крыло летательного аппарата

Формула изобретения

1. Крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба и содержащее головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, отличающееся тем, что его хвостовая часть разделена продольно на два равных участка, каждый из которых подвижен относительно неподвижной головной части и выполнен с возможностью поворота вокруг собственной оси.

2. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что угол поворота каждого участка ограничен 120°.

3. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что угол одновременного поворота участков, находящихся в сомкнутом состоянии, ограничен 60°.

4. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что угол одновременного поворота участков в разных направлениях ограничен 180°.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области моделирования высокоскоростных летательных аппаратов, преимущественно учебно-тренировочных самолетов с крыльями прямой и треугольной форм.

Известно крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба и содержащее головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности [1]. Существенным недостатком летательного аппарата с такими крыльями является высокая посадочная скорость.

Задача изобретения заключается в уменьшении посадочной скорости и пробега летательного аппарата.

Технический результат решения поставленной задачи достигается тем, что в крыле летательного аппарата, имеющем профиль тонкого ромба и содержащем головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, его хвостовая часть разделена продольно на два равных участка, каждый из которых подвижен относительно неподвижной головной части и выполнен с возможностью поворота вокруг собственной оси. Угол поворота каждого участка ограничен 120°. Угол одновременного поворота участков, находящихся в сомкнутом состоянии, ограничен 60°. Угол одновременного поворота участков в разных направлениях ограничен 180°.

На фиг.1 изображен летательный аппарат с прямыми крыльями, имеющими профиль тонкого ромба; на фиг.2 изображен соответствующий сечению фиг.1 плоскостью R профиль крыла с неподвижной головной частью и подвижной хвостовой частью, состоящей из двух равных участков; на фиг.3 показаны возможные положения подвижных участков хвостовой части крыла относительно его головной части; на фиг.4 показан механизм поворота осей каждого участка хвостовой части крыла; на фиг.5 изображены условно воздушные потоки в пограничном слое у верхней и нижней аэродинамических поверхностей крыла в условиях полета летательного аппарата; на фиг.6 изображены условно воздушные потоки в пограничном слое у верхней и нижней аэродинамических поверхностей и за крылом в условиях посадки и пробега летательного аппарата.

Прикрепленное к фюзеляжу 1 летательного аппарата (фиг.1) прямое крыло 2 имеет профиль тонкого ромба (фиг.2). Крыло содержит заостренную головную 3 и заостренную хвостовую 4 части, ровную верхнюю 5 и ровную нижнюю 6 аэродинамические поверхности. Возможно выполнение верхней аэродинамической поверхности в виде хорды. Хвостовая часть крыла разделена продольно на два равных участка, соответственно, на верхний участок 7 и нижний 8. Каждый из участков подвижен относительно неподвижной головной части и выполнен с возможностью поворота вокруг собственных осей, соответственно, 9 и 10 (фиг.3). Относительно центральной линии o-x, проходящей вдоль крыла, участки имеют возможность отклонения: верхний участок - на угол <30° вниз и на угол ( + )=90° вверх; нижний участок - на угол ( + )=90° вниз и на угол <30° вверх. Таким образом, угол поворота каждого участка ограничен 120°. Верхний и нижний участки могут находиться в сомкнутом состоянии с возможностью отклонения от линии o-x на угол <30° вниз и на угол <30° вверх. Таким образом, угол одновременного поворота участков, находящихся в сомкнутом состоянии, ограничен 60°. Относительно линии o-x участки имеют возможность одновременного отклонения в разных направлениях: верхний участок - на угол ( + )=90° вверх; нижний участок на угол ( + )=90° вниз. Таким образом, угол одновременного поворота участков в разных направлениях ограничен 180°. Положение, при котором нижняя аэродинамическая поверхность крыла соответствует прямой линии o-y (фиг.3 и 5), создает суммарную подъемную силу от головной и хвостовой его частей. Положение, при котором участки хвостовой части крыла одновременно разведены (повернуты) по отношению к линии o-x в разных направлениях и установлены наклонно, например, на угол ( + )=.60°, соответствует условиям торможения летательного аппарата в воздухе. Положение, при котором участки хвостовой части крыла одновременно разведены в разных направлениях и установлены вертикально по отношению к линии o-x, соответствует условиям торможения летательного аппарата при посадке и пробеге по посадочной полосе (фиг.3 и 6). Для осуществления поворота осей каждого из участков может быть применен механизм 11, состоящий, например, из гидроцилиндра/пневмоцилиндра 12, цепи 13, звездочек 14 (фиг.4).

Изготавливают модель, экспериментальный образец летательного аппарата (фиг.1) с прикрепленными к фюзеляжу 1 прямыми крыльями 2, имеющими профиль в виде тонкого ромба с заостренной головной частью 3 (фиг.2). Крыло изготавливают из нержавеющей стали, титана, сплавов алюминия. Верхнюю 5 и нижнюю 6 аэродинамические поверхности крыльев выполняют гладкими с щелевым зазором между неподвижной головной частью и подвижной хвостовой частью 4. Хвостовую часть изготавливают в виде двух одинаковых участков 7 и 8, имеющих возможность одновременного поворота на осях 9 и 10 в одном и разных направлениях относительно линии o-x (фиг.3). Оси поворота участков выполняют из стали. Каждую ось соединяют с встроенным в головную часть крыла механизмом 11 поворота, состоящим, например, из гидроцилиндра/пневмоцилиндра 12, цепи 13, звездочек 14 (фиг.4).

При взлете летательного аппарата с взлетной полосы, например аэродрома, хвостовую часть крыла в виде верхнего и нижнего сомкнутых участков отклоняют с помощью механизма поворота вверх, например, на угол =20°. В условиях горизонтального полета летательного аппарата хвостовой части придают положение, соответствующее линии о-у (фиг.3 и 5), при этом воздушные потоки ламинарны в пограничном слое у нижней аэродинамической поверхности головной и хвостовой частей крыла и в пограничном слое у верхней аэродинамической поверхности головной части и турбулентны у верхней аэродинамической поверхности хвостовой части крыла. Хвостовая часть крыла в виде сомкнутых участков в условиях полета может быть отклонена относительно линии o-x на угол вниз и на угол вверх, что повышает маневренность летательного аппарата. Для снижения скорости полета летательного аппарата верхний и нижний участки одновременно поворачивают в разных направлениях, например, на одинаковый угол 30° вверх и вниз от линии o-x. В условиях произведенной посадки летательного аппарата (при касании шасси с посадочной полосой) одновременный поворот в разных направлениях верхнего и нижнего участков увеличивают. Например, относительно линии o-x (фиг.3 и 6) верхний участок отклоняют на угол ( + )=90° вверх, а нижний участок - на угол ( + )=90° вниз. За каждым крылом возникает зона турбулентности воздушных потоков. При этом скорость пробега летательного аппарата по посадочной полосе аэродрома или иной площадки замедляется.

Данное техническое решение может быть использовано в моделях, опытных образцах летательных аппаратов совместно с другими устройствами торможения, например, посредством шасси, тормозного парашюта.

Изобретение обеспечивает уменьшение посадочной скорости и пробега летательного аппарата.

Источники информации

1. Политехнический словарь. Гл. ред. И.И. Артоболевский. - М.: Советская энциклопедия, 1976. - С.436.