RU2297947C1 - Flying vehicle - Google Patents
Flying vehicle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2297947C1 RU2297947C1 RU2006104785/11A RU2006104785A RU2297947C1 RU 2297947 C1 RU2297947 C1 RU 2297947C1 RU 2006104785/11 A RU2006104785/11 A RU 2006104785/11A RU 2006104785 A RU2006104785 A RU 2006104785A RU 2297947 C1 RU2297947 C1 RU 2297947C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- struts
- fuselage
- flying vehicle
- consoles
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиации.The invention relates to aviation.
Известен летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло и профилированные подкосы, поддерживающие консоли (см. Бобошин Н. "Потомок "пчелки". Самолет Ан-38" журнал "Крылья Родины", №2 - 1998, стр.12).A well-known aircraft containing the fuselage, wing and shaped struts supporting the console (see Boboshin N. "Descendant of the" bee. "An-38 airplane" Wings of the Motherland "magazine, No. 2 - 1998, p.12).
Недостатком известного аппарата является значительное аэродинамическое сопротивление подкосов, снижающих аэродинамическое качество без увеличения подъемной силы.A disadvantage of the known apparatus is the significant aerodynamic drag of struts that reduce aerodynamic quality without increasing lift.
Известен летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло и профилированные подкосы, поддерживающие консоли крыла (см. Иванников С. "Воздушный казачонок" из Дубны. Самолет "Дубна-2". Журнал "Крылья Родины", №2 - 1998, стр.31).Known aircraft containing the fuselage, wing and profiled struts that support the wing console (see Ivannikov S. "Air Cossack" from Dubna. Aircraft "Dubna-2". Magazine "Wings of the Motherland", No. 2 - 1998, p.31) .
Недостатком известного аппарата, как и описанного выше, является значительное аэродинамическое сопротивление подкосов, снижающих аэродинамическое качество летательного аппарата без увеличения подъемной силы.A disadvantage of the known apparatus, as described above, is the significant aerodynamic drag of struts that reduce the aerodynamic quality of the aircraft without increasing lift.
Задача - увеличить подъемную силу путем включения подкосов в аэродинамическую схему летательного аппарата.The task is to increase the lifting force by including struts in the aerodynamic structure of the aircraft.
Поставленная задача достигается тем, что в летательном аппарате, содержащем фюзеляж, крыло и профилированные подкосы, поддерживающие консоли крыла, подкосы, имеющие в сечении крыльевой профиль, прикреплены к консолям с возможностью поворота в сферических шарнирах, а к фюзеляжу - посредством шарниров Кардана, свободные концы которых установлены на общем валу, снабженном рычагом, соединенным с тягой управления рулем высоты.The problem is achieved in that in an aircraft containing a fuselage, a wing and shaped struts supporting wing consoles, struts having a wing profile in section are attached to the consoles with the possibility of rotation in spherical hinges, and the free ends to the fuselage by means of Cardan hinges which are mounted on a common shaft equipped with a lever connected to the elevator control rod.
Заявляемое устройство характеризуется наличием следующих существенных отличительных признаков:The inventive device is characterized by the presence of the following significant distinguishing features:
а) подкосы в сечении имеют крыльевой профиль;a) struts in cross section have a wing profile;
б) подкосы прикреплены к консолям с возможностью поворота в сферических шарнирах;b) struts attached to the consoles with the possibility of rotation in spherical joints;
в) подкосы прикреплены к фюзеляжу посредством шарниров Кардана;c) struts are attached to the fuselage by means of Cardan hinges;
г) свободные концы шарниров Кардана установлены на общем валу;d) the free ends of the Cardan joints are mounted on a common shaft;
д) вал снабжен рычагом;d) the shaft is equipped with a lever;
е) рычаг соединен с тягой управления рулем высоты.e) the lever is connected to the elevator steering rod.
Проведенные исследования по патентной и научно-технической литературе позволили сделать вывод о соответствии заявляемого устройства критериям охраноспособности изобретения, а компьютерное моделирование подтвердило его работоспособность и достижение поставленной задачи.Conducted research on patent and scientific and technical literature made it possible to conclude that the claimed device meets the eligibility criteria of the invention, and computer simulation confirmed its efficiency and achievement of the task.
Сущность заявляемого поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен летательный аппарат, вид спереди; на фиг.2 - разрез по Б-Б на фиг.1; на фиг.3 - летательный аппарат, вид по А на фиг.1; на фиг.4 - узел В на фиг.3; на фиг.5 - разрез фюзеляжа.The essence of the claimed is illustrated by drawings, where in Fig.1 shows an aircraft, front view; figure 2 is a section along BB in figure 1; figure 3 - aircraft, view according to figure 1; figure 4 - node In figure 3; figure 5 is a section of the fuselage.
Летательный аппарат содержит фюзеляж 1, крыло с консолями 2 и 3, профилированные подкосы 4 и 5, поддерживающие консоли 2 и 3. Подкосы 4 и 5 в сечении вдоль потока имеют крыльевой профиль. Подкосы 4 и 5 прикреплены к консолям 2 и 3 с возможностью поворота в сферических шарнирах 6 и 7 соответственно. К фюзеляжу 1 подкосы крепятся при помощи шарниров 8 и 9 Кардана. Свободные концы 10 и 11 шарниров 8 и 9 Кардана установлены на общем валу 12. Вал 12 снабжен рычагом 13, соединенным рычагом 13, соединенным с тягой 14 управления рулем высоты 15.The aircraft contains a fuselage 1, a wing with
В полете на крейсерских режимах летательного аппарата в зависимости от загрузки и скорости угол атаки руля высоты 15 изменяется; изменяется и угол α атаки подкосов 4 и 5 от 2...3° до - 2...3° в зависимости от длины тяги 14 руля высоты 15, при этом сопротивление подкосов 4 и 5 минимально и величина подъемной силы невелика.In flight at cruising modes of the aircraft, depending on the load and speed, the angle of attack of the
На взлетно-посадочных режимах, когда руль высоты 15 отклонен вверх, отклонены на положительный угол α≈10...12° и подкосы 4 и 5, создавая дополнительную подъемную силу. При этом возрастает и сопротивление подкосов 4 и 5, что полезно при посадке. На взлете оно тоже возрастает, но растет и подъемная сила. Суммарный эффект на взлете все-таки положителен из-за большого удлинения подкосов 4 и 5 и шайбовых эффектов консолей 2 и 3 и фюзеляжа 1.In take-off and landing modes, when the
Обычно, длина подкоса составляет от 0,4 до 0,7 полуразмаха крыла LK, а ширина - 4...6% от ширины консоли bK. Профилированный подкос следует делать широким (bn=10...15% от bK) и толстопрофильным (чтобы избежать срывных явлений на больших углах атаки). На основании изложенного, дополнительная несущая площадь (ΔS), а значит и подъемная сила (ΔY), будет , то есть около 7...8%. Это уменьшает взлетную скорость на 3...4%, а взлетную дистанцию укорачивает на 8...10%.Usually, the strut length is from 0.4 to 0.7 of the wing half-span L K , and the width is 4 ... 6% of the console width b K. The profiled brace should be made wide (b n = 10 ... 15% of b K ) and thick-profile (in order to avoid stalling phenomena at large angles of attack). Based on the foregoing, the additional bearing area (ΔS), and hence the lifting force (ΔY), will be , that is, about 7 ... 8%. This reduces take-off speed by 3 ... 4%, and the take-off distance shortens by 8 ... 10%.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006104785/11A RU2297947C1 (en) | 2006-02-15 | 2006-02-15 | Flying vehicle |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006104785/11A RU2297947C1 (en) | 2006-02-15 | 2006-02-15 | Flying vehicle |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2297947C1 true RU2297947C1 (en) | 2007-04-27 |
Family
ID=38106886
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006104785/11A RU2297947C1 (en) | 2006-02-15 | 2006-02-15 | Flying vehicle |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2297947C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2647399C1 (en) * | 2016-12-28 | 2018-03-15 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно Инженерная Компания" | Aircraft wing with removable lower panels, the device for mounting lower panels and unit of the suspension strut connection with the wing |
-
2006
- 2006-02-15 RU RU2006104785/11A patent/RU2297947C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
"КРЫЛЬЯ РОДИНЫ", 1998, №2, стр.12, 31. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2647399C1 (en) * | 2016-12-28 | 2018-03-15 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно Инженерная Компания" | Aircraft wing with removable lower panels, the device for mounting lower panels and unit of the suspension strut connection with the wing |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN111498109B (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
RU2627261C2 (en) | Vertical takeoff aircraft | |
DE69327961T2 (en) | Unmanned aerial vehicle with vertical takeoff and landing and horizontal cruise | |
CN106043689B (en) | Backpack Fixed Wing AirVehicle takes off vertically auxiliary system | |
US8505846B1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
CA2822665C (en) | Aircraft wing having continuously rotating wing tips | |
US8360359B2 (en) | Aircraft horizontal stabilizer surface | |
WO2019164565A1 (en) | Fixed wing aircraft with trailing rotors | |
CN100500511C (en) | System and method for reducing airfoil vortices | |
EP3768592B1 (en) | A structure construction for an aircraft and aircraft comprising the structure construction | |
ZA200700666B (en) | Hybrid aircraft | |
US20090114771A1 (en) | Split Return Wing | |
US10696387B2 (en) | Helicopter rotor with a mechanical means for configuring rotor tips to control brown outs | |
US3415469A (en) | Airplane | |
US20180334253A1 (en) | Aircraft comprising a wing formed by a plurality of distributed airfoils | |
US9738392B2 (en) | Suspension structure with variable geometry of a turboprop engine on a structural element of an aircraft | |
RU2573698C2 (en) | High-speed rotorcraft | |
RU2297947C1 (en) | Flying vehicle | |
CN110104163A (en) | One kind can hang down flying wing type unmanned plane | |
RU2509033C1 (en) | Aircraft | |
RU2082651C1 (en) | Light flying vehicle | |
RU2509035C1 (en) | Hypersonic aircraft | |
RU2397109C2 (en) | Method of gliding and glide vehicle | |
CN111232197A (en) | Fixed wing unmanned aerial vehicle of reinforcing perching and terminal section every single move control performance | |
RU2607037C1 (en) | Aircraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080216 |