ПАТЕНТНЫЙ ПОИСК В РФ
НОВЫЕ ПАТЕНТЫ, ЗАЯВКИ НА ПАТЕНТ
БИБЛИОТЕКА ПАТЕНТОВ НА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Крылья: ..профиль крыла – B64C 3/14

Раздел B РАЗЛИЧНЫЕ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ПРОЦЕССЫ; ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ
B64 Воздухоплавание; авиация; космонавтика
B64C Летательные аппараты тяжелее воздуха
B64C 3/00 Крылья
B64C 3/14 ..профиль крыла 

Патенты в данной категории

ПРОФИЛЬ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ)

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Первый вариант профиля крыла летательного аппарата, имеющего продольную ось и крыло, содержит острые переднюю и заднюю кромки, а также верхний и нижний контуры. Нижний контур выполнен прямолинейным от передней до задней кромки. Верхний контур расположен параллельно продольной оси летательного аппарата и соединен с задней кромкой плавной кривой. Второй вариант профиля крыла летательного аппарата содержит острые переднюю и заднюю кромки, а также верхний и нижний контуры, частично представленные параллельными прямыми. Прямолинейные части верхнего и нижнего контура соединены плавными кривыми с передней и задней кромками. Верхний контур расположен параллельно продольной оси летательного аппарата. Третий вариант профиля крыла летательного аппарата содержит острые переднюю и заднюю кромки, а также верхний и нижний контуры. Верхний контур имеет прямолинейный участок, который расположен параллельно продольной оси летательного аппарата, а нижний контур выполнен в виде кривой, плавно соединяющей переднюю и заднюю кромки профиля крыла. Группа изобретений направлена на устранение волнового сопротивления и увеличение подъемной силы крыла. 3 н.п. ф-лы, 6 ил.

2461492
патент выдан:
опубликован: 20.09.2012
КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата имеет переднюю кромку, кривизну плоских поверхностей, заднюю кромку и закрылки. Крыло разделено продольно на две части - нижнюю и верхнюю, которые скреплены перемычками и внутри формируют полость. Вдоль передней кромки крыла выполнена сквозная щель с функцией направления потока вдоль верхней внутренней полости крыла области высокого давления через заднюю кромку. Входная щель расположена под углом к верхней стенке так, что воздушный поток проходит полость вдоль верхней стенки, прижимаясь к ней под действием центробежной силы, с возможностью перекрытия ее подвижной заслонкой. На задней кромке имеется выходная щель с закрылками, позволяющими перекрывать выходную щель. Вдоль боковых стенок установлены винглеты, функцией которых является препятствие перетеканию воздуха от верхней стенки к нижней вдоль боковых стенок. Верхний край винглетов расположен на уровне нижней границы воздушного потока, проходящего через полость. Изобретение направлено на уменьшение размеров и увеличение подъемной силы. 3 ил.

2436709
патент выдан:
опубликован: 20.12.2011
СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО САМОЛЕТА И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ (ВАРИАНТЫ)

Стреловидное крыло построено на использовании пяти аэродинамических профилей, размещенных вдоль консоли крыла и соединенных друг с другом поверхностями одинарной и двойной кривизны. Пилоны подвески двигателей размещены под первой поверхностью двойной кривизны. Крыло характеризуется расположением средних линий профилей в центральных их частях ниже хорды, в хвостовых частях - выше хорды и наличием дополнительных участков в носовых частях профилей, где средняя линия размещена выше хорды, на части консоли крыла, прилегающей к фюзеляжу. В каждом варианте аэродинамический профиль выполнен из сопряженных вогнутых и выпуклых областей. Группа изобретений направлена на обеспечение высоких аэродинамических характеристик в сочетании с возможностью размещения под крылом двух двигателей с большими габаритами. 5 н. и 25 з.п. ф-лы, 25 ил., 10 табл.

2406647
патент выдан:
опубликован: 20.12.2010
САМОЛЕТ ИНТЕРГРАЛЬНОЙ СХЕМЫ

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет состоит из оперения, рулей, силовой установки, самолетных систем, оборудования, фюзеляжа, крыла со стреловидностью по передней кромке 30-35° и наплывом со стреловидностью 60-70°. Переходное сечение от крыла к фюзеляжу образовано симметричным профилем с толщиной 13-14%. Консоли крыла образованы единым сверхкритическим профилем толщиной от 13 до 10% с линейным изменением толщины профиля по размаху. Закрученность профилей на бортовой нервюре отрицательная (до -3°), на линии перехода наплыв-консоль положительная (до +2°), на бортовой нервюре отрицательная (до -3°), а закон изменения углов закрученности между указанными сечениями принят линейным. Изобретение направлено на повышение устойчивости и безопасности. 4 ил.

2351503
патент выдан:
опубликован: 10.04.2009
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Аэродинамическая поверхность выполнена в виде монолитной неплоской консоли с аэродинамической круткой. Удлинение аэродинамической поверхности , находится в пределах: 0< <5,5, где удлинение равно отношению квадрата размаха аэродинамической поверхности L к площади аэродинамической поверхности S. Изобретение направлено на улучшение аэродинамических характеристик за счет оптимизации коэффициента подъемной силы и коэффициента силы лобового сопротивления. 3 ил.

2347715
патент выдан:
опубликован: 27.02.2009
РЕГИОНАЛЬНЫЙ САМОЛЕТ

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж, прямое крыло и стреловидное горизонтальное оперение с углами стреловидности ˜18-24° со сверхкритическими профилями, которые сформированы по средним линиям, имеющим на участке от 10 до 40% местных хорд "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий 0,75-1,0. Относительная толщина крыла меняется от 0,16 до 0,13, углы крутки крыла - от +2,5 до -1,5 градуса по размаху крыла по линейному закону. Углы крутки профилей оперения выполнены постоянными. Изобретение направлено на снижение массы, увеличение аэродинамического качества и эффективности. 10 ил.

2312792
патент выдан:
опубликован: 20.12.2007
НЕСУЩАЯ ПОВЕРХНОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к области авиационной техники. В каждом варианте несущая поверхность выполнена вдоль ее размаха с симметричными или несимметричными двояковыпуклыми профилями, каждый из которых выражен в виде функции, производная которой является ограниченной функцией на длине хорды. Каждый профиль выполнен с различными положениями наибольшей толщины. Технический результат - малое аэродинамическое сопротивление движению. 5 н. и 3 з.п. ф-лы, 18 ил.

2286286
патент выдан:
опубликован: 27.10.2006
ЛЕГКИЙ СВЕРХЗВУКОВОЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ

Изобретение относится к авиационной технике. Сущность изобретения заключается в использовании основной силовой установки со сверхзвуковыми двигателями, расположении дополнительной силовой установки в нижней части фюзеляжа за кабиной экипажа, а также в применении интегрального комплекса бортового радиоэлектронного оборудования, комплексной системы управления самолетом, системы управления общесамолетным оборудованием, комплексной системы электроснабжения самолета, комплекса электронной индикации и автономной бортовой кислородной системы. Изобретение обеспечивает эффективное использование легкого сверхзвукового многоцелевого самолета для выполнения полетов в различных условиях, в том числе и в условиях автономного базирования в отрыве от основного аэродрома. 2 з.п. ф-лы. 15 ил.

2271305
патент выдан:
опубликован: 10.03.2006
СКОРОСТНОЕ КРЫЛО С НАПЛЫВАМИ

Изобретение относится к авиационной технике. Стреловидное или прямое крыло дозвукового самолета выполнено с передними и задними наплывами, образующими профиль, сформированный как пространственная система на базе срединной поверхности. Профиль наплывов крыла образован с линейными участками вставок в носовой и хвостовой части крыла, которые размещены в точках экстремума функций, описывающих координаты верхней и нижней поверхностей крыла. Протяженность линейных участков вставок равна длине наплывов. Технический результат - увеличение эксплуатационных скоростей полета и несущих свойств крыла. 6 ил.

2248303
патент выдан:
опубликован: 20.03.2005
СКОРОСТНОЕ СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло сформировано как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности, имеющей в бортовых сечениях S-образную форму средних линий с отрицательной вогнутостью в хвостовых частях при >0,7-0,8 и положительной вогнутостью f=0,015-0,02 при =0-0,7, а при переходе от бортовых сечений далее по размаху отрицательная вогнутость постепенно исчезает и положения максимальной положительной вогнутости плавно смещаются назад по хорде от значений =0,3 у борта до значений =0,5 в концевых сечениях. Максимальные относительные толщины профилей располагаются при =0,51-0,56, а верхние образующие профилей выполнены так, что на расчетных режимах максимальные разрежения не превышают предельно допустимых значений, а углы наклона верхней поверхности у задней кромки имеют величины не более 7 градусов. Изобретение направлено на увеличение эксплуатационных скоростей и максимального балансировочного аэродинамического качества крыла. 9 ил.

2228282
патент выдан:
опубликован: 10.05.2004
ЗАМКНУТОЕ КРЫЛО ДЛЯ СОЗДАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ И ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ТЯГИ

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано для создания подъемной силы и горизонтальной тяги. Техническим результатом, достигаемым в изобретении, является создание крыла, с помощью которого обеспечивается с наибольшей аэродинамической эффективностью создание подъемной силы и горизонтальной тяги при набегании на воздух всех его сторон и колебаниях относительно взаимно перпендикулярных осей, перпендикулярных оси движения крыла по окружности. Крыло 1 содержит осесимметричную пластину, кромки которой выполнены острыми. Пластина выполнена с симметрично расположенными относительно ее центра двумя скругленными выступами, а каждый выступ закручен относительно его оси симметрии. Пластина может быть выполнена с симметрично расположенными относительно ее центра четырьмя скругленными выступами. Крыло 1 совершает поступательное движение и колебания относительно воздуха при создании подъемной силы и горизонтальной тяги. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.
2209152
патент выдан:
опубликован: 27.07.2003
СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО ДОЗВУКОВОГО ТРАНСПОРТНОГО САМОЛЕТА

Изобретение относится к области авиационной техники. Крыло имеет профили с параметрами 2 и 1,212, где 1 - средний угол наклона верхней поверхности на участке хорды от точки с максимальной ординатой средний угол наклона верхней поверхности на участке хорды от . Угол 2 изменяется в пределах 10,0-10,9o для сечений центропланной части крыла и 10,9-11,1o для сечений консольной части крыла, а произведение 1,212 равно 49-51,5. Изобретение направлено на снижение волнового сопротивления крыла на крейсерских режимах посредством уменьшения разрежения в местных сверхзвуковых зонах на верхней поверхности крыла. 9 ил.
2208540
патент выдан:
опубликован: 20.07.2003
КРЫЛО

Изобретение относится к области авиации. Крыло имеет профиль в виде равнобедренного треугольника. Нижняя и верхняя образующие поверхностей (1, 2) крыла лежат в одной плоскости с боковыми сторонами равнобедренного треугольника профиля крыла. Крыло дополнительно имеет заднюю поверхность (6), которая лежит в плоскости с основанием равнобедренного треугольника профиля крыла, и верхнюю и нижнюю кромки (5, 4) крыла, которые проходят через углы при основании равнобедренного треугольника профиля крыла. Передняя кромка образована вершинами равнобедренного треугольника профиля крыла. Крыло выполнено или закреплено в летательном аппарате с возможностью совершения в полете свободных автоколебательных знакопеременных колебаний. Изобретение направлено на повышение боковой динамической устойчивости. 5 ил.
2207967
патент выдан:
опубликован: 10.07.2003
МАНЕВРЕННЫЙ УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНЫЙ И МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ "ЯК- 130"

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к аэродинамической компоновке самолета. Самолет содержит фюзеляж с тормозным щитком в верхней части, шасси, два турбореактивных двигателя, стреловидное крыло с передним корневым наплывом оживальной формы, вертикальное и горизонтальное оперения. Корневой наплыв (9) выполнен с размахом 0,15 - 0,18 размаха консоли крыла (8) и с хордой 0,4 - 0,5 величины местной хорды. Уступ (12) носка выполнен на расстоянии 0,55-0,65 величины полуразмаха и с хордой не менее 0,075 величины местной хорды крыла (8). Уступ (16) выполнен на расстоянии 0,25-0,35 размаха консоли горизонтального оперения (15), а величина его хорды составляет не менее 0,2 величины местной хорды с учетом уступа (16). Изобретение позволяет улучшить маневренные характеристики самолета на повышенных углах атаки при высокой весовой отдаче. 2 з.п.ф-лы, 16 ил.
2144885
патент выдан:
опубликован: 27.01.2000
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ КРЫЛА ЭКРАНОПЛАНА

Применение: в крыльях и несущих поверхностях экранопланов и т.п. транспортных средствах. Технический результат: расширение диапазона коэффициентов подъемной силы Cууст, в котором обеспечивается собственная устойчивость профиля крыла экраноплана на высотах как с сильным (H < 0,4BА), так и со слабым (H > 0,4BА) проявлением экранного эффекта. Сущность изобретения: аэродинамический профиль содержит носик (4), хвостик 5, соединенные верхним (1) и нижним (2) контурами, формирующими S-образную среднюю линию (3), причем максимальная толщина Cнmax нижнего контура (2) расположена на расстоянии, меньшем 0,7 хорды BА от носика (4) профиля, а нижний контур 2 хвостика (5) выполнен выпуклым на расстоянии (0,1 - 0,3)BА от хвостика (5) профиля и имеет радиус кривизны Rхвн = (0,5 - 4,5)BА. Нижний контур (2) профиля может выполняться по меньшей мере с одним прямолинейным участком, а радиус кривизны Rхвн нижнего контура - как постоянным, так и переменным, уменьшающимся по мере приближения к хвостику (5). 4 з.п. ф-лы, 5 ил.
2118269
патент выдан:
опубликован: 27.08.1998
ПРОФИЛЬ КРЫЛА

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к крылу, создающему подъемную силу летательного аппарата. Сущность изобретения: поверхность спинки и передней кромки профиля крыла выгнуты по форме части цилиндрической поверхности, кривизна которых определяется по формулам в зависимости от проектной скорости полета. 3 ил.
2094309
патент выдан:
опубликован: 27.10.1997
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ

Использование: авиационная техника, в частности компоновка крыла самолета. Сущность изобретения: аэродинамический профиль содержит щель вдоль хорды профиля по размаху крыла, заслонки для управления входом в щель и выходом из нее. Щель выполнена с закругленными кромками и соединена с каналом струйной механизации. Управляемые заслонки на входе и выходе из щелей одновременно закрыты на крейсерский режим полета или открыты на взлетно-посадочных режимах полета. 2 ил.
2086468
патент выдан:
опубликован: 10.08.1997
КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Крыло летательного аппарата, содержащее каркас, мягкую оболочку и профилированные латы, образующие объемный профиль, отличающееся тем, что оно дополнительно снабжено по всему размаху крыла профилированными выпуклыми латами, установленными на нижней поверхности крыла и образующими с расположенными на верхней поверхности крыла латами носок, радиус скругления которого выполнен переменным вдоль размаха крыла, при этом величина относительного радиуса скругления носка составляет 0,12 - 0,14 относительной толщины профиля в корневой части крыла и 0,45 - 0,55 относительной толщины профиля в концевой части крыла.
2075188
патент выдан:
опубликован: 10.03.1997
ОРГАН УПРАВЛЕНИЯ

Использование: в аэродинамических органах управления летательных аппаратов, в частности в элеронах, установленных на несущих поверхностях (крыльях) с несимметричным профилем и отрицательными углами наклона контуров верхней и нижней поверхностей в хвостовой его части. Сущность: на нижней поверхности органа управления вблизи eго задней кромки на участка, не превышающем 0,3-0,4 его относительной хорды, выполнен профилированный наплыв, при этом он может быть выполнен в виде накладки. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
2063905
патент выдан:
опубликован: 20.07.1996
СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО

Изобретение относится к авиационной технике, а именно, к дозвуковым самолетам со стреловидными крыльями, рассчитанными на среднюю дальность полета. Цель изобретения - повышение аэродинамического качества. В стреловидном крыле выполненном с удлинением = 8-11 , сужением 3 4, стреловидностью 1/4= 20-28 и установленном на фюзеляже с углом заклинения закл бортовой профиль выполнен с положительной относительной кривизной среднее значение которой fcp= 0,7-1% , максимальное fмакс= 1,2-4% и установленный с углом заклинения закл= 1,9-2,6 , при этом средняя кривизна бортового профиля связана с углом заклинения соотношением dfcp/dfзакл= (0,65-0,75) . 7 ил.
2028250
патент выдан:
опубликован: 09.02.1995
Наверх