Крыло переменного профиля для летательных аппаратов
Похожие патенты | МПК / Метки | Текст | Заявка | Код ссылки
Номер патента: 64198
Автор: Красильщиков
Текст
Зарегистрировано а Бюро и П. П. Красильщиков ыло переменного профиля для летательных аппаратЯвление срыва воздушного потока обычно имеет место на концевых частях крыльев самолетовгде расположены элероны, работающие в результате этого Бенормально.Для устранения этого недостатка крыло, согласно изобретению, имеет по своей длине переменный профиль, обеспечивающий возникновение срыва вне области расположения элеронов.Чертеж изображает в плане крыло с примерным разделением его на три участка профилей с различными характеристиками.Для,повышения антишт опорных свойств к улучшения поперечной устойчивости и управляемости самолетов на больших углах атаки при одновременном получении достаточно большой максимальной подъемной силы каждое крыло состоит из трех частей, отличающихся набором профилей с резко отличными характеристиками: Су =йсг). Крылья могут быть как обычного очертания в плане, так и с резко отличающимися значениями коэфициента сужения корневых и концевых частей, причем в последнем случае получается лучший эффект. Кроме того крылья могут быть с любой стреловидностью (нулевой, положительной, отрицательной).Профили частей (участков) 1 и 3 ИМЕЮТ ВЫСОКИЕ ЗНаЧЕНИЯ икритич И Су а профили частей 2, имеют малые значениЯ хиритич СУшии и малыейСузначения в области а) 6 - 8.г 1 аПри малых а крыло работает как целое, но по мере увеличения х циркуляция в участках (частях) 2 увеличивается не столь интенсивно,. как в участках 1 и 3 крыла, вследствие чего начинают возникать скосы потока, которые в участке 2 ускоряют рост истинных углов атаки, а в участках 1 и 3 замедляют рост истинных углов атаки.БЛаГОДаРЯ МаЛЫМ ЗНаЧЕНИЯМ ииритич в участках 2, срыв потока начнется именно в этих местах, наиболее благоприятных с точки зрения местоположения срыва, так как в этом случае не возникнет баффтинг оперения и элероны будут плавно обтекаться потоком воздуха. Кроме того, несколько увеличится эффективность рулей на режиме посадки самолета.После возникновения срыва потока в участках 2 концы крыльев будут работать как самостоятельМ 64198 Предмет изобретения Отв. редактор Д. А, Миха Техн. редактор М, В. Смольякова 123569 Подписано к печати 13/И 1-1946 г. Тираж 500 экз. Цена 65 к. Зак, 1 Типография Госпланиздата, им. Воровского, Калуг ные крылья малых удлинений, они будут обтекаться плавно, и на посадочных углах атаки значение проСуизводнойв этих местах будетабольше нуля, благодаря чему при внезапном крене самолета будет возникать демпфирующий момент. Вследствие плавного обтекания концов крыла сохранится эффективность элеронов.Наивыгоднейшие геометрические параметры крыльев, согласно изобретению, нужно подобрать расчетным и экспериментальным путем,Как известно, увеличение поперечной устойчивости и управляемости и повышение антиштопорных свойств крыла может быть достигнуто посредством концевых предкрылков и щелей Локхида (значительно менее эффективных, чем предкрылки), Как щели Локхида, так н предкрылки увеличивают лобовое сопротивление, а предкрылки, кроме того, сложны вконструктивном отношении. Применение крыльев, согласно изобретению, позволит не прибегать к предкрылкам и, во всяком случае, позволит значительно уменьшить их размеры (размах, хорду),Крыло переменного профиля для летательных аппаратов, о т л и ч аю щ е е с я тем, что, с целью предупреждения преждевременного срыва потока .на концевых участках крыла в области расположения элеронов и улучшения работы последних на критических углах атаки, в корневой и концевой части крыла применены профили с высокими значениями Суи а,рич по сравнению с промежуточной частью, где установлен профиль с малыми значениями Суи ,р и малымнж:узначениями 1 при а) 6,
СмотретьЗаявка
8589, 05.07.1941
Красильщиков П. П
МПК / Метки
МПК: B64C 3/14
Метки: аппаратов, крыло, летательных, переменного, профиля
Опубликовано: 01.01.1945
Код ссылки
<a href="https://patents.su/2-64198-krylo-peremennogo-profilya-dlya-letatelnykh-apparatov.html" target="_blank" rel="follow" title="База патентов СССР">Крыло переменного профиля для летательных аппаратов</a>
Способ измерения подъемной силы и угла атаки крыла самолета при дозвуковых скоростяхполета
Номер патента: 284617
Опубликовано: 01.01.1970
Авторы: Васильев, Сербинов, Скрипниченко
МПК: B64C 19/00
Метки: атаки, дозвуковых, крыла, подъемной, самолета, силы, скоростяхполета, угла
...и сравнивают его с экспериментальной зависимостью распределения давления по поверхности крыла от угла атаки.Недостаток указанных способов - невысокая точность определения угла атаки и коэффициента подъемной силы.Предлагаемый способ позволяет значительно повысить точность определения названных выше величин.Сущность способа заключается в следующем.Через небольшое отверстие, сделанное в верхней поверхности профиля крыла вблизи его носка, замеряют давление с помощью датчика давлении. Из сигнала, полученного от этого датчика, вычитают сигнал датчика ста. тического давления невозмущенного потока и разность сигналов делят на сигнал датчика скоростного напора, Этот сигнал соответству ет значению коэффициента давления в данной точке крыла, Затем...
Приспособление для предотвращения несимметричного срыва потока при переходе самолета на критические углы а так и
Номер патента: 64248
Опубликовано: 01.01.1945
Автор: Горощенко
МПК: B64C 21/00, B64C 3/58
Метки: критические, несимметричного, переходе, потока, предотвращения, самолета, срыва, углы
...20 - 25 о последней, считая от ребра атаки.Интерцепторы 1 в нормальном состоянии прижаты к крылу. Они монтировапы па плечах 7, поворотных в подшишпках 8. Интерп,епторы поворач:,взготся и занимают рабочее по;юже.,е 1 с помощью ЭЛСХ 1 ЗМОГОС 3 1. В ИСХОДНОЕ ПОЛО- жение и;терцепторы приводятся или 1;ружп 1 О (Па чертеже не показана, 11;1 и тем же электромотором.Волизи интерцеп горов заподлицо с крылом располагаОт, втулки 2 с ОТВСГСИс д 1 ЯБ и 01 цп ГИСЯ ЧРНЕ. никами давле:;я .ад крь 1 лом. Этп ;:"ки сседшппотся; камерами манометра 6 с псмо 1 цью трубок,. Трубка 3 от одОго крыла присоединена к камере 11 манометра по одну сторону мембраны 13, трубка 3 от другого крыла присоединена к камере 12 манометра по другую сторону мембраны,Если срыв...
Устройство для разделения потока сыпучих тел на равные части
Номер патента: 35398
Опубликовано: 31.03.1934
Автор: Мышляков
МПК: G01F 13/00
Метки: потока, равные, разделения, сыпучих, тел, части
...равные части, выполняемым в,виде трубы с последующим разветвлением ее па дваотводящих канала, симметрично располо.- женных относительно,ее осн.Новизна предлагаемого .устройства,усматрйвается в том, что для устраде-,.; ния неравномернрсти распределения .сы-.пучих .тел, ответвленные каналы по"оси, снабжены . крыльями, прворотными.; фие-.сте с ножом-рассекателем, которыелай отклонении их в случае неавноМарМого ,поступления в каналы сыпучего материа-,, ла изменяют положение ножа-рассекагФ ) ля; последний же,при этом выравйивй;Р:неравномерность поступления,в канйысыпучих тел.;Фиг. 1 схематического чертежа, изобра.-жает боковой вид устройства;: фигЯ; - .; внешний вид -устройства сперев"-:,и. фиг. 3 - устройство в...
Аэродинамический элемент летательного аппарата
Номер патента: 1782220
Опубликовано: 15.12.1992
Автор: Кисляк
МПК: B64C 21/04, B64C 23/06
Метки: аппарата, аэродинамический, летательного, элемент
...сверхней поверхности элемента, находящей-ся между передней кромкой элемента иплоским соплом, смыкаются с пограничнымслоем над верхней поверхностью элемента.находящейся между соплом и задней кромкой, вследствие чего струя, истекающая изплоского сопла и омывающая задирою кромку элемента, оказывается значительно подторможенной, по сравнению со скоростью потенциального течения, Эффективность управления пограничным слоем при этОм уменьшается.При высоте сопла, равной 0,025 хорды Ь элемента, характер обтекания становится таким, при котором вязкие слОи, стекэ 1 ощие с верхней поверхности элемента, находящейся перед соплом, не смыкаотся с пограничным слоем над поверхностью элемента, находящейся между соплом и задней кромкой, сохраняя при этом...
Устройство для определения длины участка стабилизации потока за местным сопротивлением
Номер патента: 613209
Опубликовано: 30.06.1978
Автор: Везирян
МПК: G01F 15/16
Метки: длины, местным, потока, сопротивлением, стабилизации, участка
...из трубок до тооца доро с о содержит основнои трубопровод 1 с местным сопротивлением 2, дополнительную прямолинейную труб 3 с гибким шлангом 4 и трубами приема полного б и статического б давления, выводы 7 которых подключены к дифманометру (на чертеже не показан).Расстояние ( от отверстия приемакаждой из трубок б и б до торцательной трубы 3 должно быть равноше 8-ми диаметров основного грубо(см. фиг. 2).Основной трубопровод 1 и дополнительная труба 3 соединены между собой при помощи сальникового уплотнения 8. Длина участка стабилизации потока измеряется линейкой 9.Устройство работает следующим образом.При наличии потока труба 3, введенная в основной трубопровод 1 за местным сопротивлением 2, выдвигается. При этом фиксируются показания...
Предыдущий патент: Центробежный вентилятор для воздуха и других газов с примесью твердых частиц
Следующий патент: Устройство для уплотнения плунжеров
Случайный патент: Устройство для сборки винтов с шайбами