RU166828U1 - Крыло летательного аппарата - Google Patents
Крыло летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU166828U1 RU166828U1 RU2015156578/11U RU2015156578U RU166828U1 RU 166828 U1 RU166828 U1 RU 166828U1 RU 2015156578/11 U RU2015156578/11 U RU 2015156578/11U RU 2015156578 U RU2015156578 U RU 2015156578U RU 166828 U1 RU166828 U1 RU 166828U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- wing
- plates
- vertices
- fixed
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
- B64C3/44—Varying camber
- B64C3/48—Varying camber by relatively-movable parts of wing structures
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T74/00—Machine element or mechanism
- Y10T74/22—Miscellaneous
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)
Abstract
Крыло летательного аппарата, содержащие переднюю кромку крыла летательного аппарата, среднюю часть конструкции крыла летательного аппарата, закрепленную своими соответствующими участками на соответствующих участках передней кромки крыла летательного аппарата, заднюю кромку крыла летательного аппарата, закрепленную своими соответствующими участками на соответствующих 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, установленной по размаху крыла летательного аппарата, “N”-механизмов изменения толщины профиля среднего участка конструкции крыла летательного аппарата, выполненных 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 надпоршневой 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
Description
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.
Claims (1)
- Крыло летательного аппарата, содержащие переднюю кромку крыла летательного аппарата, среднюю часть конструкции крыла летательного аппарата, закрепленную своими соответствующими участками на соответствующих участках передней кромки крыла летательного аппарата, заднюю кромку крыла летательного аппарата, закрепленную своими соответствующими участками на соответствующих 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, установленной по размаху крыла летательного аппарата, “N”-механизмов изменения толщины профиля среднего участка конструкции крыла летательного аппарата, выполненных 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 надпоршневой 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, отличающееся тем, что оно снабжено “N” - механизмами отклонения передней кромки крыла летательного аппарата, выполненных 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 трапециевидных эллипсообразных и фигурных пластин, шарнирно закрепленных своими отверстиями, выполненными на соответствующих участках поверхности фигурных эллипсообразных и фигурных трапециевидных пластин, на соответствующих вершинах соответствующих треугольных и четырехугольных пластин и гидроцилиндра, закрепленного своим корпусом на соответствующем участке левой поверхности лонжерона и подсоединенного своей поршневой и надпоршневой 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 треугольных и четырехугольных пластин и “N” - механизмами отклонения задней кромки крыла летательного аппарата, выполненными в виде кулачкового механизма с кулисой, шарнирно закрепленного своей левой центральной частью на другом 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 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 фигурной дугообразных пластин, шарнирно закрепленных своими отверстиями, выполненными на соответствующих участках поверхности фигурных трапециевидных и фигурной дугообразной пластин, на соответствующих вершинах соответствующих треугольных и четырехугольных пластин.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015156578/11U RU166828U1 (ru) | 2015-12-28 | 2015-12-28 | Крыло летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015156578/11U RU166828U1 (ru) | 2015-12-28 | 2015-12-28 | Крыло летательного аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU166828U1 true RU166828U1 (ru) | 2016-12-10 |
Family
ID=57792958
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015156578/11U RU166828U1 (ru) | 2015-12-28 | 2015-12-28 | Крыло летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU166828U1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2657062C1 (ru) * | 2017-07-06 | 2018-06-08 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Адаптивная аэродинамическая поверхность |
| CN111959746A (zh) * | 2020-08-31 | 2020-11-20 | 哈尔滨工业大学 | 一种平行连杆式变形翼骨架 |
-
2015
- 2015-12-28 RU RU2015156578/11U patent/RU166828U1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2657062C1 (ru) * | 2017-07-06 | 2018-06-08 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Адаптивная аэродинамическая поверхность |
| CN111959746A (zh) * | 2020-08-31 | 2020-11-20 | 哈尔滨工业大学 | 一种平行连杆式变形翼骨架 |
| CN111959746B (zh) * | 2020-08-31 | 2022-10-11 | 哈尔滨工业大学 | 一种平行连杆式变形翼骨架 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109515683B (zh) | 一种可变弦长和弯度的变形机翼 | |
| CN104487342B (zh) | 用于飞机的变形机翼 | |
| CN106275388B (zh) | 一种基于平面连杆闭环单元的含复铰可变形机翼后缘机构 | |
| US4189121A (en) | Variable twist leading edge flap | |
| EP2104628B1 (en) | A leading edge structure for an aerofoil | |
| CN104176238A (zh) | 一种高精度轻质可控伸缩翼机构 | |
| US2650047A (en) | Variable camber wing | |
| RU166828U1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
| ITMI20080369A1 (it) | Deformazione di un profilo nell'esempio della pala di un rotore | |
| CN111409816B (zh) | 一种变弯度机翼前缘结构 | |
| US20060022085A1 (en) | Device and method of control of fixed and variable geometry rhomboid wings | |
| BR102017023917A2 (pt) | remoção de controle de desvio de flap de asa | |
| CN204937478U (zh) | 一种具有可伸缩鸭翼的超音速巡航飞机 | |
| CN104176237B (zh) | 可变形机翼装置以及应用其的飞机 | |
| US20160368611A1 (en) | Movable pylon | |
| CN105966600A (zh) | 一种可连续变形阻力方向舵 | |
| US2749060A (en) | Airplane wing | |
| EP2886450A1 (en) | Aircraft control surface | |
| RU2557581C1 (ru) | Адаптивное крыло | |
| RU2706678C1 (ru) | Адаптивная аэродинамическая структура и крыло летательного аппарата на ее основе | |
| RU2819456C1 (ru) | Адаптивное крыло | |
| RU2615030C2 (ru) | Упруго изгибающееся крыло махолета и махолет | |
| RU142977U1 (ru) | Адаптивное крыло | |
| CN111361723B (zh) | 连接于民用飞机机身下方的整流罩组件 | |
| CN112173067A (zh) | 一种航天飞行器 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20161017 |