RU160161U1 - Крыло самолета - Google Patents
Крыло самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU160161U1 RU160161U1 RU2015113904/11U RU2015113904U RU160161U1 RU 160161 U1 RU160161 U1 RU 160161U1 RU 2015113904/11 U RU2015113904/11 U RU 2015113904/11U RU 2015113904 U RU2015113904 U RU 2015113904U RU 160161 U1 RU160161 U1 RU 160161U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- consoles
- angle
- aircraft
- center
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- General Details Of Gearings (AREA)
Abstract
Трапециевидное крыло большого удлинения, установленное на фюзеляже в положении "высокоплан", состоящее из центроплана и консолей, размах которых составляет 65÷80% размаха крыла, с основными стойками шасси в стыке центроплана и консолей, отличающееся тем, что, с целью увеличения поперечной устойчивости и уменьшения массы конструкции летательного аппарата, крыло установлено под углом V-образности Ψ, равным -2÷5°, при этом центроплан выполнен жестким, а консоли - гибкими, с возможностью изгиба до положительного угла поперечного V, равногоΨ= по модулю (0,2÷1,0) Ψ,где Ψ- угол V-образности изогнутого крыла;Ψ- угол V-образности прямого (не изогнутого) крыла.
Description
Известен летательный аппарат, содержащий: фюзеляж; трапециевидное крыло большого удлинения, установленное на фюзеляже в положении «высокоплан», состоящее из центроплана и консолей; трехопорное шасси, основные стойки которого установлены под крылом в месте стыка центроплана и консолей (самолеты Ан-24; Ан-28; Ан-30). Нулевая V-образность основной части консолей крыла обеспечивает удовлетворительную поперечную устойчивость самолета.
Недостатком этих схем является большая высота стоек основных опор шасси и, как следствие, их повышенная масса.
Известен летательный аппарат, содержащий: фюзеляж; трапециевидное крыло большого удлинения, установленное на фюзеляже в положении «высокоплан», состоящее из центроплана и консолей; трехопорное шасси, основные стойки которого установлены под крылом в месте стыка центроплана и консолей (самолеты М-17; М-55). За счет отрицательной V-образности, стойки основных опор шасси имеют меньшую высоту и, как следствие, меньшую массу.
Недостатком этих схем является низкая, а порой и отрицательная поперечная устойчивость самолета.
Задача, которую решает предложенная полезная модель, состоит в обеспечении поперечной устойчивости летательного аппарата при одновременном уменьшении его массы, то есть повышении весового совершенства и улучшения его летно-технические характеристик.
При этом достигаются следующие технические результаты:
- уменьшается масса основных стоек шасси и летательного аппарата в целом;
- улучшается поперечная устойчивость;
- улучшаются летно-технические характеристики аппарата.
Технические результаты достигаются следующим способом:
- масса основных стоек шасси, установленных на крыле в стыке консолей с центропланом, уменьшается за счет уменьшения их высоты при отрицательной V-образности центроплана;
- поперечная устойчивость достигается за счет упругости консолей, которые под действием скоростного напора уже на этапе разбега летательного аппарата изгибаются и приобретают положительную V-образность (А.К. Мартынов. «Прикладная аэродинамика». Машиностроение, Москва, 1972 г., стр. 432).
- летно-технические характеристики летательного аппарата улучшаются за счет уменьшения его массы и улучшения поперечной устойчивости.
Делать изначально изогнутое крыло технологически очень сложно, а делать крыло W-образным - значит ухудшить аэродинамические характеристики летательного аппарата.
На фиг. 1 показаны характеристики поперечной устойчивости летательного аппарата в виде зависимости поперечного момента mx от угла скольжения β с прямым жестким и гибким крылом, полученные экспериментально при испытаниях модели летательного аппарата в аэродинамической трубе.
На фиг. 2 изображена схема летательного аппарата, содержащего: фюзеляж 1, центроплан крыла 2, консоли крыла 3 (положение консолей крыла показано при нахождении летательного аппарата на стоянке), носовую стойку шасси 4 и основные стойки шасси 5, установленные в стыке консолей с центропланом.
На фиг. 3 показано положение консолей крыла 3 летательного аппарата в полете.
Уменьшение массы конструкции летательного аппарата происходит вследствие уменьшения высоты основных опор шасси, уменьшения нагрузки на конструкцию основных опор шасси и уменьшение ниши шасси.
На примере самолета Ан-24 с взлетной массой 21 тонна и высотой основных стоек шасси 3000 мм можно вычислить, что при придании центроплану угла поперечной V-образности - 5°, высота стоек основных опор шасси уменьшается на 350 мм (с 3000 мм до 2650 мм). По методике, изложенной в книге А.А. Бадягин, О.М. Егер и др. «Проектирование самолетов», Машиностроение, 1972 г., стр. 419 можно рассчитать, что вес основных опор шасси при этом уменьшится с 405,9 кг до 361,8 кг, т.е. на 44,1 кг.
Claims (1)
- Трапециевидное крыло большого удлинения, установленное на фюзеляже в положении "высокоплан", состоящее из центроплана и консолей, размах которых составляет 65÷80% размаха крыла, с основными стойками шасси в стыке центроплана и консолей, отличающееся тем, что, с целью увеличения поперечной устойчивости и уменьшения массы конструкции летательного аппарата, крыло установлено под углом V-образности Ψ, равным -2÷5°, при этом центроплан выполнен жестким, а консоли - гибкими, с возможностью изгиба до положительного угла поперечного V, равногоΨиз= по модулю (0,2÷1,0) Ψпрям,где Ψиз - угол V-образности изогнутого крыла;
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015113904/11U RU160161U1 (ru) | 2015-04-15 | 2015-04-15 | Крыло самолета |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015113904/11U RU160161U1 (ru) | 2015-04-15 | 2015-04-15 | Крыло самолета |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU160161U1 true RU160161U1 (ru) | 2016-03-10 |
Family
ID=55660590
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015113904/11U RU160161U1 (ru) | 2015-04-15 | 2015-04-15 | Крыло самолета |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU160161U1 (ru) |
-
2015
- 2015-04-15 RU RU2015113904/11U patent/RU160161U1/ru not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9637226B2 (en) | Split winglet system | |
US8186619B2 (en) | Airplane engine pylon comprising at least one protruding element to generate a vortex of the airflow | |
US9334045B2 (en) | Aerodynamic structure with non-uniformly spaced shock bumps | |
KR20190039707A (ko) | 항공기 날개 | |
EP2490934B1 (en) | Aircraft horizontal stabiliser fitted with leading-edge strake | |
US8302912B2 (en) | Shock bump | |
RU2609623C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
EP2987728B1 (en) | Airplane suspension cowling structure with wing-mounted arrangement | |
RU160161U1 (ru) | Крыло самолета | |
US2898059A (en) | Fuselage shaping to reduce the strength of the initial shock wave on lifting airplane wings | |
CN109263855B (zh) | 一种采用后缘支撑翼的超大展弦比飞行器气动布局 | |
Traub | Experimental investigation of annular wing aerodynamics | |
BR9912513A (pt) | Ponta de asa espiral e cilìndrica | |
RU65861U1 (ru) | Законцовка лопасти винта | |
US10988233B2 (en) | Wing and aircraft | |
CN205113688U (zh) | 一种减小飞机最小操纵速度的结构 | |
CN110758665A (zh) | 一种加装翼稍小翼的船舶减摇鳍及其减摇方法 | |
RU2615585C1 (ru) | Концевое устройство крыла самолета-амфибии или гидросамолета | |
Muthusamy et al. | Comparative Analysis on Winglets Fitted on Aircraft Model | |
CN204250359U (zh) | 一种固定翼航测无人机尾翼 | |
Traub et al. | Effects of wing-tip strakes on a sheared-tip wing | |
RU2495787C1 (ru) | Законцовка крыла летательного аппарата | |
WO2011089458A2 (en) | Airplane with aerodynamic stall-prevention layout and pertinent longitudinal stability arrangement | |
RU2724015C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU2637233C1 (ru) | Законцовка крыла летательного аппарата |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20160416 |