RU2600413C1 - Aircraft wing - Google Patents

Aircraft wing Download PDF

Info

Publication number
RU2600413C1
RU2600413C1 RU2015139051/11A RU2015139051A RU2600413C1 RU 2600413 C1 RU2600413 C1 RU 2600413C1 RU 2015139051/11 A RU2015139051/11 A RU 2015139051/11A RU 2015139051 A RU2015139051 A RU 2015139051A RU 2600413 C1 RU2600413 C1 RU 2600413C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
profile
chord
section
sections
Prior art date
Application number
RU2015139051/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Лонгенович Болсуновский
Николай Петрович Бузоверя
Николай Николаевич Брагин
Сергей Владимирович Пейгин
Original Assignee
Ооо "Оптименга-777"
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 Ооо "Оптименга-777" filed Critical Ооо "Оптименга-777"
Priority to RU2015139051/11A priority Critical patent/RU2600413C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2600413C1 publication Critical patent/RU2600413C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft engineering.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Wing consists of a center wing section, a cantilever and required functional systems. Wing is made with elongation λ= 7-11, taper η= 3-4.5, sweep to X=35o. Wing includes supercritical wing sections. Wing leading edge on top view is rectilinear and does not have front collar. Trailing edge is made with strake. Radii value of wing sections leading edges related to local chord is rh ≤ 0.7 %, middle line of wing profiles shaped has a concaved section in the range of profile leading edge and up to 60% of the chord apart from end sections of the wing and bent in the tail part of the profile. Shape of the upper surface of the wing sections is characterized by prolonged section of the lesser curvature in the section of 30-60 % of the profile chord, and the position of maximum ordinate of the upper surface near the 40 % of the profile chord. Shape of the bottom surface of the profile is made with a section of strong curvature (trim) in the tail part of the profile.
EFFECT: invention is aimed at increase in aerodynamics and fuel efficiency at flight speeds of Mcruising= 0,84-0,86.
1 cl, 5 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке крыльев перспективных средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов.The invention relates to aircraft and can be used in the development of the wings of promising medium and long-haul passenger aircraft.

Наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов особое внимание уделяется повышению скорости и безопасности полета. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей M=0,84-0,86.Along with the need to ensure a high level of aerodynamic quality and fuel efficiency in the design of promising wings of passenger aircraft, special attention is paid to improving the speed and safety of flight. The proposed wing is designed for operation in the cruising speed range M = 0.84-0.86.

Предшествующий уровень техникиState of the art

Из уровня техники известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов, например известна конструкция крыла самолета Боинг B-777-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., с. 226-227, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5, стреловидностью

Figure 00000001
.Various wing patterns of modern passenger aircraft are known from the prior art, for example, the wing structure of a Boeing B-777-200 aircraft is known (see Passenger Airplanes of the World, comp.V. Belyaev, pp. 226-227, Moscow, ASPOL, Argus 1997 .), performed with elongation λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5, sweep
Figure 00000001
.

Также из уровня техники известно крыло самолета Локхид L-1011-500 «Тристар» (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., с. 242-243, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью

Figure 00000002
.Also known from the prior art is the wing of the Lockheed L-1011-500 Tristar aircraft (see Passenger Airplanes of the World, comp.V. Belyaev, p. 242-243, Moscow, ASPOL, Argus 1997), with extension λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5, sweep
Figure 00000002
.

Известно крыло летательного аппарата, выполненное с наплывом (Патент РФ №2248303, МПК B64C 3/14, опубл. 19.06.2003), выполненное с удлинением λ=9-11, сужением η=3-4,5, стреловидностью

Figure 00000003
, с передними и задними наплывами, образующими профиль, сформированный как пространственная система на базе срединной поверхности, профиль наплывов крыла образован с линейными участками вставок в носовой и хвостовой частях, которые размещены в точках экстремума функций, описывающих координаты верхней и нижней поверхностей крыла, при этом протяженность линейных участков вставок равна длине наплывов.Known wing of the aircraft, made with the influx (RF Patent No. 2248303, IPC B64C 3/14, publ. 06/19/2003), made with lengthening λ = 9-11, narrowing η = 3-4,5, sweep
Figure 00000003
, with front and rear influxes forming a profile formed as a spatial system based on the median surface, the wing inflow profile is formed with linear sections of the inserts in the bow and tail parts, which are located at the extremum points of the functions that describe the coordinates of the upper and lower wing surfaces, while the length of the linear sections of the inserts is equal to the length of the sag.

Из уровня техники также известно скоростное стреловидное крыло (Патент РФ №2311315, МПК B64C 3/10, опубл. 27.11.2007). Известное крыло состоит из центроплана и консоли, выполненное с удлинением λ=9-11, сужением η=3-4,2, углами стреловидности по передней кромке до

Figure 00000004
, крыло сформировано как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности, имеющей в бортовых сечениях S-образную форму средних линий с отрицательной вогнутостью в хвостовых частях при
Figure 00000005
и положительной вогнутостью f=0,015-0,02 при
Figure 00000006
, а при переходе от бортовых сечений далее по размаху отрицательная вогнутость постепенно исчезает и положения максимальной положительной вогнутости плавно смещаются назад по хорде от значений
Figure 00000007
у борта до значений
Figure 00000008
в концевых сечениях, верхние образующие профилей выполнены так, что на расчетных режимах максимальные разрежения не превышают предельно допустимых значений Срmax доп, при этом относительная толщина профилей формируется по двум законам: от передней кромки до x=0,3 в диапазоне c=0-8% и от x=0,3 до задней кромки в диапазоне c=0-17% и максимальные толщины профилей располагаются при
Figure 00000009
.The high-speed swept wing is also known from the prior art (RF Patent No. 2311315, IPC B64C 3/10, publ. 11/27/2007). The well-known wing consists of a center section and a console, made with lengthening λ = 9-11, narrowing η = 3-4,2, sweep angles along the leading edge to
Figure 00000004
, the wing is formed as a single spatial system on the basis of a non-planar median surface having S-shaped center lines in the side sections with negative concavity in the tail parts at
Figure 00000005
and positive concavity f = 0.015-0.02 with
Figure 00000006
, and when passing from the side sections further in magnitude, the negative concavity gradually disappears and the positions of the maximum positive concavity smoothly shift back along the chord from the values
Figure 00000007
on board to values
Figure 00000008
in end sections, the upper generatrices of the profiles are made so that in the design modes the maximum rarefactions do not exceed the maximum permissible values of С max max additional , while the relative thickness of the profiles is formed according to two laws: from the leading edge to x = 0.3 in the range c = 0- 8% and from x = 0.3 to the trailing edge in the range c = 0-17% and the maximum thicknesses of the profiles are located at
Figure 00000009
.

Наиболее близким аналогом изобретения является скоростное стреловидное крыло (Патент РФ №2540293, МПК B64C 3/10, опубл. 14.08.2013). Известное стреловидное крыло состоит из центроплана, консолей и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5 и стреловидностью до

Figure 00000010
и содержащим сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн≤0,7%, форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны, с составляющим 30-50% хорды профиля и определена соотношением Ув.п/Ув.п.max≥0,75 и положением ординаты Ув.п.max верхней поверхности в диапазоне 35-40% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с подрезкой в хвостовой части.The closest analogue of the invention is a high-speed swept wing (RF Patent No. 2540293, IPC B64C 3/10, publ. 08/14/2013). The well-known swept wing consists of a center wing, consoles and the necessary functional systems, made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep to
Figure 00000010
and containing supercritical profiles, the leading edge of the wing is straight when viewed from above, the trailing edge is inflated, the radii of the socks of the wing sections referred to the local chord are r n ≤0.7%, the shape of the upper surface of the wing sections is made with a portion of small curvature, s constituting 30-50% of the chord of the profile and is determined by the ratio of U vp / V cp max ≥0.75 and the position of the ordinate U cp max of the upper surface in the range of 35-40% of the chord of the profile, the shape of the lower surface of the profile is made with trimming in the tail.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,8 и, как следствие, значительное снижение топливной эффективности.A common drawback of all the considered schemes is a large loss of aerodynamic quality with a Mach number of M≥0.8 and, as a result, a significant decrease in fuel efficiency.

Сущность изобретенияSUMMARY OF THE INVENTION

Задачей, решаемой изобретением, является улучшение технико-экономических и технико-эксплуатационных характеристик.The problem solved by the invention is the improvement of technical, economic and technical and operational characteristics.

Технический результат изобретения заключается в повышении крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0,84-0,86 при обеспечении высокого уровня аэродинамического качества и показателя топливной эффективностиThe technical result of the invention is to increase cruising flight speed in the range of Mach numbers M = 0.84-0.86 while ensuring a high level of aerodynamic quality and an indicator of fuel efficiency

Технический результат заявленного изобретения достигается за счет того, что стреловидное крыло, состоящее из центроплана, консолей, выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5 и стреловидностью до X=35° и содержащим сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн≤0,7%, причем средняя линия профилей крыла по форме имеет вогнутый участок в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды кроме концевых профилей крыла и отгибом в хвостовой части профиля, форма верхней поверхности сечений крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны в хвостовой части профиля.The technical result of the claimed invention is achieved due to the fact that the swept wing, consisting of a center wing, consoles, is made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep to X = 35 ° and containing supercritical profiles, the leading edge when viewed from above, the wings are straight, the trailing edge is inflated, the radius of the socks of the wing sections referred to the local chord is r n ≤0.7%, and the middle line of the wing profiles has a concave shape in the range from the nose of the profile to 60% chords except wing profiles a and bending in the tail section of the profile, the shape of the upper surface of the wing sections is characterized by a long portion of small curvature in the region of 30-60% of the chord of the profile and the position of the maximum ordinate of the upper surface near 40% of the chord of the profile, the shape of the lower surface of the profile is made with a section of strong curvature in the tail section profile.

Крыло сформировано по девяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящей из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации, поверхность крыла образована путем построения сплайн-поверхности по первым пяти сечениям, следующая сплайн-поверхность строится по четвертому и пятому базовым сечениям и стыкуется с последним сечением линейчатым участком.The wing is formed from nine basic sections obtained using a multi-stage aerodynamic design procedure, consisting of the initial geometry selection stage, the inverse problem solving stage and the multi-mode optimization stage, the wing surface is formed by constructing a spline surface from the first five sections, the next spline surface is constructed from the fourth and fifth base sections and is joined with the last section by a ruled section.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

Детали, признаки, а также преимущества изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного крыла летательного аппарата с использованием чертежей, на которых показано:Details, features, as well as advantages of the invention follow from the following description of embodiments of the claimed wing of the aircraft using the drawings, which show:

На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла летательного аппарата, In FIG. 1 shows a General view of the swept wing of the aircraft,

на фиг. 2 - распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла,in FIG. 2 - distribution of the relative maximum thickness along the wingspan,

на фиг. 3 - типовой профиль консоли крыла,in FIG. 3 - typical profile of the wing console,

на фиг. 4 - распределение нагрузки по размаху крыла,in FIG. 4 - load distribution according to wing span,

на фиг. 5 - изменение аэродинамического качества К и показателя топливной эффективности К*М от числа Маха крейсерского полета,in FIG. 5 - change in the aerodynamic quality K and the fuel efficiency indicator K * M from the Mach number of the cruise flight,

На фиг. 1-5 цифрами обозначены следующие позиции:In FIG. 1-5 numbers indicate the following positions:

1 - крыло летательного аппарата; 2 - центроплан; 3 - консоль крыла; 4 - передняя кромка; 5 - задняя кромка; 6 - излом; 7 - наплыв; 8 - кривая равномерного распределения толщины

Figure 00000011
сечений по размаху
Figure 00000012
крыла; 9 - сверхкритический профиль; 10 - носок; 11 - верхняя поверхность; 12 - нижняя поверхность; 13 - участок сильной кривизны.1 - wing of the aircraft; 2 - center section; 3 - wing console; 4 - leading edge; 5 - trailing edge; 6 - kink; 7 - influx; 8 - curve of uniform distribution of thickness
Figure 00000011
large cross-sections
Figure 00000012
wings 9 - supercritical profile; 10 - toe; 11 - upper surface; 12 - bottom surface; 13 - plot of strong curvature.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Заявленное крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли.The claimed wing of the aircraft consists of a center section, console.

Крыло летательного аппарата (1) (фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5 и стреловидностью до X=35°, без наплыва и излома по передней кромке (4) и с изломом (6) и наплывом (7) на задней кромке (5) крыла. Благодаря отсутствию излома по передней (4) кромке крыло имеет более равномерное распределение толщины

Figure 00000013
сечений по размаху
Figure 00000014
крыла (8) (фиг. 2) и меньшие нагрузки на конструкцию крыла по сравнению с крыльями, имеющими наплыв на передней кромки крыла. Это, в свою очередь, позволяет снизить вес конструкции крыла.The wing of the aircraft (1) (Fig. 1) consists of a center section (2) and a console (3), made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep to X = 35 °, without inflow and a kink along the leading edge (4) and with a kink (6) and an influx (7) on the trailing edge (5) of the wing. Due to the absence of a break along the front (4) edge, the wing has a more even distribution of thickness
Figure 00000013
large cross-sections
Figure 00000014
wing (8) (Fig. 2) and lower load on the wing structure compared to wings having an influx at the leading edge of the wing. This, in turn, reduces the weight of the wing structure.

Крыло содержит сверхкритические профили (9) (фиг. 3), характеризующиеся средней линией профилей крыла, по форме имеющей вогнутый участок в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды кроме концевых профилей крыла и отгибом в хвостовой части профиля, радиусами носков (10) профиля, имеющими величину rн≤0,7%, (где rн - величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде), положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля. Форма верхней поверхности (11) профиля (9) характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля. Нижняя поверхность (12) профиля выполнена с участком сильной кривизны (подрезкой) (13) в хвостовой части профиля.The wing contains supercritical profiles (9) (Fig. 3), characterized by the middle line of the wing profiles, having a concave shape in the range from the nose of the profile and up to 60% of the chord except for the wing end profiles and the limb in the tail of the profile, the radii of the socks (10) profile, with a value of r n ≤0.7% (where r n is the radius of the socks of the wing sections, referred to the local chord), the position of the maximum ordinate of the upper surface near 40% of the chord of the profile. The shape of the upper surface (11) of the profile (9) is characterized by a long section of small curvature in the region of 30-60% of the profile chord. The bottom surface (12) of the profile is made with a section of strong curvature (trimming) (13) in the tail of the profile.

Крыло сформировано по девяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящей из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации, поверхность крыла образована путем построения сплайн-поверхности по первым пяти сечениям, следующая сплайн-поверхность строится по четвертому и пятому базовым сечениям и стыкуется с последним сечением линейчатым участком.The wing is formed from nine basic sections obtained using a multi-stage aerodynamic design procedure, consisting of the initial geometry selection stage, the inverse problem solving stage and the multi-mode optimization stage, the wing surface is formed by constructing a spline surface from the first five sections, the next spline surface is constructed from the fourth and fifth base sections and is joined with the last section by a ruled section.

Распределение нагрузки по размаху отличается от эллиптического (фиг. 4). Такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших Су, снизить изгибающий момент и защитить концевые сечения от преждевременного срыва.The distribution of the load across the span differs from the elliptical (Fig. 4). Such a distribution makes it possible to weaken the wave crisis on consoles at large Su, reduce the bending moment and protect the end sections from premature failure.

Были выполнены сравнительные исследования предлагаемого крыла с крылом - прототипом. Результаты исследований показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом позволяет без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества ΔKmax≈0,6÷1,0 в диапазоне чисел Маха М=0,8÷0,85 и топливной эффективности ΔKmax*М≈0,48÷0,85 (фиг. 5) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.Comparative studies of the proposed wing with the wing prototype were performed. The research results showed that the proposed wing of the aircraft compared to the prototype allows without any deterioration in aerodynamic performance to provide an additional increase in aerodynamic quality ΔKmax≈0.6 ÷ 1.0 in the range of Mach numbers M = 0.8 ÷ 0.85 and fuel efficiency ΔKmax * M≈0.48 ÷ 0.85 (Fig. 5) and, as a result, reduced fuel consumption and increased flight safety.

Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:Thus, it is possible to create an aircraft wing having the following advantages:

-высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета в диапазоне чисел Маха Мкрейс=0,84-0,86.-high aerodynamic quality and fuel efficiency at subsonic flight speeds in the range of Mach numbers M cruise = 0.84-0.86.

Claims (1)

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5 и стреловидностью до X=35° и содержащим сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн≤0,7%, отличающееся тем, что средняя линия профилей крыла по форме выполнена с вогнутым участком в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды до концевых профилей крыла и отгибом в хвостовой части профиля, при этом форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны в хвостовой части профиля. The wing of the aircraft, consisting of a center section, consoles, made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep to X = 35 ° and containing supercritical profiles, the front edge of the wing is straight when viewed from above, the rear edge is made with an influx, the value of the radii of the socks of the wing sections attributed to the local chord, r n ≤0.7%, characterized in that the middle line of the wing profiles in shape is made with a concave section in the range from the profile nose and up to 60% of the chord to the wing end profiles and limb in the tail of the profile, while The shape of the upper surface of the wing sections is provided with a small curvature portion in the area 30-60% of the section chord and a position of maximum ordinate of the upper surface near the 40% chord, and the shape of the lower airfoil surface portion formed with a strong curvature in the tail part of the profile.
RU2015139051/11A 2015-09-14 2015-09-14 Aircraft wing RU2600413C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015139051/11A RU2600413C1 (en) 2015-09-14 2015-09-14 Aircraft wing

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015139051/11A RU2600413C1 (en) 2015-09-14 2015-09-14 Aircraft wing

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2600413C1 true RU2600413C1 (en) 2016-10-20

Family

ID=57138745

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015139051/11A RU2600413C1 (en) 2015-09-14 2015-09-14 Aircraft wing

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2600413C1 (en)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2645557C1 (en) * 2016-11-17 2018-02-21 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Aerial vehicle wing
RU2679104C1 (en) * 2018-03-23 2019-02-05 Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777" Aircraft wing
RU2686784C1 (en) * 2018-07-26 2019-04-30 Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777" Aircraft wing
RU2688639C1 (en) * 2018-07-26 2019-05-21 Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777" Aircraft wing
RU2707164C1 (en) * 2019-04-19 2019-11-22 Общество с ограниченной ответственностью «ОПТИМЕНГА-777» Aircraft wing
RU2713579C1 (en) * 2019-04-01 2020-02-05 Общество с ограниченной ответственностью «ОПТИМЕНГА-777» Aircraft wing
RU2717412C1 (en) * 2019-07-24 2020-03-23 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Aircraft wing
RU2772846C2 (en) * 2020-11-11 2022-05-26 Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") Wing of an aerial vehicle

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1580737A1 (en) * 1987-12-07 1995-12-10 Г.С. Бюшгенс Swept wing
US8113462B2 (en) * 2007-01-08 2012-02-14 Israel Aerospace Industries, Ltd. Low-drag swept wings
RU2540293C1 (en) * 2013-08-14 2015-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Aircraft wing

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1580737A1 (en) * 1987-12-07 1995-12-10 Г.С. Бюшгенс Swept wing
US8113462B2 (en) * 2007-01-08 2012-02-14 Israel Aerospace Industries, Ltd. Low-drag swept wings
RU2540293C1 (en) * 2013-08-14 2015-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Aircraft wing

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2645557C1 (en) * 2016-11-17 2018-02-21 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Aerial vehicle wing
RU2679104C1 (en) * 2018-03-23 2019-02-05 Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777" Aircraft wing
RU2686784C1 (en) * 2018-07-26 2019-04-30 Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777" Aircraft wing
RU2688639C1 (en) * 2018-07-26 2019-05-21 Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777" Aircraft wing
RU2713579C1 (en) * 2019-04-01 2020-02-05 Общество с ограниченной ответственностью «ОПТИМЕНГА-777» Aircraft wing
RU2707164C1 (en) * 2019-04-19 2019-11-22 Общество с ограниченной ответственностью «ОПТИМЕНГА-777» Aircraft wing
RU2717412C1 (en) * 2019-07-24 2020-03-23 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Aircraft wing
RU2772846C2 (en) * 2020-11-11 2022-05-26 Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") Wing of an aerial vehicle

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2600413C1 (en) Aircraft wing
CA2372166C (en) Aircraft wing and fuselage contours
US5322242A (en) High efficiency, supersonic aircraft
US6578798B1 (en) Airlifting surface division
US8186616B2 (en) Hybrid transonic-subsonic aerofoils
Seitz et al. The DLR project LamAiR: design of a NLF forward swept wing for short and medium range transport application
IL188669A (en) Low-drag swept wings
US8317128B2 (en) Laminar flow wing optimized for transonic cruise aircraft
WO1998017529A9 (en) Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil
EP0932548A1 (en) Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil
RU2609623C1 (en) Aircraft wing
RU2662590C1 (en) Aircraft wing
US20210009256A1 (en) Elliptical wing tip and method of fabricating same
US5112120A (en) Natural flow wing
RU2645557C1 (en) Aerial vehicle wing
RU2540293C1 (en) Aircraft wing
US2967030A (en) Boundary-layer control means for lifting wings
RU2707164C1 (en) Aircraft wing
RU2679104C1 (en) Aircraft wing
RU2662595C1 (en) Aircraft wing
Uhuad et al. Wind tunnel investigation of the transonic aerodynamic characteristics of forward swept wings
RU2494917C1 (en) Aircraft wing
RU2713579C1 (en) Aircraft wing
RU2772846C2 (en) Wing of an aerial vehicle
Tian et al. Aerodynamic/mechanism optimization of a variable camber Fowler flap for general aviation aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180915

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20190704