) находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством (Р2) расположенного на основном крыле (10) или на спойлере (30) устройства (Р) привода нагнетания потока. Спойлер (30) содержит множество впускных отверстий (31) для впуска воздуха, которые посредством воздуховода (40, 50) находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством (Р1) устройства (Р) привода нагнетания потока. Устройство (Р) привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулировки устройства (Р) привода нагнетания потока. Устройство для оказания влияния на поток содержит управляющее устройство (101) для управления приводом (Р), находящееся в связи с устройством (100) управления полетом. Повышается аэродинамическая эффективность крыла. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил. |
2488521 патент выдан: опубликован: 27.07.2013 |
|
| СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОБТЕКАНИЕМ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Изобретение относится к авиации. Способ управления обтеканием беспилотного летательного аппарата включает выпуск в носовой части под давлением рабочего тела плотностью менее 0,06 г/см3, содержащего диссоциированный водород. В пульсирующем режиме с частотой от 10 до 12000 Гц формируют вокруг фюзеляжа аэродинамический конус в виде энтропийного слоя, в котором аккумулируют энергию набегающего потока для утилизации в камере сгорания и сопловом аппарате силовой установки. Изобретение направлено на снижение аэродинамического сопротивления и тепловой нагрузки на конструкцию с увеличением скорости и дальности полета. 1 ил. |
2415373 патент выдан: опубликован: 27.03.2011 |
|
| НЕСУЩИЙ ВИНТ ВЕРТОЛЕТА, ЛОПАСТЬ ВИНТА
Изобретение относится к авиационной промышленности. Несущий винт вертолета включает втулку и лопасти, состоящие из лонжерона, хвостового отсека, наконечника, противовесов и обтекателя. Несущий винт снабжен высокоскоростным устройством, состоящим из устройства забора воздуха и сдува пограничного слоя, трубопровода подачи сжатого воздуха и гибкого шланга, расположенных в каждой лопасти, кольцевой емкости на втулке несущего винта и электронно-импульсного механизма управления заслонками. Устройство забора воздуха и сдува пограничного слоя расположено в концевой части лопасти, которая имеет сверхзвуковой профиль поперечного сечения и состоит из пустотелого корпуса и хвостового отсека. Пустотелый корпус имеет входные отверстия для забора воздуха в передней части, а выходные косые отверстия для сдува пограничного слоя расположены сзади и выходят в средней части верхней поверхности профиля. Внутри корпуса расположены два механизма управления входа и выхода воздуха через отверстия. В задней стенке корпуса выполнено отверстие для подачи сжатого воздуха из наступающей к отступающей лопасти. Изобретение направлено на увеличение максимальной скорости полета. 2 н.п. ф-лы, 4 ил. |
2374137 патент выдан: опубликован: 27.11.2009 |
|
| ГОЛОВНОЙ ОБТЕКАТЕЛЬ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ
Изобретение относится к устройствам для улучшения аэродинамических характеристик летательных аппаратов, преимущественно ракет-носителей (РН). Предлагаемый обтекатель имеет коническую носовую часть (1), цилиндрический отсек (2), задний переходник (3) последней ступени (4) РН. Обтекатель снабжен проницаемыми, в частности пористыми, обечайкой (5) и вставкой (6), которые демпфируют колебания давления (в зонах отрыва потока). В предпочтительном варианте носовая часть (1) выполнена биконической, причем первый конус (7) имеет угол полураствора 25°-35°, а второй (8) 13°-25°. Длина первого конуса составляет 0.2-0.25 от общей длины носовой части (1). Длины обечайки (5) и вставки (6) составляют, каждая, не менее 0,11 длины цилиндрического отсека (2). Общая длина данного отсека превышает его диаметр не менее чем в 1,11 раз. На переходнике (3) могут быть выполнены разделительные ребра из проницаемого или гасящего пульсации давления материала. Техническим результатом изобретения является снижение аэродинамических, особенно нестационарных, нагрузок на головную часть РН, вызванных пульсациями давления в отрывных зонах, возникающих за изломами образующих поверхности обтекателя. 9 з.п. ф-лы, 2 ил. |
2328410 патент выдан: опубликован: 10.07.2008 |
|
| СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОБТЕКАНИЕМ СВЕРХЗВУКОВЫМ ВОЗДУШНЫМ ПОТОКОМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Изобретение относится к авиации и касается технологии управления обтеканием воздушным потоком сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). При этом способе через установленную перед носовой частью ЛА полую аэродинамическую иглу выпускают под давлением рабочее тело из продольного канала иглы наружу в виде отдельных струй и образуют при вершине иглы аэродинамический конус. Используют рабочее тело, имеющее при нормальных условиях плотность не менее 0,06 г/см3, выпускают струи рабочего тела из иглы со скоростью истечения |
2268198 патент выдан: опубликован: 20.01.2006 |
|
| СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ ЛОПАСТИ РОТОРА ВЕТРОЭНЕРГЕТИЧЕСКОЙ УСТАНОВКИ (ВАРИАНТЫ) Изобретение относится к ветроэнергетике, а именно к ветроэнергетическим установкам, преобразующим энергию ветра в электрическую, механическую, гидравлическую или иного вида энергию. Технический результат, заключающийся в повышении эффективности ВЭУ за счет увеличения момента на валу ротора, обеспечивается за счет того, что в предложенном способе лопасть ротора выполняется в виде крыла с толстым аэродинамическим профилем и на задней части лопасти с подветренной стороны располагают вихревую систему управления пограничным слоем, состоящую из продольных каверн с центральными телами, образующими кольцевые каналы, и из каждой каверны и каждого центрального тела осуществляют отсос воздуха через воздухозаборники в ресиверы, которые соединяют воздуховодами с ресивером низкого давления внутри лопасти, воздух из которого за счет центробежных сил вращающейся лопасти, а также из-за возникающей разницы давлений у комля и конца лопасти из-за большей суммарной скорости воздуха на конце вращающейся лопасти отсасывается на конец лопасти через воздуховод, при этом внутри каверн и на внешней поверхности лопасти устанавливают с определенным шагом пластины, ограничивающие стекание потока воздуха вдоль лопасти. Предложенный способ повышения эффективности лопасти ротора ветроэнергетической установки реализован в одном из вариантов. 2 с. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил. | 2218477 патент выдан: опубликован: 10.12.2003 |
|
| ГИДРОСАМОЛЕТ Изобретение относится к морской авиации и касается создания спасательных гидросамолетов. Гидросамолет имеет фюзеляж, турбовинтовые двигатели и стреловидные крылья. Сужающийся книзу фюзеляж имеет выходящий из него и расширяющийся кверху поддон. Размер широкой части поддона больше размера узкой части фюзеляжа. Между фюзеляжем и поддоном расположена сферическая уплотнительная прокладка. Стенки фюзеляжа на расстоянии от низа, равном высоте поддона, и стенки вверху поддона соединены перемычками. Одна из перемычек имеет отверстия с правой резьбой, а другая - с левой резьбой. В резьбовые отверстия перемычек ввинчены шпильки, имеющие на концах правую и левую резьбы. Головки шпилек скреплены со шпинделями гайковертов. Корпуса гайковертов надеты на стержни, закрепленные на перемычке фюзеляжа. Гайковерты соединены шлангами с переключателем воздуха, находящимся на пульте управления в кабине пилота и соединенным шлангом с компрессором турбовинтового двигателя. Технический результат реализации изобретения заключается в увеличении скорости полета гидросамолета путем уменьшения площади поверхности гидросамолета и обеспечения уменьшенного сопротивления воздуха при полете. 3 ил. | 2184050 патент выдан: опубликован: 27.06.2002 |
|
| УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ОБТЕКАНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Изобретение относится к управлению летательным аппаратом. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления обтеканием летательного аппарата при сверх- и гиперзвуковых режимах полета. Это обеспечивается тем, что устройство для управления обтеканием летательного аппарата, содержащее установленную в носовой части летательного аппарата полую аэродинамическую иглу, имеющую радиальные отверстия для организации поперечного выдува струй, снабжено воздухозаборниками, установленными на боковой поверхности носовой части летательного аппарата с возможностью перемещения в радиальном направлении и соединенными проточным каналом с полостью неподвижной аэродинамической иглы, выполненной с закрытой передней частью и покрытой теплозащитным покрытием. 1 з.п.ф-лы, 2 ил. | 2173285 патент выдан: опубликован: 10.09.2001 |
|
| СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ УПРАВЛЯЕМОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УПРАВЛЯЕМЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Изобретение относится к технике летательных аппаратов. Способ управления полетом управляемого летательного аппарата заключается в управлении им поворотными воздушными рулями с подачей на его наружную поверхность за центр давления рулей рабочего газа. Летательный аппарат содержит поворотные воздушные рули и источник рабочего газа с пусковым устройством. В корпусе летательного аппарата за центром давления рулей выполнены сквозные отверстия, соединенные каналами с источником рабочего газа. Изобретение позволяет повысить скорость полета летательного аппарата без ухудшения управляемости. 2 с. и 6 з.п.ф-лы, 3 ил. | 2165585 патент выдан: опубликован: 20.04.2001 |
|
| СИСТЕМА ГЕНЕРАТОРОВ ОТСОСА САМОЛЕТА ДЛЯ ПОДДЕРЖАНИЯ ЛАМИНАРНОСТИ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ Система генераторов отсоса состоит из эжекторного насоса, выпускного клапана, обратного клапана, нескольких запирающих клапанов, которые образуют систему запирающих клапанов и приводятся в действие с помощью управляющего устройства, и нескольких соединительных воздухопроводов, с помощью которых названные элементы связаны в отношении воздушных потоков, что позволяет решить техническую задачу по повышению надежности системы и снижению расходов на ремонт и обслуживание и ограничить вес и объем. 9 з.п. ф-лы, 1 ил. | 2116935 патент выдан: опубликован: 10.08.1998 |
|
| СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ КРЫЛЬЕВ Использование: изобретение относится к авиационной технике, в частности к взлетно-посадочной механизации летательных аппаратов. Сущность: Способ повышения несущих свойств крыльев основан на использовании выдува одной или нескольких щелевых струй на поверхность крыльев. Интенсивность выдува струй увеличена до величины, превышающей величину, соответствующую безотрывному обтеканию. Угол атаки профиля увеличивают до тех пор, пока направление сходящей с выходной кромки профиля щелевой струи будет близко к перпендикулярному по отношению к направлению скорости набегающего потока. 7 ил. | 2104220 патент выдан: опубликован: 10.02.1998 |
|
| САМОЛЕТ С УКОРОЧЕННОЙ ДЛИНОЙ РАЗБЕГА И ПРОБЕГА Изобретение относится к области самолетостроения. Самолет с укороченной длиной разбега и пробега содержит фюзеляж 1 с кабиной экипажа 2 в носовой части, крыло 3 с установленными на нем турбовинтовыми двигателями 4 и механизацией в виде поворотных закрылков 5 на задней кромке крыла 3 вертикальное 6 и горизонтальное 7 оперение нормальной схемы, трехстоечное шасси с носовым колесом. Новым в конструкции самолета является наличие дополнительных несущих поверхностей 8, установленных: первые - над крылом 3, а вторые за крылом 3 в его плоскости, выполненные подвижными, силовых пилонов 10, 11, выполненных в виде перегородок, установленных соответственно на фюзеляже 1 в районе стыка крыла 3 и фюзеляжа 1 на двигателе 4 на его оси и выступающим на обводы мотогондолы двигателя 4, и в средней части крыла 3, при этом на пилонах 10, 11 выполнены направляющие 12, передние дополнительные несущие поверхности 8 установлены над крылом 3 в его передней части и выполнены с возможностью перемещения по направляющим 12 и со щелью на задней кромке, а задние 13 закреплены консольно на узле поворота в нише за крылом 3 в его плоскости и выполнены с возможностью выпуска, фиксации на центральном пилоне 11 и изменения конфигурации. 5 ил. | 2070139 патент выдан: опубликован: 10.12.1996 |
|
| УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ ПОГРАНИЧНЫМ СЛОЕМ Использование: для предотвращения отрыва потока от элементов конструкции движущихся в газовой среде объектов, например, летательных аппаратов. Устройство управления пограничным слоем выполнено в виде образованных на поверхности объекта каверн с размещенным в каждой из них центральным телом таким образом, что между ним и стенками каверны образуется кольцевой канал. Центральное тело - полое и сообщено с источником низкого давления. На поверхности центрального тела размещены воздухозаборники, а внутренняя часть кольцевого канала выполнена в виде конфузорно-диффузорного проточного тракта. Каверна снабжена средством фиксации положения линии отрыва и локализации положения линии присоединения пограничного слоя, которое может быть выполнено в виде острой передней и притупленной задней кромок. При работе устройства уменьшается энергопотребление систем отсоса и улучшаются аэродинамические характеристики объекта. 8 з.п. ф-лы, 5 ил. | 2032595 патент выдан: опубликован: 10.04.1995 |
|
| ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С СИСТЕМОЙ ЛАМИНАРИЗАЦИИ ОБТЕКАНИЯ Использование: в авиастроении, ракетной технике и двигателестроении. Сущность изобретения: расположенные на поверхности крыльев щели соединены трубопроводами с входом компрессора системы ламинаризации (КСЛ), выход из которого подключен к проточной части компрессора внутреннего контура (ВК). Силовая турбина вспомогательного контура расположена на одном валу с КСЛ, а ее выход подключен к камере сгорания ВК. 1 ил. | 2028963 патент выдан: опубликован: 20.02.1995 |
|
| УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ ПОГРАНИЧНЫМ СЛОЕМ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ПОВЕРХНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Изобретение относится к авиации, а именно к устройствам управления пограничным слоем для изменения аэродинамических характеристик ЛА. Положительный эффект изобретения заключается в создании устройства, обеспечивающего при малых энергетических затратах безотрывное обтекание аэродинамической поверхности ЛА. Для этого в устройстве управления пограничным слоем, в вихревой камере 1, выполненной в форме полости в кормовой части поверхности, сообщенной с источником низкого давления 4, размещено обтекаемое тело 2. Между стенками камеры и телом 2 образован кольцевой канал 3. На кормовой части поверхности может быть размещено несколько вихревых камер, при этом камеры снабжены отводными каналами 6 с выходами в общий для всех камер газодинамический тракт 7, соединенный с источником низкого давления 4. Отводные каналы 6 со стенками газодинамического тракта функционируют как эжекторы. Газодинамический тракт может быть выполнен в виде канала с ресивером 8, при этом входная в ресивер часть канала со стороны эжекторов выполнена в форме диффузора 9. Ресивер может быть сообщен с областью низкого давления в обтекающем потоке каналами 10 с управляющими заслонками 11. В каналах 7 и эжекторах могут быть размещены поворотные заслонки 12 и 13. Источник низкого давления 4 может быть выполнен в виде эжектора 16, образованного на входе в диффузор турбореактивного двигателя 15. 5 з.п. ф-лы, 4 ил. | 2015942 патент выдан: опубликован: 15.07.1994 |
|
| СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПОГРАНИЧНЫМ СЛОЕМ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ПОВЕРХНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Изобретение относится к авиации, а именно к способам управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности ЛА. Цель изобретения - уменьшение энергозатрат для улучшения аэродинамических характеристик ЛА путем отсоса пограничного слоя. Это достигается тем, что в известном способе управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности ЛА, основанном на формировании присоединенных вихрей в ячейках в кормовой части поверхности путем отсоса воздуха из полостей ячеек, в процесс отсоса скорость отбора воздуха постепенно увеличивают до момента полного присоединения пограничного слоя к поверхности и формирования вихрей в ячейках, после чего уровень отсоса уменьшают до минимального, при котором еще имеет место безотрывное обтекание поверхности летательного аппарата. Для дополнительного уменьшения энергозатрат отсасываемый воздух из ячеек формируют в единый поток, используя для движения этого потока реализованный при безотрывном обтекании градиент давления на поверхности, отсасывая этим потоком с помощью эжекции воздух из ячеек последовательно, начиная с ячеек максимально приближенных к кормовой. 3 з.п. ф-лы, 1 ил. | 2015941 патент выдан: опубликован: 15.07.1994 |
|