RU2637277C1 - Wing of aircraft with retracting air screw - Google Patents

Wing of aircraft with retracting air screw Download PDF

Info

Publication number
RU2637277C1
RU2637277C1 RU2016135510A RU2016135510A RU2637277C1 RU 2637277 C1 RU2637277 C1 RU 2637277C1 RU 2016135510 A RU2016135510 A RU 2016135510A RU 2016135510 A RU2016135510 A RU 2016135510A RU 2637277 C1 RU2637277 C1 RU 2637277C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
propeller
wing
flap
spar
engine
Prior art date
Application number
RU2016135510A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Андрей Игоревич Дунаевский
Владислав Валериевич Федисов
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
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 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Priority to RU2016135510A priority Critical patent/RU2637277C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2637277C1 publication Critical patent/RU2637277C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/32—Wings specially adapted for mounting power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

FIELD: airpower.
SUBSTANCE: wing includes front and rear side spar, slat, engine, propeller, propeller blades. In the first embodiment, the engine of propeller is installed on the front wing spar so that when the slat is released, the plane of rotation of the propeller is located between the slat and the front wing spar. In the second embodiment, the engine of propeller is mounted on the rear wing spar so that when the flap is released, the plane of rotation of the propeller is located between the rear side spar and the flap. In the third embodiment, the engine of propeller is mounted on the flap spar so that when the flap is released, the plane of rotation of the propeller is located between the rear wing spar and the flap.
EFFECT: increase the reliability of retracting the propeller.
4 cl, 8 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, в частности к применяемым на летательных аппаратах (ЛА) воздушным винтам, убирающимся из обтекающего летательный аппарат потока воздуха. Воздушные винты могут убираться из потока для уменьшения аэродинамического сопротивления ЛА в полете в случае, когда для полета не требуется создание тяги. К таким ЛА можно отнести мотопланеры, некоторые классы авиамоделей, беспилотные ЛА (БПЛА) и разрабатываемые самолеты новых схем с распределенными силовыми установками.The present invention relates to aeronautical engineering, in particular to propellers used on aircraft (LA), which are removed from the stream of air flowing around the aircraft. Propellers can be removed from the flow to reduce the aerodynamic drag of the aircraft in flight in the case where thrust is not required for the flight. These aircraft include motor gliders, some classes of aircraft models, unmanned aerial vehicles (UAVs), and new aircraft designs under development with distributed power plants.

Известен мотопланер STEMME S-10 (www.stemme.de) с воздушным винтом, убирающимся в нишу носовой части фюзеляжа, образованную выдвижным носовым обтекателем и основной конструкцией фюзеляжа. Недостатками устройства являются размещение механизма складывания лопастей воздушного винта в наиболее нагруженной комлевой части лопасти и сложность конструкции, снижающая надежность, а также значительная по площади часть диска винта, закрытая носовым обтекателем, не создающая тяги.The STEMME S-10 motor glider is known (www.stemme.de) with a propeller that retracts into a niche of the nose of the fuselage formed by a retractable nose fairing and the main structure of the fuselage. The disadvantages of the device are the placement of the folding mechanism of the propeller blades in the most loaded butt portion of the blade and the complexity of the design, which reduces reliability, as well as a significant area of the disk of the screw covered by the nose fairing, which does not create traction.

Известны мотопланеры: Composit Viva (www.compositairplanes.cz) и Alisport Slient-2 (www.alisport.com), на которых уборка лопастей воздушных винтов осуществляется вдоль носовой части фюзеляжа в специальные ниши. Недостатком, как и в предыдущем случае, является размещение механизма складывания лопастей воздушного винта в наиболее нагруженной комлевой части лопасти. Также в полете при вращении воздушного винта создается дополнительное аэродинамическое сопротивление от обдувки винтом ниш на фюзеляже, предназначенных для уборки лопастей.Motor gliders are known: Composit Viva (www.compositairplanes.cz) and Alisport Slient-2 (www.alisport.com), on which propeller blades are cleaned along the nose of the fuselage into special niches. The disadvantage, as in the previous case, is the placement of the folding mechanism of the propeller blades in the most loaded butt portion of the blade. Also, in flight, when the propeller rotates, additional aerodynamic drag is created from the screw blowing niches in the fuselage intended for cleaning the blades.

Известен мотопланер Shempp Hirth Arcus Е (www.schempp-hirth.com), у которого двигатель и воздушный винт расположены на стойке над фюзеляжем и при планировании убираются в отсек внутри фюзеляжа. Недостатком в данном случае является необходимость иметь значительный дополнительный объем внутри ЛА для размещения воздушного винта и двигателя в убранном положении, в полете при работе воздушного винта создается дополнительное аэродинамическое сопротивление от стойки, несущей на фюзеляже двигатель с винтом, а также сложность конструкции.The Shempp Hirth Arcus E motor glider is known (www.schempp-hirth.com), in which the engine and propeller are located on a rack above the fuselage and are retracted into the compartment inside the fuselage when planning. The disadvantage in this case is the need to have a significant additional volume inside the aircraft to accommodate the propeller and engine in the retracted position, in flight when the propeller is operating, additional aerodynamic drag is created from the strut supporting the engine with the screw on the fuselage, as well as the design complexity.

Известны работы NASA и авиакомпании МВЛ Cape Air (Graham Warwick "Is Just First Step" Aviation Week & Space Technology, Jun 26, 2015) по формированию облика легкого самолета, использующего для увеличения подъемной силы на взлете и посадке эффект обдувки крыла с помощью дополнительных воздушных винтов перед передней кромкой крыла (Фиг. 1). Для уменьшения потерь тяги и минимизации сопротивления, не требуемых в крейсерском полете, дополнительные воздушные винты должны убираться из потока. В настоящее время в исследованиях NASA по программе LEAPTech (Joby Aviation (www.jobyaviation.com) изучается вариант конструкции складного многолопастного воздушного винта (Фиг. 2), принятого за прототип как наиболее близкого к предлагаемому изобретению. Конструкция состоит из мотогондолы двигателя установленной перед передней кромкой крыла, многолопастного воздушного винта, механизма складывания каждой лопасти, работающего таким образом, что, размещаясь вокруг поверхности мотогондолы, лопасти образуют с ней единое целое (Фиг. 2). Недостатком конструкции является размещение механизма складывания лопасти в наиболее ее нагруженной комлевой части, имеющего сложную конструкцию, снижающую надежность. Также выступающая в воздушный поток мотогондола увеличивает аэродинамическое сопротивление в полете и может привести к срыву потока в стыке мотогондолы с крылом, определенную сложность представляет собой проектирование лопасти воздушного винта с учетом формы поверхности мотогондолы.NASA and the MVL Cape Air (Graham Warwick "Is Just First Step" Aviation Week & Space Technology, Jun 26, 2015) work on shaping the appearance of a light aircraft, using the effect of wing blowing using additional air screws in front of the leading edge of the wing (Fig. 1). To reduce traction loss and minimize drag not required during cruising, additional propellers must be removed from the stream. Currently, NASA research under the LEAPTech program (Joby Aviation (www.jobyaviation.com) is studying a design variant of a folding multi-blade propeller (Fig. 2), adopted as a prototype as closest to the invention. The design consists of an engine nacelle installed in front of the front the edge of the wing, multi-blade propeller, folding mechanism of each blade, working in such a way that, placed around the surface of the nacelle, the blades form a single whole with it (Fig. 2). The mechanism for folding the blade in its most loaded butt portion, which has a complicated structure that reduces reliability, is also placed. taking into account the surface shape of the nacelle.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является разработка конструкции крыла летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, использование которой увеличивает эффективность и надежность работы вспомогательной/дополнительной силовой установки.The objective and technical result of the invention is the development of the wing structure of an aircraft with a retractable propeller, the use of which increases the efficiency and reliability of the auxiliary / additional power plant.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что на крыле летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, включающем в себя передний и задний лонжерон, предкрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта, двигатель воздушного винта установлен на переднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном предкрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между предкрылком и передним лонжероном крыла, при этом воздушный винт выполнен двухлопастным и его лопасти составляют одно целое с втулкой винта с возможностью их размещения внутри предкрылка с ориентацией вдоль размаха крыла при остановленном двигателе и убранном предкрылке.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that on the wing of the aircraft with a retractable propeller, including the front and rear spar, slat, engine, propeller, propeller blades, the propeller engine is mounted on the front wing spar so that when the slat is released, the plane of rotation of the propeller is located between the slat and the front wing spar, while the propeller is made of two blades and its blades are integral a screw sleeve with the possibility of their placement inside the slat orientation spanwise with the engine stopped and retracted slat.

Технический эффект достигается также тем, что на крыле летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, включающем в себя передний и задний лонжерон, закрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта, двигатель воздушного винта установлен на заднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном и закрылком, при этом воздушный винт выполнен двухлопастным и его лопасти составляют одно целое с втулкой винта с возможностью их размещения между задним лонжероном и закрылком с ориентацией вдоль размаха крыла при остановленном двигателе и убранном закрылке, а пространство между задним лонжероном и закрылком на верхней и нижней поверхности крыла закрывается раскладывающимися створками.The technical effect is also achieved by the fact that on the wing of the aircraft with a retractable propeller, including the front and rear spar, flap, engine, propeller, propeller blades, the propeller engine is mounted on the rear wing spar so that when the flap is released the plane of rotation of the propeller is located between the rear spar and the flap, while the propeller is made of two blades and its blades are integral with the screw hub with the possibility of their placement between the rear spar and the flap with orientation along the wing span with the engine stopped and the flap retracted, and the space between the rear spar and the flap on the upper and lower surface of the wing is closed by folding flaps.

Технический эффект достигается также тем, что на крыле летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, включающем в себя передний и задний лонжерон, закрылок, лонжерон закрылка, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта, двигатель воздушного винта установлен на лонжероне закрылка таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном крыла и закрылком, при этом воздушный винт выполнен двухлопастным и его лопасти составляют одно целое с втулкой винта с возможностью их размещения между задним лонжероном и закрылком с ориентацией вдоль размаха крыла при остановленном двигателе и убранном закрылке, а пространство между задним лонжероном и закрылком на верхней и нижней поверхности крыла закрывается раскладывающимися створками.The technical effect is also achieved by the fact that on the wing of the aircraft with a retractable propeller, including the front and rear spar, flap, flap spar, engine, propeller, propeller blades, propeller engine mounted on the flap spar so that when the flap that has been released to the flap, the plane of rotation of the propeller is located between the rear wing spar and the flap, while the propeller is made of two blades and its blades are integral with the screw hub their placement between the rear spar and the flap with orientation along the wing span with the engine stopped and the flap retracted, and the space between the rear spar and the flap on the upper and lower surface of the wing is closed by folding flaps.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, на которых показаны принципиальные схемы уборки воздушного винта из обтекающего летательный аппарат потока воздуха и размещения составляющих элементов конструкции одного отдельно взятого воздушного винта на крыле в составе вспомогательной/дополнительной силовой установки летательного аппарата. Сама вспомогательная установка может состоять из различного числа вспомогательных/дополнительных двигателей, расположенных вдоль размаха крыла.The present invention is illustrated by drawings, which shows a schematic diagram of the propeller cleaning from the air flow around the aircraft and the placement of the structural components of one individual propeller on the wing as part of the auxiliary / additional power plant of the aircraft. The auxiliary installation itself may consist of a different number of auxiliary / additional engines located along the wing span.

Фиг. 3 - схема расположения убирающегося воздушного винта при взлетно-посадочных режимах полета ЛА в случае размещения двигателя с винтом на переднем лонжероне крыла.FIG. 3 is a layout of a retractable propeller during take-off and landing flight conditions of an aircraft in the case of placing an engine with a propeller on the front wing spar.

Фиг. 4 - схема расположения убирающегося воздушного винта в крейсерском режиме полета ЛА в случае размещения двигателя с винтом на переднем лонжероне крыла.FIG. 4 is a layout of a retractable propeller in the cruise flight mode of an aircraft in the case of placing an engine with a propeller on the front wing spar.

Фиг. 5 - схема расположения убирающегося воздушного винта при взлетно-посадочных режимах полета ЛА в случае размещения двигателя с винтом на заднем лонжероне крыла.FIG. 5 is a layout of a retractable propeller during take-off and landing flight conditions of an aircraft in the case of placing an engine with a propeller on the rear wing spar.

Фиг. 6 - схема расположения убирающегося воздушного винта в крейсерском режиме полета ЛА, в случае размещения двигателя с винтом на заднем лонжероне крыла.FIG. 6 is a layout of a retractable propeller in the cruise flight mode of an aircraft, in the case of placing an engine with a propeller on the rear wing spar.

Фиг. 7 - схема расположения убирающегося воздушного винта при взлетно-посадочных режимах полета ЛА в случае размещения двигателя с винтом на лонжероне закрылка.FIG. 7 is a layout of a retractable propeller during take-off and landing flight modes of an aircraft in the case of placing an engine with a propeller on the wing spar.

Фиг.8 - схема расположения убирающегося воздушного винта в крейсерском режиме полета ЛА в случае расположения двигателя с винтом на лонжероне закрылка.Fig. 8 is a diagram of an arrangement of a retractable propeller in a cruise flight mode of an aircraft in the case of an engine with a propeller located on a flap spar.

Устройство крыла с убирающимся воздушным винтом в случае размещения вспомогательного/дополнительного двигателя на переднем лонжероне крыла (Фиг. 3) включает в себя: вспомогательный/дополнительный двигатель 1, вал 2, втулку 3, лопасти воздушного винта 4, передний лонжерон крыла 5, предкрылок 6, поворотную створку предкрылка 7. На переднем лонжероне крыла 5 вдоль размаха крыла может расположиться более одного вспомогательных/дополнительных двигателей 1, составляющих энергетическую механизацию крыла. Работает устройство следующим образом. В процессе взлета и посадки ЛА происходит выпуск предкрылка крыла, запуск двигателей 1 и вращение воздушных винтов. При переходе от взлетной конфигурации к полетной двигатели 1 выключаются, воздушные винты останавливаются таким образом, что лопасти 4 занимают положение вдоль размаха крыла, предкрылок переводится в убранное положение. В результате этого конфигурация устройства приобретает вид, приведенный на Фиг. 4. Лопасти воздушного винта 4 и двигатель 1 закрыты от набегающего потока предкрылком 6 и поворотной створкой предкрылка 7, расположены внутри конструкции и не нарушают внешних обводов профиля крыла, не создавая дополнительного аэродинамического сопротивления в крейсерском полете.The wing device with a retractable propeller in the case of placing the auxiliary / additional engine on the front wing spar (Fig. 3) includes: auxiliary / additional engine 1, shaft 2, hub 3, propeller blades 4, front wing spar 5, slat 6 , the slat flap shutter 7. On the front wing spar 5 along the wing span more than one auxiliary / additional engines 1 can be located that make up the energy mechanization of the wing. The device operates as follows. In the process of takeoff and landing of the aircraft, the wing slat is released, the engines 1 start and the propellers rotate. In the transition from the take-off configuration to the flight engines 1 are turned off, the propellers stop in such a way that the blades 4 occupy a position along the wing span, the slat is moved to the retracted position. As a result of this, the configuration of the device takes on the form shown in FIG. 4. The blades of the propeller 4 and the engine 1 are closed from the incident flow by the slat 6 and the rotary wing of the slat 7, are located inside the structure and do not violate the external contours of the wing profile, without creating additional aerodynamic drag during cruise flight.

Устройство крыла с убирающимся воздушным винтом в случае размещения вспомогательного/дополнительного двигателя на заднем лонжероне крыла (Фиг. 5) включает в себя: вспомогательный/дополнительный двигатель 1, вал 2, втулку 3, лопасти воздушного винта 4, задний лонжерон крыла 8, раскладывающиеся створки на верхней и нижней поверхности крыла 9, закрылок 10. На заднем лонжероне крыла 8 вдоль размаха крыла может расположиться более одного вспомогательного/дополнительных двигателей 1, составляющих энергетическую механизацию крыла. Работает устройство следующим образом. В процессе взлета и посадки ЛА происходит выпуск закрылка 10 во взлетно-посадочное положение, складывание створок 9, освобождающих промежуток между задним лонжероном 8 и закрылком 10, запуск двигателей 1 и вращение воздушных винтов. При переходе от взлетно-посадочной конфигурации к полетной двигатели 1 выключаются, воздушные винты останавливаются таким образом, что лопасти 4 занимают положение вдоль размаха крыла, закрылок 10 переводится в убранное положение. Створки 9 раскладываются и закрывают промежуток между задним лонжероном 8 и закрылком 10 на нижней и верхней поверхности крыла. В результате этого конфигурация устройства приобретает вид, приведенный на Фиг. 6. Лопасти воздушного винта 4 и двигатель 1 закрыты от набегающего потока раскладывающимися створками 9, расположены внутри конструкции и не нарушают внешних обводов профиля крыла, не создавая дополнительного аэродинамического сопротивления в крейсерском полете.The wing device with a retractable propeller in the case of placing the auxiliary / additional engine on the rear wing spar (Fig. 5) includes: auxiliary / additional engine 1, shaft 2, bushing 3, propeller blades 4, rear wing spar 8, folding wings on the upper and lower surface of the wing 9, the flap 10. On the rear spar of the wing 8 along the wingspan can be located more than one auxiliary / additional engines 1 that make up the energy mechanization of the wing. The device operates as follows. In the process of takeoff and landing of the aircraft, the flap 10 is released into the takeoff and landing position, the flaps 9 are folded, freeing the gap between the rear spar 8 and the flap 10, the engines 1 start and the propellers rotate. When switching from a take-off and landing configuration to flight engines 1 are turned off, the propellers stop in such a way that the blades 4 occupy a position along the wing span, the flap 10 is moved to the retracted position. The flaps 9 unfold and close the gap between the rear spar 8 and the flap 10 on the lower and upper surface of the wing. As a result of this, the configuration of the device takes on the form shown in FIG. 6. The blades of the propeller 4 and the engine 1 are closed from the free stream by folding flaps 9, are located inside the structure and do not violate the external contours of the wing profile, without creating additional aerodynamic drag during cruise flight.

Устройство крыла с убирающимся воздушным винтом в случае размещения вспомогательного/дополнительного двигателя на лонжероне закрылка (Фиг. 7) включает в себя: вспомогательный/дополнительный двигатель 1, вал 2, втулку 3, лопасти воздушного винта 4, закрылок 10, лонжерон закрылка 11, раскладывающиеся створки на верхней и нижней поверхности крыла 9. На лонжероне закрылка 11 вдоль размаха крыла может расположиться более одного вспомогательных/дополнительных двигателей 1, составляющих энергетическую механизацию крыла. Работает устройство следующим образом. В процессе взлета и посадки ЛА происходит выпуск закрылка 10, запуск двигателей 1 и вращение воздушных винтов. При переходе от взлетно-посадочной конфигурации к полетной двигатели 1 выключаются, воздушные винты останавливаются таким образом, что лопасти 4 занимают положение вдоль размаха крыла, закрылок 10 переводится в убранное положение. Створки 9 раскладываются и закрывают промежуток между задним лонжероном крыла 8 и закрылком 10 на нижней и верхней поверхности крыла. В результате этого конфигурация устройства приобретает вид, приведенный на Фиг. 8. Лопасти воздушного винта 4 и двигатель 1 закрыты от набегающего потока и не нарушают внешних обводов профиля крыла, не создавая дополнительного аэродинамического сопротивления в крейсерском полете.The wing device with a retractable propeller in case of placing the auxiliary / additional engine on the flap side member (Fig. 7) includes: auxiliary / additional engine 1, shaft 2, hub 3, propeller blades 4, flap 10, flap side member 11, folding the flaps on the upper and lower surface of the wing 9. On the side member of the flap 11 along the wing span more than one auxiliary / additional engines 1 can be located, which comprise the energy mechanization of the wing. The device operates as follows. During take-off and landing of the aircraft, flap 10 is released, engines 1 start and propellers rotate. When switching from a take-off and landing configuration to flight engines 1 are turned off, the propellers stop in such a way that the blades 4 occupy a position along the wing span, the flap 10 is moved to the retracted position. The flaps 9 unfold and close the gap between the rear spar of the wing 8 and the flap 10 on the lower and upper surface of the wing. As a result of this, the configuration of the device takes on the form shown in FIG. 8. The blades of the propeller 4 and the engine 1 are closed from the incoming flow and do not violate the external contours of the wing profile, without creating additional aerodynamic drag in cruise flight.

Предложенные схемы вариантов крыла с убирающимся воздушным винтом могут быть аналогично использованы для оснащения убирающимися воздушными винтами других аэродинамических поверхностей летательного аппарата, например вертикального оперения, горизонтального оперения (в том числе цельноповоротных).The proposed schemes for wing variants with a retractable propeller can similarly be used to equip retractable propellers with other aerodynamic surfaces of an aircraft, for example, vertical plumage, horizontal plumage (including all-turning).

Простота и надежность предлагаемого устройства обеспечивается существующими и отработанными конструкциями устройств уборки-выпуска современных средств механизации крыла и применением воздушных винтов, не имеющих механизмов складывания лопастей.The simplicity and reliability of the proposed device is ensured by existing and well-established designs of cleaning devices for the production of modern means of wing mechanization and the use of propellers that do not have folding mechanisms for the blades.

Предлагаемое изобретение может быть использовано:The present invention can be used:

- на авиамоделях, мотопланерах, беспилотных ЛА;- on aircraft models, motor gliders, unmanned aerial vehicles;

- как элемент энергетической механизации крыла (средство увеличения подъемной силы на режимах взлета и посадки при обдувке крыла струями от воздушных винтов);- as an element of the energy mechanization of the wing (a means of increasing the lifting force during take-off and landing during blasting of the wing with jets from propellers);

- как элемент вспомогательной силовой установки ЛА вертикального взлета и посадки на режимах вертикального взлета и посадки.- as an element of the auxiliary power plant of the aircraft of vertical take-off and landing on the modes of vertical take-off and landing.

Claims (3)

1. Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, включающее передний и задний лонжерон, предкрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта, отличающееся тем, что двигатель воздушного винта установлен на переднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном предкрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между предкрылком и передним лонжероном крыла, при этом воздушный винт выполнен двухлопастным и его лопасти составляют одно целое с втулкой винта с возможностью их размещения внутри предкрылка с ориентацией вдоль размаха крыла при остановленном двигателе и убранном предкрылке.1. The wing of the aircraft with a retractable propeller, including the front and rear spar, slat, engine, propeller, propeller blades, characterized in that the propeller engine is mounted on the front spar of the wing so that when the slat is released, the plane of rotation of the propeller located between the slat and the front wing spar, while the propeller is made of two blades and its blades are integral with the screw hub with the possibility of their placement inside the slat Single orientation spanwise with the engine stopped and retracted slat. 2. Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, включающее передний и задний лонжерон, закрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта, отличающееся тем, что двигатель воздушного винта установлен на заднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном и закрылком, при этом воздушный винт выполнен двухлопастным и его лопасти составляют одно целое с втулкой винта с возможностью их размещения между задним лонжероном и закрылком с ориентацией вдоль размаха крыла при остановленном двигателе и убранном закрылке, а пространство между задним лонжероном и закрылком на верхней и нижней поверхности крыла закрывается раскладывающимися створками.2. The wing of the aircraft with a retractable propeller, including the front and rear spar, flap, engine, propeller, propeller blades, characterized in that the propeller engine is mounted on the rear spar of the wing so that when the flap is released, the plane of rotation of the propeller located between the rear spar and the flap, while the propeller is made of two blades and its blades are integral with the screw sleeve with the possibility of their placement between the rear spar and closed com orientation spanwise with the engine stopped and retract the flaps and the space between the rear spar and the flap on the upper and lower wing closes a folding flaps. 3. Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, включающее передний и задний лонжерон, закрылок, лонжерон закрылка, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта, отличающееся тем, что двигатель воздушного винта установлен на лонжероне закрылка таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном крыла и закрылком, при этом воздушный винт выполнен двухлопастным и его лопасти составляют одно целое с втулкой винта с возможностью их размещения между задним лонжероном и закрылком с ориентацией вдоль размаха крыла при остановленном двигателе и убранном закрылке, а пространство между задним лонжероном и закрылком на верхней и нижней поверхности крыла закрывается раскладывающимися створками.3. Aircraft wing with retractable propeller, including front and rear spar, flap, flap spar, engine, propeller, propeller blades, characterized in that the propeller engine is mounted on the flap spar so that when the flap is extended, the plane of rotation the propeller is located between the rear wing spar and the flap, while the propeller is made of two blades and its blades are integral with the screw hub with the possibility of their placement between the rear m spar and orientation flap spanwise with the engine stopped and retract the flaps and the space between the rear spar and the flap on the upper and lower wing closes a folding flaps.
RU2016135510A 2016-09-01 2016-09-01 Wing of aircraft with retracting air screw RU2637277C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016135510A RU2637277C1 (en) 2016-09-01 2016-09-01 Wing of aircraft with retracting air screw

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016135510A RU2637277C1 (en) 2016-09-01 2016-09-01 Wing of aircraft with retracting air screw

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2637277C1 true RU2637277C1 (en) 2017-12-01

Family

ID=60581504

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016135510A RU2637277C1 (en) 2016-09-01 2016-09-01 Wing of aircraft with retracting air screw

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2637277C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11305869B1 (en) 2020-12-23 2022-04-19 Wayfarer Aircraft Research And Development Inc. Systems and methods for aircraft lift enhancement

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1765818A (en) * 1928-10-10 1930-06-24 Alvistur Oscar Airplane-landing speed-retarding device
US1791707A (en) * 1929-09-13 1931-02-10 Jr Joseph Botka Attachment for aeroplanes
RU2456205C2 (en) * 2007-03-20 2012-07-20 Эрбюс Операсьон Aerodynamic braking device with power accumulation
US20160176533A1 (en) * 2014-12-19 2016-06-23 Airbus Operations Sas Removable auxiliary power device for aircraft and aircraft adapted to use at least one such device

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1765818A (en) * 1928-10-10 1930-06-24 Alvistur Oscar Airplane-landing speed-retarding device
US1791707A (en) * 1929-09-13 1931-02-10 Jr Joseph Botka Attachment for aeroplanes
RU2456205C2 (en) * 2007-03-20 2012-07-20 Эрбюс Операсьон Aerodynamic braking device with power accumulation
US20160176533A1 (en) * 2014-12-19 2016-06-23 Airbus Operations Sas Removable auxiliary power device for aircraft and aircraft adapted to use at least one such device

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11305869B1 (en) 2020-12-23 2022-04-19 Wayfarer Aircraft Research And Development Inc. Systems and methods for aircraft lift enhancement

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3464061B1 (en) Propeller-hub assembly with folding blades for vtol aircraft
US10358229B2 (en) Aircraft
CA2870506C (en) An aircraft
RU180474U1 (en) Vertical takeoff and landing airplane
CN208360507U (en) A kind of distributed electrical propulsion aircraft
US11292356B2 (en) Energy-harvesting spoiler on a wing of an aircraft
CA2934346A1 (en) Short take off and landing arial vehicle
US4125232A (en) Vertical take-off and landing (VTOL) aircraft with fixed horizontal variable-pitched rotors
CN105015770A (en) Vertical take-off and landing aircraft with wing body blended with single duct
EA202092494A1 (en) INDIVIDUAL AIRCRAFT WITH VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING
US20230063801A1 (en) System and method for lift augmentation of aircraft wings
RU171939U1 (en) Short takeoff and landing airplane
CN204871604U (en) Wing body fuses single duct VTOL aircraft
GB2504369A (en) Aircraft wing with reciprocating outer aerofoil sections
CN113260566A (en) Thrust reverser aircraft and associated control method
RU2637277C1 (en) Wing of aircraft with retracting air screw
RU2568234C2 (en) Hybrid airborne vehicle
US20080230656A1 (en) Aircraft wings having hinged vanes and aircraft having said wings
RU2696681C1 (en) Aircraft wing
CN104787328B (en) A kind of rotor folding and unfolding mechanism being applicable to composite aircraft
EP3141473A1 (en) Drag reduction of high speed aircraft with a coaxial-rotor system
RU192967U1 (en) SHORT TAKEOFF AND LANDING PLANE
US3220669A (en) Power plant mounting
RU2623370C1 (en) Vertical takeoff and landing aircraft implemented according to canard configuration
RU2605466C1 (en) Vertical take-off and landing aircraft

Legal Events

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

Effective date: 20180902

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20191105