КРЫЛО САМОЛЕТА

Полезная модель относится к области авиастроения и может быть использована в конструкции крыльев самолетов.
Известно устройство увеличения подъемной силы крыла (заявка №2002100096 от 11 08.01.02).
В устройстве имеются несколько похожих существенных признаков - отверстия, по меньшей мере, с одним каналом, (в предлагаемой заявке имеются перфорационные отверстия) и расположение этих отверстий в несколько рядов. Однако в рассматриваемом устройстве отверстия соединены каналом с компрессором или вентилятором газотурбинного двигателя и образуют входное сечение воздухозаборника указанного двигателя. А в предлагаемой заявке перфорационные отверстия соединены с глухими цилиндрическими полостями, выполненными на поверхности крыла самолета, расположены равномерно по всей поверхности крыла и имеют круглую форму, а не форму щелей, как в указанном патенте. Положительный эффект также отличен: в указанном аналоге - это увеличение подъемной силы крыла, а в предлагаемой заявке - снижение сопротивления трения. Таким образом, предлагаемое в заявке крыло самолета отличается от рассмотренного в аналоге конструкцией, размерами, принципом действия и назначением. Следовательно, конструктивные особенности, назначение крыла самолета и технический результат, совершенно различны.
Сущность полезной модели заключается в следующем: для улучшения характеристик самолета желательным является снижение сопротивления трения, которое возникает при его движении в воздушной среде, особенно со сверхзвуковой скоростью. Все возможности аэродинамики уже исчерпаны: форма корпуса, крыльев и др. Поэтому внимание исследователей теперь сосредоточилось на более тонких эффектах: применяются либо покрытия, либо меняется конструкция самой поверхности крыла самолета, что и рассматривается в предлагаемой заявке.
Технический результат - снижение сопротивления трения крыла самолета.
Указанный технический результат при осуществлении полезной модели достигается тем, что в известном крыле, принятом за прототип, увеличение подъемной силы крыла происходит с помощью отверстий, расположенных в несколько рядов, соединенных каналом с компрессором или вентилятором газотурбинного двигателя и образующих входное сечение воздухозаборника указанного двигателя.
Особенность заключается в том, что на поверхности крыла летательного аппарата по всей площади предлагается сделать глухие цилиндрические полости. Сверху полости должны закрываться пластинкой с перфорационными отверстиями. Этим достигается снижение интенсивности турбулентного переноса в пограничном слое воздушного потока и ламинаризация течения, и, следовательно, снижение сопротивления трения.
Включение в совокупность существенных признаков, характеризующих крылья самолетов, позволяет затянуть переход ламинарного режима течения к турбулентному в пограничном слое потока на поверхности крыла самолета, что снижает сопротивление трения. Это даст возможность снизить расход топлива самолета.
На чертеже представлена схема поверхности крыла самолета:
Поверхность крыла самолета содержит: глухие цилиндрические полости 1, перфорационные отверстия 2, пластинку 3, отверстия 4, канал 5.
Сведения, подтверждающие возможность осуществления полезной модели с получением вышеуказанного технического результата, заключаются в следующем. Крыло самолета содержит глухие цилиндрические полости 1 на поверхности крыла по всей площади поверхности, сообщающиеся с перфорационными отверстиями 2 в пластинке 3, отверстия 4, расположенные в несколько рядов, которые соединены каналом 5 с компрессором или вентилятором газотурбинного двигателя и образующие входное сечение воздухозаборника указанного двигателя. Через отверстия 4 часть воздуха отбирается с поверхности крыла и по каналу 5 этот воздух подается к компрессору или вентилятору газотурбинного двигателя. Перфорационные отверстия 2 в пластинке 3 расположены со стороны потока. При помощи глухих цилиндрических полостей 1, сообщающихся через перфорационные отверстия 2 в пластинке 3 с потоком воздуха, обтекающего крыло самолета, достигается эффект, способствующий гашению турбулентных пульсаций в пограничном слое потока. Поток сообщается с глухой цилиндрической полостью 1 через перфорационное отверстие 2 в пластинке 3, при этом избыточное давление турбулентного моля стравливается в полость, что и способствует гашению турбулентных пульсаций. Таким образом, пограничный слой около поверхности ламинаризируется и сопротивление трения снижается.
Работа крыла самолета осуществляется следующим образом. При движении самолета поток воздуха обтекает крыло самолета. Отверстия 4 отбирают воздух с поверхности крыла самолета и подают этот воздух по каналу 5 к компрессору или вентилятору газотурбинного двигателя, за счет чего увеличивается подъемная сила крыла. Глухие цилиндрические полости 1, сообщаются через перфорационные отверстия 2 в пластинке 3 с потоком, обтекающим поверхность крыла самолета и гасят турбулентные пульсации. В результате этого затягивается переход ламинарного режима течения в турбулентный в пограничном слое потока на всей поверхности крыла самолета, что приводит к снижению сопротивления трения. Это даст возможность улучшить характеристики самолета и снизить расход топлива.
Кроме того, количество перфорационных отверстий, сообщающихся с каждой полостью, зависит от объема демпфирующей полости.