RU2312791C1 - Flying vehicle wing and under-wing pylon - Google Patents

Flying vehicle wing and under-wing pylon Download PDF

Info

Publication number
RU2312791C1
RU2312791C1 RU2006138046/11A RU2006138046A RU2312791C1 RU 2312791 C1 RU2312791 C1 RU 2312791C1 RU 2006138046/11 A RU2006138046/11 A RU 2006138046/11A RU 2006138046 A RU2006138046 A RU 2006138046A RU 2312791 C1 RU2312791 C1 RU 2312791C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
pylon
plane
engine
distance
Prior art date
Application number
RU2006138046/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виктор Владимирович Субботин (RU)
Виктор Владимирович Субботин
Юрий Викторович Ивашечкин (RU)
Юрий Викторович Ивашечкин
нский Михаил Кириллович Курь (RU)
Михаил Кириллович Курьянский
Евгений Николаевич Коваленко (RU)
Евгений Николаевич Коваленко
Максим Владимирович Светлов (RU)
Максим Владимирович Светлов
Владимир Алексеевич Терехин (RU)
Владимир Алексеевич Терехин
ков Владимир Иванович Шев (RU)
Владимир Иванович Шевяков
Дмитрий Анатольевич Гудилин (RU)
Дмитрий Анатольевич Гудилин
Андрей Александрович Бабулин (RU)
Андрей Александрович Бабулин
Анатолий Сергеевич Цыганков (RU)
Анатолий Сергеевич Цыганков
Андрей Николаевич Каталов (RU)
Андрей Николаевич Каталов
Сергей Иванович Скоморохов (RU)
Сергей Иванович Скоморохов
Николай Петрович Бузовер (RU)
Николай Петрович Бузоверя
Иван Леонидович Чернышев (RU)
Иван Леонидович Чернышев
Владимир Акиндинович Баринов (RU)
Владимир Акиндинович Баринов
Анатолий Лонгенович Болсуновский (RU)
Анатолий Лонгенович Болсуновский
Original Assignee
Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого"
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 Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" filed Critical Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого"
Priority to RU2006138046/11A priority Critical patent/RU2312791C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2312791C1 publication Critical patent/RU2312791C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: aeronautical engineering.
SUBSTANCE: proposed wing has skin and under-wing pylons. Skin is made from smoothly engageable parts at positive and negative curvature of median surface. At change from side section of wing to end section, profiles of sections are made at change of angle of geometric twist of sections, maximum thickness ratio of profiles, dihedral angle of wing and relative nose radius. Magnitude of dihedral angle of wing along its semispan has maximum between side section and plane of installation of engine. Under-wing pylon has inner side wall directed to fuselage and outer side wall which are flat in larger part of first half of pylon; they are located symmetrically relative to plane of installation of engine. Side walls of pylon are bent towards fuselage in its tail section. Maximum deflection of inner side wall from plane of installation of engine at change from lower sections of pylon to upper ones reduces and its position smoothly shifts in direction opposite to flight.
EFFECT: improved aerodynamic characteristics.
15 cl, 35 dwg

Description

Текст описания приведен в факсимильном виде.

Figure 00000001
Figure 00000002
Figure 00000003
Figure 00000004
Figure 00000005
Figure 00000006
Figure 00000007
Figure 00000008
Figure 00000009
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012
Figure 00000013
Figure 00000014
Figure 00000015
Figure 00000016
Figure 00000017
Figure 00000018
Figure 00000019
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
Figure 00000023
Figure 00000024
Figure 00000025
Figure 00000026
Figure 00000027
Figure 00000028
Figure 00000029
Figure 00000030
Figure 00000031
Figure 00000032
Figure 00000033
Figure 00000034
Figure 00000035
Figure 00000036
The text of the description is given in facsimile form.
Figure 00000001
Figure 00000002
Figure 00000003
Figure 00000004
Figure 00000005
Figure 00000006
Figure 00000007
Figure 00000008
Figure 00000009
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012
Figure 00000013
Figure 00000014
Figure 00000015
Figure 00000016
Figure 00000017
Figure 00000018
Figure 00000019
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
Figure 00000023
Figure 00000024
Figure 00000025
Figure 00000026
Figure 00000027
Figure 00000028
Figure 00000029
Figure 00000030
Figure 00000031
Figure 00000032
Figure 00000033
Figure 00000034
Figure 00000035
Figure 00000036

Claims (15)

1. Крыло летательного аппарата, содержащее обшивку и подвешенные на подкрыльевых пилонах двигатели, при этом часть обшивки крыла, размещенная вдоль задней кромки крыла по разные стороны от плоскости установки двигателя, выполнена с положительной кривизной срединной поверхности, а пилон образован наружной и внутренней, обращенной к фюзеляжу, боковыми стенками, в передней части плавно сопряженными друг с другом, выполненными плоскими и расположенными симметрично относительно плоскости установки двигателя, а в хвостовой части состыкованными под острым углом друг к другу, причем стык стенок пилона в хвостовой части размещен параллельно плоскости установки двигателя, отличающееся тем, что обшивка крыла снабжена частью с отрицательной кривизной срединной поверхности, при этом часть обшивки крыла с положительной кривизной срединной поверхности ограничена задней кромкой крыла по всему размаху консолей, законцовкой крыла, частью передней кромкой крыла, прилегающей к его законцовке, и двумя пересекающимися дугами, начало первой из которых размещено в бортовом сечении с относительной координатой, выбранной из диапазона
Figure 00000037
от длины хорды бортового сечения, а начало второй размещено на передней кромке крыла вблизи плоскости установки двигателя, причем пересечение указанных дуг удалено от плоскости установки двигателя на расстояние не менее 8-10*В и размещено по профилю обшивки в точке с относительной координатой по длине хорды из диапазона
Figure 00000038
при этом по указанным дугам выполнен плавный переход от части обшивки с положительной кривизной срединной поверхности к части обшивки с отрицательной кривизной срединной поверхности, кроме того, при переходе от бортового к концевому сечению крыла профили сечений выполнены с изменением угла геометрической крутки сечений, максимальной относительной толщины профилей, угла поперечного V крыла и относительного радиуса носка профилей по нелинейным законам, причем закон изменения угла поперечного V крыла вдоль полуразмаха крыла снабжен максимумом, размещенном в сечении, удаленном в сторону фюзеляжа от плоскости установки двигателя на расстояние, выбранное из диапазона 4,5-5,5*В, а законы изменения максимальной относительной толщины профилей и относительного радиуса носка вдоль полуразмаха крыла снабжены локальными минимумами, размещенными вблизи плоскости установки двигателя, причем плоскость установки двигателя размещена вблизи одной трети полуразмаха крыла и развернута относительно плоскости симметрии самолета на угол 0,8-1,2°, причем упомянутые боковые стенки пилона в хвостовой части плавно отогнуты к фюзеляжу самолета, а внутренняя боковая стенка в хвостовой части снабжена выпуклостью, кроме того, крыло снабжено обтекателями приводов закрылков, выполненными в виде продолговатых удлиненных оболочек, размещенных вдоль задней кромки крыла, один из которых размещен вблизи плоскости установки двигателя, при этом в вышеприведенных соотношениях В - расстояние между боковыми стенками пилона в его передней части.1. The wing of the aircraft, containing the casing and engines suspended on the underwing pylons, while the part of the wing casing located along the rear edge of the wing on opposite sides of the plane of the engine is made with positive curvature of the median surface, and the pylon is formed by the outer and inner facing the fuselage, side walls, in the front part smoothly conjugated to each other, made flat and located symmetrically relative to the plane of the engine, and in the rear part is docked at an acute angle to each other, and the junction of the walls of the pylon in the tail portion is parallel to the plane of the engine installation, characterized in that the wing skin is provided with a part with a negative curvature of the median surface, while a part of the skin of the wing with a positive curvature of the median surface is bounded by the trailing edge of the wing the entire span of the consoles, the wingtip, part of the front edge of the wing adjacent to its tip, and two intersecting arcs, the beginning of the first of which is placed in the side section with relative a strong coordinate selected from the range
Figure 00000037
from the length of the chord of the side section, and the beginning of the second is placed on the leading edge of the wing near the plane of the engine, and the intersection of these arcs is removed from the plane of the engine by at least 8-10 * V and placed along the skin profile at a point with a relative coordinate along the length of the chord out of range
Figure 00000038
at the same time, along the indicated arcs, a smooth transition was made from the part of the casing with positive curvature of the median surface to the part of the casing with negative curvature of the median surface, in addition, when switching from the side to the wing end section, the section profiles were made with a change in the angle of the geometric twist of the sections and the maximum relative thickness of the profiles , the angle of the transverse V wing and the relative radius of the nose profiles according to nonlinear laws, and the law of changing the angle of the transverse V wing along the wing span is equipped with a poppy with an immum placed in a section remote from the fuselage side of the engine mounting plane at a distance selected from the range of 4.5-5.5 * V, and the laws for changing the maximum relative thickness of the profiles and the relative radius of the nose along the half-span of the wing are provided with local minima located near the plane of the engine, and the plane of the engine is located near one third of the half-span of the wing and is rotated relative to the plane of symmetry of the aircraft at an angle of 0.8-1.2 °, the aforementioned side walls of the pylon in x the eastern part is smoothly bent to the fuselage of the aircraft, and the inner side wall in the rear part is provided with a convexity, in addition, the wing is equipped with fairings of flap drives made in the form of elongated elongated shells located along the trailing edge of the wing, one of which is located near the plane of the engine, this in the above ratios, B is the distance between the side walls of the pylon in its front part. 2. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что при переходе от бортового к концевому сечению крыла профили сечений выполнены с уменьшением угла геометрической крутки сечений от значений из диапазона +3-+3,8° до значений из диапазона от -1,5 до -2,5°, изменением относительного радиуса носка профилей от значений из диапазона 1,4-1,6% до значений из диапазона 1-1,1%, а максимальной относительной толщины профилей - от 14-16% до 9-11%, причем в точках локальных минимумов значение максимальной относительной толщины профиля выбрано из диапазона 11-12%, значение относительного радиуса носка - из диапазона 0,65-0,75%, кроме того, профили крыла выполнены с возрастанием угла поперечного V крыла по передней кромке от значений из диапазона 6-7° до значений от 9 до 12° в точке максимума закона изменения угла поперечного V крыла вдоль полуразмаха, а при дальнейшем переходе к законцовке крыла профили выполнены с уменьшением угла поперечного V крыла до значения из диапазона 5-6°.2. The wing of the aircraft according to claim 1, characterized in that when switching from the side to the wing end section, the section profiles are made with a decrease in the angle of the geometric twist of the sections from values from the range + 3- + 3.8 ° to values from the range from -1 , 5 to -2.5 °, by changing the relative radius of the nose of the profiles from values from the range of 1.4-1.6% to values from the range of 1-1.1%, and the maximum relative thickness of the profiles from 14-16% to 9 -11%, and at the points of local minima the value of the maximum relative thickness of the profile is selected from the range of 11-12%, s The relative radius of the nose is in the range 0.65–0.75%, in addition, the wing profiles are made with increasing angle of the transverse V wing along the leading edge from values from the range of 6–7 ° to values from 9 to 12 ° at the point of maximum law changes in the angle of the transverse V wing along the half-span, and with a further transition to the wing tip, the profiles are made with a decrease in the angle of the transverse V wing to a value from the range of 5-6 °. 3. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что максимальные относительные толщины профилей расположены при
Figure 00000039
от длины хорды профиля.3. The wing of the aircraft according to claim 1, characterized in that the maximum relative thicknesses of the profiles are located at
Figure 00000039
from the length of the profile chord. 4. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что максимальные значения отрицательной кривизны профилей обшивки крыла расположены при
Figure 00000040
от длины хорды профиля и при переходе от бортового сечения уменьшаются от значений из диапазона f=-0,015 - -0,01 до 0.4. The wing of the aircraft according to claim 1, characterized in that the maximum values of the negative curvature of the wing skin profiles are located at
Figure 00000040
the length of the chord of the profile and when moving from the side section decrease from values from the range f = -0.015 - -0.01 to 0. 5. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что максимальные значения положительной кривизны профилей обшивки крыла располагаются при
Figure 00000041
от длины хорды профиля, при этом при переходе от бортового сечения к законцовке крыла максимальное значение положительной кривизны увеличивается от f=0,0015-0,002 до f=0,011-0,017.5. The wing of the aircraft according to claim 1, characterized in that the maximum values of the positive curvature of the wing skin profiles are located at
Figure 00000041
from the length of the chord of the profile, while passing from the side section to the wing tip, the maximum value of the positive curvature increases from f = 0.0015-0.002 to f = 0.011-0.017. 6. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что закон изменения относительного радиуса носка вдоль полуразмаха крыла снабжен максимумом, размещенным на расстоянии не менее 15*В от плоскости установки двигателя в сторону законцовки крыла, в которой значение относительного радиуса носка выбрано из диапазона 1,25-1,3%, где В - расстояние между боковыми стенками пилона в его передней части.6. The wing of the aircraft according to claim 1, characterized in that the law of variation of the relative radius of the sock along the wing span is equipped with a maximum placed at a distance of at least 15 * V from the plane of the engine to the wing tip, in which the value of the relative radius of the sock is selected from range 1.25-1.3%, where B is the distance between the side walls of the pylon in its front part. 7. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что упомянутый обтекатель привода закрылка, размещенный вблизи плоскости установки двигателя, ориентирован по набегающему потоку и смещен от плоскости установки двигателя в сторону фюзеляжа.7. The wing of the aircraft according to claim 1, characterized in that the said cowl flap fairing, located near the plane of the engine installation, is oriented along the free stream and is offset from the plane of the engine toward the fuselage. 8. Подкрыльевой пилон, содержащий внутреннюю, обращенную к фюзеляжу, и наружную боковые стенки и обтекатель привода закрылка, при этом указанные внутренняя и наружная боковые стенки на большей части передней половины пилона выполнены плоскими и размещены симметрично относительно плоскости установки двигателя, причем в носовой части боковые стенки плавно сопряжены друг с другом, а в хвостовой части состыкованы друг с другом под острым углом, причем стык боковых поверхностей размещен параллельно плоскости установки двигателя, при этом упомянутый обтекатель привода закрылка размещен вверху хвостовой части пилона асимметрично относительно плоскости установки двигателя и выполнен в виде продолговатой округлой оболочки, при этом его задняя часть выдвинута за стык боковых поверхностей пилона, а передняя часть соединена с боковыми поверхностями пилона, отличающийся тем, что боковые стенки пилона в его хвостовой части, начиная от базовой вертикальной плоскости, перпендикулярной плоскости установки двигателя, отогнуты в сторону фюзеляжа, при этом наружная боковая стенка пилона при переходе от базовой вертикальной плоскости к стыку боковых стенок в хвостовой части плавно закручена относительно направления полета, а внутренняя боковая стенка снабжена выпуклостью, причем переход к выпуклости в нижних сечениях пилона смещен от базовой вертикальной плоскости в сторону полета, а в верхних сечениях - против направления полета, при этом максимальное отклонение внутренней боковой стенки от плоскости установки двигателя при переходе от нижних сечений пилона к верхним сечениям уменьшается, а его положение плавно смещается против направления полета.8. An underwing pylon containing an inner facing the fuselage and the outer side walls and a cowl of the flap drive, wherein said inner and outer side walls on the greater part of the front half of the pylon are flat and placed symmetrically with respect to the plane of the engine installation, with side the walls smoothly mate with each other, and in the rear part are joined to each other at an acute angle, and the joint of the side surfaces is parallel to the plane of the engine, while curled cowl flap drive fairing is placed at the top of the pylon tail asymmetrically relative to the engine mounting plane and is made in the form of an elongated rounded shell, while its rear part is extended beyond the junction of the side surfaces of the pylon, and the front part is connected to the side surfaces of the pylon, characterized in that the side walls of the pylon in its tail part, starting from the base vertical plane perpendicular to the plane of the engine installation, bent towards the fuselage, while the outer side wall of the pi when moving from the base vertical plane to the junction of the side walls in the tail section is smoothly twisted relative to the direction of flight, and the inner side wall is provided with a bulge, and the transition to the bulge in the lower sections of the pylon is shifted from the base vertical plane in the direction of flight, and against the upper sections direction of flight, while the maximum deviation of the inner side wall from the plane of the engine during the transition from the lower sections of the pylon to the upper sections decreases, and its position is smooth moves against the direction of flight. 9. Подкрыльевой пилон по п.8, отличающийся тем, что стык боковых стенок пилона в хвостовой части удален от плоскости установки двигателя на расстояние, не превышающее расстояния между боковыми стенками пилона в его передней половине.9. Underwing pylon of claim 8, characterized in that the joint of the side walls of the pylon in the rear part is removed from the plane of the engine installation by a distance not exceeding the distance between the side walls of the pylon in its front half. 10. Подкрыльевой пилон по п.8, отличающийся тем, что упомянутый обтекатель привода закрылка смещен от плоскости установки двигателя в сторону фюзеляжа самолета на расстояние, не превышающее расстояния между стыком боковых стенок пилона в хвостовой части и плоскостью установки двигателя.10. The underwing pylon of claim 8, wherein said flap fairing is offset from the plane of the engine toward the fuselage of the aircraft by a distance not exceeding the distance between the junction of the side walls of the pylon in the rear and the plane of the engine. 11. Подкрыльевой пилон по п.8, отличающийся тем, что его наружная боковая стенка в хвостовой части закручена относительно направления полета от вертикали на угол, не превышающий 20°.11. The underwing pylon of claim 8, characterized in that its outer side wall in the tail section is twisted relative to the direction of flight from the vertical by an angle not exceeding 20 °. 12. Подкрыльевой пилон по п.8, отличающийся тем, что его боковые стенки выполнены плавно сопряженными с тремя с разнесенными по высоте пилона замкнутыми контурами, размещенными в плоскостях, перпендикулярных плоскости установки реактивного двигателя, первый из которых размещен ниже второго на (0,9-1,2)*В, а третий выше второго контура на (1,15-1,23)*В, при этом носок второго контура размещен от базовой вертикальной плоскости по направлению полета на расстоянии от 50 до 60% от его длины, носок первого контура сдвинут в направлении полета от носка второго контура на расстояние, выбранного из диапазона (5,3-6)*В, а носок третьего контура против направления полета на расстояние, выбранного из диапазона (5,8-6,5)*В, где В - расстояние между боковыми поверхностями в передней половине аэродинамической поверхности пилона.12. The underwing pylon of claim 8, characterized in that its side walls are smoothly mated with three closed circuits spaced apart along the height of the pylon, located in planes perpendicular to the plane of installation of the jet engine, the first of which is lower than the second by (0.9 -1.2) * B, and the third is higher than the second circuit by (1.15-1.23) * B, while the toe of the second circuit is located from the base vertical plane in the direction of flight at a distance of 50 to 60% of its length, the toe of the first contour is shifted in the direction of flight from the toe of the second contour at a distance selected from the range (5.3-6-6) * B, and the nose of the third circuit against the direction of flight at a distance selected from the range (5.8-6.5) * B, where B is the distance between the side surfaces in the front half of the aerodynamic surface of the pylon. 13. Подкрыльевой пилон по п.12, отличающийся тем, что длина второго контура выбрана из диапазона (12,5-13,5)*В, где В - расстояние между боковыми поверхностями аэродинамической оболочки в носовой части, при этом длина первого контура в 1,3-1,4 раза больше, а длина третьего контура в 1,55-1,65 раза меньше длины второго контура.13. The underwing pylon according to claim 12, characterized in that the length of the second contour is selected from the range (12.5–13.5) * B, where B is the distance between the side surfaces of the aerodynamic shell in the bow, and the length of the first contour is 1.3-1.4 times more, and the length of the third circuit is 1.55-1.65 times less than the length of the second circuit. 14. Подкрыльевой пилон по п.12, отличающийся тем, что начало выпуклости на первом контуре смещено от упомянутой вертикальной плоскости на расстояние (3,2-3,7)*В по полету, на втором контуре отклонено от упомянутой вертикальной плоскости на величину, не превышающую 0,3*В, а на третьем контуре смещено от упомянутой базовой вертикальной плоскости против полета на величину (2,8-3,3)*В, где В - расстояние между боковыми поверхностями в передней половине аэродинамической поверхности пилона.14. The underwing pylon according to claim 12, characterized in that the beginning of the bulge on the first contour is offset from the said vertical plane by a distance of (3.2-3.7) * B in flight, on the second circuit deviated from the said vertical plane by an amount not exceeding 0.3 * V, and on the third circuit it is offset from the aforementioned basic vertical plane against flight by a value of (2.8-3.3) * B, where B is the distance between the side surfaces in the front half of the aerodynamic surface of the pylon. 15. Подкрыльевой пилон по п.12, отличающийся тем, что максимальное отклонение внутренней боковой стенки от плоскости установки двигателя в сторону фюзеляжа не превышает величины 0,3*В для первого контура, 0,15*В - для второго контура и 0,05*В для третьего контура и достигнуто на удалении от базовой вертикальной плоскости в сторону против направления полета, не превышающем на первом контуре 0,65*В, на втором контуре - 2,5*В, на третьем контуре - 4,4*В, где В - расстояние между боковыми поверхностями в передней половине аэродинамической поверхности пилона.15. Underwing pylon according to claim 12, characterized in that the maximum deviation of the inner side wall from the plane of the engine installation towards the fuselage does not exceed 0.3 * V for the primary circuit, 0.15 * V for the secondary circuit and 0.05 * B for the third circuit and achieved at a distance from the base vertical plane in the direction opposite to the flight direction, not exceeding 0.65 * V on the first circuit, 2.5 * V on the second circuit, 4.4 * V on the third circuit where B is the distance between the side surfaces in the front half of the aerodynamic surface of the pylon.
RU2006138046/11A 2006-10-30 2006-10-30 Flying vehicle wing and under-wing pylon RU2312791C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006138046/11A RU2312791C1 (en) 2006-10-30 2006-10-30 Flying vehicle wing and under-wing pylon

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006138046/11A RU2312791C1 (en) 2006-10-30 2006-10-30 Flying vehicle wing and under-wing pylon

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2312791C1 true RU2312791C1 (en) 2007-12-20

Family

ID=38917149

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006138046/11A RU2312791C1 (en) 2006-10-30 2006-10-30 Flying vehicle wing and under-wing pylon

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2312791C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2693389C1 (en) * 2018-09-13 2019-07-02 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Aircraft wing
CN111284683A (en) * 2018-12-10 2020-06-16 庞巴迪公司 Aircraft wing assembly

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2693389C1 (en) * 2018-09-13 2019-07-02 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Aircraft wing
CN111284683A (en) * 2018-12-10 2020-06-16 庞巴迪公司 Aircraft wing assembly

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10787246B2 (en) Wing tip with winglet and ventral fin
US6578798B1 (en) Airlifting surface division
RU2494008C2 (en) High-efficiency supersonic wing with laminar flow
CN107416182B (en) Wing-shaped body, aircraft, winglet, and method of manufacturing wing-shaped body
US8366056B2 (en) Winglet
RU2009123589A (en) WING FINISH CONFIGURATION, IN PARTICULAR AIRCRAFT WING
RU2600413C1 (en) Aircraft wing
US11745849B2 (en) Aircraft portion with reduced wave drag
US10611461B2 (en) Flap and aircraft
RU2312791C1 (en) Flying vehicle wing and under-wing pylon
DE102010048266A1 (en) Wing with a flow fence and plane with such wings
CN107848619A (en) The flow of fluid control of wing
US11247769B2 (en) Aerodynamic structure for aircraft wing
CN114537636B (en) Low-sonic-explosion low-resistance pneumatic layout configuration for large supersonic civil aircraft
RU2645557C1 (en) Aerial vehicle wing
EP3560825B1 (en) An aircraft wing and wing tip device
US11345461B2 (en) Wing tip device
RU2613747C2 (en) Supersonic aircraft
EP3147204B1 (en) Low speed airfoil design for aerodynamic improved performance of uavs
CN112678150B (en) Aircraft trailing edge flap
RU2173655C1 (en) Aircraft wing tip
SE522154C2 (en) Stealth vessel
EP3730407A1 (en) Aircraft
RU2092382C1 (en) Fuselage nose section of high-speed flying vehicle with air-jet engine
US20110226908A1 (en) Encased Square Wing

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20210416