RU165386U1 - AERODYNAMIC WING PROFILE OF SCREEN PLAN - Google Patents

AERODYNAMIC WING PROFILE OF SCREEN PLAN Download PDF

Info

Publication number
RU165386U1
RU165386U1 RU2015156035/11U RU2015156035U RU165386U1 RU 165386 U1 RU165386 U1 RU 165386U1 RU 2015156035/11 U RU2015156035/11 U RU 2015156035/11U RU 2015156035 U RU2015156035 U RU 2015156035U RU 165386 U1 RU165386 U1 RU 165386U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
profile
profile contour
contour
section
wing
Prior art date
Application number
RU2015156035/11U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Павел Сергеевич Кальясов
Андрей Владимирович Февральских
Василий Владимирович Шабаров
Original Assignee
Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Нижегородский государственный университет им. Н.И. Лобачевского"
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 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Нижегородский государственный университет им. Н.И. Лобачевского" filed Critical Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Нижегородский государственный университет им. Н.И. Лобачевского"
Priority to RU2015156035/11U priority Critical patent/RU165386U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU165386U1 publication Critical patent/RU165386U1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60V—AIR-CUSHION VEHICLES
    • B60V1/00—Air-cushion
    • B60V1/08—Air-cushion wherein the cushion is created during forward movement of the vehicle by ram effect
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/14—Aerofoil profile

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

1. Несущая поверхность крыла экраноплана с аэродинамическим профилем, содержащим носик и хвостик, соединенные верхней частью контура профиля и состоящей из носового, среднего и кормового участков нижней частью контура профиля, образующими контур профиля несущей поверхности, обеспечивающей собственную устойчивость крыла на высотах с сильным и слабым проявлением экранного эффекта, отличающаяся тем, что носик имеет каплевидную форму, сопряженную с первым вогнутым участком нижней части контура профиля, переходящим в первый прямолинейный участок нижней части контура профиля, сопряженный в свою очередь со вторым вогнутым участком нижней части контура профиля, переходящим во второй прямолинейный участок нижней части контура профиля, соединенный с хвостиком профиля.2. Несущая поверхность крыла по п. 1, отличающаяся тем, что носовой и средний участки нижней части контура профиля образованы первыми вогнутым участком и прямолинейным участком нижней части контура профиля, а кормовой участок нижней части контура профиля образован вторыми вогнутым участком и прямолинейным участком нижней части контура профиля.1. The supporting surface of the winged wing with an aerodynamic profile containing a nose and tail, connected by the upper part of the profile contour and consisting of the bow, middle and aft sections of the lower part of the profile contour, forming the profile profile of the bearing surface, providing its own stability at heights with strong and weak the manifestation of the screen effect, characterized in that the nose has a teardrop shape, conjugated with the first concave portion of the lower part of the profile contour, passing into the first rectilinear a section of the lower part of the profile contour conjugated in turn with a second concave portion of the lower part of the profile contour turning into a second rectilinear portion of the lower part of the profile contour connected to the tail of the profile. 2. The wing bearing surface according to claim 1, characterized in that the fore and middle sections of the lower part of the profile contour are formed by the first concave section and the straight section of the lower part of the profile contour, and the aft section of the lower part of the profile contour is formed by the second concave section and the straight part of the lower part of the profile contour .

Description

Полезная модель относится к аппаратам, использующим экранный эффект.The utility model relates to devices using a screen effect.

Известен аэродинамический профиль крыла экраноплана типа CLARK, применяемый на удачных конструкциях экранопланов (см. фиг 1).The aerodynamic wing profile of a winged wing type CLARK is known to be used on successful winged wing structures (see FIG. 1).

Указанный профиль характеризуется большой кривизной носика, малой кривизной носового участка нижней части контура, прямыми средними и кормовыми участками нижней части контура.The specified profile is characterized by a large curvature of the nose, small curvature of the nasal portion of the lower part of the contour, direct middle and aft sections of the lower part of the contour.

При этом применение указанного профиля на несущих крыльях экранопланов не обеспечивает условие продольной устойчивости экраноплана во всем диапазоне положений центра тяжести экраноплана.Moreover, the use of the specified profile on the supporting wings of the winged wing does not provide the condition for the longitudinal stability of the winged wing in the entire range of positions of the center of gravity of the winged wing.

Изложенное становится очевидным, если рассмотреть механизм обеспечения условий продольной устойчивости экранопланов.The foregoing becomes obvious if we consider the mechanism for ensuring the conditions of longitudinal stability of ekranoplanes.

Положение центра тяжести экраноплана (центровка) характеризуется безразмерной координатой

Figure 00000002
, отсчитанная от носика профиля в долях хорды.The position of the center of gravity of the ekranoplan (centering) is characterized by a dimensionless coordinate
Figure 00000002
counted from the nose of the profile in fractions of the chord.

Относительно передняя центровка ограничивает количество обладающих статической продольной устойчивостью компоновочных вариантов экранопланов и транспортных средств, использующих экранный эффект и воздушную подушку в качестве взлетно-посадочного устройства.Relatively forward alignment limits the number of layout variants of ekranoplanes with static longitudinal stability and vehicles using the screen effect and air cushion as a takeoff and landing device.

Известное условие статической продольной устойчивости экраноплана обеспечивается взаимным расположением фокусов по высоте, углу атаки и центра тяжести (см описание полезной модели по патенту РФ №151105, B60V 1/08, В64С 39/10, 2015):The well-known condition for the static longitudinal stability of the ekranoplan is provided by the mutual arrangement of the foci in height, angle of attack and center of gravity (see the description of the utility model according to the patent of the Russian Federation No. 151105, B60V 1/08, B64C 39/10, 2015):

Figure 00000003
Figure 00000003

Figure 00000004
Figure 00000004

где

Figure 00000005
безразмерная координата фокуса по углу атаки;Where
Figure 00000005
dimensionless focus coordinate by angle of attack;

Figure 00000006
безразмерная координата фокуса по высоте.
Figure 00000006
dimensionless focus coordinate in height.

Безразмерные координаты определены в долях хорды профиля и отсчитываются от носика к хвостику крыла в диаметральной плоскости.The dimensionless coordinates are determined in fractions of the chord of the profile and are counted from the nose to the tail of the wing in the diameter plane.

Положение фокуса по углу атаки определяется соотношениями:The position of the focus in the angle of attack is determined by the relations:

Figure 00000007
Figure 00000007

Figure 00000008
Figure 00000008

Figure 00000009
Figure 00000009

где mz - безразмерный коэффициент продольного аэродинамического момента; Mz - продольный аэродинамический момент, Нм; cy - безразмерый коэффициент аэродинамической подъемной силы, Y - аэродинамическая подъемная сила, Н; α - угол атаки, рад (см. книгу автора Остославского И.В. «Аэродинамика самолета». М., Государственное издательство оборонной промышленности, 1957, с. 8-9).where m z is the dimensionless coefficient of longitudinal aerodynamic moment; M z - longitudinal aerodynamic torque in Nm; c y is the dimensionless coefficient of aerodynamic lifting force, Y is the aerodynamic lifting force, N; α is the angle of attack, glad (see the book by the author of Ostoslavsky IV, “Aerodynamics of an airplane.” M., State Publishing House of the Defense Industry, 1957, p. 8-9).

Положение фокуса по высоте (точки приложения дополнительной подъемной силы, обусловленной изменением высоты крыла над экраном) определяется следующим соотношением:The position of the focus in height (the point of application of additional lift due to a change in the height of the wing above the screen) is determined by the following relation:

Figure 00000010
Figure 00000010

Условие (1) является условием статической продольной устойчивости экраноплана, второе условие (2) должно выполняться для всех летательных аппаратов вне зависимости от высоты движения.Condition (1) is a condition for the static longitudinal stability of the ekranoplan, the second condition (2) must be satisfied for all aircraft, regardless of the height of movement.

Условия (1)-(2) являются необходимыми, но не достаточными для обеспечения продольной динамической устойчивости и приемлемой для экипажа управляемости в продольной плоскости. Результаты натурных испытаний экранопланов и их самоходных моделей, результаты математического моделирования динамики движения и результаты исследований на пилотажных стендах рекомендуют наилучшее для комфортного пилотирования расположение фокусов: фокус по высоте в районе центра тяжести аппарата, фокус по углу атаки располагается за центром тяжести на расстоянии 15-20% средней аэродинамической хорды.Conditions (1) - (2) are necessary, but not sufficient to ensure longitudinal dynamic stability and controllability acceptable for the crew in the longitudinal plane. The results of field tests of ekranoplanes and their self-propelled models, the results of mathematical modeling of motion dynamics and the results of studies on aerobatic stands recommend the best focus arrangement for comfortable piloting: focus in height near the center of gravity of the apparatus, focus in angle of attack is located behind the center of gravity at a distance of 15-20 % of the average aerodynamic chord.

Таким образом в большинстве известных аэродинамических компоновок экранопланов центр тяжести имеет координату

Figure 00000011
, ограничивающую количество компоновочных вариантов экранопланов и условия их эксплуатации.Thus, in most known aerodynamic configurations of ekranoplanes, the center of gravity has a coordinate
Figure 00000011
, limiting the number of layout options ekranoplanes and the conditions of their operation.

Предпосылками обеспечения продольной устойчивости в расширенном интервале центровок являются:Prerequisites for ensuring longitudinal stability in the extended centering interval are:

а) положением фокуса по углу атаки управляют выбором плеча и размеров горизонтального оперения;a) the position of the focus along the angle of attack is controlled by the choice of the shoulder and the size of the horizontal tail;

б) положение фокуса по высоте определяется профилем несущего крыла экраноплана.b) the height position of the focus is determined by the profile of the winged winged wing aircraft.

На положение фокуса по высоте экраноплана оказывают меньшее влияние удлинение крыла, форма крыла в плане, а также другие элементы компоновки - фюзеляж, пилоны двигателей, шайбы.The lengthening of the wing, the shape of the wing in plan, and also other layout elements - the fuselage, engine pylons, and washers have less influence on the position of the focus along the height of the winged wing.

Выбор профиля несущего крыла экраноплана в большей степени влияет на положение фокуса по высоте, однако такое влияние недостаточно эффективно в известном наиболее близком техническом решении, принятом в качестве прототипа (см. описание изобретения «Аэродинамический профиль крыла экраноплана» по патенту РФ №2118269, В64С 3/14, В60М 1/08, 1998), представляющим собой аэродинамический профиль крыла экраноплана, обладающий собственной устойчивостью на высотах как с сильным, так и со слабым проявлением экранного эффекта.The choice of the profile of the winged winged wing to a greater extent affects the position of the focus in height, however, this effect is not effective enough in the well-known closest technical solution adopted as a prototype (see the description of the invention "Aerodynamic profile of the winged wing" according to RF patent No. 2118269, B64C 3 / 14, В60М 1/08, 1998), which is the aerodynamic profile of the winged wing of the winged aircraft, which has its own stability at altitudes with both strong and weak manifestations of the screen effect.

В указанном прототипе положение аэродинамического фокуса по углу атаки соответствует 25% хорды профиля, положение фокуса по высоте данного профиля не определено. Данный профиль отличается от профиля типа CLARK S-образной формой средней линии за счет отогнутого хвостика, что не оказывает влияния на характеристики продольной аэродинамической устойчивости и позволяет рассматривать профиль типа CLARK и профиль, принятый в качестве прототипа, как идентичные. В ряде компоновочных вариантов экранопланов имеет место относительно задняя центровка с координатойIn this prototype, the position of the aerodynamic focus in terms of angle of attack corresponds to 25% of the profile chord, the focus position in height of this profile is not defined. This profile differs from the CLARK type profile in the S-shape of the midline due to the bent tail, which does not affect the longitudinal aerodynamic stability characteristics and allows considering the CLARK type profile and the profile adopted as a prototype as identical. In a number of layout variants of ekranoplanes, there is a relatively rear alignment with the coordinate

Figure 00000012
Figure 00000012

и, в соответствии с требованиями динамической устойчивости и управляемости фокус по высоте должен быть расположен ближе к хвостику профиля крыла, чем фокус по высоте экранопланов с крыльями, выполненными с использованием прототипа, что является недостатком прототипа.and, in accordance with the requirements of dynamic stability and controllability, the focus in height should be located closer to the tail of the wing profile than the focus in height of the ekranoplanes with wings made using the prototype, which is a disadvantage of the prototype.

Задача, решаемая предлагаемой полезной моделью - смещение аэродинамического фокуса по высоте к хвостику профиля крыла, за счет увеличения давления на кормовом участке нижней части крыла при приближении его к экрану.The problem solved by the proposed utility model is the displacement of the aerodynamic focus in height to the tail of the wing profile, due to increased pressure on the aft section of the lower part of the wing as it approaches the screen.

Технический результат от использования полезной модели заключается в повышение надежности обеспечения динамической продольной устойчивости и продольной управляемости экраноплана при его движении на высотах с сильным и слабым проявлением экранного эффекта в расширенном диапазоне центровок, а также увеличение аэродинамического качества крыла.The technical result of using the utility model is to increase the reliability of providing dynamic longitudinal stability and longitudinal controllability of the ekranoplane when it moves at heights with strong and weak manifestation of the screen effect in an extended range of alignments, as well as an increase in the aerodynamic quality of the wing.

Для достижения указанного технического результата в несущей поверхности крыла экраноплана с аэродинамическим профилем, содержащим носик и хвостик, соединенные верхней частью контура профиля и состоящей из носового, среднего и кормового участков нижней частью контура профиля, образующими контур профиля несущей поверхности, обеспечивающей собственную устойчивость крыла на высотах с сильным и слабым проявлением экранного эффекта, носик имеет каплевидную форму, сопряженную с первым вогнутым участком нижней части контура профиля, переходящим в первый прямолинейный участок нижней части контура профиля, сопряженный в свою очередь со вторым вогнутым участком нижней части контура профиля, переходящим во второй прямолинейный участок нижней части контура профиля, соединенный с хвостиком профиля.To achieve the specified technical result, in the bearing surface of the winged wing with an aerodynamic profile containing a nose and tail, connected by the upper part of the profile contour and consisting of the bow, middle and aft sections of the lower part of the profile contour, forming the profile profile of the bearing surface, providing its own wing stability at heights with a strong and weak manifestation of the screen effect, the spout has a drop-shaped form, conjugated with the first concave portion of the lower part of the profile contour, dyaschim the first straight portion lower profile circuit coupled in turn to a second concave portion of the lower profile contour, passing the second straight portion lower profile circuit coupled with the tail profile.

В частном случае выполнения предлагаемой несущей поверхности крыла носовой и средний участки нижней части контура профиля образованы первыми вогнутым участком и прямолинейным участком нижней части контура профиля, а кормовой участок нижней части контура профиля образован вторыми вогнутым участком и прямолинейным участком нижней части контура профиля.In the particular case of the proposed wing bearing surface, the nasal and middle sections of the lower part of the profile contour are formed by the first concave section and the rectilinear section of the lower part of the profile contour, and the aft section of the lower part of the profile contour is formed by the second concave section and the rectilinear section of the lower part of the profile contour.

На фиг. 1 показан аэродинамический профиль крыла экраноплана типа CLARK; на фиг. 2 - предлагаемый профиль; на фиг. 3 - графики изменения координаты фокуса по высоте

Figure 00000013
от коэффициента подъемной силы cy на экранной высоте
Figure 00000014
для профиля типа CLARK и предлагаемого профиля; на фиг. 4 - графики изменения координаты центра давления
Figure 00000015
, отсчитываемой в долях хорды от носка профиля, на высоте
Figure 00000016
для профиля типа CLARK и предлагаемого профиля и на фиг. 5 - графики изменения аэродинамического качества
Figure 00000017
на режиме
Figure 00000018
.In FIG. 1 shows the aerodynamic profile of a winged wing type CLARK; in FIG. 2 - proposed profile; in FIG. 3 - graphs of changes in the coordinate of the focus in height
Figure 00000013
the lift coefficient c y at the screen height
Figure 00000014
for the CLARK type profile and the proposed profile; in FIG. 4 - graphs of changes in the coordinates of the center of pressure
Figure 00000015
, measured in fractions of the chord from the nose of the profile, at a height
Figure 00000016
for a CLARK type profile and the proposed profile, and in FIG. 5 - graphs of changes in aerodynamic quality
Figure 00000017
on mode
Figure 00000018
.

Предлагаемая несущая поверхность крыла экраноплана (см фиг. 2) имеет аэродинамический профиль, который содержит носик 1 и хвостик 2, соединенные верхней частью 3 контура профиля и нижней частью 4 контура профиля. При этом носик 1 имеет каплевидную форму, сопряженную с первым (носовым) вогнутым участком 5 нижней части 4 контура профиля, переходящим в первый (средний) прямолинейный участок 6 нижней части 4 контура профиля, сопряженный в свою очередь со вторым вогнутым участком 7 нижней части 4 контура профиля, переходящим во второй прямолинейный участок 8 нижней части контура профиля, соединенный с хвостиком 2 профиля, причем вторые вогнутый участок 7 и прямолинейный участок 8 нижней части 4 контура профиля образуют кормовой участок нижней части 4 контура.The proposed bearing surface of the wing of the winged wing (see Fig. 2) has an aerodynamic profile, which contains a nose 1 and a tail 2 connected by the upper part 3 of the profile contour and the lower part 4 of the profile contour. In this case, the spout 1 has a drop-shaped form, conjugated with the first (nasal) concave section 5 of the lower part 4 of the profile contour, turning into the first (middle) rectilinear section 6 of the lower part 4 of the profile contour, which in turn is conjugated with the second concave section 7 of the lower part 4 the profile contour passing into the second straight portion 8 of the lower part of the profile contour connected to the tail 2 of the profile, the second concave portion 7 and the straight portion 8 of the lower part 4 of the profile contour form the aft portion of the lower part 4 of the contour.

При обтекании крыла, в области сопряжения первого вогнутого участка 5 нижней части 4 контура профиля и первого прямолинейного участка 6 нижней части 4 контура профиля формируется вихрь с поперечной осью и положительной циркуляцией. Интенсивность этого вихря растет с приближением крыла к экрану и при приближении к экрану кормовые участки крыла оказываются в зоне дополнительных положительных скосов потока, индуцируемых поперечным вихрем, сформированным первым вогнутым участком 5 нижней части 4 контура профиля и первым прямолинейным участком 6 нижней части 4 контура профиля. Аналогичный вихрь образуется в области сопряжения второго вогнутого участка 7 нижней части 4 контура профиля и второго прямолинейного участка 8 нижней части 4 контура профиля. Это ведет к перераспределению давления на нижней части крыла и смещению фокуса по высоте к хвостику профиля.When flowing around the wing, in the interface between the first concave portion 5 of the lower part 4 of the profile contour and the first rectilinear portion 6 of the lower part 4 of the profile contour, a vortex with a transverse axis and positive circulation is formed. The intensity of this vortex increases with the wing approaching the screen and, when approaching the screen, the aft wing sections are in the zone of additional positive bevels of the flow induced by the transverse vortex formed by the first concave section 5 of the lower part 4 of the profile contour and the first rectilinear section 6 of the lower part 4 of the profile contour. A similar vortex is formed in the interface between the second concave section 7 of the lower part 4 of the profile contour and the second rectilinear section 8 of the lower part 4 of the profile contour. This leads to a redistribution of pressure on the lower part of the wing and a shift of focus in height to the tail of the profile.

Графические зависимости на фигурах 3-5 (кривая А - предлагаемый профиль, кривая В - профиль типа CLARK) показывают, что применение предлагаемого профиля обеспечивает положение фокуса по высоте ближе на 10-12% длины хорды к хвостику профиля, в сравнении с расположением фокуса по высоте традиционного для экранопланов профиля типа CLARK на крейсерских углах атаки крыла, соответствующих коэффициенту подъемной силы профиля cy=0.9-1.1 (в представленных на фиг. 3-5 результатах число Рейнольдса Re=2.5·106 и изменение коэффициента подъемной силы cy реализовано через изменение угла атаки) и таким образом повышение надежности обеспечения динамической продольной устойчивости и продольной управляемости экраноплана при его движении на высотах с сильным и слабым проявлением экранного эффекта в расширенном диапазоне центровокThe graphical dependencies in figures 3-5 (curve A is the proposed profile, curve B is the CLARK type profile) show that the application of the proposed profile ensures the focus position in height is closer to 10-12% of the chord length to the tail of the profile, in comparison with the focus location along the height of the CLARK-type profile traditional for ekranoplanes at cruising wing angles of attack corresponding to the profile lift coefficient c y = 0.9-1.1 (in the results presented in Figs. 3-5, the Reynolds number Re = 2.5 · 10 6 and the change in the lift coefficient c y cher change of angle of attack), and thus increase reliability and provide dynamic longitudinal stability and controllability longitudinal WIG during its motion at heights with strong and weak expression of ground effect in the expanded range CG

Одновременно предлагаемый профиль обуславливает более кормовое расположение центра давления, что в общепроектном плане благоприятно для аэродинамических компоновок экранопланов, у которых в качестве взлетно-посадочного устройства используется воздушная подушка. Применение предлагаемого профиля при прочих равных условиях ведет в сравнении с применением профиля типа CLARK к увеличению аэродинамического качества.At the same time, the proposed profile determines a more aft location of the pressure center, which is generally favorable for aerodynamic configurations of ekranoplanes, in which an air cushion is used as a take-off and landing device. The use of the proposed profile, ceteris paribus, leads in comparison with the use of a CLARK type profile to increase aerodynamic quality.

Промышленная применимость полезной модели подтверждена численными экспериментами и модельными испытаниями. Опытный образец используется судостроительной компанией «Аэроход» в проектировании амфибийного судна на воздушной подушке с аэродинамической разгрузкой, использующего экранный эффект на основном (крейсерском) режиме движения.The industrial applicability of the utility model is confirmed by numerical experiments and model tests. The prototype is used by the Aerohod shipbuilding company in the design of an amphibious hovercraft with aerodynamic unloading, using the screen effect in the main (cruising) mode of movement.

Claims (2)

1. Несущая поверхность крыла экраноплана с аэродинамическим профилем, содержащим носик и хвостик, соединенные верхней частью контура профиля и состоящей из носового, среднего и кормового участков нижней частью контура профиля, образующими контур профиля несущей поверхности, обеспечивающей собственную устойчивость крыла на высотах с сильным и слабым проявлением экранного эффекта, отличающаяся тем, что носик имеет каплевидную форму, сопряженную с первым вогнутым участком нижней части контура профиля, переходящим в первый прямолинейный участок нижней части контура профиля, сопряженный в свою очередь со вторым вогнутым участком нижней части контура профиля, переходящим во второй прямолинейный участок нижней части контура профиля, соединенный с хвостиком профиля.1. The supporting surface of the winged wing with an aerodynamic profile containing a nose and tail, connected by the upper part of the profile contour and consisting of the bow, middle and aft sections of the lower part of the profile contour, forming the profile profile of the bearing surface, providing its own stability at heights with strong and weak the manifestation of the screen effect, characterized in that the nose has a teardrop shape, conjugated with the first concave portion of the lower part of the profile contour, passing into the first rectilinear a section of the lower part of the profile contour conjugated in turn with a second concave portion of the lower part of the profile contour turning into a second rectilinear portion of the lower part of the profile contour connected to the tail of the profile. 2. Несущая поверхность крыла по п. 1, отличающаяся тем, что носовой и средний участки нижней части контура профиля образованы первыми вогнутым участком и прямолинейным участком нижней части контура профиля, а кормовой участок нижней части контура профиля образован вторыми вогнутым участком и прямолинейным участком нижней части контура профиля.
Figure 00000001
2. The wing bearing surface according to claim 1, characterized in that the fore and middle sections of the lower part of the profile contour are formed by the first concave section and the rectilinear section of the lower part of the profile contour, and the aft section of the lower part of the profile contour is formed by the second concave section and the rectilinear section of the lower part profile contour.
Figure 00000001
RU2015156035/11U 2015-12-28 2015-12-28 AERODYNAMIC WING PROFILE OF SCREEN PLAN RU165386U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015156035/11U RU165386U1 (en) 2015-12-28 2015-12-28 AERODYNAMIC WING PROFILE OF SCREEN PLAN

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015156035/11U RU165386U1 (en) 2015-12-28 2015-12-28 AERODYNAMIC WING PROFILE OF SCREEN PLAN

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU165386U1 true RU165386U1 (en) 2016-10-20

Family

ID=57138830

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015156035/11U RU165386U1 (en) 2015-12-28 2015-12-28 AERODYNAMIC WING PROFILE OF SCREEN PLAN

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU165386U1 (en)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11148788B2 (en) Curved wingtip for aircraft
US6923403B1 (en) Tailed flying wing aircraft
US8439310B2 (en) Aircraft presenting two pairs of wings and fuel tanks in fluid communication
US10899447B2 (en) Methods for improvements of the box wing aircraft concept and corresponding aircraft configuration
US1939682A (en) Aircraft
EP3279082A1 (en) Aircraft having supporting fuselage
GB2542664A (en) Fluid flow control for an aerofoil
RU165386U1 (en) AERODYNAMIC WING PROFILE OF SCREEN PLAN
RU166274U1 (en) AERODYNAMIC WING PROFILE OF SCREEN PLAN
RU166327U1 (en) AERODYNAMIC WING PROFILE OF SCREEN PLAN
CN203032931U (en) Airfoil boat structure with joined-wing configuration
US11345461B2 (en) Wing tip device
US20140151511A1 (en) Aircraft with at least two aircraft fuselages and two main wings
RU2398709C1 (en) Aircraft and its swept wing
Rojewski et al. NUMERCIAL ANALYSIS OF INFLUENCE OF THE WING IN GROUND EFFECT ON AIRCRAFT LIFT COEFFICIENT AND ON CAR DOWNFORCE COEFFICIENT
RU2540293C1 (en) Aircraft wing
RU2820266C1 (en) Aircraft fuselage
CN206615385U (en) A kind of fixed-wing unmanned plane
CN109484622A (en) A kind of high subsonic speed sweep wing aircraft aerodynamic arrangement using leading edge braced wing
Petrov et al. Experimental investigations of externally blown flap efficiency on the model of short takeoff and landing twin-engine transport aircraft
RU2683404C1 (en) Aircraft wing
RU2792363C1 (en) Airfoil of a regional aircraft wing
RU2544453C1 (en) Staroverov's aircraft-2
RU2382718C1 (en) Executive jet
Jamei et al. Aerodynamic behavior of a compound wing configuration in ground effect

Legal Events

Date Code Title Description
MM9K Utility model has become invalid (non-payment of fees)

Effective date: 20201229

NF9K Utility model reinstated

Effective date: 20220127