КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Предлагаемое техническое решение относится к области авиационной техники и может быть использовано при создании летательных аппаратов, обеспечивающих более высокие значения подъемной силы (аэродинамического качества) и снижение посадочной скорости летательного аппарата.
Аналогичные технические решения известны см., например, патент США №7699270 В2, в котором охарактеризовано крыло летательного аппарата, которое содержит:
- переднюю кромку крыла летательного аппарата;
- среднюю часть конструкции крыла летательного аппарата, закрепленную своими соответствующими участками своей левой поверхности корпуса на соответствующем (правом) участке передней кромки летательного аппарата;
- заднюю кромку крыла летательного аппарата, закрепленную соответствующими участками своей (левой) поверхности на соответствующем (правом) участке средней части корпуса конструкции крыла летательного аппарата;
- гибкую обшивку, расположенную на соответствующих участках передней кромки крыла, средней части корпуса конструкции крыла и задней кромки крыла летательного аппарата;
- "N"-механизмов изменения толщины профиля крыла летательного аппарата, каждый из которых выполнен в виде кинематических цепей, состоящих из лонжеронов, установленных по размаху крыла летательного аппарата, и пластин треугольной формы, шарнирно подсоединенных своими соответствующими вершинами к соответствующим участкам поверхности двух противоположно расположенных относительно друг друга лонжеронов, приводной линии, шарнирно подсоединенной своими соответствующими участками (выходами) к соответствующей третьей вершины пластины треугольной формы и регулировочного механизма, расположенного в корпусе летательного аппарата, и подсоединенного своим выходом к соответствующему входу приводной линии.
Общими признаками предлагаемого технического решения и выше охарактеризованного аналогичного технического решения являются:
- передняя кромка крыла летательного аппарата;
- средняя часть конструкции крыла летательного аппарата, закрепленная своими соответствующими участками своей левой поверхности корпуса на соответствующих правых участках передней кромки крыла летательного аппарата;
- задняя кромка крыла летательного аппарата, закрепленная своими соответствующими участками на соответствующих правых участках средней части конструкции крыла летательного аппарата;
- гибкая обшивка, расположенная на соответствующих участках передней кромки крыла, средней части конструкции крыла и задней кромки крыла летательного аппарата;
- "N"-механизмов изменения толщины профиля крыла летательного аппарата.
Известно также крыло летательного аппарата (см., опубликованную статью в журнале "Авиационная промышленность №2, с 14-17, 2015 г.), которое выбрано в качестве ближайшего аналога, прототипа и которое содержит следующую совокупность существенных признаков:
- переднюю кромку крыла летательного аппарата;
- среднюю часть конструкции крыла летательного аппарата, закрепленную соответствующими участками своей (левой) поверхности корпуса на соответствующем (правом) участке передней кромки крыла летательного аппарата;
- заднюю кромку крыла летательного аппарата, закрепленную соответствующими участками своей (левой) поверхности на соответствующем (правом) участке средней части корпуса конструкции крыла летательного аппарата;
- гибкую обшивку, расположенную на соответствующих участках передней кромки крыла, средней части конструкции крыла и задней кромки крыла летательного аппарата;
- лонжерон, выполненный в виде двутавровой балки, установленной по размаху крыла летательного аппарата;
- "N"-механизмов изменения толщины профиля среднего участка крыла летательного аппарата, каждый из которых выполнен в виде средней опоры, жестко закрепленной одним своим концом на соответствующем участке задней (правой) поверхности лонжерона, двух гидроцилиндров, закрепленных своими корпусами на соответствующих участках задней (правой) поверхности лонжерона и подсоединенных своими поршневой и над поршневой полостями к соответствующим выходам и к соответствующим входам управляемого маслонасоса, расположенного в корпусе летательного аппарата, верхних и нижних кинематических цепей, выполненных в виде пластин треугольной формы, последовательно и шарнирно соединенных одними своими соответствующими вершинами между собой и шарнирно подсоединенных соответствующими участками своих левых боковых сторон к концам штоков гидроцилиндров, стержней, шарнирно закрепленных одними своими соответствующими концами на соответствующих участках внешней поверхности средней опоры и шарнирно подсоединенных другими своими соответствующими концам к соответствующим вершинам пластин треугольной формы.
Общими признаками предлагаемого технического решения и прототипа являются все вышеперечисленные признаки прототипа.
Технический результат, который невозможно достичь не одними из выше охарактеризованных аналогичных технических решений, заключается в получении необходимого и оптимального изменения, как кривизны, так и толщины профиля крыла летательного аппарата, приводящих к получению более высоких значений подъемной силы летательного аппарата и к снижению его посадочной скорости.
Причиной невозможного достижения вышеуказанного технического результата, является то, что в конструкциях крыльев летательных аппаратов отсутствуют необходимые и достаточные конструктивные элементы, способные в процессе полета осуществить необходимые и оптимальные изменения, как кривизны, так и толщины профиля крыла летательного аппарата.
Учитывая характеристику и анализ аналогичных технических решений можно сделать вывод, что задача создания крыльев летательных аппаратов, обеспечивающих более высокие значения подъемной силы летательного аппарата и снижение его посадочной скорости является актуальной на сегодняшний день.
Технический результат указанный выше достигается тем, что крыло летательного аппарата, содержащее переднюю кромку крыла летательного аппарата, среднюю часть конструкции крыла летательного аппарата, закрепленную своими соответствующими участками на соответствующих участках передней (правой) кромки крыла летательного аппарата, заднюю кромку крыла летательного аппарата, закрепленную своими соответствующими участками на соответствующих правых участках средней части конструкции крыла летательного аппарата, гибкую обшивку, расположенную на соответствующих участках передней кромки крыла, средней части конструкции крыла и задней кромки крыла летательного аппарата, лонжерон, выполненный в виде двутавровой балки, установленный по размаху крыла летательного аппарата, "N"-механизмов изменения толщины профиля среднего участка конструкции крыла летательного аппарата, выполненными в виде средней опоры, жестко закрепленной одним своим концом на соответствующем участке правой поверхности лонжерона, двух гидроцилиндров, закрепленных своими корпусами на соответствующих участках правой поверхности лонжерона и подсоединенных своими поршневой и над поршневой полостями к соответствующему выходу и к соответствующему входу управляемого маслонасоса, расположенного в корпусе летательного аппарата, верхних и нижних кинематических цепей, выполненных в виде пластин треугольной формы, последовательно и шарнирно соединенных одними своими соответствующими вершинами между собой и шарнирно подсоединенных соответствующими участками своих крайних левых сторон к концам штоков гидроцилиндров и стержней, шарнирно закрепленных одними своими соответствующими концами на соответствующих участках внешней поверхности средней опоры и шарнирно подсоединенных другими своими соответствующими концами к соответствующим вершинам пластин треугольной формы, при этом предлагаемое крыло летательного аппарата снабжено "N"-механизмами отклонения передней кромки крыла летательного аппарата, выполненными в виде треугольных и четырехугольных пластин, последовательно и шарнирно соединенных своими соответствующими вершинами между собой и шарнирно закрепленных одними своими правыми вершинами на соответствующих участках левой боковой поверхности лонжерона и другими своими левыми вершинами шарнирно закрепленных на переднем участке внутренней полости передней кромки крыла летательного аппарата, фигурных элипсообразных и фигурных трапециевидных пластин, шарнирно закрепленных своими отверстиями, выполненными на соответствующих участках поверхности фигурных элипсообразных и фигурных трапециевидных пластин, на соответствующих вершинах соответствующих треугольных и четырехугольных пластин и гидроцилиндра, закрепленного своим корпусом на соответствующем участке левой боковой поверхности лонжерона и подсоединенного своей поршневой и над поршневой полостями к соответствующему выходу и к соответствующему входу управляемого маслонасоса, расположенного в корпусе летательного аппарата, и концом своего штока к соответствующей вершине одной из шарнирно соединенных между собой трехугольных и четырехугольных пластин и "N"-механизмами отклонения задней кромки крыла летательного аппарата, выполненных в виде кулачкового механизма ("кулисы"), шарнирно закрепленного своей левой центральной частью на другом (правом) конце средней опоры средней части конструкции крыла летательного аппарата и соответствующими участками своей левой поверхности на соответствующих вершинах крайних правых пластин треугольной формы средней части конструкции крыла летательного аппарата, треугольных и четырехугольных пластин, последовательно и шарнирно соединенных одними своими соответствующими вершинами между собой и шарнирно закрепленных одними своими левыми вершинами на соответствующем участке левой боковой поверхности кулачкового механизма («кулисы») и на правых концах средней опоры средней части крыла летательного аппарата и другими своими правыми вершинами, шарнирно закрепленных на заднем участке внутренней полости задней кромки крыла летательного аппарата, фигурных трапециевидных и фигурных дугообразных пластин, шарнирно закрепленных своими отверстиями, выполненными на соответствующих участках поверхности фигурных трапециевидных и фигурных дугообразных пластин, на соответствующих вершинах соответствующих треугольных и четырехугольных пластин.
Введение "N"-механизмов отклонения передней кромки крыла летательного аппарата и "N"-механизмов отклонения задней кромки крыла летательного аппарата и их формы выполнения, как это указано выше, позволяют за счет подачи масла, с выхода управляемого маслонасоса, в поршневую полость гидроцилиндров, закрепленных на левой части поверхности лонжерона, и расположенных.во внутренней полости передней кромки крыла летательного аппарата, которые обеспечивают перемещение своих штоков и перемещение (влево) соответствующих шарнирно и последовательно соединенных между собой своими соответствующими вершинами треугольных и четырехугольных пластин, шарнирно закрепленных на соответствующих участках левой поверхности лонжерона, а следовательно обеспечивают и перемещение фигурных элипсообразных и фигурных трапециевидных пластин, шарнирно закрепленных своими отверстиями, выполненными на соответствующих участках поверхности фигурных элипсообразных и фигурных трапециевидных пластин, на соответствующих концах соответствующих треугольных и четырехугольных пластин, что, в конечном итоге, приводит к изменению формы гибкой обшивки передней кромки крыла летательного аппарата, а также, как и за счет подачи масла, с выхода управляемого маслонасоса, в поршневую полость гидроцилиндров, закрепленных на правой части поверхности лонжеронов, которые обеспечивают перемещение своих штоков и перемещение соответствующих верхних и нижних кинематических цепей, выполненных в виде пластин треугольной формы, последовательно и шарнирно соединенных между собой одними своими соответствующими вершинами и шарнирно подсоединенных соответствующими участками своих сторон к концам штоков гидроцилиндров средней части конструкции крыла летательного аппарата, и стержней, шарнирно закрепленных одними своими соответствующими концами на соответствующих участках внешней поверхности средних опор, закрепленных на соответствующих участках правой поверхности лонжерона, и шарнирно подсоединенных своими соответствующими концами к соответствующим вершинам пластин треугольной формы, правые вершины которых шарнирно закреплены на соответствующих участках левых поверхностей кулачковых механизмов ("качалок"), шарнирно закрепленных своими соответствующими участками левых поверхностей на других концах средних опор средней части конструкции крыла летательного аппарата и своими соответствующими участками правых поверхностей на соответствующих вершинах, шарнирно и последовательно соединенных своими соответствующими вершинами между собой треугольных и четырехугольных пластин, левыми концами закрепленных на правых концах средней опоры средней части крыла летательного аппарата, также шарнирно подсоединенных своими соответствующими вершинами к отверстиям, выполненными на соответствующих участках поверхностей фигурных трапециевидных и фигурных дугообразных пластин, что также приводит к увеличению и к изменению формы гибкой обшивки крыла летательного аппарата, за счет изменения положений и перемещений конструктивных элементов не только средней части конструкции крыла летательного аппарата, но и за счет изменения положений и перемещений конструктивных элементов задней кромки крыла летательного аппарата, что, в свою очередь, приводит к необходимому и оптимальному изменению, как кривизны так и толщины профиля крыла летательного аппарата в целом, обеспечивающих в процессе полета увеличение оптимальной подъемной силы летательного аппарата и снижение его скорости при посадке.
В чем и проявляется достижение технического результата, указанного выше.
Предлагаемое крыло летательного аппарата, поясняется нижеследующим описанием и чертежами, где на фиг. 1 изображена конструкция общего вида крыла летательного аппарата, на фиг. 2 изображена передняя кромка крыла летательного аппарата, на фиг 3. изображена средняя часть конструкции крыла летательного аппарата и на фиг. 4 изображена задняя кромка крыла летательного.
Предлагаемое крыло летательного аппарата содержит:
- переднюю кромку - 1 крыла летательного аппарата;
- среднюю часть конструкции - 2 крыла летательного аппарата, закрепленную соответствующими участками своей (левой) поверхности на соответствующем (правом) участке передней кромки - 1 крыла летательного аппарата;
- заднюю кромку - 3 крыла летательного аппарата, закрепленную соответствующими участками своей (левой) поверхности на соответствующем (правом) участке средней части конструкции - 2 крыла летательного аппарата;
- гибкую обшивку - 4, расположенную на соответствующих участках передней кромки - 1 крыла, средней части конструкции - 2 крыла и задней кромки - 3 крыла летательного аппарата;
- лонжерон - 5, выполненный, например, в виде двутавровой балки, расположенной по размаху крыла летательного аппарата;
- "N"-механизмов отклонения передней кромки крыла летательного аппарата (см. фиг. 2), каждый из которых выполнен в виде треугольных и четырехугольных пластин - 6, последовательно и шарнирно соединенных своими соответствующими вершинами между собой и шарнирно закрепленных одними своими правыми вершинами на соответствующих участках левой боковой поверхности лонжерона - 5 и другими своими левыми вершинами шарнирно закрепленных на переднем участке внутренней полости передней кромки - 1 крыла летательного аппарата, фигурной элипсообразной - 7, фигурной трапециевидной - 8 пластин, шарнирно закрепленных своими отверстиями, выполненными на соответствующих участках поверхности фигурных элипсообразных - 7 и фигурных трапециевидных - 8 пластин, на соответствующих участках треугольных и четырехугольных пластин - 6 и гидроцилиндра - 9, закрепленного своим корпусом на соответствующем участке передней левой поверхности лонжерона - 5 и подсоединенного своими поршневой и над поршневой полостями к соответствующему выходу и к соответствующему входу управляемого маслонасоса, расположенного в корпусе летательного аппарата (управляемый маслонасос на чертеже не представлен и не обозначен) и подсоединенного концом своего штока - 10 к соответствующей вершине одной из шарнирно соединенных между собой треугольных и четырехугольных пластин - 6;
- "N"-механизмов изменения толщины профиля среднего участка крыла летательного аппарата (см. фиг. 3), каждый из которых выполнен в виде средней опоры - 11, жестко закрепленной одним своим концом на соответствующем участке задней (правой) поверхности лонжерона - 5, двух гидроцилиндров - 12; 13, закрепленных своими корпусами на соответствующих участках задней (правой) поверхности лонжерона - 5 и подсоединенных своими поршневой и над поршневой полостями к соответствующему выходу и к соответствующему входу управляемого маслонасоса, расположенного в корпусе летательного аппарата (управляемый маслонасос на чертеже не представлен и не обозначен), верхних и нижних кинематических цепей, выполненных в виде пластин - 14; 15 треугольной формы, последовательно и шарнирно соединенных одними своими соответствующими вершинами между собой и шарнирно подсоединенных соответствующими участками своих сторон к концам штоков - 16; 17, гидроцилиндров - 12; 13, стержней - 18; 19, шарнирно закрепленных одними своими соответствующими концами на соответствующих участках внешней поверхности средней опоры - 11 и шарнирно подсоединенных другими своими соответствующими концами к соответствующим вершинам пластин - 14; 15 треугольной формы;
- "N"-механизмов отклонения задней кромки крыла летательного аппарата, (см. фиг. 4), каждый из которых выполнен в виде кулачкового механизма - 20 («кулисы»), шарнирно закрепленного своей центральной (левой) частью на другом (правом) конце средней опоры - 11 средней части - 2 крыла летательного аппарата и соответствующими участками своей левой поверхности на соответствующих вершинах крайних правых пластин - 14; 15 треугольной формы средней части конструкции - 2 крыла летательного аппарата, треугольных и четырехугольных пластин - 21, последовательно и шарнирно соединенных одними своими соответствующими вершинами между собой и шарнирно закрепленных одними своими левыми вершинами на соответствующем участке левой боковой поверхности кулачкового механизма - 20 («кулисы») и на правых концах средней опоры средней части крыла летательного аппарата и другими своими правыми вершинами, шарнирно закрепленных на заднем участке внутренней полости задней кромки - 3 крыла летательного аппарата, фигурных трапециевидных - 22; 23; 24 и фигурных дугообразных - 25 пластин, шарнирно закрепленных своими отверстиями, выполненными на соответствующих участках поверхности фигурных трапециевидных - 22; 23; 24 и фигурных дугообразных - 25 пластин, на соответствующих концах соответствующих треугольных и четырехугольных пластин - 21.
Предлагаемое крыло летательного аппарата функционирует следующим образом.
При подаче масла с выхода управляемого маслонасоса в поршневую полость гидроцилиндров - 9, которые своими штоками - 10 осуществляют перемещение, последовательно и шарнирно соединенные своими соответствующими вершинами между собой треугольные и четырехугольные пластины - 6, а также осуществляют перемещение фигурных элипсообразных - 7 и фигурных трапециевидных - 8 пластин, что, к конечном итоге, приводит к изменению формы гибкой обшивки - 4 передней кромки - 1 крыла летательного аппарата.
При подачи масла с выхода управляемого маслонасоса в поршневую полость гидроцилиндров - 12; 13, которые своими штоками - 16; 17 осуществляют перемещение верхних и нижних пластин - 14; 15 треугольной формы, изменяя форму гибкой обшивки - 4 средней кромки - 2 крыла летательного аппарата, и воздействуя правым концом средней опоры - 11, приводят в движение кулачковые механизмы - 20, которые, в свою очередь, приводят к перемещению, последовательно и шарнирно соединенные между собой треугольные и четырехугольные пластины - 21, а также приводят к перемещению фигурные трапециевидные - 22; 23; 24 и фигурные дугообразные - 25 пластины, что обеспечивает изменение формы гибкой обшивки - 4 задней кромки - 3 крыла летательного аппарата, а в целом, в процессе полета летательного аппарата обеспечивает оптимальные изменения, как кривизны, так и толщины профиля крыла летательного аппарата в целом, а также обеспечивает в процессе полета увеличение подъемной силы летательного аппарата и значительное снижение посадочной скорости.