Способ снижения волнового сопротивления несущих поверхностей

Авторы патента:

B64C3/28 - передние или задние кромки крыла, прикрепляемые к силовому каркасу, например с образованием нерегулируемых щелей

B64C23/04 - путем образования ударных волн

8833

Класс 62Ь, 4яа

62с, 32

СССР вИ1"Й1ОТЕЕА

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

В. В. Талаквадзе

СПОСОБ СНИ)КЕНИЯ ВОЛНОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ

НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ

Заявлено 26 сентября 1952 г. за № 12614 в Министерство оборонной промышленности СССР

Опубликовано в «Бюллетене изобретений» № !2 за 1958 г.

Предметом изобретения является способ снижения волнового сопротивления несущих поверхностей летательных аппаратов с помощью установки перед передней кромкой несущей поверхности ряда струн, что приводит к уменьшению эффективной толщины несущей поверхности.

На чертеже показана схема установки струн перед передней кромкой несущих поверхностей самолета.

Как известно, волновое сопротивление тонких симметричных профилей пропорционально квадрату относительной толщины. В случае несущей поверхности возникает дополнительное волновое сопротивление, пропорциональное квадрату подъемной силы. Из этого следует, что сврхзвуковой самолет должен иметь весьма тонкое оперение. Однако тонкое оперение не всегда можно осуществить по конструктивным и прочностным причинам.

Способ имеет целью уменьшить относительную толщину, профиля, не меняя его геометрические размеры. Сущность его состоит в том, что параллельно передней кромке протягивается одна или несколько струн

1, 2, 3 из тонкой стальной проволоки, с помощью которых получается косой скачок или ряд косых скачков уплотнений.

В аэродинамическом отношении способ эквивалентен выносу режущей кромки вперед без изменения подъемной силы профиля, коэффициента трения и т. д. № 98833

Если относительная толщина, в обычном ее понимании, определяетвЂ” d ся по формуле а =.вЂ”,то при наличии струны она может быть найде х на по формуле.

d а =вЂ”

Х т. е значительно уменьшена; например, при уменьшении а íà 20%, волновое сопротивление уменьшается на Збо//о.

Предмет изобретения

Способ снижения волнового сопротивления несущих поверхностей„ о тл и ч а ю щи и с я тем, что, с целью получения косого скачка или ряда косых скачков уплотнений, параллельно передней кромке несущей поверхности располагают одну или несколько стальных струн.

Корректор М. И. Козлова

Техред А. A. Камышникова

Редактор Осипова

Поди. к печ. 17/III вЂ” 64 r. Формат бум. 70 X 108>/tt; Объем 0,18 изд. л.

Заказ 392/17 Тираж 200 Цена 5 коп.

ЦНИИПИ Государственного комитета по делам изобретений и открытий СССР

Москва, Центр, пр. Серова, д. 4.

Типография, пр. Сапунова, 2.

Способ снижения волнового сопротивления несущих поверхностей

Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения // 2498929

Изобретение относится к аэродинамической конструкции, содержащей систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от поверхности конструкции. Система содержит первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения и выступы для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы. Выступы для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, смещены так, чтобы они не располагались непосредственно позади каких-либо выступов для изменения структуры скачка уплотнения первой группы. При такой системе выступов можно расположить первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения и выступы для изменения структуры скачка уплотнения позади первой группы. Способ характеризуется использованием системы выступов аэродинамической конструкции. Изобретение направлено на изменение структуры скачка уплотнения при различных условиях образования. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 10 ил.

Аэродинамическая конструкция с неравномерно расположенными выступами для отклонения скачка уплотнения // 2499732

Аэродинамическая конструкция содержит группу выступов для отклонения скачка уплотнения, отходящих от ее поверхности. Выступы для отклонения скачка уплотнения распределены по указанной конструкции с неравномерным шагом между центрами и/или кромками соседних выступов. Способ эксплуатации характеризуется использованием аэродинамической конструкции. Группа изобретений направлена на уменьшение волнового сопротивления при минимальном числе выступов. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

Аэродинамическая конструкция с асимметричным выступом для изменения структуры скачка уплотнения // 2502640

Аэродинамическая конструкция по первому варианту содержит выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной аэродинамической конструкции. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения является асимметричным относительно плоскости асимметрии, при этом плоскость асимметрии проходит через центр выступа для изменения структуры скачка уплотнения, параллельна основному направлению воздушного потока над конструкцией и проходит под прямым углом к поверхности конструкции. Аэродинамическая конструкция по второму варианту содержит для изменения структуры скачка уплотнения выступ, который не имеет плоскости симметрии. Способ характеризуется использованием конструкции по первому и второму вариантам. Группа изобретений направлена на оптимизацию структуры скачка уплотнения. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Конструкция выступа для изменения структуры скачка уплотнения // 2503587

Группа изобретений относится к аэродинамическим конструкциям. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения содержит расширяющийся нос и сужающийся хвост. Хвост имеет контурную линию в плане с двумя вогнутыми противоположными сторонами. Аэродинамическая конструкция содержит выступы для изменения структуры скачков уплотнения, отходящих от поверхности конструкции. Способ эксплуатации аэродинамической конструкции включает этапы, на которых обеспечивают работу конструкции в первом режиме, в котором поток возле указанного выступа является, по существу, полностью присоединенным, и во втором режиме, в котором скачок уплотнения образуется у поверхности аэродинамической конструкции. Выступ изменяет структуру скачка уплотнения так, что происходит отделение потока возле выступа с образованием пары продольных вихревых потоков. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического сопротивления. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ снижения уровня звукового удара летательного аппарата (ла) // 2520591

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам снижения уровня звукового удара от сверхзвукового летательного аппарата (ЛА). Способ снижения звукового удара включает воздействие на набегающий газовый поток перед ЛА источником энергоподвода, например лазерным излучением. При этом в газовой среде перед ЛА и соосно ему периодически или постоянно создают по крайней мере одну локальную область разогретого газа с возможностью управления ее размерами и расстоянием до ЛА, обеспечивают управляемый температурный режим в области разогрева газа так, что ударные волны от ЛА и ударные волны от области разогретого газа имеют пониженную интенсивность и распространяются раздельно, не сливаясь в дальнем поле. Достигается снижение уровня звукового удара на поверхности земли от ЛА при сверхзвуковых режимах полета. 4 ил.

Способ управления уровнем звукового удара от частей летательного аппарата (ла) // 2567106

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к управлению уровнем звукового удара от сверхзвукового летательного аппарата (ЛА). Способ управления уровнем звукового удара от частей летательного аппарата включает воздействие на поток перед и около элементов ЛА источником энергоподвода, например лазерным излучением. В газовой среде перед элементами ЛА периодически или постоянно формируют, по крайней мере, одну локальную область теплоподвода с возможностью управления ее размерами, расстоянием до элементов ЛА и температурой в области теплоподвода, так, что элементы ЛА находятся в холодном потоке воздуха со структурой потока, сформированной ударными волнами от источника энергоподвода. При этом область теплоподвода располагается на удалении от элементов ЛА так, что элементы ЛА в процессе полета не пересекают тепловой след от области нагрева, и передняя часть элементов ЛА попадает либо в область высокого статического давления, либо в область низкого давления, возникающую на оси симметрии, что позволяет добиться либо увеличения, либо уменьшения звукового удара в дальнем поле. Достигается возможность управления уровнем звукового удара на поверхности земли от ЛА при сверхзвуковых режимах полета. 5 ил.

Способ торможения сверхзвукового потока // 2603705

Изобретение относится к аэродинамике летательных аппаратов сверхзвуковых и околозвуковых скоростей. Способ торможения сверхзвукового потока заключается в создании скачков уплотнения, движущихся относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения. Движение скачков уплотнения осуществляют путем создания в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока. Поперечные бегущие волны создают путем поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности либо путем периодических, чередуемых отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности. Изобретение направлено на уменьшение потерь полного давления. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Сверхзвуковой преобразуемый самолет с х-образным крылом // 2621762

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом имеет планер по схеме интегральный неустойчивый продольный триплан с высокорасположенным крылом обратной стреловидности, переднее горизонтальное оперение, цельноповоротные консоли которого смонтированы сверху боковых воздухозаборников, два форсажных турбореактивных двухконтурных двигателя, размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора. Самолет снабжен системой крыльев, представляющей комбинацию двух с Х-образным в плане расположением консолей крыльев, переднее из которых крыло типа чайка оснащено балками в изломах его консолей. Цельноповоротные стреловидные внешние консоли заднего крыла выполнены с возможностью поворота в поперечной плоскости вокруг продольной оси соответствующей центральной части разнесенной балки с образованием трехкилевой схемы планера в полете. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности полета за счет удвоенной интерференции инвертированных ударных волн. 5 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

Безаварийный высокодоходный транспортный самолет кан 21 "троица" (варианты) // 2332333

Изобретение относится к производству самолетов транспортной авиации и охватывает все классы грузопассажирских самолетов от самых маленьких одно- и двухместных до самых больших - 1.000 и более пассажиров, это относится и к грузам

Летательный аппарат // 2347716

Изобретение относится к области авиации

Летательный аппарат // 2397107

Изобретение относится к области авиамоделизма

Летательный аппарат // 2407671

Изобретение относится к области авиамоделизма и стендовых испытаний самолетов, в том числе с изменяемым положением крыльев

Крыло самолета, панель крыла самолета и самолет // 2421375

Изобретение относится к крылу самолета и к панели, используемой в крыле самолета

Аэролет (варианты), части аэролета, способы использования аэролета и его частей // 2466061

Крыло летательного аппарата // 343537

Корневая хвостовая часть крыла // 1434680

Поверхность управления летательного аппарата // 2492109

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата

Крыло летательного аппарата // 2506200

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, заостренное с концов продолговатое тело в форме цилиндра, прикрепленное боком к торцевой части крыла и снабженное радиально закрепленными лопастями. Лопасти установлены по винтовой линии и имеют переменную высоту, увеличивающуюся по направлению движения встречного воздушного потока. Изобретение направлено на ограничение у торцевой части крыла вихревых шнуров. 3 ил.