RU2250859C2 - Способ изменения аэродинамических характеристик крыла воздушного судна - Google Patents
Способ изменения аэродинамических характеристик крыла воздушного судна Download PDFInfo
- Publication number
- RU2250859C2 RU2250859C2 RU2002116050/11A RU2002116050A RU2250859C2 RU 2250859 C2 RU2250859 C2 RU 2250859C2 RU 2002116050/11 A RU2002116050/11 A RU 2002116050/11A RU 2002116050 A RU2002116050 A RU 2002116050A RU 2250859 C2 RU2250859 C2 RU 2250859C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- profile
- aircraft
- smaller
- larger
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для повышения эффективности воздушных судов любых типов. Способ изменения аэродинамических характеристик крыла воздушного судна заключается в том, что крыло выполняют составным из малого и большого элементов близкого профиля. При этом в убранном положении из обоих элементов формируют единый профиль, а при выпущенном положении малый элемент эквидистантно отводят от большого профиля для увеличения толщины составного крыла. Новым является то, что малый элемент отводят от большого профиля эквидистантно. Соотношение площадей большого и малого профиля составного крыла выбирают равным 1:0,3. При посадке воздушного судна малый элемент составного крыла могут приводить в выпущенное положение, а при полетной конфигурации воздушного судна образуют единый профиль составного крыла. Технический результат реализации изобретения заключается в повышении эффективности и расширении диапазона регулирования аэродинамических характеристик крыла при упрощении систем регулирования. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Данный метод относится к авиационной технике и может применяться по назначению для повышения эффективности воздушных судов любых типов.
Известны различные методы изменения и повышения аэродинамических характеристик крыла воздушного судна. С целью повышения эффективности на определенных режимах применяют различные варианты крыльев изменяемой геометрии, включая изменение стреловидности крыла и положения механизации передней и задней кромок крыла (см. "Авиация", энциклопедия под ред. Г.П.Свищева, 1995 г. и Г.Житомирский. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение, 1995, стр.149-160).
Однако известные методы требуют сложных систем управления, достаточно тяжелы и сложны в эксплуатации. При этом эти решения позволяют повысить эффективность в очень узком диапазоне режимов.
Целью предлагаемого изобретения является повышение эффективности и расширение диапазона регулирования аэродинамических характеристик крыла при упрощении систем регулирования.
Для решения поставленной технической задачи на воздушное судно устанавливают составное крыло, которое выполняют из двух элементов близкого профиля, а при регулировании изменяют относительную толщину составного крыла. В убранном положении оба элемента образуют единый профиль, а в выпущенном положении малый элемент эквидистантно отходит от большого профиля, образуя воздушный зазор и увеличивая толщину составного крыла до заданной величины. При этом убранное положение элементов составного крыла используют в полетной конфигурации воздушного судна, а выпущенное положение элементов применяют в посадочной и взлетной конфигурации воздушного судна.
На фиг 1. показан общий вид стреловидного крыла и его основных элементов. На фиг.2 - взаимное расположение элементов крыла и механизации в убранном положении. На фиг.3 расположение крыла и элементов механизации в выпущенном положении. На фиг.4 - относительное изменение относительного сопротивления для различного положения составного крыла.
Крыло 1 состоит из центроплана 2 и консоли 3, на которых закреплены элементы механизации: предкрылки 4, закрылки 5 и верхнее крыло ("надкрылок") 6. Надкрылок 6 крепится автономно на подвижные силовые элементы 7, связанные с приводом 8.
В убранном положении все элементы образуют единый профиль 9 (фиг.2). В выпущенном положении отходят предкрылки 4, выпускаются закрылки 5 и поднимается подкрылок 6 таким образом, чтобы между основным профилем 9 и надкрылком 6 образовался зазор, по которому проходит поток воздуха (фиг.3).
Перемещение надкрылка 6 обеспечивает значительное увеличение относительной толщины крыла и в зависимости от скорости полета (числа М) позволяет существенно увеличить сопротивление профиля на посадочных режимах, снижая посадочные скорости и располагаемые дистанции.
Предполагается на взлетных режимах использовать стандартную механизацию - предкрылки 4 и закрылки 5. На посадочных режимах возможности изобретения используются в полном мере.
Трубные испытания и расчеты показывают высокую эффективность предлагаемого способа, включая возможность его автономного применения без стандартной механизации.
Claims (2)
1. Способ изменения аэродинамических характеристик крыла воздушного судна, заключающийся в том, что крыло выполняют составным из малого и большого элементов близкого профиля, при этом в убранном положении из обоих элементов формируют единый профиль, а при выпущенном положении малый элемент отводят от большого профиля для увеличения толщины составного крыла, отличающийся тем, что малый элемент отводят от большого профиля эквидистантно, а соотношение площадей большого и малого профиля составного крыла выбирают равным 1:0,3.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что при посадке воздушного судна малый элемент составного крыла приводят в выпущенное положение, а при полетной конфигурации воздушного судна образуют единый профиль составного крыла.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002116050/11A RU2250859C2 (ru) | 2002-06-18 | 2002-06-18 | Способ изменения аэродинамических характеристик крыла воздушного судна |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002116050/11A RU2250859C2 (ru) | 2002-06-18 | 2002-06-18 | Способ изменения аэродинамических характеристик крыла воздушного судна |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002116050A RU2002116050A (ru) | 2004-02-27 |
RU2250859C2 true RU2250859C2 (ru) | 2005-04-27 |
Family
ID=35636196
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002116050/11A RU2250859C2 (ru) | 2002-06-18 | 2002-06-18 | Способ изменения аэродинамических характеристик крыла воздушного судна |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2250859C2 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8262015B2 (en) | 2009-07-31 | 2012-09-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Launching system and launching apparatus |
RU2670161C1 (ru) * | 2017-06-06 | 2018-10-18 | Борис Никифорович Сушенцев | Самолет (варианты) |
RU2675287C1 (ru) * | 2018-02-14 | 2018-12-18 | Борис Никифорович Сушенцев | Крыло с изменяемыми аэродинамическими характеристиками и летательные аппараты с использованием данного крыла (варианты) |
RU2694478C1 (ru) * | 2018-11-12 | 2019-07-15 | Борис Никифорович Сушенцев | Крыло с изменяемыми аэродинамическими характеристиками и самолет (варианты) |
-
2002
- 2002-06-18 RU RU2002116050/11A patent/RU2250859C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8262015B2 (en) | 2009-07-31 | 2012-09-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Launching system and launching apparatus |
RU2670161C1 (ru) * | 2017-06-06 | 2018-10-18 | Борис Никифорович Сушенцев | Самолет (варианты) |
RU2675287C1 (ru) * | 2018-02-14 | 2018-12-18 | Борис Никифорович Сушенцев | Крыло с изменяемыми аэродинамическими характеристиками и летательные аппараты с использованием данного крыла (варианты) |
RU2694478C1 (ru) * | 2018-11-12 | 2019-07-15 | Борис Никифорович Сушенцев | Крыло с изменяемыми аэродинамическими характеристиками и самолет (варианты) |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2002116050A (ru) | 2004-02-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP5544441B2 (ja) | 揚力増大システムおよび関連する方法 | |
US7322547B2 (en) | Aerospace vehicle leading edge slat devices and corresponding methods | |
US3721406A (en) | Aircraft wing airflow control system | |
EP0937641B1 (en) | Flight controls with automatique balance | |
US8622350B1 (en) | Compound leading edge device for aircraft | |
US8061661B2 (en) | System and method for reducing airfoil vortices | |
CN104816824A (zh) | 基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机及其控制方法 | |
US7118071B2 (en) | Methods and systems for controlling lower surface shocks | |
US5046685A (en) | Fixed circular wing aircraft | |
JP2008290710A (ja) | 流れ制御方法およびシステム | |
WO2004041640A2 (en) | Slotted aircraft wing | |
WO2005002962A1 (en) | Slotted aircraft wing | |
JP6097596B2 (ja) | グランドスポイラの駆動システム、及び、航空機 | |
CN109250069A (zh) | 集成式缝翼边条设备和方法 | |
US20130292511A1 (en) | Dielectric barrier discharge flight control system through modulated boundary layer transition | |
US20090050749A1 (en) | Aircraft wing spoiler arrangement | |
RU2250859C2 (ru) | Способ изменения аэродинамических характеристик крыла воздушного судна | |
US7913949B2 (en) | Symmetric leading edge device and method to delay flow separation | |
CN103797229A (zh) | 用于调整超音速进气道的方法 | |
Loth et al. | Circulation controlled STOL wing optimization | |
CN204701764U (zh) | 基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机 | |
US3025026A (en) | Supplemental flight controls for aircraft | |
EP1871663B1 (en) | System and method for reducing airfoil vortices | |
RU2149799C1 (ru) | Комбинированная лопасть несущего винта летательного аппарата и способ полета летательного аппарата | |
Maki | Experimental study of a morphing wing configuration with multi-slotted variable-camber mechanism |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
RH4A | Copy of patent granted that was duplicated for the russian federation |
Effective date: 20140704 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190619 |