Область техники

Предлагаемое изобретение относится к спортивной авиации, в частности к производству парапланов, парашютов, кайтов и может быть использовано при их разработке, производстве, реализации, эксплуатации, ввозе .

Предшествующий уровень техники.

Известные, в настоящее время, спортивные парапланы, парашюты- крылья, кайты-парафойлы, включают в себя гибкую оболочку, внутри которой имеется набор нервюр, делящих оболочку на секции и задающих несущий аэродинамический профиль для достижения высоких аэродинамических характеристик (htps :/studopedia.ru/l l_84210_ ustroystvo -parashyuta-tipa-krilo . html)

В носовой части профиля имеются щели (отверстия), являющиеся воздухозаборниками, через которые набегающий поток воздуха создает внутри оболочки избыточное заданный нервюрами, профиль.

Недостатками известных конструкций являются:

искажение воздухозаборниками формы носка профиля создает дополнительное лобовое сопротивление, снижающее характеристики конструкции;

- уменьшение площади воздухозаборников с целью минимизировать потери, приводит к ухудшению наполнения оболочки, а также уменьшает диапазон углов атаки, когда область вблизи точки торможения потока, где давление воздуха превышает атмосферное, находится в створе воздухозаборника, что приводит к тому, что при выходе точки максимального давления за пределы воздухозаборника внешнее давление становится выше внутреннего и оболочка теряет форму. Происходит сложение купола, приводящее к отклонению от курса, выходу на опасные режимы полета и иногда необратимому запутыванию. Этот недостаток решен в конструкции параплана в котором носок профиля имеет вогнутую форму, позволяющую уменьшить перемещение точки торможения ( htp:// www. parapentemag.fr /?page _ id)

Известная форма носка, вследствие торможения потока в вогнутой части носка, позволяет уменьшить перемещение точки торможения и некоторое повышение давления в этой области профиля, однако, повышения, относительно чистого профиля, сопротивления, избежать не удается.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому техническому решению является крыло из гибкого, воздухонепроницаемого материала, содержащее оболочку с аэродинамическим профилем, образующие его нервюры и воздухозаборник с клапанами, предназначенный для надувания встречным потоком воздуха оболочки, и стропы (см. патент РФ N° 2527407 по кл. В64С 3/30,2012 г).

Недостатками известной конструкции являются:

- недостаточную надежность,

- давление внутри крыла ниже полного давления торможения.

- создают воздухозаборниками дополнительное, сравнительно с чистым профилем, сопротивление,

- первоначальное наполнение крыла воздухом затруднено из-за малой ширины воздухозаборников.

Раскрытие сущности предлагаемого изобретения.

Техническим результатом, решаемым предлагаемым изобретением, является улучшение аэродинамических характеристик крыла из гибкого, воздухонепроницаемого материала

Техническим результат в предлагаемом изобретение достигают созданием крыла из гибкого, воздухонепроницаемого материала, содержащее оболочку с аэродинамическим профилем, образующие его нервюры и воздухозаборник с клапанами, предназначенный для надувания встречным потоком воздуха оболочки и стропы, в котором, согласно изобретению, воздухозаборник выполнен в виде носка профиля из воздухопроницаемого материала, а клапаны в виде верхнего и нижнего полотен из гибкого воздухонепроницаемого материала, причем один конец каждого полотна закреплен на носке профиля с возможностью его перекрытия внутри оболочки.

Предлагаемое изобретение позволяет повысить устойчивость к сложениям крыла, вследствие повышения давления внутри крыла до величины полного давления торможения во всем возможном диапазоне углов атаки и режимов полета,

Предлагаемое изобретение позволяет осуществлять быстрое первоначального воздухонаполнения.

Раскрытие графических материалов.

Сущность заявленного изобретения поясняется нижеследующим описанием и графическими материалами, где

На фиг.1 приведен чертеж секции гибкого крыла в рабочем состоянии.

На фиг. 2 - сечение передней части при наполнении гибкого крыла.

На фиг. 3 - сечение передней части крыла при полете на максимальной скорости.

На фиг. 4 - сечение передней части крыла при полете на максимальном угле атаки.

Вариант лучшего выполнения заявленного изобретения.

Гибкое крыло содержит оболочку 1 из воздухонепроницаемого материала, разделяющие ее на секции нервюры 2, имеющие форму аэродинамического профиля и воздухозаборник с клапанами, предназначенный для надувания встречным потоком воздуха оболочки, и стропы Воздухозаборник выполнен в виде носка профиля 3 из воздухопроницаемого материала со щелью 4.

Клапаны выполнены в виде верхнего 5 и нижнего 6 полотен из гибкого воздухонепроницаемого материала, причем один конец каждого полотна закреплен на носке профиля 3 с возможностью его перекрытия внутри оболочки 1

Снаружи оболочки 1, снизу закреплены стропы 7

Работа крыла из гибкого, воздухонепроницаемого материала происходит следующим образом.

В находящемся в воздушном потоке 8, под его воздействием, верхнее полотно 5 и нижнее полотно 6 вытягиваются внутрь оболочки 1 , пропуская воздушный поток 8, наполняющий оболочку 1.

По мере наполнения оболочки 1, давление внутри ее возрастает, и полотна 5 и 6 прижимаются изнутри к поверхности носка 3 в районах щели 4, где внутреннее давление 9, превышает наружное давление 10, пока полотна клапана 5,6 не сойдутся в точке торможения 11, где приложено полное давление торможения 12, а давление внутри оболочки 1 уравняется с полным давлением торможения 12, и полотна клапана 5.6 полностью закроют щель 4, препятствуя возможному вытеканию воздуха из оболочки 1

При изменении положения точки торможения 11, под воздействием полного давления торможения 12, полотна клапана 5 и 6 деформируются, сойдясь в новой точке торможения 11

Ширину щели 4 выбирают из условия обеспечения невыхода точки торможения 11 за пределы всего диапазоне углов атаки, и давление внутри оболочки 1 всегда остается равным полному давлению торможения 12

Различному положению точки торможения И в разных сечениях гибкого крыла по размаху, соответствуют разные положения схождения верхних 5 и нижних 6 полотен, и давление внутри крыла всегда остается максимально возможным, равным скоростному напору.

Таким образом, вытекание воздуха из оболочки 1, и, как следствие, возможность полного, или частичного сложения крыла исключается при любых режимах полета, в том числе, при турбулентности.

Достаточная ширина щели 4, обеспечивает быстрое первоначальное воздухонаполнение и принятие рабочего состояния крыла из гибкого, воздухонепроницаемого материала, позволяют использовать изобретение, в том числе и в парашютной технике.

Полотна клапанов 5 и 6, прижатые, в рабочем состоянии, к носку профиля 3 изнутри, образуют гладкий, без щелей, носок аэродинамического профиля, что обеспечивает наиболее плавное обтекание и минимальное лобовое сопротивление гибкого крыла.

Максимально достижимое внутреннее давление, равное полному давлению торможения 12 внутри оболочки 1 крыла, обеспечивает его максимальную жесткость и уменьшает потребное количество строп, что также способствует снижению лобового сопротивления и повышению аэродинамического качества гибкого крыла.

Промышленная применимость.

Предлагаемое решение было проверено экспериментально на макете, представляющем собой жесткий фрагмент аэродинамического профиля с концевыми нервюрами на концах одна из которых снабжена отверстием с возможностью перекрытия, и щелью в носке профиля 3, перекрытой гибкими полотнами. Макет был помещен в воздушный поток скоростью до 40 м/с.

При открытом отверстии в концевой нервюре, воздух свободно проходил внутрь макета сквозь щели в носке профиля, выходя наружу через отверстие в концевой нервюре. б

Полотна, при этом, располагались вдоль потока воздуха внутри макета, оставляя щели в носке полностью открытыми.

При перекрытии отверстия в концевой нервюре, воздух внутри макета создавал избыточное давление, под действием которого полотна клапана, перемещаясь навстречу потоку, захлопнули щель в носке, сойдясь по линии, соответствующей положению точек торможения по размаху.

При увеличении угла атаки верхнее полотно клапана перекрывало большую часть прорезей в носке, а нижнее полотно— соответственно, меньшую, а линия их схождения перемещалась вдоль профиля вниз- назад, а при уменьшении угла атаки— наоборот, вверх.

Во всем диапазоне углов атаки вытекания воздуха через клапан воздухозаборника не наблюдалось.