Пристрій змінювання кривини профілю крила

Изобретение относится к средствам механизации крыла летательных аппаратов и может быть использовано в отраслях народного хозяйства для управления аэрогидродинамическими методами устройствами, находящимися в газовой или жидкостной среде, промышленном и гражданском строительстве, сооружении объемных конструкций, автомобилестроении. Известна конструкция регулятора пограничного слоя, управляющего срывом потока и теплообменом (см.: Патент США №3578264, кл. МКИ B64C21/10, 23/06, "Официальный бюллетень по материалам патентного ведомства США", 11 - 18 мая 1971г., N№19/20, Москва). Регулятор состоит из создающих вихри элементов, выполненный на поверхности крыла в виде гребней или отдельных вогнутых углублений. Известна конструкция, служащая для управления вихрями, сбегающими с законцовок крыльев (см.: Патент США №3692259, кл. МКИ B64C23/06, "Изобретения за рубежом", №16 - 19, 1972г., Москва). Конструкция предусматривает на кромках законцовок крыльев, лопастей или на их торцевых поверхностях ряд тангенциальных струй, текущи х вдоль хорд. Известна конструкция закрылка передней кромки крыла (см.: Патент Великобритании №2100684, кл. МКИ B64C3/50, "Изобретения за рубежом" №9, 1983г., Москва). Конструкция предусматривает закрылок, состоящий из двух сегментов, изменяющих свое положение относительно передней кромки крыла на различных режимах полета и формирующих ламинарный и турбулентный набегающие потоки. Известна конструкция, служащая для уменьшения аэродинамического сопротивления из больших скоростях для летательных аппаратов (см.: Патент Франции №2168186, кл. МКИ B64C23/00, B63b1/00, "Изобретения за рубежом", №18, 1973г., Москва). Конструкций предусматривает введение блока цилиндров, оси вращения которых параллельны продольной оси крыла. Цилиндры усыновлены на верхней и нижней поверхностях крыла, на частях фюзеляжа, а также на концевой нервюре крыла. В результате имеющего место принудительного вращения цилиндров, расположенных на верхней и нижней поверхностях крыла в одну сторону таким образом, чтобы набегающий поток ускорялся на верхней поверхности крыла и тормозился на нижней поверхности крыла, возникает значительно большая разница давлений, что обеспечивает возможность увеличения подъемной силы. Кроме того, в конструкция предусмотрена установка вращающегося цилиндра на концевой нервюре крыла с тем, чтобы снизить индуктивное сопротивление крыла. Известная конструкция регулятора пограничного сдоя задерживает возникновение срыва потока или предотвращает его появление только в узком интервале скоростей набегающего потока из-за того, что вихреобразующие элементы имеют постоянные геометрические размеры. При превышении скорости набегающего потока расчетной вихреобразующие элементы будут способствовать увеличению толщины пограничного слоя, ухудшая, тем самым, аэродинамические характеристики крыла и условия теплообмена между поверхностью и текучей средой. Известная конструкция, служащая для управления вихрями, сбегающими с законцовок крыльев, требует для создания тангенциальных струй на законцовках крыльев установки специальных воздухоподводящих тр убопроводов, системы отбора мощности двигательной установки и забора воздуха для подачи его в тангенциальные отверстия на законцовках крыльев. А скорость воздуха в тангенциальных струя х должна превышать скорость набегающего потока. Это приводит к увеличению веса конструкции летательного аппарата, что снижает величину подъемной силы. Кроме того, эффективность работы конструкции снижается при управлении летательным аппаратом по углам тангажа, крена и рыскания. Известная конструкция закрылка передней кромки крыла работает в узком диапазоне скоростей набегающего потока и требует значительных по мощности исполнительных механизмов, что влечет за собой увеличение веса лонжеронов крыла, так и всей конструкции летательного аппарата. Известная конструкция, служащая для уменьшения аэродинамического сопротивления па больших скоростях для летательных аппаратов, предусматривает принудительное вращение блока цилиндров на верхней и нижней поверхностях крыла таким образом, что скорость потока на верхней поверхности увеличивается, а на нижней поверхности крыла уменьшается. Принудительное вращение блока цилиндров предусматривает установку на борту летательного аппарата агрегатов отбора мощности двигательной установки и передачи вращения блоку цилиндров, что увеличивает вес конструкции летательного аппарата, кроме того, торможение потока на нижней поверхности крыла, хотя и будет способствовать некоторому увеличению разницы давлений между нижней и верхней поверхностями крыла, но, *в значительно большей степени, приведет к увеличению лобового сопротивления, а вследствие турбулизации потока на верхней и нижней поверхностях крыла, отрыва вихрей, появятся дополнительные крутящие и изгибающие моменты сил в конструкции, что снижает надежность и долговечность планера. Всем указанным известным конструкциям присущ общий недостаток: невозможность изменять кривизну профиля крыла с целью дополнительного увеличения подъемной силы при минимальном расходе топлива двигателями летательного аппарата в различных режимах полота и невозможность использовать их для управления летательным аппаратом по углам тангажа, крена и рыскания. Целью настоящего изобретения является увеличение подъемной силы крыла и улучшение управляемости летательного аппарата путем изменения! кривизны профиля крыла, и, как следствие, уменьшение расхода топлива в полете. Указанная цель достигается тем, что в крыле вместо жестких формообразующих профиль крыла элементов нервюр установлены упругие формообразующе элементы 1 (фиг.1 и 2), вершины которых, соединенные с гибкой или подвижной обшивкой, создают кривизну и форму профиля крыла 2 (фиг.2). Упругий формообразующий элемент 1 (фиг.1), представляет собой замкнутый гибкий стержень, кручением которого вдоль продольной оси получена пространственная фигура "трилистник", имеющая три точки опоры на силовом элементе 9 (фиг.2), а верхняя точка прилегает к поверхности крыла 2 (фиг.2), свободно скользя по ней или жестко скреплена с поверхностью крыла 2 (фиг.2), перемещаясь с частью обшивки, меняя, тем самым, кривизну профиля крыла. На летательном аппарате установлено крыло 2 (фиг.2). Вдоль хорды профиля крыла вместо жестких формообразующих элементов - нервюр установлены упругие формообразующие элементы 1, которые верхними точками прилегают к поверхности крыла 2, свободно скользя по ней, если поверхность крыла 2 выполнена из гибкого материала., если поверхность крыла 2 выполнена из жесткого материала, то упругие формообразующие элементы 1 жестко связаны в своих вер хних точках с поверхностью крыла 2. В верхних точках упругие формообразующие элементы 1 связаны с тросами 3. Троса 3 через свободно вращающиеся в горизонтальной плоскости рамки 4 связаны со штоком 8 поршня 5, свободно перемещающегося в цилиндре 6, один конец которого свободно открыт, а другой конец соединен с воздухозаборником 7 так, что входное сечение воздухозаборника 7 нормально набегающему потоку. При действии на крыло 2 (фиг.2) инерционных сил поршень 5 под действием центробежной силы свободно перемещается в цилиндре 6. Устройство изменения кривизны профиля крыла работает следующим образом. Набегающий поток воздуха поступает в воздухозаборник 7 фиг.2, а затем в цилиндр 6, где тормозится поршнем 5. Поршень 5, вследствие возникшего перепада давлений между частью цилиндра б, связанного с воздухозаборником 7 и отделенного поршнем 5, и частью цилиндра 6, отделенного поршнем 5 и свободно открытым концом цилиндра 6, перемещается в цилиндре 6. Шток 8 натягивает троса 3 через ролики 4. Троса 3 при натяжении изменяют размеры H и h упруги х формообразующих элементов 1. Таким образом, профиль крыла 2 изменяет свою кривизну вслед за изменением размеров H и h упруги х формообразующих элементов 1. При действии на крыло 2 (фиг.2) инерционных сил поршень 5 под действием центробежной силы свободно перемещается в цилиндре 6, обеспечивая изменением размеров H и h упруги х формообразующих элементов 1. Предложенная конструкция позволяет плавно изменяет кривизну профиля крыла 2 (фиг.2) в зависимости от скорости набегающего потока или величины инерционных сил, действующи х на крыло 2, получить равномерно распределенную нагрузку на крыло 2, оптимизировать величину подъемной сил крыла 2 без увеличения лобового сопротивления, что позволяет сократить расход топлива в полете и, в итоге, повысить экономичность и долговечность планера летательного аппарата. Кроме того, с целью управления полетом летательного аппарата по углам тангажа, крена и рыскания размеры H и h формообразующих упруги х элементов 1 (фиг.2) изменяют принудительно: натяжением тросов 3 или меняя площадь входного сечения воздухозаборника 7, что создает дополнительные управляющие моменты сил, действующи х на летательный аппарат.