RU2190557C2 - Самолет с пластинчатым крылом - Google Patents

Самолет с пластинчатым крылом Download PDF

Info

Publication number
RU2190557C2
RU2190557C2 RU2000116387A RU2000116387A RU2190557C2 RU 2190557 C2 RU2190557 C2 RU 2190557C2 RU 2000116387 A RU2000116387 A RU 2000116387A RU 2000116387 A RU2000116387 A RU 2000116387A RU 2190557 C2 RU2190557 C2 RU 2190557C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
aircraft
plate
wings
fuselage
Prior art date
Application number
RU2000116387A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2000116387A (ru
Inventor
В.С. Григорчук
Original Assignee
Григорчук Владимир Степанович
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Григорчук Владимир Степанович filed Critical Григорчук Владимир Степанович
Priority to RU2000116387A priority Critical patent/RU2190557C2/ru
Publication of RU2000116387A publication Critical patent/RU2000116387A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2190557C2 publication Critical patent/RU2190557C2/ru

Links

Images

Landscapes

  • Toys (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

Изобретение относится к авиастроению и касается создания самолетов с пластинчатыми крыльями. Самолет с пластинчатым крылом содержит фюзеляж. В задней части фюзеляжа размещен реактивный двигатель. Самолет имеет два полукрыла, посадочное устройство, а также вертикальный и горизонтальный стабилизаторы с рулями направления и высоты. Каждое полукрыло выполнено в форме пластины, равномерной по профилю, заостренной спереди и имеющей сзади закрылок и элерон. Кроме того, на верхней поверхности пластины установлены продольные ребра, образующие горизонтальные волнообразные каналы. Ширина канала равна радиусу окружности, образующей кривизну канала. Оба полукрыла закреплены на фюзеляже под нулевым углом атаки. Технический результат реализации изобретения заключается в повышении эксплуатационных качеств самолета. 11 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к области авиации и может найти применение в качестве воздушного транспортного средства,
Известен самолет МиГ - 3, винтомоторный моноплан, выполненный по низкопланной схеме и содержащий фюзеляж, в передней части которого размещен двигатель, крыло, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, посадочное шасси с хвостовым колесом. Мощность двигателя 993 кВт, площадь крыла 17,44 м., размах крыла 10,2 м. Взлетная масса 3,355 т, максимальная скорость полета 615 км/ч /Авиация, энциклопедия, гл. ред. Г. П. Свищев, Большая Российская энциклопедия. Центральный аэрогидродинамический институт им Н.Е. Жуковского, М., 1994, с. 346-347/.
Недостатками известного самолета МиГ-3 являются небольшая подъемная сила крыла, малая грузоподъемность, большой расход топлива, небольшая дальность полета.
Указанные недостатки обусловлены конструкцией самолета.
Известен также реактивный самолет Як - 15, выполненный по низкопланной схеме, содержащий фюзеляж, в передней нижней части которого установлен реактивный двигатель, к которому прикреплено крыло ромбовидной формы со скругленными законцовками, вертикальный и горизонтальный стабилизаторы с рулями направления и высоты, посадочное шасси с задним опорным колесом. Длина самолета 8,7 м, размах крыла 9,2 м, площадь крыла 14,85 м2, тяга двигателя 8,83 кН, взлетный вес 2,634 т, масса пустого самолета 1,918 т, максимальная скорость полета 815 км/ч, дальность полета 515 км /там же, с. 678-683/.
Самолет Як-15, как наиболее близкий по технической сущности и достигаемому полезному результату, принят за прототип.
Недостатки самолета Як-15, принятого за прототип, те же.
Указанные недостатки обусловлены конструкцией самолета.
Целью настоящего изобретения является повышение эксплуатационных качеств самолета.
Указанная цель согласно изобретению обеспечивается тем, что крыло аэродинамического профиля заменено пластинчатым крылом, представляющим в плане трапецию с продольным удлинением, каждое полукрыло которого выполнено в форме пластины равномерной по профилю, заостренной спереди, имеющей сзади закрылок и элерон, кроме того, на верхней поверхности пластины установлены продольные ребра, образующие горизонтальные волнообразные каналы, причем ширина канала равна радиусу окружности, образующей кривизну канала, а полукрылья закреплены на фюзеляже под нулевым углом атаки.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид самолета с пластинчатым крылом, на фиг.2 - вид спереди на самолет с пластинчатым крылом, на фиг.3 - вид сверху на самолет с пластинчатым крылом, на фиг. 4 - общий вид пластинчатого полукрыла, на фиг.5 - вид спереди на пластинчатое полукрыло, на фиг.6 - вид снизу на левое пластинчатое полукрыло, на фиг.7 - вид снизу на правое пластинчатое полукрыло, на фиг.8 - вид сверху на правое пластинчатое полукрыло, на фиг.9 - вид сверху на левое пластинчатое полукрыло, на фиг.10 - схема образования волнового канала на верхней поверхности полукрыла, на фиг.11 - схема создания подъемной силы на пластинчатом крыле.
Предлагаемый самолет с пластинчатым крылом содержит сигарообразный фюзеляж 1, имеющий пилотское и грузопассажирское отделения. В задней части размещен реактивный двигатель 2, имеющий воздухозаборник 3, выше которого установлены вертикальный стабилизатор 4 с рулем направления 5 и горизонтальные стабилизаторы 6,7 с рулями высоты 8,9. Планер самолета выполнен по типу среднеплана с крылом, представляющим в плане трапецию с продольным удлинением. Крыло состоит из двух полукрыльев 10, 11 с закрылками 12,13 и элеронами 14,15. Каждое полукрыло представляет собой пластину, равномерную по профилю, заостренную спереди. Нижняя поверхность пластины ровная и гладкая, а на верхней такой же поверхности установлены продольные ребра 16, образующие горизонтальные волнообразные каналы 17, причем ширина l каждого из волнообразных каналов равна радиусу r окружности, образующей волны. Оба полукрыла закреплены на фюзеляже под нулевым углом атаки. Остальные узлы самолета выполнены без особенностей. На фиг. 10 точками 18 и 19 обозначены пути, проходимые верхним и нижним воздушными потоками при обтекании полукрыла. В нижней части самолета размещено посадочное шасси с передним опорным колесом. По продольным краям каждого полукрыла установлены фигурные профили 20, равные по высоте ребрам.
Работа самолета с пластинчатым крылом.
После осмотра самолета и проверки работы всех узлов и систем производится запуск реактивного двигателя 2. Самолет выруливает на взлетную полосу и начинает разбег. Как только скорость самолета достигнет необходимой величины подъемная сила Ру уравновешивает вес самолета и он отрывается от взлетной полосы, после чего производится набор высоты. Создание подъемной силы на полукрыльях 10,11 происходит следующим образом. При обтекании полукрыла воздушным потоком V последний делится на две части фиг. 11. Одна часть воздушного потока обтекает нижнюю поверхность полукрыла и в результате этого давление на нижнюю поверхность меньше, чем давление окружающего воздуха. В результате возникает сила F, приложенная к нижней поверхности полукрыла, вектор которой направлен вниз. Другая часть воздушного потока, обтекая верхнюю поверхность полукрыла и двигаясь по волнообразным каналам, преодолевает путь значительно больший, чем путь, проходимый по прямой воздушным потоком, движущимся по нижней поверхности. Это видно на фиг.10. Путь, проходимый воздушным потоком между двумя точками 18 и 19 по нижней поверхности полукрыла (прямая линия), меньше пути, проходимого воздушным потоком по горизонтальному волнообразному каналу 17 (волнистая линия) между этими же точками. Если измерить обе линии, то окажется, что путь, проходимый воздушным потоком по волнообразному каналу 17 на длине, образованной тремя волнами (фиг.10) на 15,8% больше, чем путь, проходимый воздушным потоком по прямой на нижней поверхности полукрыла. И эта разница растет с увеличением количества волн, расположенных на длине хорды, и может достигать 50-60%, в отличие от обычного крыла с аэродинамическим профилем, где эта разница очень незначительна. Следовательно, скорость воздушного потока по волнообразным каналам будет намного больше, чем скорость воздушного потока по нижней поверхности полукрыльев. Если бы скорость движения обоих воздушных потоков была бы одинаковой, то воздушный поток, движущийся по нижней поверхности, приходил бы к концу полукрыла быстрее, чем воздушный поток, движущийся по верхней поверхности и в конце верхней поверхности создавался бы вакуум, что невозможно. Воздушный поток обтекает верхнюю поверхность полукрыла и в результате давление воздуха на верхнюю поверхность полукрыла меньше, чем давление окружающего воздуха. При этом возникает сила F1, приложенная к верхней поверхности, вектор которой направлен вверх.
Но так, как скорость движения воздушного потока по верхней поверхности полукрыла значительно больше, чем скорость движения воздушного потока по нижней поверхности полукрыла, то давление воздуха на верхнюю поверхность полукрыла значительно меньше давления на нижнюю поверхность полукрыла. Разность этих давлений и является подъемной силой Ру, вектор которой направлен вверх, уравновешивает вес самолета и отрывает его от взлетной полосы. Чем больше количество волн, укладывающихся на длине хорды полукрыла, тем больший путь проходит воздушный поток по верхней поверхности, тем больше скорость его движения, тем меньше давление воздуха на верхнюю поверхность и тем больше подъемная сила полукрыла. Наиболее выгодный режим работы пластинчатого крыла при угле атаки, равном нулю. В этом случае воздушный поток равномерно распределяется по поверхности волнообразного канала. При установке полукрыльев под некотором углом атаки возможно уменьшение подъемной силы вследствие подъема воздушного потока над поверхностью волнообразного канала, выхода его за ребра 16 и переход его движения на прямолинейное. Что приведет к уменьшению скорости движения воздушного потока по верхней поверхности полукрыльев и снижению подъемной силы. Для уменьшения сопротивления неполные волнообразные каналы по краям полукрыльев заполнены фигурными профилями 20, равными по высоте ребрам 16. Управление самолетом с пластинчатым крылом в полете ничем не отличается от управления обычным самолетом.
Положительный эффект: большая грузоподъемность, более высокая подъемная сила крыла, повышенная прочность планера из-за меньшего удлинения крыла, экономия металла.

Claims (1)

  1. Самолет с пластинчатым крылом, содержащий фюзеляж, в задней части которого размещен реактивный двигатель, имеющий два полукрыла, посадочное устройство, вертикальный и горизонтальный стабилизаторы с рулями направления и высоты, отличающийся тем, что каждое полукрыло выполнено в форме пластины, равномерной по профилю, заостренной спереди и имеющей сзади закрылок и элерон, кроме того, на верхней поверхности пластины установлены продольные ребра, образующие горизонтальные волнообразные каналы, причем ширина канала равна радиусу окружности, образующей кривизну канала, а оба полукрыла закреплены на фюзеляже под нулевым углом атаки.
RU2000116387A 2000-06-21 2000-06-21 Самолет с пластинчатым крылом RU2190557C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2000116387A RU2190557C2 (ru) 2000-06-21 2000-06-21 Самолет с пластинчатым крылом

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2000116387A RU2190557C2 (ru) 2000-06-21 2000-06-21 Самолет с пластинчатым крылом

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2000116387A RU2000116387A (ru) 2002-05-10
RU2190557C2 true RU2190557C2 (ru) 2002-10-10

Family

ID=20236670

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2000116387A RU2190557C2 (ru) 2000-06-21 2000-06-21 Самолет с пластинчатым крылом

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2190557C2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7334756B2 (en) * 2002-07-22 2008-02-26 Rollan Gurgenovich Martirosov Ground-effect craft and method for the cruising flight thereof
RU2601093C1 (ru) * 2015-07-08 2016-10-27 Владимир Васильевич Ликсудеев Крыло самолета

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7334756B2 (en) * 2002-07-22 2008-02-26 Rollan Gurgenovich Martirosov Ground-effect craft and method for the cruising flight thereof
RU2601093C1 (ru) * 2015-07-08 2016-10-27 Владимир Васильевич Ликсудеев Крыло самолета

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6923403B1 (en) Tailed flying wing aircraft
US8657226B1 (en) Efficient control and stall prevention in advanced configuration aircraft
US9545993B2 (en) Aircraft stability and efficient control through induced drag reduction
US4828204A (en) Supersonic airplane
US5842666A (en) Laminar supersonic transport aircraft
CN206318014U (zh) 一种机翼尾缘及具有其的飞翼式飞机
EP2757039B1 (en) Fuselage and method for reducing drag
US4030688A (en) Aircraft structures
US2910254A (en) Boundary layer control apparatus relating to aircraft
US10640212B1 (en) Double wing aircraft
US20070170309A1 (en) Flight device (aircraft) with a lift-generating fuselage
US4033526A (en) Aerodynamic flow body
US1773280A (en) Aircraft
US20100200698A1 (en) Fuselage and a method for redesigning it
US5277383A (en) Amphibian aircraft
US2511502A (en) Tailless airplane
US3652035A (en) Channel tail aircraft
CN110626504A (zh) 翼身融合飞机
RU2190557C2 (ru) Самолет с пластинчатым крылом
EP0596131B1 (en) Flying vehicle
US20180170508A1 (en) Lift generating fuselage for aircraft
US4440361A (en) Aircraft structure
WO2011129721A1 (ru) Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления
EP0221204B1 (en) Supersonic airplane
US10654556B2 (en) VTOL aircraft with wings

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20100622