RU2240957C2 - Method for increasing of wing lift - Google Patents
Method for increasing of wing lift Download PDFInfo
- Publication number
- RU2240957C2 RU2240957C2 RU2002100096/11A RU2002100096A RU2240957C2 RU 2240957 C2 RU2240957 C2 RU 2240957C2 RU 2002100096/11 A RU2002100096/11 A RU 2002100096/11A RU 2002100096 A RU2002100096 A RU 2002100096A RU 2240957 C2 RU2240957 C2 RU 2240957C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- air
- increasing
- engine
- turbine engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к самолетостроению.The invention relates to aircraft construction.
Известны способы механизации крыла: предкрылки, закрылки, щитки, отклоняемые носки (Аэродинамика самолета. /Под ред. Г.Н. Котельникова. - Москва, Воениздат, 1974, стр.81-83, рис.4.27, рис.4.28, рис.4.30, рис.4.32), позволяющие увеличить коэффициент подъемной силы крыла Суmax.Known methods of mechanization of the wing: slats, flaps, flaps, deflectable socks (Aerodynamics of the aircraft. / Under the editorship of GN Kotelnikov. - Moscow, Military Publishing House, 1974, p. 81-83, fig. 4.27, fig. 4.28, fig. 4.30, Fig.4.32), allowing to increase the coefficient of lift of the wing Su max .
Известен способ отсоса пограничного слоя (Аэродинамика самолета. /Под ред. Г.Н. Котельникова. - Москва, Воениздат, 1974, стр.83, рис.4.33). Эффект отсасывания пограничного слоя заключается в удалении воздуха, наиболее заторможенного в пограничном слое, что приводит к смещению точки отрыва к задней кромке крыла и увеличению Суmax.A known method of suctioning the boundary layer (Aerodynamics of the aircraft. / Under the editorship of GN Kotelnikov. - Moscow, Military Publishing, 1974, p. 83, Fig. 4.33). The suction effect of the boundary layer is to remove the air most inhibited in the boundary layer, which leads to a shift of the separation point to the trailing edge of the wing and an increase in Cy max .
Известен способ сдува пограничного слоя (Аэродинамика самолета. /Под ред. Г.Н. Котельникова. - Москва, Воениздат, 1974, стр.84, рис.4.34). В этом случае в узкую щель, расположенную вдоль задней кромки крыла, выпускается струя газа, вследствие чего увеличивается Суmax.A known method of blowing the boundary layer (Aerodynamics of the aircraft. / Under the editorship of GN Kotelnikov. - Moscow, Military Publishing, 1974, p. 84, Fig. 4.34). In this case, a gas jet is discharged into a narrow gap located along the trailing edge of the wing, as a result of which Cy max increases.
Известен способ защиты газотурбинного двигателя от попадания посторонних предметов. Способ заключается в использовании воздухозаборников, расположенных над крылом. Способ реализован на самолете МиГ-29.A known method of protecting a gas turbine engine from foreign objects. The method consists in using air intakes located above the wing. The method is implemented on a MiG-29 aircraft.
Подъемная сила, как известно, создается за счет разницы давлений под и над крылом. Чем больше эта разница, тем больше подъемная сила.Lifting force, as you know, is created due to the pressure difference under and above the wing. The greater this difference, the greater the lifting force.
Увеличение подъемной силы крыла в предлагаемом способе достигается тем, что воздух с более чем 20% верхней поверхности крыла отсасывается через отверстия, выполненные на указанной поверхности, в газотурбинный двигатель. При использовании для этих целей меньших, чем 20%, площадей положительный эффект из-за недостаточной пропускной способности входных отверстий не достигается (двигатели с большими расходами воздуха из-за повышенного сопротивления отверстий теряют давление на входе, а двигатели с малыми расходами воздуха не обеспечивают заметного повышения подъемной силы).The increase in the lifting force of the wing in the proposed method is achieved by the fact that air from more than 20% of the upper surface of the wing is sucked out through openings made on the specified surface into the gas turbine engine. If less than 20% of the areas are used for these purposes, a positive effect is not achieved due to insufficient throughput of the inlet openings (engines with high air flow rates lose inlet pressure due to the increased resistance of the openings, and motors with low air flow rates do not provide a noticeable increase lift).
На фиг.1 изображена схема отбора воздуха; на фиг.2 изображена векторная диаграмма распределения давления по крылу.Figure 1 shows a diagram of air sampling; figure 2 shows a vector diagram of the pressure distribution over the wing.
Схема (фиг.1) включает крыло 1 с отверстиями 2, расположенными на верхней поверхности, канал 3, соединяющий отверстия 2 с входом в компрессор (вентилятор) газотурбинного двигателя 4 и образующий совместно с указанными отверстиями воздухозаборник двигателя.The circuit (Fig. 1) includes a wing 1 with holes 2 located on the upper surface, a channel 3 connecting the holes 2 to the inlet of the compressor (fan) of the gas turbine engine 4 and forming, together with the holes, the air intake of the engine.
Увеличение подъемной силы крыла происходит следующим образом. При работе двигателя 4 воздух с верхней поверхности крыла отсасывается в двигатель, что приводит к понижению давления над крылом и соответственно увеличению подъемной силы.The increase in the lifting force of the wing is as follows. When the engine 4 is operating, air from the upper surface of the wing is sucked into the engine, which leads to a decrease in pressure above the wing and, accordingly, an increase in lift.
На фиг.2 показана векторная диаграмма распределения давления по крылу (Аэродинамика самолета. /Под ред. Г.Н. Котельникова. - Москва, Воениздат, 1974, стр.64, рис.4.5) при отсутствии отбора воздуха (сплошная линия) и при отборе воздуха (пунктирная линия).Figure 2 shows a vector diagram of the pressure distribution over the wing (Aerodynamics of the aircraft. / Ed. By G. N. Kotelnikov. - Moscow, Military Publishing House, 1974, p. 64, Fig. 4.5) in the absence of air sampling (solid line) and at air sampling (dashed line).
Применение данного способа позволит:The application of this method will allow:
1. Повысить подъемную силу летательного аппарата на малых и средних дозвуковых скоростях полета.1. Increase the lift of the aircraft at low and medium subsonic flight speeds.
2. Уменьшить вероятность попадания посторонних предметов в газотурбинный двигатель (за счет верхнего расположения воздухозаборника).2. Reduce the likelihood of foreign objects getting into the gas turbine engine (due to the upper position of the air intake).
Улучшение аэродинамических характеристик крыла может быть достигнуто за счет изменения формы отверстий (щелевые отверстия) и их расположения по поверхности крыла (в несколько рядов). В качестве газотурбинного двигателя рекомендуется использовать двухконтурный турбореактивный двигатель, обладающий повышенным расходом воздуха.Improving the aerodynamic characteristics of the wing can be achieved by changing the shape of the holes (slotted holes) and their location on the wing surface (in several rows). As a gas turbine engine, it is recommended to use a dual-circuit turbojet engine with increased air flow.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002100096/11A RU2240957C2 (en) | 2002-01-08 | 2002-01-08 | Method for increasing of wing lift |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002100096/11A RU2240957C2 (en) | 2002-01-08 | 2002-01-08 | Method for increasing of wing lift |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002100096A RU2002100096A (en) | 2003-09-20 |
RU2240957C2 true RU2240957C2 (en) | 2004-11-27 |
Family
ID=34309760
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002100096/11A RU2240957C2 (en) | 2002-01-08 | 2002-01-08 | Method for increasing of wing lift |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2240957C2 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2539440C1 (en) * | 2013-12-12 | 2015-01-20 | Юлия Алексеевна Щепочкина | Aircraft wing |
RU2647363C2 (en) * | 2016-09-12 | 2018-03-15 | Владимир Дмитриевич Шкилев | Method of regulating the lifting force of the aircraft |
-
2002
- 2002-01-08 RU RU2002100096/11A patent/RU2240957C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2539440C1 (en) * | 2013-12-12 | 2015-01-20 | Юлия Алексеевна Щепочкина | Aircraft wing |
RU2647363C2 (en) * | 2016-09-12 | 2018-03-15 | Владимир Дмитриевич Шкилев | Method of regulating the lifting force of the aircraft |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4604031A (en) | Hollow fluid cooled turbine blades | |
US7200999B2 (en) | Arrangement for bleeding the boundary layer from an aircraft engine | |
US7118329B2 (en) | Tip sealing for a turbine rotor blade | |
CA2614432C (en) | Particle separator using boundary layer control | |
US8210482B2 (en) | Prismatic-shaped vortex generators | |
JP3896161B2 (en) | Improve impact resistance of hollow airfoil | |
EP1298285B1 (en) | Ramped tip shelf blade | |
US6428271B1 (en) | Compressor endwall bleed system | |
CA2364321A1 (en) | Centrifugal air flow control | |
GB2402196A (en) | A laminar flow nacelle for an aircraft engine | |
US6312221B1 (en) | End wall flow path of a compressor | |
US3014640A (en) | Axial flow compressor | |
RU2240957C2 (en) | Method for increasing of wing lift | |
US20210372288A1 (en) | Compressor stator with leading edge fillet | |
CN112682107B (en) | Turbine blade trailing edge cooling structure with perforated ribs, method and gas turbine | |
CN107143383A (en) | A kind of turbine rotor blade pressure face and top compound angle air film hole layout structure | |
EP3643877A1 (en) | Ducted propulsor with airfoils having a leading edge with a deflected region | |
JPS6139482B2 (en) | ||
JP7330848B2 (en) | Airflow control system and aircraft | |
EP3255244A1 (en) | Tandem tip blades and corresponding gas turbine engine | |
JP2000220524A (en) | Variable cycle engine of bleed air method | |
EP3263837B1 (en) | Pressure recovery axial-compressor blading | |
JPH09329001A (en) | Moving vane of compressor | |
RU2002100096A (en) | The method of increasing the lifting force of the wing | |
Saha et al. | Development of a New Tandem Cascade for Axial Flow Fan/Compressor Application |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070109 |