RU125551U1 - Крыло летательного аппарата (варианты) - Google Patents

Abstract

1. Крыло летательного аппарата, содержащее верхнюю и нижнюю поверхности и совокупность пластин торможения встречного потока воздуха в выдвинутом положении, распределенных по нижней поверхности крыла поперек встречного потока воздуха и установленных с возможностью поворота относительно нижней поверхности крыла посредством общего привода, отличающееся тем, что нижняя поверхность крыла снабжена совокупностью продольных прорезей, в которых размещена совокупность пластин торможения встречного потока воздуха, при этом все пластины одними концами шарнирно прикреплены к ползуну, установленному внутри крыла и связанному с общим приводом, сообщающим ползуну возвратно-поступательное движение, причем форма продольных прорезей и длина пластин выбраны из условия обеспечения расположения пластин в одном из крайних положений ползуна внутри крыла, не выходя за пределы нижней его поверхности, а в другом крайнем положении ползуна - в упорном относительно стенок прорезей и выдвинутом относительно нижней поверхности крыла положении.2. Крыло летательного аппарата, содержащее верхнюю и нижнюю поверхности и совокупность пластин торможения встречного потока воздуха в выдвинутом положении, распределенных по нижней поверхности крыла поперек встречного потока воздуха и установленных с возможностью поворота относительно нижней поверхности крыла посредством общего привода, отличающееся тем, что нижняя поверхность крыла снабжена совокупностью продольных прорезей, в которых размещена совокупность пластин торможения встречного потока воздуха, при этом все пластины одними концами шарнирно прикреплены к крылу и рычага�

Description

Полезная модель относится к области летательных аппаратов.

Для оценки новизны заявленного решения рассмотрим ряд известных технических средств аналогичного назначения.

Известен летательный аппарат, включающий фюзеляж, маховые крылья, укрепленные с возможностью поворота относительно установленных на фюзеляже осей, приводом механизма махового движения крыльев, предназначенный для поворота крыльев на упомянутых осях, хвостовой стабилизатор, механизм управления хвостовым стабилизатором, передние и задние колеса, привод вращения упомянутых колес и рулевой механизм упомянутых колес, характеризующийся тем, каждое крыло снабжено элементами торможения потока воздуха, размещенными на наружной нижней поверхности крыла, впускными обратными клапанами, размещенными в передней части верхней поверхности крыла и выпускными обратными клапанами, размещенными в задней части крыла, которое выполнено из двух плоскостей так, что возможно изменение внутреннего объема крыла в процессе его маховых движений, см патент РФ №2178758.

Известно крыло летательного аппарата, содержащее верхнюю и нижнюю поверхности, характеризующееся тем, что оно снабжено совокупностью пластин торможения встречного потока воздуха, распределенных по нижней поверхности крыла поперек встречного потока воздуха, при этом все пластины укреплены на нижней поверхности крыла с возможностью поворота относительно нее посредством общего привода, причем в одном из крайних положений наружные поверхности всех пластин размещены заподлицо с нижней поверхностью крыла, см. заявку на выдачу патента РФ №98116949.

По наибольшему количеству сходных признаков и достигаемому при использовании результату данное техническое решение выбрано в качестве прототипа заявляемой полезной модели.

Недостатком прототипа является отсутствие надежного конструктивного решения механизма поворота и выдвижения пластин торможения встречного потока воздуха для изменения величины подъемной силы крыла.

Задачей полезной модели является конструкторская разработка надежного механизма, обеспечивающего одновременный поворот и выдвижение всех пластин торможения встречного потока воздуха и создания условий для изменения величины подъемной силы крыла и улучшения летных характеристик летательного аппарата.

Сущность первого независимого варианта заявляемой полезной модели выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для решения поставленной задачи.

Крыло летательного аппарата, содержащее верхнюю и нижнюю поверхности, и совокупность пластин торможения встречного потока воздуха в выдвинутом положении распределенных по нижней поверхности крыла поперек встречного потока воздуха и установленных с возможностью поворота относительно нижней поверхности крыла посредством общего привода, характеризующееся тем, что нижняя поверхность крыла снабжена совокупностью продольных прорезей, в которых размещена совокупность пластин торможения встречного потока воздуха, при этом все пластины одними концами шарнирно прикреплены к ползуну, установленному внутри крыла и связанного с общим приводом, сообщающим ползуну возвратно - поступательное движение, причем форма продольных прорезей и длина пластин выбраны из условия обеспечения расположения пластин в одном из крайних положений ползуна внутри крыла, не выходя за пределы нижней его поверхности, а в другом крайнем положении ползуна - в упорном относительно стенок прорезей и выдвинутом относительно нижней поверхности крыла положении.

Сущность второго независимого варианта заявляемой полезной модели выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для решения поставленной задачи.

Крыло летательного аппарата, содержащее верхнюю и нижнюю поверхности, и совокупность пластин торможения встречного потока воздуха в выдвинутом положении распределенных по нижней поверхности крыла поперек встречного потока воздуха и установленных с возможностью поворота относительно нижней поверхности крыла посредством общего привода, характеризующееся тем, что нижняя поверхность крыла снабжена совокупностью продольных прорезей, в которых размещена совокупность пластин торможения встречного потока воздуха, при этом все пластины одними концами шарнирно прикреплены к крылу и рычагами соединены с общей тягой, связанной с установленным внутри крыла приводом, сообщающим пластинам возвратно-вращательное движение, причем форма продольных прорезей и длина пластин выбраны из условия обеспечения расположения пластин в одном из крайних положений общей тяги заподлицо с нижней поверхности крыла, а в другом крайнем положении общей тяги - в выдвинутом относительно нижней поверхности крыла положении.

Заявленное техническое решение является новым, так как характеризуется наличием новой совокупности признаков в каждом из вариантов полезной модели, объединенных едиными изобретательским замыслом, отсутствующих во всех известных нам объектах техники аналогичного назначения.

Непосредственный технический результат, который может быть получен при реализации заявленных совокупностей признаков, заключается в том, что в каждом варианте заявленные механизмы обеспечивают надежное и одновременное выдвижения пластин торможения встречного потока воздуха, что приводит к ухудшению аэродинамического качества нижней поверхности крыла и торможению потоков воздуха, в результате чего создается дополнительная подъемная сила, а также в том, что эти же механизмы при необходимости приводят все пластины в положение, в котором они не выступают за нижнюю поверхность крыла и не влияют на его аэродинамические характеристики.

Получение упомянутого технического результата обеспечивает появление у объекта полезной модели в целом ряда новых полезных свойств, а именно создание дополнительной подъемной силы, что влияет на обеспечение надежности и безопасности полетов.

Сущность полезной модели поясняется чертежом, где на фиг.1 представлен профиль крыла летательного аппарата, на фиг.2 - вид А на нижнюю поверхность крыла, на фиг.3 - разрез по первому варианту механизма перемещения пластин в его крайнем положении с выдвинутыми пластинами, на фиг.4 - тот же механизм перемещения пластин в его крайнем положении с убранными пластинами, на фиг.5 - кинематическая схема второго варианта механизма перемещения пластин в его крайнем положении с выдвинутыми пластинами, на фиг.6 - тот же механизм перемещения пластин в его крайнем положении с убранными пластинами.

Крыло 1 летательного аппарата содержит совокупность пластин 2 торможения встречного потока воздуха в выдвинутом положении распределенных по нижней поверхности крыла поперек встречного потока воздуха и установленных с возможностью поворота относительно нижней поверхности крыла посредством общего привода 3. Нижняя поверхность крыла 1 снабжена совокупностью продольных прорезей, в которых размещена совокупность пластин 2, которые в первом варианте полезной модели одними концами шарнирно прикреплены к ползуну 4, установленному внутри крыла и связанного с общим приводом 3, сообщающим ползуну возвратно-поступательное движение.

Во втором варианте полезной модели все пластины 2 одними концами шарнирно прикреплены к крылу 1 и рычагами 5 соединены с общей тягой 6, связанной с установленным внутри крыла приводом 7, сообщающим пластинам 2 возвратно-вращательное движение.

Устройство работает следующим образом.

В первом варианте привод 3 перемещает ползун 4 и либо одновременно выдвигает все пластины 2 по отношению к нижней поверхности крыла 1 на величину h, либо убирает их внутрь прорезей в крыле 1. В выдвинутом положении пластины 2 упираются в края прорезей в крыле 1, т.е находятся в упорном состоянии, что позволяет им выполнять свою функцию торможении потока воздуха.

Во втором варианте привод 3 перемещает общую тягу 6, к которой через прикреплены рычаги 5, жестко соединенные с пластинами 2, которые одними концами шарнирно прикреплены к крылу 1. В выдвинутом положении пластины 2 удерживаются за счет жесткого соединения с рычагами 5, что позволяет им выполнять свою функцию торможении потока воздуха.

Полезная модель обеспечивает изменение величины подъемной силы крыла, что приводит к увеличению безопасности полетов летательного аппарата, за счет обеспечения возможности совершения мягкой посадки при отказе двигателей, а также возможности более быстрого набора высоты на коротких взлетно-посадочных полосах и при возникновении непредвиденных препятствий.

Claims (2)

1. Крыло летательного аппарата, содержащее верхнюю и нижнюю поверхности и совокупность пластин торможения встречного потока воздуха в выдвинутом положении, распределенных по нижней поверхности крыла поперек встречного потока воздуха и установленных с возможностью поворота относительно нижней поверхности крыла посредством общего привода, отличающееся тем, что нижняя поверхность крыла снабжена совокупностью продольных прорезей, в которых размещена совокупность пластин торможения встречного потока воздуха, при этом все пластины одними концами шарнирно прикреплены к ползуну, установленному внутри крыла и связанному с общим приводом, сообщающим ползуну возвратно-поступательное движение, причем форма продольных прорезей и длина пластин выбраны из условия обеспечения расположения пластин в одном из крайних положений ползуна внутри крыла, не выходя за пределы нижней его поверхности, а в другом крайнем положении ползуна - в упорном относительно стенок прорезей и выдвинутом относительно нижней поверхности крыла положении.

2. Крыло летательного аппарата, содержащее верхнюю и нижнюю поверхности и совокупность пластин торможения встречного потока воздуха в выдвинутом положении, распределенных по нижней поверхности крыла поперек встречного потока воздуха и установленных с возможностью поворота относительно нижней поверхности крыла посредством общего привода, отличающееся тем, что нижняя поверхность крыла снабжена совокупностью продольных прорезей, в которых размещена совокупность пластин торможения встречного потока воздуха, при этом все пластины одними концами шарнирно прикреплены к крылу и рычагами соединены с общей тягой, связанной с установленным внутри крыла приводом, сообщающим пластинам возвратно-вращательное движение, причем форма продольных прорезей и длина пластин выбраны из условия обеспечения расположения пластин в одном из крайних положений общей тяги заподлицо с нижней поверхностью крыла, а в другом крайнем положении общей тяги - в выдвинутом относительно нижней поверхности крыла положении.

Images