Несущая поверхность летательного аппарата (варианты) - RU2286286C2
Код документа: RU2286286C2
Чертежи
Описание
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в компоновках несущих поверхностей летательных аппаратов.
Известно крыло летательного аппарата, выполненное вдоль размаха с двояковыпуклыми профилями. Крыло установлено на спортивном самолете (авт. св. СССР №764275, В 64 С 1/26, 3/14, 5/06, 1982).
Недостатком известного крыла является высокое аэродинамическое сопротивление при движении летательного аппарата вследствие использования неоптимального профиля крыла.
Известна несущая поверхность летательного аппарата, выполненная вдоль ее размаха с двояковыпуклыми профилями, которые выполнены симметричными с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, образованными тремя кривыми каждая, и образуют острые кромки с двух сторон. Наибольшая толщина каждого из профилей расположена около середины каждой местной хорды и равна 0,033-0,1 длины местной хорды профиля. Несущая поверхность используется на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета (патент Великобритании №625342, В 64 С 3/14, 1949, ближайший аналог для первого варианта изобретения).
Недостатком известной несущей поверхности является невозможность создания пониженного аэродинамического сопротивления как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета.
Известно крыло летательного аппарата, содержащее неподвижную поверхность и соединенную с ней поверхность управления, расположенные так, что их хорды находятся последовательно на одной прямой линии (В.Б.Байдаков, А.С.Клумов ″Аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов″, М.: Маш, 1979, с.10-11, рис.0.8.а - неподвижная консоль крыла).
Известно крыло летательного аппарата, содержащее неподвижную поверхность и соединенную с ней поверхность управления, расположенные так, что их хорды находятся последовательно на одной прямой линии. Крыло установлено на самолете (авт. св. СССР №764275, В 64 С 1/26, 3/14, 5/06, 1982, ближайший аналог для второго варианта изобретения).
Недостатком каждого из известных крыльев летательных аппаратов является высокое аэродинамическое сопротивление и высокий аэродинамический шарнирный момент относительно оси вращения поверхности управления при движении летательного аппарата вследствие использования неоптимальных профилей, а также значительного аэродинамического шарнирного момента, обусловленного несовпадением оси поворота с осью нулевого аэродинамического шарнирного момента.
Известна консоль крыла летательного аппарата, установленная с возможностью поворота (патент РФ №2148533, В 64 С 39/00, 2000 г.).
Недостатком известной консоли крыла и является высокое аэродинамическое сопротивление и высокий аэродинамический шарнирный момент относительно оси вращения поверхности управления при движении летательного аппарата вследствие использования неоптимальных профилей, а также значительного аэродинамического шарнирного момента, обусловленного несовпадением оси поворота с осью нулевого аэродинамического шарнирного момента.
Известна несущая поверхность летательного аппарата, содержащая поверхность управления, выполненную вдоль ее размаха с симметричными или несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, которые могут быть выражены в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01 длины местной хорды профиля за серединой и равна 0,05-0,1 длины местной хорды профиля (Патент Великобритании №625342, В 64 С 3/12, 1949, ближайший аналог для третьего варианта изобретения).
Недостатком известной несущей поверхности является высокое аэродинамическое сопротивление и высокий аэродинамический шарнирный момент относительно оси вращения поверхности управления при движении летательного аппарата вследствие использования неоптимальных профилей, а также значительного аэродинамического шарнирного момента, обусловленного несовпадением оси поворота с осью нулевого аэродинамического шарнирного момента.
Известна консоль крыла летательного аппарата, установленная с возможностью поворота (патент РФ №2148533, В 64 С 39/00, 2000 г.).
Известна поверхность управления, установленная с возможностью поворота (патент США №4998689, В 64 С 3/38,1991, ближайший аналог для четвертого варианта изобретения).
Недостатком каждого из известных консоли крыла и поверхности управления является высокое аэродинамическое сопротивление и высокий аэродинамический шарнирный момент относительно оси вращения поверхности управления при движении летательного аппарата вследствие использования неоптимальных профилей, а также значительного аэродинамического шарнирного момента, обусловленного несовпадением оси поворота с осью нулевого аэродинамического шарнирного момента.
Известна консоль летательного аппарата, установленная с возможностью поворота (патент РФ №2148533, В 64 С 39/00, 2000 г.).
Известна поверхность управления, установленная с возможностью поворота (патент США №4998689, В 64 С 3/38, 1991, ближайший аналог для пятого варианта изобретения).
Недостатком каждого из известных консоли крыла и поверхности управления летательных аппаратов является высокое аэродинамическое сопротивление и высокий аэродинамический шарнирный момент относительно оси вращения поверхности управления при движении летательного аппарата вследствие использования неоптимальных профилей, а также значительного аэродинамического шарнирного момента, обусловленного несовпадением оси поворота с осью нулевого аэродинамического шарнирного момента.
В основу изобретения по первому варианту поставлена задача создания несущей поверхности летательного аппарата, имеющей пониженное аэродинамическое сопротивление при движении несущей поверхности летательного аппарата как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета.
Задача создания несущей поверхности летательного аппарата решается тем, что несущая поверхность летательного аппарата, выполненная вдоль ее размаха с двояковыпуклыми профилями, которые выполнены симметричными или несимметричными с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии 0,01b и находится в диапазоне от более чем 0,1b до 0,3b, где b - длина местной хорды профиля.
Выполнение несущей поверхности летательного аппарата с двояковыпуклыми профилями, которые выполнены симметричными с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии 0,01b и находится в диапазоне от более чем 0,1b до 0,3b, где b - длина местной хорды профиля, а также выполнение двояковыпуклых профилей несимметричными с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии 0,01b и находится в диапазоне от более чем 0,1b до 0,3b, где b - длина местной хорды профиля, обеспечивают создание профиля, снижающего аэродинамическое сопротивление при движении несущей поверхности как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета за счет заострения кромок профилей вдоль размаха и выбора расположения и оптимальной величины толщины каждого из профилей.
Выбор расположения наибольшей толщины каждого из профилей за серединой каждой местной хорды на расстоянии 0,01b и находящейся в диапазоне от более чем 0,1b до 0,3b, где b - длина местной хорды профиля, обусловлен проведенными расчетами по статистической аэродинамике, основанной на применении к движению тел в воздухе кинетической теории газов.
Из теории реального газа известно, что основное аэродинамическое сопротивление несущей поверхности возникает на поверхностях, обращенных к набегающему потоку, и при этом аэродинамическое сопротивление тем меньше, чем больше угол между нормалью к поверхности, обращенной к набегающему потоку, и вектором скорости несущей поверхности. Поэтому для уменьшения аэродинамического сопротивления необходимо увеличить этот угол, что достигается заострением передней кромки несущей поверхности.
Заострение задней кромки несущей поверхности необходимо для того, чтобы избежать срыва потока.
В основу изобретения по второму, третьему, четвертому и пятому вариантам поставлена задача создания несущей поверхности летательного аппарата, имеющей пониженное аэродинамическое сопротивление и пониженный аэродинамический шарнирный момент поверхности управления несущей поверхности летательного аппарата при движении летательного аппарата как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета.
Задача создания несущей поверхности летательного аппарата по второму варианту решается тем, что несущая поверхность летательного аппарата, содержащая неподвижную поверхность и соединенную с ней поверхность управления, расположенные так, что их хорды находятся последовательно на одной прямой линии, неподвижная поверхность и поверхность управления выполнены вдоль размаха с симметричными и/или несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, поверхность управления выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля.
Выполнение несущей поверхности летательного аппарата, содержащей неподвижную поверхность и соединенную с ней поверхность управления, расположенные так, что их хорды находятся последовательно на одной прямой линии и неподвижная поверхность и поверхность управления вдоль размаха выполнены с симметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, выполнение поверхности управления трапециевидной и установка с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, а также выполнение неподвижной поверхности и поверхности управления вдоль размаха с несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выполненными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, выполнение поверхности управления трапециевидной и установка с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0, 05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, а также выполнение неподвижной поверхности и поверхности управления вдоль размаха с симметричными и несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выполненными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, выполнение поверхности управления трапециевидной и установка с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, обеспечивают создание профиля, снижающего аэродинамическое сопротивление при движении несущей поверхности как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета за счет заострения кромок профилей вдоль размаха и выбора расположения и оптимальной величины наибольшей толщины каждого профиля.
В предложенном профиле поверхности управления ось нулевого аэродинамического шарнирного момента проходит вблизи середины хорды. Положение этой оси остается практически неизменным в значительном диапазоне углов поворота поверхности управления в его плоскости. При трапециевидной форме поверхности управления линия, проходящая через середины местных хорд, прямая, что позволяет совмещать с ней ось поворота поверхности управления, что приводит к снижению аэродинамического шарнирного момента.
Выбор расположения наибольшей толщины каждого из профилей за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равной (0,05-3)b, где b - длина местной хорды профиля, обусловлен проведенными расчетами по статистической аэродинамике, основанной на применении к движению тел в воздухе кинетической теории газов.
Задача создания несущей поверхности летательного аппарата по третьему варианту решается тем, что несущая поверхность летательного аппарата выполнена из одной поверхности управления выполненной вдоль ее размаха с симметричными и/или несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, поверхность управления выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей с симметричными или несимметричными двояковыпуклыми профилями расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и находится в диапазоне от более чем 0,1b до 0,3b, а наибольшая толщина каждого из профилей с симметричными и несимметричными двояковыпуклыми профилями расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля.
Выполнение несущей поверхности летательного аппарата из одной поверхности управления и вдоль ее размаха с симметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, выполнение поверхности управления трапециевидной и установка с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и находится в диапазоне от более чем 0,1b до 0,3b, где b - длина местной хорды профиля, а также выполнение несущей поверхности летательного аппарата из одной поверхности управления и вдоль ее размаха с несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограничительными функциями на длине хорды, выполнение каждой поверхности управления трапециевидной и установка с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и находится в диапазоне от более чем 0, 1b до 0,3b, где b - длина местной хорды профиля, а также выполнение несущей поверхности летательного аппарата из одной поверхности управления и вдоль ее размаха с симметричными и несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, выполнение поверхности управления трапециевидной и установка с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, обеспечивает создание профиля, снижающего аэродинамическое сопротивление при движении несущей поверхности как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета за счет заострения кромок профилей вдоль размаха и выбора расположения и оптимальной величины наибольшей толщины каждого из профилей.
В предложенном профиле поверхности управления ось нулевого аэродинамического шарнирного момента проходит вблизи середины хорды. Положение этой оси остается практически неизменным в значительном диапазоне углов поворота поверхности управления в его плоскости. При трапециевидной форме поверхности управления линия, проходящая через середины местных хорд, прямая, что позволяет совмещать с ней ось поворота поверхности управления, что приводит к снижению аэродинамического шарнирного момента.
Выбор расположения наибольшей толщины каждого из профилей за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и находящейся в диапазоне от более чем 0,1b до 0,3b, а также равной (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, обусловлен проведенными расчетами по статистической аэродинамике, основанной на применении к движению тел в воздухе кинетической теории газов.
Из теории реального газа известно, что основное аэродинамическое сопротивление несущей поверхности возникает на поверхностях, обращенных к набегающему потоку, и при этом аэродинамическое сопротивление тем меньше, чем больше угол между нормалью к поверхности, обращенной к набегающему потоку и вектором скорости несущей поверхности. Поэтому для уменьшения аэродинамического сопротивления необходимо увеличить этот угол, что достигается заострением передней кромки несущей поверхности.
Заострение задней кромки несущей поверхности необходимо для того, чтобы избежать срыва потока.
Задача создания несущей поверхности летательного аппарата по четвертому варианту решается тем, что несущая поверхность летательного аппарата выполнена из по крайней мере двух соединенных торцами поверхностей управления, поверхности управления выполнены вдоль размаха с симметричными и/или несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, каждая поверхность управления выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля.
Выполнение несущей поверхности летательного аппарата из по крайней мере двух соединенных торцами поверхностей управления и вдоль размаха с симметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, выполнение каждой поверхности управления трапециевидной и установка с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, а также выполнение несущей поверхности летательного аппарата из по крайней мере двух соединенных торцами поверхностей управления, и вдоль размаха с несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограничительными функциями на длине хорды, выполнение каждой поверхности управления трапециевидной и установка с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, а также выполнение несущей поверхности летательного аппарата из по крайней мере двух соединенных торцами поверхностей управления и вдоль размаха с симметричными и несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, выполнение каждой поверхности управления трапециевидной и установка с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, обеспечивает создание профиля, снижающего аэродинамическое сопротивление при движении несущей поверхности как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета за счет заострения кромок профилей вдоль размаха и выбора расположения и оптимальной величины наибольшей толщины каждого из профилей.
Выполнение несущей поверхности летательного аппарата из по крайней мере двух соединенных торцами поверхностей управления также обеспечивает при прибавлении поверхностей управления сниженное сопротивление движению несущей поверхности как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета за счет заострения кромок профилей вдоль размаха и выбора расположения и оптимальной величины наибольшей толщины каждого из профилей и снижение аэродинамического шарнирного момента за счет расположения оси поворота на линии трапециевидной формы поверхности управления, проходящей через середины местных хорд.
В предложенном профиле поверхности управления ось нулевого аэродинамического шарнирного момента проходит вблизи середины хорды. Положение этой оси остается практически неизменным в значительном диапазоне углов поворота поверхности управления в его плоскости. При трапециевидной форме поверхности управления линия, проходящая через середины местных хорд прямая, что позволяет совмещать с ней ось поворота поверхности управления, что приводит к снижению аэродинамического шарнирного момента.
Выбор расположения наибольшей толщины каждого из профилей за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равной (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, обусловлен проведенными расчетами по статистической аэродинамике, основанной на применении к движению тел в воздухе кинетической теории газов.
Из теории реального газа известно, что основное аэродинамическое сопротивление несущей поверхности возникает на поверхностях, обращенных к набегающему потоку, и при этом аэродинамическое сопротивление тем меньше, чем больше угол между нормалью к поверхности, обращенной к набегающему потоку и вектором скорости несущей поверхности. Поэтому для уменьшения аэродинамического сопротивления необходимо увеличить этот угол, что достигается заострением передней кромки несущей поверхности.
Заострение задней кромки несущей поверхности необходимо для того, чтобы избежать срыва потока.
Задача создания несущей поверхности летательного аппарата по пятому варианту решается тем, что несущая поверхность летательного аппарата, содержащая неподвижную поверхность и соединенную с ней по торцу поверхность управления, неподвижная поверхность и поверхность управления выполнены вдоль размаха с симметричными и/или несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, каждая поверхность управления выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей с симметричными или несимметричными двояковыпуклыми профилями расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и находится в диапазоне от более чем 0,1b до 0,3b, а наибольшая толщина каждого из профилей с симметричными и несимметричными двояковыпуклыми профилями расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0, 3)b, где b - длина местной хорды профиля.
Выполнение несущей поверхности летательного аппарата из неподвижной поверхности и соединенной с ней по торцу поверхности управления, неподвижной поверхности и поверхности управления вдоль размаха с симметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, выполнение каждой поверхности управления трапециевидной и установка с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и находится в диапазоне от более чем 0,1b до 0,3b, где b - длина местной хорды профиля, а также выполнение несущей поверхности летательного аппарата из неподвижной поверхности и соединенной с ней по торцу поверхности управления, выполнение неподвижной поверхности и поверхности управления вдоль размаха с несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, выполнение каждой поверхности управления трапециевидной и установка с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и находится в диапазоне от более чем 0,1b до 0,3b, где b - длина местной хорды профиля, а также выполнение несущей поверхности летательного аппарата из неподвижной поверхности и соединенной с ней по торцу поверхности управления, выполнение неподвижной поверхности и поверхности управления вдоль размаха с симметричными и несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, выполнение каждой поверхности управления трапециевидной и установка с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, обеспечивают создание профиля снижающего аэродинамическое сопротивление при движении несущей поверхности как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета за счет заострения кромок профилей вдоль размаха и выбора расположения и оптимальной величины наибольшей толщины каждого профиля.
В предложенном профиле поверхности управления ось нулевого аэродинамического шарнирного момента проходит вблизи середины хорды. Положение этой оси остается практически неизменным в значительном диапазоне углов поворота поверхности управления в его плоскости. При трапециевидной форме поверхности управления линия, проходящая через середины местных хорд, прямая, что позволяет совмещать с ней ось поворота поверхности управления, что приводит к снижению аэродинамического шарнирного момента.
Выбор расположения наибольшей толщины каждого из профилей за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и находящейся в диапазоне от более чем 0,1b до 0,3b, а также равной (0,05-0,3)b где b - длина местной хорды профиля, обусловлен проведенными расчетами по статистической аэродинамике, основанной на применении к движению тел в воздухе кинетической теории газов.
Из теории реального газа известно, что основное аэродинамическое сопротивление несущей поверхности возникает на поверхностях, обращенных к набегающему потоку, и при этом аэродинамическое сопротивление тем меньше, чем больше угол между нормалью к поверхности, обращенной к набегающему потоку и вектором скорости несущей поверхности. Поэтому для уменьшения аэродинамического сопротивления необходимо увеличить этот угол, что достигается заострением передней кромки несущей поверхности.
Заострение задней кромки несущей поверхности необходимо для того, чтобы избежать срыва потока.
Несущая поверхность летательного аппарата может быть снабжена второй поверхностью управления, соединенной торцом со вторым торцом неподвижной поверхности, вторая поверхность управления выполнена вдоль размаха с симметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, а также трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, а также она снабжена второй поверхностью управления, соединенной торцом со вторым торцом неподвижной поверхности, вторая поверхность управления выполнена вдоль размаха с несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, а также трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, обеспечивает использование вместо одной большой поверхности управления двух небольших поверхностей управления, что позволяет технически проще отклонять две небольшие поверхности управления на небольшой угол, чем большую поверхность управления, для создания требуемой величины управляющей аэродинамической силы, а также обеспечивает меньшую массу и толщину для небольших поверхностей управления и, как следствие, меньшее аэродинамическое сопротивление.
Несущая поверхность летательного аппарата может быть снабжена по крайней мере двумя последовательно соединенными торцами дополнительными поверхностями управления, соединенными с торцом поверхности управления, дополнительные поверхности управления выполнены вдоль размаха с симметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, каждая дополнительная поверхность управления выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, а также снабжена по крайней мере двумя последовательно соединенными торцами дополнительными поверхностями управления, соединенными с торцом поверхности управления, дополнительные поверхности управления выполнены вдоль размаха с несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, каждая дополнительная поверхность управления выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, а также снабжена по крайней мере двумя последовательно соединенными торцами дополнительными поверхностями управления, соединенными с торцом поверхности управления, дополнительные поверхности управления выполнены вдоль размаха с симметричными и несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, каждая дополнительная поверхность управления выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, что обеспечивает использование вместо одной большой поверхности управления нескольких небольших поверхностей управления, позволяющих технически проще отклонять небольшие поверхности управления на небольшой угол, чем большую поверхность управления, для создания требуемой величины управляющей аэродинамической силы, а также обеспечивает меньшую массу и толщину для небольших поверхностей управления и, как следствие, меньшее аэродинамическое сопротивление.
Снабжение несущей поверхности летательного аппарата по крайней мере двумя последовательно соединенными торцами дополнительными поверхностями управления обеспечивает использование как двух, так и большего числа дополнительных поверхностей управления, что также обеспечивает большую техническую простоту отклонения небольших поверхностей управления на небольшой угол, чем большой поверхности управления, для создания требуемой величины управляющей аэродинамической силы, а также обеспечивает меньшую массу и толщину для небольших поверхностей управления и, как следствие, меньшее аэродинамическое сопротивление.
Несущая поверхность летательного аппарата может быть снабжена по крайней мере двумя последовательно соединенными торцами дополнительными поверхностями управления, соединенными с торцом второй поверхности управления, дополнительные поверхности управления выполнены вдоль размаха с симметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, каждая дополнительная поверхность управления выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, а также снабжена по крайней мере двумя последовательно соединенными торцами дополнительными поверхностями управления, соединенными с торцом второй поверхности управления, дополнительные поверхности управления выполнены вдоль размаха с несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, каждая дополнительная поверхность управления выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, а также снабжена по крайней мере двумя последовательно соединенными торцами дополнительными поверхностями управления, соединенными с торцом второй поверхности управления, дополнительные поверхности управления выполнены вдоль размаха с симметричными и несимметричными двояковыпуклыми профилями с обводами верхнего и нижнего контуров каждого профиля, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды, каждая дополнительная поверхность управления выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии, проходящей через середины местных хорд, причем наибольшая толщина каждого из профилей расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля, что обеспечивает использование вместо одной большой поверхности управления нескольких небольших поверхностей управления, позволяющих технически проще отклонять небольшие поверхности управления на небольшой угол, чем большую поверхность управления, для создания требуемой величины управляющей аэродинамической силы, а также обеспечивает меньшую массу и толщину для небольших поверхностей управления и, как следствие, меньшее аэродинамическое сопротивление.
Снабжение несущей поверхности летательного аппарата по крайней мере двумя последовательно соединенными торцами дополнительными поверхностями управления обеспечивает использование как двух, так и большего числа дополнительных поверхностей управления, что также обеспечивает большую техническую простоту отклонения небольших поверхностей управления на небольшой угол, чем большой поверхности управления для создания требуемой величины управляющей аэродинамической силы, а также обеспечивает меньшую массу и толщину для небольших поверхностей управления и, как следствие, меньшее аэродинамическое сопротивление.
На фиг.1 изображена несущая поверхность летательного аппарата по варианту 1; на фиг.2 - разрез по А-А на фиг.1 (несимметричный двояковыпуклый профиль); на фиг.3 - разрез по А-А на фиг.1 (симметричный двояковыпуклый профиль); на фиг.4 - несущая поверхность летательного аппарата по варианту 2; на фиг.5 - разрез по Б-Б на фиг.4 (симметричный двояковыпуклый профиль); на фиг.6 - разрез по Б-Б на фиг.4 (несимметричный двояковыпуклый профиль); на фиг.7 - несущая поверхность летательного аппарата по варианту 3 (одна поверхность управления); на фиг.8 - несущая поверхность летательного аппарата по варианту 4 (две поверхности управления); на фиг.9 - разрез по В-В на фиг.7 или 8 (симметричный двояковыпуклый профиль); на фиг.10 - разрез по В-В на фиг.7 или 8 (несимметричный двояковыпуклый профиль); на фиг.11 - несущая поверхность летательного аппарата по варианту 5 (одна поверхность управления); на фиг.12 - несущая поверхность летательного аппарата (две поверхности управления); на фиг.13 - разрез по Г-Г на фиг.11 или 12 (симметричный двояковыпуклый профиль); на фиг.14 - разрез по Г-Г на фиг.11 или 12 (несимметричный двояковыпуклый профиль); на фиг.15 - разрез по Д-Д на фиг.11 или 12 (симметричный двояковыпуклый профиль); на фиг.16 - разрез по Д-Д на фиг.11 или 12 (несимметричный двояковыпуклый профиль); на фиг.17 - разрез по Е-Е на фиг.12 (симметричный двояковыпуклый профиль); на фиг.18 - разрез по Е-Е на фиг.12 (несимметричный двояковыпуклый профиль).
Несущая поверхность летательного аппарата но варианту 1 выполнена вдоль ее размаха с двояковыпуклыми профилями 1, которые могут состоять из одной секции 2 (на чертеже не показано) или нескольких секций 2 (Фиг.1). Двояковыпуклый профиль 1 может быть выполнен симметричным (Фиг.3) или несимметричным (Фиг.2). Обводы верхнего контура 3 и нижнего контура 4 двояковыпуклого профиля 1 выражаются в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды 5.
Например, обводы верхнего контура 3 для симметричных двояковыпуклых профилей 1 могут быть выражены функцией y=а-ах2, для которой при x=1 y'=-2а; при x=-1 y'=2а. Обводы нижнего контура 4 для симметричных двояковыпуклых профилей могут быть выражены функцией y=-а+ах2, для которых при x=1 y'=2а; при x=-1 y'=-2а.
Для несимметричных профилей 1 обводы верхнего контура 3 могут быть также выражены функцией y=а-ах2, для которой при x=1 y'=-2а; при x=-1 y'=2а.
Обводы нижнего контура 4 для несимметричных двояковыпуклых профилей 1 могут быть выражены функцией y=-с+сх2, для которой при x=1 y'=2с; при x=-1 y'=-2с, причем с≠а.
Касательные к обводам верхнего и нижнего контуров 3 и 4, соответствующие производным у', изображены на Фиг.2 и 3.
Наибольшая толщина 6 каждого из двояковыпуклых профилей 1 вдоль размаха несущей поверхности расположена за серединой каждой местной хорды 5 на расстоянии 0,01b и находится в диапазоне от более чем 0, 1b до 0,3b, где b - длина местной хорды 5 двояковыпуклого профиля 1. Направление движения несущей поверхности летательного аппарата показано стрелкой 7.
При движении несущей поверхности летательного аппарата по стрелке 7 как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета воздушный поток обтекает несущую поверхность, создавая малое аэродинамическое сопротивление движению за счет выбора оптимальных профилей несущей поверхности.
Несущая поверхность летательного аппарата по варианту 2 содержит неподвижную поверхность 8 и соединенную с ней поверхность управления 9, расположенные так, что их хорды (хорда 10 неподвижной поверхности 8 и хорда 11 поверхности управления 9) находятся последовательно на одной прямой линии. Неподвижная поверхность 8 и поверхность управления 9 выполнены вдоль размаха с симметричными двояковыпуклыми профилями 12 или несимметричными двояковыпуклыми профилями 13 с обводами верхнего контура 14 и нижнего контура 15 каждого двояковыпуклого профиля 12 и 13, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды 10 или 11.
Например, для неподвижной поверхности 8 и поверхности управления 9 для симметричных двояковыпуклых профилей обводы верхнего контура 14 могут быть выражены функцией y=а-ах2, для которой при x=1 y'=-2а, при х=-1 y=2а. Обводы нижнего контура 15 могут быть выражены функцией y=-а+ах2, для которых при х=1 y'=2а, при x=-1 y'=-2а.
Для неподвижной поверхности 8 и поверхности управления 9 для несимметричных двояковыпуклых профилей обводы верхнего контура 14 могут быть также выражены функцией y=а-ax2, для которой при х=1 y'=-2а, при x=-1 y=2а. Обводы нижнего контура 15 могут быть выражены функцией y=-с+сх2, для которой при x=1 y'=2с; при x=-1 y'=-2с, причем с≠а.
Касательные к обводам верхнего и нижнего контуров 14 и 15, соответствующие производным y', изображены на Фиг.5 и 6.
Поверхность управления 9 выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии 16, проходящей через середины местных хорд 11. Наибольшая толщина 17 каждого из двояковыпуклых профилей 12 или 13 расположена за серединой каждой местной хорды 10 или 11 по направлению движения несущей поверхности летательного аппарата по стрелке 18 на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды 10 или 11 двояковыпуклого профиля 12 или 13.
При движении несущей поверхности летательного аппарата по стрелке 18 как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета воздушный поток обтекает несущую поверхность летательного аппарата, создавая малое аэродинамическое сопротивление движению за счет выбора оптимальных профилей несущей поверхности летательного аппарата и пониженный аэродинамический шарнирный момент при повороте трапециевидной поверхности управления относительно линии - оси нулевого аэродинамического шарнирного момента.
Несущая поверхность летательного аппарата по варианту 3 содержит одну поверхность управления 41 (Фиг.7). Поверхность управления 41 выполнена вдоль размаха с симметричными двояковыпуклыми профилями 21 и/или несимметричными двояковыпуклыми профилями 22 с обводами верхнего контура 23 и нижнего контура 24 каждого двояковыпуклого профиля 21 и 22, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды 25.
Например, для одной поверхности управления 41 для симметричных двояковыпуклых профилей 21 обводы верхнего контура 23 могут быть выражены функцией y=а-ах2, для которой при х=1 y'=-2а, при x=-1 y'=2а. Обводы нижнего контура 24 могут быть выражены функцией y=-а+ах2, для которой при х=1 y'=2а, при х=-1 y'=-2а.
Для одной поверхности управления 41 для несимметричных двояковыпуклых профилей 22 обводы верхнего контура 23 могут быть также выражены функцией y=а-ах2, для которой при x=1 y=-2а, при x=-1 y'=2а. Обводы нижнего контура 24 могут быть выражены функцией y=-с+сх2, для которой при x=1 y'=2с; при х=-1 y'=-2с, причем с≠a.
Касательные к обводам верхнего и нижнего контуров 23 и 24, соответствующие производным y', изображены на Фиг.9 и 10.
Поверхность управления 41 выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии 26, проходящей через середины местных хорд 25. Наибольшая толщина 27 каждого из профилей с симметричными или несимметричными двояковыпуклыми профилями 21 или 22 расположена за серединой каждой местной хорды 25 по направлению движения несущей поверхности летательного аппарата по стрелке 28 на расстоянии не более 0,01b и находится в диапазоне от более чем 0,1b до 0,3b, а наибольшая толщина 27 каждого из профилей с симметричными и несимметричными двояковыпуклыми профилями расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,1b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля.
При движении несущей поверхности летательного аппарата по стрелке 28 как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета воздушный поток обтекает несущую поверхность летательного аппарата, создавая малое аэродинамическое сопротивление движению за счет выбора оптимальных профилей несущей поверхности летательного аппарата и пониженный аэродинамический шарнирный момент при повороте трапециевидных поверхностей управления относительно средней линии - оси нулевого аэродинамического шарнирного момента.
Несущая поверхность летательного аппарата по варианту 4 содержит по крайней мере две соединенные с торцов поверхности управления 19 и 20 (Фиг.8). Поверхности управления 19 и 20 выполнены вдоль размаха с симметричными двояковыпуклыми профилями 21 и/или несимметричными двояковыпуклыми профилями 22 с обводами верхнего контура 23 и нижнего контура 24 каждого двояковыпуклого профиля 21 и 22, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды 25.
Например, для по крайней мере двух соединенных с торцами поверхностей управления 19 и 20 для симметричных двояковыпуклых профилей 21 обводы верхнего контура 23 могут быть выражены функцией y=а-ах2, для которой при x=1 y'=-2а, при x=-1 y'=2а. Обводы нижнего контура 24 могут быть выражены функцией y=-а+ах2, для которой при x=1 y'=2а, при x=-1 y'=-2а.
Для по крайней мере двух соединенных с торцов поверхностей управления 19 и 20 для несимметричных двояковыпуклых профилей 22 обводы верхнего контура 23 могут быть также выражены функцией y=а-ах2, для которой при x=1 y=-2а, при x=-1 y'=2а. Обводы нижнего контура 24 могут быть выражены функцией y=-с+сх2, для которой при x=1 y'=2с; при x=-1 y'=-2с, причем с≠а.
Касательные к обводам верхнего и нижнего контуров 23 и 24, соответствующие производным y', изображены на Фиг.9 и 10.
Каждая поверхность управления 19 и 20 выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии 26, проходящей через середины местных хорд 25. Наибольшая толщина 27 каждого из двояковыпуклых профилей 21 или 22 расположена за серединой каждой местной хорды 25 по направлению движения несущей поверхности летательного аппарата по стрелке 28 на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды 25 двояковыпуклого профиля 21 или 22.
При движении несущей поверхности летательного аппарата по стрелке 28 как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета воздушный поток обтекает несущую поверхность летательного аппарата, создавая малое аэродинамическое сопротивление движению за счет выбора оптимальных профилей несущей поверхности летательного аппарата и пониженный аэродинамический шарнирный момент при повороте трапециевидных поверхностей управления относительно средней линии - оси нулевого аэродинамического шарнирного момента.
Несущая поверхность летательного аппарат по варианту 5 содержит неподвижную поверхности 29 и соединенную с ней поверхность управления 30 (Фиг.11). Неподвижная поверхность 29 и поверхность управления 30 соединены по торцу. Неподвижная поверхность 29 и поверхность управления 30 выполнены вдоль размаха с симметричными двояковыпуклыми профилями 31 и/или несимметричными двояковыпуклыми профилями 32 с обводами верхнего контура 33 и нижнего контура 34 каждого двояковыпуклого профиля 31 и 32, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды 35.
Например, для неподвижной поверхности 29 и поверхности управления 30 для симметричных двояковыпуклых профилей 31 обводы верхнего контура 33 могут быть выражены функцией y=а-ах2, для которой при x=1 y'=2а, при x=-1 y'=-2а. Обводы нижнего контура 34 могут быть выражены функцией y=-а+ах2, для которых при x=1 y'=2а, при x=-1 y'=-2а.
Для несимметричных двояковыпуклых профилей 32 обводы верхнего контура 33 могут быть также выражены функцией y=а-ах2, для которой при x=1 y'=-2а; при x=-1 y'=2а. Обводы нижнего контура 34 могут быть выражены функцией y=-с+сх2, для которой при x=1 y'=2с; при x=-1 y'=-2с, причем с≠a.
Касательные к обводам верхнего и нижнего контуров 33 и 34, соответствующие производным y', изображены на Фиг.13 и 14.
Для неподвижной поверхности 29 и поверхности управления 30 возможно сочетание симметричного и несимметричного двояковыпуклых профилей 31 и 32.
Поверхность управления 30 выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии 38, проходящей через середины ее местных хорд 35. Наибольшая толщина 36 каждого из профилей с симметричными или несимметричными двояковыпуклыми профилями 31 или 32 расположена за серединой каждой местной хорды 35 на расстоянии не более 0,01b и находится в диапазоне от более чем 0,1b до 0,3b, а наибольшая толщина каждого из профилей с симметричными и несимметричными двояковыпуклыми профилями расположена за серединой каждой местной хорды на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды профиля. Несущая поверхность летательного аппарата установлена на корпусе 40 летательного аппарата со стороны поверхности управления 30.
Несущая поверхность летательного аппарата может быть снабжена второй поверхностью управления 37, соединенной торцом со вторым торцом неподвижной поверхности 29. Вторая поверхность управления 37 выполнена вдоль размаха с симметричными двояковыпуклыми профилями 31 или несимметричными двояковыпуклыми профилями 32 с обводами верхнего контура 33 и нижнего контура 34 каждого двояковыпуклого профиля 31 и 32, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды 35.
Обводы верхнего контура 33 и нижнего контура 34 могут быть выражены теми же функциями, что и в предыдущем примере.
Вторая поверхность управления 37 выполнена трапециевидной и установлена с возможностью поворота относительно линии 38, проходящей через середины ее местных хорд 35. Наибольшая толщина 36 каждого из двояковыпуклых профилей 31 или 32 расположена за серединой каждой местной хорды 35 на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды 35 двояковыпуклого профиля 31 или 32.
Несущая поверхность летательного аппарата установлена на корпусе 40 летательного аппарата со стороны поверхности управления 30 или 37.
Несущая поверхность летательного аппарата может быть снабжена по крайней мере двумя последовательно соединенными торцами дополнительными поверхностями управления (на чертеже не показаны), соединенными с торцом поверхности управления 30.
Дополнительные поверхности управления выполнены вдоль размаха с симметричными двояковыпуклыми профилями 31 и/или несимметричными двояковыпуклыми профилями 32 с обводами верхнего контура 33 и нижнего контура 34 каждого двояковыпуклого профиля 31 и 32, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды 35.
Обводы верхнего контура 33 и нижнего контура 34 могут быть выражены теми же функциями, что и в предыдущих примерах.
Дополнительные поверхности управления выполнены трапециевидными и установлены с возможностью поворота относительно линии 38, проходящей через середины их местных хорд 35. Наибольшая толщина 36 каждого из двояковыпуклых профилей 31 или 32 расположена за серединой каждой местной хорды 35 на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды 35 двояковыпуклого профиля 31 или 32.
Несущая поверхность летательного аппарата установлена на корпусе 40 летательного аппарата со стороны поверхности управления.
Несущая поверхность летательного аппарата может быть снабжена по крайней мере двумя последовательно соединенными торцами дополнительными поверхностями управления (на чертеже не показаны), соединенными с торцом второй поверхности управления 37. Дополнительные поверхности управления выполнены вдоль размаха с симметричными двояковыпуклыми профилями 31 и/или несимметричными двояковыпуклыми профилями 32 с обводами верхнего контура 33 и нижнего контура 34 каждого двояковыпуклого профиля 31 и 32, выраженными в виде функций, производные которых являются ограниченными функциями на длине хорды 35.
Обводы верхнего контура 33 и нижнего контура 34 могут быть выражены теми же функциями, что и в предыдущих примерах.
Дополнительные поверхности управления выполнены трапециевидными и установлены с возможностью поворота относительно линии 38, проходящей через середины их местных хорд 35. Наибольшая толщина 36 каждого из двояковыпуклых профилей 31 и 32 расположена за серединой каждой местной хорды 35 на расстоянии не более 0,01b и равна (0,05-0,3)b, где b - длина местной хорды 35 двояковыпуклого профиля 31 или 32.
Несущая поверхность летательного аппарата установлена на корпусе 40 летательного аппарата со стороны поверхности управления.
При движении несущей поверхности летательного аппарата по стрелке 39 как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета воздушный поток обтекает несущую поверхность летательного аппарата, создавая малое аэродинамическое сопротивление движению за счет выбора оптимальных профилей несущей поверхности летательного аппарата и пониженный аэродинамический шарнирный момент при повороте трапециевидных поверхностей управления относительно линии 38 - оси нулевого аэродинамического шарнирного момента.
Реферат
Изобретение относится к области авиационной техники. В каждом варианте несущая поверхность выполнена вдоль ее размаха с симметричными или несимметричными двояковыпуклыми профилями, каждый из которых выражен в виде функции, производная которой является ограниченной функцией на длине хорды. Каждый профиль выполнен с различными положениями наибольшей толщины. Технический результат - малое аэродинамическое сопротивление движению. 5 н. и 3 з.п. ф-лы, 18 ил.
