Винтокрылые летательные аппараты, несущие винты для них: ...аэродинамические характеристики – B64C 27/467

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздушных винтов. Лопасть (20) винта (5) содержит верхнюю поверхность (21) и нижнюю поверхность (22), проходящие поперечно от передней кромки (23) к задней кромке (24) и по размаху от корневого сечения (31) до сечения (41) свободного конца. Лопасть (20) содержит от корневого сечения (31) к упомянутому сечению (41) свободного конца корневую зону (30), затем выгнутую зону (35). Упомянутая выгнутая зона (35) содержит выгнутые нижнюю поверхность (22 ) и верхнюю поверхность (21 ) от передней кромки (23) к задней кромке (24) и удаляется, начиная от корневой зоны от главной плоскости (P1) в направлении (Z), параллельном оси вращения упомянутой лопасти, и в направлении, противоположном направлению движения текучей среды через лопасть до точки максимальной кривизны, затем приближается к упомянутой главной плоскости (Р1). Достигается снижение шума при работе винта. 5 н. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции лопастей несущего винта винтокрылого летательного аппарата. Лопасть содержит основной корпус (14), выполненный податливым на сдвиг в направлении хорды (Т) профиля лопасти, верхнюю и нижнюю обшивки (16, 18), охватывающие основной корпус (14) и выполненные жесткими на растяжение и сжатие, безопорную и бесшарнирную заднюю деформируемую зону (22), выполненную в области задней кромки лопасти, и, по меньшей мере, один привод (32, 32'), установленный в основном корпусе (14). Привод (32, 32') установлен таким образом, чтобы инициировать движение изгиба основного корпуса (14) и деформацию задней деформируемой зоны (22), возникающую за счет вызываемого изгибом основного корпуса (14) искривления верхней и нижней обшивок (16, 18), приводящего к отклонению хвостовой части профиля в направлении, противоположном движению изгиба. В полом теле лопасти может быть расположен податливый на сдвиг заполнитель. Перегородки (30) выполнены податливыми на сдвиг и изгиб. Привод (32, 32') может быть установлен на перегородке (30) или на обшивках (16, 18). Привод (32, 32') выполнен как привод изгиба. Обеспечивается плавное деформирование лопасти в направлении хорды профиля и размаха лопасти. 22 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к удлиненному аэродинамическому элементу и касается крыла летательного аппарата или лопасти винтокрыла. Аэродинамический элемент (1) выполнен с возможностью деформации при кручении. Удлиненный аэродинамический элемент (1) снабжен верхней аэродинамической поверхностью (2) и нижней аэродинамической поверхностью (3). При этом верхняя аэродинамическая поверхность (2) является непрерывной, а нижняя аэродинамическая поверхность (3) содержит продольный паз (6), проходящий в направлении размаха и вблизи передней кромки (4) аэродинамического элемента (1). Внутри аэродинамического элемента (1) предусмотрены исполнительные средства, способные вызывать относительное скольжение между кромками паза (6) относительно друг друга. Внутренние исполнительные средства могут быть пьезоэлектрическими, гидравлическими, механическими. Достигается обеспечение регулируемой жесткости при кручении. 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Лопасть (1) несущего винта состоит из комля и пера лопасти, профили которого образованы нижней, верхней и лобовой плоскими поверхностями. Лопасть содержит ячейки (2), в которых выполнены гребни (3) от верхней (4) до нижней (5) кромки лопасти с нарастающей высотой и шириной. Гребни (3) с нижней кромки лопасти начинаются плоским закругленным ребром, выступающим за верхнюю кромку лопасти на 1,5-1,7% ширины лопасти, и составляют с верхней кромкой лопасти угол 110°. Внутренняя сторона гребня наклонена к высоте от своего основания на 42-45°. Основание гребня составляет от 1/5 до 1/3 длины ячейки. Внутренняя поверхность гребня составляет с нижней кромкой лопасти угол 45°, а наружная сторона - угол 120°. На внутренней стороне гребня выполнена канавка (8), уширяющаяся книзу в форме желоба. Высота гребня и соответственно канавка максимальны у комля и по мере удаления к концу лопасти уменьшаются пропорционально последовательно, начиная от 1/3 длины лопасти каждый на 10% от первоначального. Изобретение повышает КПД воздушного винта и снижает шум во время работы. 1 ил.

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.

Изобретения относятся к области авиации. Способ предназначен для реализации обтекания лопасти с относительной толщиной профиля 4÷6% путем увеличения частоты вращения несущего винта до значений окружной скорости концевой части лопасти, превосходящей звуковую скорость. Авиационно-космическая система содержит авиационную ступень 1, космическую ступень 2 и взлетно-посадочную колонну с поворотными кронштейнами. Фюзеляжи ступеней связаны стыковочным узлом 3. Авиационная ступень 1 включает фюзеляж, крыло 4, механизацию крыла, силовую установку 7, соосный винт, каждая лопасть которого установлена на втулке посредством гибкого лонжерона 9, предназначенного для наматывания на барабан, который связан с втулкой посредством скобы и вертикального шарнира. На фюзеляже образованы поворотные упоры взлетно-посадочного устройства. Космическая ступень 2 включает контейнер для полезного груза, руль высоты и руль направления. Технический результат - снижение массы. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.