RU2103199C1 - Short take-off and landing aircraft - Google Patents
Short take-off and landing aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2103199C1 RU2103199C1 RU96114015A RU96114015A RU2103199C1 RU 2103199 C1 RU2103199 C1 RU 2103199C1 RU 96114015 A RU96114015 A RU 96114015A RU 96114015 A RU96114015 A RU 96114015A RU 2103199 C1 RU2103199 C1 RU 2103199C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- take
- auxiliary
- landing
- balancing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к самолетам различного назначения, осуществляющим взлет с разбегом и посадку с пробегом. The present invention relates to airplanes for various purposes, carrying out take-off and takeoff landing.
Известны самолеты вертикального взлета и посадки Як-38, Як-141 и др., у которых вертикальную силу, уравновешивающую силу веса на нулевой и малой скорости полета, создают отклонением поворотного сопла подъемно-маршевого двигателя и тягой установленных практически вертикально дополнительных подъемных двигателей. Однако, такое техническое решение приводит к существенному (на 60. . . 70%) увеличению взлетной массы при одинаковых летно-технических характеристиках по сравнению с самолетом обычного взлета и посадки и, кроме того, усложняет эксплуатацию, поскольку необходимо обслуживать два типа двигателей (подъемно-маршевые и подъемные). Yak-38, Yak-141, etc. vertical take-off and landing planes are known, in which the vertical force balancing the weight force at zero and low flight speed is created by deflecting the rotary nozzle of the lift-propulsion engine and the thrust of additional lifting engines installed almost vertically. However, such a technical solution leads to a significant (by 60... 70%) increase in take-off mass with the same flight performance compared to a conventional take-off and landing aircraft and, in addition, complicates operation, since it is necessary to service two types of engines (lift -marching and lifting).
Известны самолеты вертикального или короткого взлета и посадки, например "Хариер", у которых вертикальную силу, уравновешивающую силу веса на нулевой и малой скорости полета, создают поворотом силы тяги подъемно-маршевого двигателя специальной схемы, обеспечивающего прохождение результирующей вертикальной составляющей тяги через центр масс самолета. В таком двухконтурном двигателе воздух внутреннего контура истекает через поворотные сопла, расположенные позади центра масс, а воздух внешнего контура - через поворотные сопла впереди центра масс. Применение единой силовой установки упрощает эксплуатацию, однако не приводит к снижению весовых затрат. Кроме того, из-за необходимости расположения силовой установки в районе центра масс самолета, невозможно обеспечить достаточную длину воздухозаборников и малую площадь миделевого сечения, которые необходимы для достижения сверхзвуковой скорости полета. Aircraft of vertical or short take-off and landing, for example, Harier, are known, in which the vertical force balancing the weight force at zero and low flight speed is created by turning the thrust of the lifting-marching engine of a special scheme that ensures the passage of the resulting vertical component of thrust through the center of mass of the aircraft . In such a dual-circuit engine, the air of the internal circuit flows out through the rotary nozzles located behind the center of mass, and the air of the external circuit flows through the rotary nozzles in front of the center of mass. The use of a single power plant simplifies operation, but does not lead to a reduction in weight costs. In addition, due to the need to locate the power plant in the vicinity of the center of mass of the aircraft, it is impossible to provide a sufficient length of air intakes and a small midsection section, which are necessary to achieve supersonic flight speed.
Известна схема самолета вертикального взлета и посадки, использующая единую силовую установку с выносным подъемным устройством, например, выносной форсажной камерой (ВФК), в котором вертикальная сила впереди центра масс самолета создается за счет подогреваемой в дополнительной форсажной камере струи газов, отбираемых от внешнего контура двухконтурного турбореактивного двигателя (см. Экспресс-информация ЦИАМ, N48, 1985г.). Однако, применение ВФК ставит перед разработчиками самолетов ряд проблем, связанных с наличием мощной высокотемпературной (Тф= 1500...1800К) струи выхлопных газов, истекающей из ВФК. Прежде всего это вопросы отрицательного взаимодействия струи с планером и взлетно-посадочной полосой, особенно грунтовой. Кроме того, необходимо отметить относительно высокий расход топлива на взлетно-посадочных режимах при включенной ВФК. Для обеспечения вертикального взлета дополнительные весовые затраты по сравнению с самолетом обычного взлета/посадки также составляют 60. ..70%. При отказе от вертикального взлета с применением только взлета с коротким разбегом весовые издержки существенно снижаются и могут быть доведены до 25%. A known vertical take-off and landing airplane scheme using a single power unit with a remote lifting device, for example, an external afterburner (VFK), in which the vertical force in front of the center of mass of the aircraft is generated by a stream of gases taken from an external afterburner that are taken from the external bypass circuit turbojet engine (see TsIAM Express Information, N48, 1985). However, the application of the VFK poses a number of problems for aircraft developers related to the presence of a powerful high-temperature (Tf = 1500 ... 1800K) exhaust gas stream flowing out of the VFK. First of all, these are issues of the negative interaction of the jet with the glider and the runway, especially unpaved. In addition, it is necessary to note the relatively high fuel consumption during takeoff and landing modes when the IFC is on. To ensure vertical take-off, additional weight costs in comparison with an ordinary take-off / landing airplane are also 60. ..70%. If you refuse vertical take-off using only take-off with a short take-off, the weight costs are significantly reduced and can be brought up to 25%.
Известны самолеты укороченного взлета и посадки в схеме "утка" с отклоняемым вектором тяги (ОВТ) двигателей, например, экспериментальный самолет F-15SMTD (США). На взлете и посадке при отклонении вниз струй двигателей создают дополнительную подъемную силу, а создаваемый момент на пикирование компенсируют отклонением на увеличение угла атаки переднего горизонтального оперения (ПГО). Однако, ограниченные несущие способности ПГО (СуПГОмах<1.5) позволяют сбалансировать момент от отклонения сопла на ограниченный угол (5. ..10o). В результате, суммарная подъемная сила самолета возрастает менее чем в 1.5 раза, обеспечивая сокращение примерно на такую же величину длины разбега и пробега.Known aircraft for short take-off and landing in the "duck" scheme with a thrust vector (OVT) of engines, for example, the experimental aircraft F-15SMTD (USA). At take-off and landing, when the jets of engines are deflected downward, additional lifting force is created, and the created dive moment is compensated by a deviation of an increase in the angle of attack of the front horizontal tail unit (PGO). However, the limited load-bearing capacities of the PGO (With yPGOmax <1.5) make it possible to balance the moment from the nozzle deflection to a limited angle (5. ..10 o ). As a result, the total lift of the aircraft increases by less than 1.5 times, providing a reduction of approximately the same length of the take-off and run.
Известна компоновочная схема самолета Ту-144 (см. Техническое описание самолета Ту-144 - прототип), содержащая фюзеляж, консоли крыла, силовую установку, систему управления и выдвижные вспомогательные высоконесущие аэродинамические поверхности, расположенные впереди центра масс самолета. По такой же схеме выполнен, например, французский истребитель Мираж. При взлете и посадке указанные поверхности выдвигают в поток для компенсации пикирующего момента при отклонении элевонов крыла вниз, что увеличивает коэффициент подъемной силы. Действительно, на Ту-144 вспомогательные несущие поверхности имеют пятизвенный профиль и создают аэродинамическую подъемную силу с коэффициентом Су = 4. Применение указанных поверхностей относительной площадью Sотн = 1.5% от площади основного крыла увеличивает суммарный коэффициент подъемной силы самолета на 20...25% за счет возможности сбалансировать продольный момент от отклонения элевонов вниз. Это обеспечивает сокращение примерно на такую же величину длины разбега и пробега. Снижение посадочной скорости составляет 10...15%. Во время крейсерского полета вспомогательные поверхности убираются в фюзеляж. Однако, такая схема не обеспечивает существенного (в несколько раз) сокращения длины разбега и пробега.A known layout of the Tu-144 aircraft (see Technical description of the Tu-144 aircraft is a prototype), containing the fuselage, wing consoles, power plant, control system and retractable auxiliary highly bearing aerodynamic surfaces located in front of the center of mass of the aircraft. According to the same scheme, for example, the French Mirage fighter was made. During take-off and landing, these surfaces are pushed into the stream to compensate for the diving moment when the wing elevons deviate down, which increases the lift coefficient. Indeed, on Tu-144 auxiliary bearing surfaces have a five-link profile and create aerodynamic lifting force with a coefficient С у = 4. The use of these surfaces with a relative area S rel = 1.5% of the area of the main wing increases the total coefficient of aircraft lifting force by 20 ... 25 % due to the ability to balance the longitudinal moment from the deviation of the elevons down. This provides a reduction of approximately the same length of the take-off and run. The decrease in landing speed is 10 ... 15%. During a cruise flight, the auxiliary surfaces are retracted into the fuselage. However, such a scheme does not provide a significant (several-fold) reduction in the take-off and run lengths.
Задача данного изобретения - снижение длины разбега и пробега самолетов с относительно большой (более 0.5...0.6) тяговооруженностью в несколько раз при минимальных дополнительных весовых затратах и предотвращении разрушающего воздействия выхлопных струй на взлетно- посадочную полосу и конструкцию самолета. Кроме того, предлагаемый способ сокращения длины разбега и пробега может использоваться и для полета с очень малыми скоростями, необходимыми, например, при проведении спасательных операций, десантировании грузов, тушении пожаров и т. п. The objective of the invention is to reduce the take-off and run length of aircraft with relatively large (more than 0.5 ... 0.6) thrust-bearing ratios by several times with minimal additional weight costs and preventing the destructive effect of exhaust jets on the runway and aircraft structure. In addition, the proposed method of reducing the take-off and run lengths can also be used for flying at very low speeds, necessary, for example, during rescue operations, landing of cargoes, extinguishing fires, etc.
Технический результат состоит в существенном (в несколько раз) увеличении коэффициента подъемной силы самолета. При интенсивности выдува, заметно (более чем в 1.5 раза) превышающей интенсивность выдува, необходимую для обеспечения безотрывного обтекания, точка торможения смещается вниз по потоку за пределы твердой поверхности профиля сверхвысоконесущей поверхности (СВНП), что позволяет существенно увеличить коэффициент подъемной силы по сравнению с известными энергетическими системами увеличения подъемной силы. The technical result consists in a significant (several times) increase in the lift coefficient of the aircraft. When the blowing intensity is noticeably (more than 1.5 times) higher than the blowing intensity necessary to ensure continuous flow, the braking point shifts downstream beyond the solid surface profile of the ultra-high-bearing surface (UHF), which can significantly increase the lift coefficient compared to the known energy systems to increase lift.
Технический результат достигается тем, что в самолете применяют вспомогательные высоконесущие поверхности, расположенные впереди центра масс, которые выполнены по профилю с цилиндрической носовой частью и относительной толщиной 20...60% хорды, содержат расположенные на передней кромке и верхней поверхности профиля щели суммарной площадью 0.1...1.0% от площади указанных поверхностей и имеют механизм изменения в полете угла установки относительно продольной оси самолета. Кроме того, самолет снабжен системой отбора от силовой установки сжатого газа и подвода этого газа к вспомогательным поверхностям, а для балансировки кабрирующего момента имеет специальные средства, расположенные за центром масс. The technical result is achieved in that the aircraft uses auxiliary highly-bearing surfaces located in front of the center of mass, which are made along the profile with a cylindrical nose and a relative thickness of 20 ... 60% of the chord, and contain slots with a total area of 0.1 located on the leading edge and upper surface of the profile. ... 1.0% of the area of these surfaces and have a mechanism for changing the angle of installation in flight relative to the longitudinal axis of the aircraft. In addition, the aircraft is equipped with a selection system from the power plant of the compressed gas and the supply of this gas to the auxiliary surfaces, and for balancing the cabriding moment has special means located behind the center of mass.
Для сокращения длины разбега и пробега применяют расположенные впереди центра масс сверхвысоконесущие поверхности (СВНП) совместно с отклонением вектора тяги двигателей. СВНП представляют собой несущие поверхности большого удлинения ( λконсоли = 3...5) с обдувом верхней поверхности интенсивными щелевыми струями и используются на взлетно- посадочных режимах, а в полете их убирают в фюзеляж или наплыв крыла.To reduce the take-off and run lengths, ultra-high-bearing surfaces (SICs) located in front of the center of mass are used together with the deviation of the engine thrust vector. SNVs are load-bearing surfaces of large elongation (λ of the console = 3 ... 5) with blowing of the upper surface by intense slotted jets and are used in take-off and landing modes, and in flight they are removed to the fuselage or wing influx.
В эксперименте в аэродинамической трубе доказано, что при выдуве интенсивных щелевых струй по касательной к поверхности профиля с коэффициентом импульса струи Cμ = 9.0 на носке профиля, образованного цилиндром с относительным диаметром 40% хорды и цилиндрической образующей верхней поверхности с радиусом кривизны 80% хорды при угле атаки 70oC достигается величина коэффициента подъемной силы СY>20. При этом точка торможения находится на выдуваемой струе вне твердой поверхности профиля СВНП.In an experiment in a wind tunnel, it was proved that when intense slotted jets are blown tangentially to the profile surface with a jet momentum coefficient C μ = 9.0 on the nose of the profile formed by a cylinder with a relative diameter of 40% chord and a cylindrical generatrix of the upper surface with a radius of curvature of 80% chord at angle of attack of 70 o C is achieved value of the coefficient of lifting force With Y > 20. In this case, the braking point is located on the blown jet outside the solid surface of the air-tightening airfoil profile.
В результате, размерная величина подъемной силы СВНП площадью около 10% от площади крыла примерно равна подъемной силе крыла. Кроме того, СВНП создают кабрирующий момент, для балансировки которого создают направленную вверх и приложенную позади центра масс силу с помощью дополнительного средства, например, или закрылков со струйной механизацией, или дополнительных СВНП, или отклоняемых сопел двигателей. Таким образом, суммарная подъемная сила самолета (СВНП, крыла и дополнительного средства для балансировки) в 2. ..4 раза (в зависимости от назначения, компоновки и тяговооруженности самолета) превышает подъемную силу самолета традиционной схемы, что и позволяет сократить длину разбега и пробега. As a result, the dimensional magnitude of the lift force of the SNP with an area of about 10% of the wing area is approximately equal to the lift force of the wing. In addition, SNPs create a converging moment, for the balancing of which they create a force directed upward and applied behind the center of mass with the help of additional means, for example, either flaps with jet mechanization, or additional SNPs, or deviated engine nozzles. Thus, the total lifting force of the aircraft (SVNP, wings and additional means for balancing) is 2. ..4 times (depending on the purpose, layout and thrust of the aircraft) exceeds the lifting force of the aircraft of the traditional scheme, which allows to reduce the take-off and mileage .
Для самолетов с тяговооруженностью более 0.8, использующих форсажный двигатель, для использования на режимах посадки или полета с малыми скоростями, когда потребная для горизонтального полета величина продольной составляющей тяги незначительна (7...20% полетного веса самолета) форсажный двигатель самолета оснащают расположенным перед форсажной камерой дополнительным соплом с управляемым вектором тяги с углом отклонения струи 50...70o по отношению к продольной оси самолета, что обеспечивает минимальную скорость полета при работе двигателя на близком к максимальному бесфорсажному режиму.For aircraft with a thrust-weight ratio of more than 0.8 using an afterburner engine, for use in landing or low-speed flight modes, when the longitudinal thrust component required for horizontal flight is insignificant (7 ... 20% of the flight weight of the aircraft), the aircraft’s afterburning engine is equipped with an afterburner additional chamber with a nozzle thrust vector control jet deflection angle of 50 ... 70 o relative to the longitudinal axis of the aircraft, which provides a minimum flight speed during engine operation and close to the maximum besforsazhny regime.
На фиг. 1 показана принципиальная схема самолета. На фиг. 2 изображены основные геометрические параметры профилей СВНП. На фиг. 3 - 4 приведены экспериментальные зависимости CY(α, Cμ) и Cx(α, Cμ). . На фиг. 5 показаны примеры расчета длины разбега. Результаты расчета длины пробега приведены на фиг. 6.In FIG. 1 shows a schematic diagram of an airplane. In FIG. 2 shows the main geometric parameters of the profiles of the SIC. In FIG. Figures 3–4 show the experimental dependences C Y (α, C μ ) and C x (α, C μ ). . In FIG. 5 shows examples of calculating the take-off length. The results of calculating the path length are shown in FIG. 6.
Самолет (фиг. 1) содержит фюзеляж 1, консоли крыла 2, силовую установку 3 и выдвижные вспомогательные сверхвысоконесущие поверхности 4 с системой изменения угла установки и уборки в фюзеляж 5, трубопровод 6 подвода сжатого газа от основной или вспомогательной силовой установки 3, систему отбора сжатого газа от силовой установки 7 и систему отклонения вектора тяги маршевых двигателей 8 как средство для балансировки кабрирующего момента. Для маневренных самолетов с развитым наплывом СВНП могут убираться в наплыв крыла. Для отклонения вектора тяги двигателей могут использоваться также обдуваемые струями двигателей аэродинамические поверхности. The aircraft (Fig. 1) contains the fuselage 1,
Для самолетов, имеющих двигатели с большой степенью двухконтурности с низким коэффициентом повышения давления за вентилятором, возможно применение дополнительного вентилятора с механическим или газодинамическим приводом от основных двигателей. For aircraft with engines with a high bypass ratio with a low coefficient of pressure increase behind the fan, it is possible to use an additional fan with mechanical or gas-dynamic drive from the main engines.
Геометрические параметры профиля СВНП приведены на фиг. 2. Профиль СВНП имеет относительную толщину 20...60%, цилиндрическую носовую часть и хвостовую часть, плавно сопрягаемую с носовой. Щели для выдува сжатого газа располагаются на передней кромке и на верхней поверхности профиля. Суммарная площадь щелей для выдува сжатого воздуха с избыточным давлением более 1.5 атмосфер составляет 0.1...1.0% от площади СВНП для обеспечения коэффициента импульса струи Cμ = 1.5...10.0.The geometric parameters of the SIC profile are shown in FIG. 2. The SIC profile has a relative thickness of 20 ... 60%, a cylindrical nasal part and a tail part that smoothly mates with the nasal part. Slots for blowing compressed gas are located on the leading edge and on the upper surface of the profile. The total area of slots for blowing compressed air with an overpressure of more than 1.5 atmospheres is 0.1 ... 1.0% of the area of the air intake system to ensure the jet momentum ratio C μ = 1.5 ... 10.0.
Для самолетов схемы "утка" переднее горизонтальное оперение выполняют с изменяемой кривизной и открываемыми на взлетно-посадочных режимах щелями для обдува. For aircraft of the “duck” scheme, the front horizontal tail is performed with variable curvature and slots for blowing open on take-off and landing modes.
Взлет с коротким разбегом осуществляют следующим образом. Вначале запускают двигатели самолета и механизмом 5 устанавливают СВНП в развернутое положение с малым углом отклонения относительно продольной оси и разгоняют самолет до скорости, соответствующей 70...90% скорости отрыва. Затем, продолжая разгон, с помощью механизма 7 отбирают часть воздуха (5...30% от суммарного расхода воздуха двигателей) от силовой установки (основной или вспомогательной) 3 и по трубопроводу 6 направляют в СВНП 4. После этого СВНП поворачивают на рабочий угол 40...60o относительно продольной оси самолета, выводят самолет на расчетный угол тангажа 10...15o и отклоняют сопло маршевого двигателя 8 для компенсации кабрирующего момента. После отрыва самолет доразгоняют до скорости полета, при которой подъемная сила крыла без СВНП уравновешивает силу веса самолета, одновременно уменьшая угол отклонения СВНП и количество выдуваемого воздуха. Затем убирают СВНП в фюзеляж.Take-off with a short take-off is as follows. First, the aircraft engines are started and
Для управления самолетом на малых скоростях полета используют струйные рули, аналогичные применяемым на самолетах вертикального взлета и посадки, или обдуваемые щелевыми струями элероны и рули. To control the aircraft at low flight speeds, jet rudders are used, similar to those used on vertical take-off and landing airplanes, or ailerons and rudders are blown by slotted jets.
Посадку с коротким пробегом осуществляют следующим образом. Вначале на скорости 200...300 км/час (обычной скорости захода на посадку) механизмом 5 выдвигают и устанавливают СВНП 4 в рабочее положение. Затем с помощью механизма 7 отбирают часть воздуха от силовой установки (основной или вспомогательной) 3 и по трубопроводу 6 направляют в СВНП 4. После этого СВНП поворачивают на рабочий угол 40...60o, одновременно снижая скорость, увеличивая обороты двигателей и отклоняя сопло 8 маршевого двигателя для компенсации кабрирующего момента. После касания посадочной полосы отключают подачу сжатого воздуха и используют СВНП для дополнительного аэродинамического торможения.Landing with short mileage is as follows. Initially, at a speed of 200 ... 300 km / h (normal approach speed), the
В результате, как при отрыве, так и при заходе на посадку, подъемная сила от крыла, СВНП и вертикальная составляющая тяги двигателя уравновесят силу веса самолета на значительно меньшей скорости полета, чем без использования СВНП. Уменьшение длины разбега и пробега составит 2...4 раза. As a result, both during separation and during approach, the lift force from the wing, the air navigation system and the vertical component of the engine thrust will balance the weight of the aircraft at a much lower flight speed than without the use of air navigation system. Reducing the length of the takeoff and run will be 2 ... 4 times.
Для подтверждения работоспособности предлагаемой схемы проведены расчетные и экспериментальные исследования. To confirm the operability of the proposed scheme, computational and experimental studies were carried out.
Результаты экспериментальных исследований в аэродинамической трубе ЦАГН в виде зависимостей CY(α, Cμ) и Cx(α, Cμ) для варианта СВНП удлинением 4.6 приведены на фиг. 3 - 4. Из приведенных результатов следует, что обеспечивается коэффициент подъемной силы СY > 20. Приведенные результаты показывают, что максимальное значение коэффициента подъемной силы достигается при угле атаки 70...80o.The results of experimental studies in the TsAGN wind tunnel in the form of the dependences C Y (α, C μ ) and C x (α, C μ ) for a variant of an air heater with an extension of 4.6 are shown in FIG. 3 - 4. From the above results it follows that a lift coefficient of C Y > 20 is provided. The above results show that the maximum value of the lift coefficient is achieved at an angle of attack of 70 ... 80 o .
Результаты расчета длины разбега при взлете с расчетным углом атаки при отрыве α = 12o в зависимости от тяговооруженности самолета при различных значениях относительного плеча СВНП приведены на фиг. 5. При этом рациональная относительная величина отбираемого от силовой установки сжатого воздуха составляет 5...30%. Расчеты показывают, что использование СВНП для самолетов с тяговооруженностью более 0.6 позволяет уменьшить длину разбега в 3...5 раз.The results of calculating the take-off take-off take-off with the estimated angle of attack at separation of α = 12 o depending on the thrust-weight ratio of the aircraft at various values of the relative arm of the AIS are shown in FIG. 5. In this case, the rational relative value of the compressed air taken from the power plant is 5 ... 30%. Calculations show that the use of air navigation systems for aircraft with a thrust-weight ratio of more than 0.6 makes it possible to reduce the take-off run by 3 ... 5 times.
Результаты расчета длины пробега с расчетным углом атаки при заходе на посадку α = 15o в зависимости от взлетной тяговооруженности самолета при различных значениях относительного плеча СВНП приведена на фиг. 6. Посадочная масса самолета принята равной 0.75 от взлетной. Результаты расчетов показывают, что использование СВНП для самолетов с тяговооруженностью более 0.6 позволяет уменьшить длину пробега в 2.5...10 раз.The results of calculating the path length with the estimated angle of attack during approach α = 15 o depending on the take-off thrust-weight ratio of the aircraft at various values of the relative arm of the air traffic control system are shown in FIG. 6. The landing weight of the aircraft is assumed to be 0.75 of the take-off. The calculation results show that the use of air navigation systems for aircraft with a thrust-weight ratio of more than 0.6 makes it possible to reduce the path length by 2.5 ... 10 times.
На посадочном бесфорсажном режиме работы двигателя для больших потребных для балансировки углов отклонения вектора тяги возможно применение дополнительного сопла с направляющими створками, аналогичного по конструкции с соплом для создания реверса тяги и расположенного ближе к центру тяжести, чем основное сопло. Такое сопло, как показывают оценки, в несколько раз легче, чем основное сопло с углом отклонения струи от 0o до 90o.At the landing engine afterburning mode for large thrust vector deviation angles required for balancing, it is possible to use an additional nozzle with guide flaps, similar in design to the nozzle to create a thrust reverser and located closer to the center of gravity than the main nozzle. Such a nozzle, according to estimates, is several times lighter than the main nozzle with an angle of deviation of the jet from 0 o to 90 o .
Оценки весовых затрат на достижение сверхкороткого взлета и посадки при использовании СВНП показывают, что при обеспечении одинаковых летных данных взлетная масса самолета увеличивается менее чем на 15% по сравнению с самолетом обычной схемы. Estimates of the weighted costs of achieving ultra-short take-off and landing using an AISS show that, while providing the same flight data, the take-off mass of the aircraft increases by less than 15% compared to a conventional aircraft.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96114015A RU2103199C1 (en) | 1996-07-09 | 1996-07-09 | Short take-off and landing aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96114015A RU2103199C1 (en) | 1996-07-09 | 1996-07-09 | Short take-off and landing aircraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2103199C1 true RU2103199C1 (en) | 1998-01-27 |
| RU96114015A RU96114015A (en) | 1998-04-20 |
Family
ID=20183123
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU96114015A RU2103199C1 (en) | 1996-07-09 | 1996-07-09 | Short take-off and landing aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2103199C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2502638C2 (en) * | 2012-03-29 | 2013-12-27 | Геннадий Алексеевич Копылов | Method of additional braking of aircraft wheels and device to this end |
| RU2728017C2 (en) * | 2018-12-05 | 2020-07-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" | Short take-off and landing aircraft |
-
1996
- 1996-07-09 RU RU96114015A patent/RU2103199C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Экспресс-информация ЦИАМ, N 48, 1985. 2. Цихош Э. Сверхзвуковые самолеты. - М.: Мир, 1983, с. 262 - 365. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2502638C2 (en) * | 2012-03-29 | 2013-12-27 | Геннадий Алексеевич Копылов | Method of additional braking of aircraft wheels and device to this end |
| RU2728017C2 (en) * | 2018-12-05 | 2020-07-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" | Short take-off and landing aircraft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4767083A (en) | High performance forward swept wing aircraft | |
| US4447028A (en) | Upper surface blown powered lift system for aircraft | |
| US20040016845A1 (en) | Integrated and/or modular high-speed aircraft | |
| US4033526A (en) | Aerodynamic flow body | |
| EA021280B1 (en) | Aircraft with an integral aerodynamic configuration | |
| RU2349505C1 (en) | Method of creating aircraft lift (versions), method of flight, non-aerodynamic all-weather vtol aircraft "maxinio" (versions), methods of take-off and landing, aicraft control method and system, fuselage, wing (versions), thrust reverse and method of its operation, landing gear system, gas separation and distribution system | |
| Loth et al. | Flight performance of a circulation controlled STOL aircraft | |
| RU2442727C1 (en) | Reusable missile and aircraft unit and way to return it to spaceport | |
| US4426054A (en) | Upper surface blown powered lift system | |
| Englar et al. | STOE potential of the circulation control wing for high-performance aircraft | |
| Loth et al. | Circulation controlled STOL wing optimization | |
| US4901947A (en) | Reverse engine VSTOL | |
| US20220177115A1 (en) | High-lift device | |
| US4447027A (en) | Upper surface blown powered lift system for aircraft | |
| RU2103199C1 (en) | Short take-off and landing aircraft | |
| EP0294424A1 (en) | Vtol aircraft having combination lift and lift/cruise engines | |
| US3149805A (en) | Jet curtain v/stol system | |
| RU2321526C1 (en) | Launch vehicle recoverable booster | |
| RU2466061C2 (en) | Flight vehicle (versions), flight vehicles parts, method of exploiting flight vehicle and its parts | |
| US2998209A (en) | Multi-purpose, jet propelled aircraft | |
| Nelms | V/STOL concepts in the United States: Past, present, and future | |
| RU2789425C1 (en) | Aircraft with a hybrid power plant | |
| GB2038995A (en) | Improved flap shapes for an upper surface blowing powered lift system | |
| Sedgwick | Investigation of non-symmetric two-dimensional nozzles installed in twin-engine tactical aircraft | |
| RU2776193C1 (en) | Supersonic aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130710 |