крыло летательного аппарата

Формула изобретения

Крыло летательного аппарата, имеющее переднюю кромку, кривизну плоских поверхностей, заднюю кромку, закрылки, а крыло разделено продольно на две части - нижнюю и верхнюю, которые скреплены перемычками, а внутри формируют полость, причем вдоль передней кромки крыла выполнена сквозная щель с функцией направления потока вдоль верхней внутренней полости крыла области высокого давления через заднюю кромку, отличающееся тем, что входная щель расположена под некоторым 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, а на задней кромке имеется выходная щель с закрылками, могущими перекрывать выходную щель, причем вдоль боковых стенок установлены винглеты, функцией которых является препятствие перетеканию воздуха от верхней стенки к нижней вдоль боковых стенок, а верхний край винглетов расположен примерно на уровне нижней границы воздушного потока, проходящего через полость.

Описание изобретения к патенту

Область применения

Изобретение относится к области авиатехники и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА) типа самолетов и вертолетов для уменьшения размеров крыла и увеличения подъемной силы крыла.

Уровень техники

Из уровня техники известно крыло (RU 95110187), состоящее из лонжеронов, нервюр, работающей обшивки, средств механизации, отличающееся тем, что оно выполнено расщепляющимся, состоящим из двух основных частей: верхней неподвижной части, имеющей профиль выпукло-вогнутый, нижней части, имеющей двояковыпуклый профиль, верхняя часть которого входит в вогнутую полость верхней части крыла; обе части крыла соединены между собой шарнирно трапециями с шаровыми соединениями, обеспечивающими выпуск нижней части крыла вниз и в сторону от оси ЛА на длину трапеции.

Наиболее близким решением является крыло самолета (RU 97106853), или лопасть агрегата, имеющие переднюю кромку, кривизну плоских поверхностей, заднюю кромку и закрепленные на силовых элементах подвески к корпусу летательного аппарата или иной машины, отличающееся тем, что вдоль передней кромки крыла или лопасти оставляют сквозную щель, полость которой приводят вдоль плоскости крыла и выводят в область высокого давления, т.е. под крыло или у лопасти винта - назад по направлению отбрасываемого винтом воздуха или воды при вращении винта, таким образом делят крыло продольно на два крыла - переднее нижнее и заднее верхнее, основное, которые скрепляют перемычками, угол заточки передних кромок обоих частей крыла делают острым, переднее субкрыло подвешивают на шарниры и поворачивают, меняя угол атаки переднего субкрыла относительно угла атаки заднего субкрыла приводом. Недостатком известных решений является то, что поток воздуха будет тормозиться за счет трения о боковые стенки крыла и вдоль них поступать в область разрежения, что сводит на нет все преимущества вывода области высокого давления под крыло.

Кроме того, при наборе ЛА большой скорости подъемная сила, создаваемая полостью, может стать лишней и тормозить его полет.

Технический результат: обеспечивается увеличение взлетного веса при неизменном лобовом сопротивлении или уменьшение размеров крыла при неизменном взлетном весе; обеспечивается устранение влияния внутренней полости на больших скоростях ЛА; усиливаются возможности торможения крылом в процессе полета и посадки.

Реализация изобретения

Заявленный технический результат достигается за счет того, что крыло летательного аппарата, имеющее переднюю кромку, кривизну плоских поверхностей, заднюю кромку, закрылки, разделено продольно на две части - нижнюю и верхнюю, которые скреплены перемычками, а внутри формируют полость, причем вдоль передней кромки крыла выполнена сквозная щель с функцией направления потока вдоль верхней внутренней полости крыла области высокого давления через заднюю кромку, отличается тем, что входная щель, расположенная под некоторым 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, а на задней кромке имеется выходная щель с закрылками, могущими перекрывать выходную щель, причем вдоль боковых стенок установлены винглеты, функцией которых является препятствование перетеканию воздуха от верхней стенки к нижней вдоль боковых стенок, а верхний край винглетов расположен примерно на уровне нижней границы воздушного потока, проходящего через полость.

Краткое описание чертежей

На Фиг.1 показано конструктивное устройство крыла, вид сбоку в разрезе (а - вид крыла с открытой щелью; б - вид крыла с закрытой щелью), где 1 - нижняя часть крыла, 2 - верхняя часть крыла, 3 - внутренняя полость крыла, 4 - входная щель, 5 - закрылки, 6 - выходная щель, 7 - воздушная обтекаемая заслонка, 8 - направления воздушных потоков. На Фиг.2 показано конструктивное расположение винглета в крыле, вид сбоку (а - с поднятыми подкрылками, б - с опущенными), где 9 - винглеты, 10 - фюзеляж ЛА.

На Фиг.3 показано конструктивное расположение винглета в крыле (а - вид сверху в разрезе, б - вид с торца в разрезе), где 11 - перегородки, формирующие независимые внутренние полости внутри крыла.

Осуществление изобретения

Внутри крыла (см. Фиг.1) между верхней (2) и нижней (1) его плоскостями формируют полость (3). Часть набегающего потока воздуха (8) обтекает крыло по внешним плоскостям (1, 2), создавая подъемную силу, как у обычного крыла. Другая часть, сжимаясь во входной щели, а затем расширяясь, проходит через внутреннюю полость (3). Входная щель (4) расположена под некоторым углом к верхней плоскости (2) крыла. Поэтому поток проходит полость вдоль верхней плоскости (2), прижимаясь к ней под действием центробежной силы и создавая некоторое давление на верхнюю плоскость. Срываясь с нижней плоскости входной щели, поток проходит часть полости, не касаясь нижней плоскости (1). Также поток за счет эффекта эжекции отсасывает воздух от нижней плоскости, создавая там разрежение. В результате появляется дополнительная подъемная сила. Тем самым одно крыло работает как два крыла, не увеличивая лобовое сопротивление (см. Фиг.1(a), Фиг.2(а, б)). Это позволяет увеличить взлетный вес ЛА или уменьшить размеры крыла. Поток воздуха будет тормозиться за счет трения о боковые стенки и вдоль них поступать в область разрежения, уменьшая его. Для устранения этого эффекта у боковых стенок установлены винглеты (9) (см. Фиг.2). Верхний край винглетов находится на уровне нижней границы потока. Поступающий вдоль боковых стенок воздух поднимается к верхнему краю винглетов, откуда уносится потоком.

Крыло с одной полостью (3) и двумя винглетами (9) можно использовать в сверхлегких ЛА с небольшим размахом крыльев. Для более крупных ЛА в крыле можно разместить несколько полостей (3) (см. Фиг.3), идентичных одной полости. Эти полости за счет дополнительной подъемной силы позволят уменьшить взлетную и посадочную скорость ЛА. Полости (3) разделяются друг от друга перегородками (11), являющимися частью, соединяющей верхнюю и нижнюю части крыла.

При большой скорости подъемная сила, создаваемая полостью, может стать лишней. Будет хватать подъемной силы, создаваемой внешними плоскостями. Поэтому при наборе ЛА большой скорости закрылки (5) смыкают, закрывая выходную щель (6), а входную щель закрывают подвижной заслонкой (7). В результате прямо в полете формируют обычное крыло (см. Фиг.1(б)).

Опускающая сила и подъемная сила крыла формируются обычным способом: путем опускания (см. Фиг.2(б)) и поднятия закрылок (5) (см. Фиг.2(б)) соответственно. Эффект торможения в отличии от традиционного принципа, который может использоваться только при посадке ЛА, например самолета, за счет опускания закрылок и формирования реверса, в заявленном устройстве торможение может обеспечиваться путем развода закрылок (5) в разные стороны на максимальный угол. Возникает парашютный эффект, который можно использовать и во время полета при потребности резко снизить скорость ЛА, что позволяет усилить возможности торможения крылом не только в процессе посадки, но и в процессе полета.