RU2645557C1 - Aerial vehicle wing - Google Patents

Aerial vehicle wing Download PDF

Info

Publication number
RU2645557C1
RU2645557C1 RU2016145042A RU2016145042A RU2645557C1 RU 2645557 C1 RU2645557 C1 RU 2645557C1 RU 2016145042 A RU2016145042 A RU 2016145042A RU 2016145042 A RU2016145042 A RU 2016145042A RU 2645557 C1 RU2645557 C1 RU 2645557C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
profile
wing
section
chord
profiles
Prior art date
Application number
RU2016145042A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Лонгенович Болсуновский
Николай Петрович Бузоверя
Николай Николаевич Брагин
Сергей Витальевич Герасимов
Сергей Иванович Скоморохов
Иван Леонидович Чернышев
Виталий Викторович Янин
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 RU2016145042A priority Critical patent/RU2645557C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2645557C1 publication Critical patent/RU2645557C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • 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
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency

Landscapes

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

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: aerial vehicle wing consists of a center section and consoles, centroplane and cantilevers made with elongation λ=7-11, narrowing η=3-4.5 and sweep χ=28-35°. The front and back edges of the wing at the top view are rectilinear. The rear edge is made with the strake. There is a smooth rounding along the trailing edge in the section of 30-50% of the span of the wing. The profile of the side section has an increased area in the forebody at a value of 20-50% relative to the wing profile. The value of the radii of noses of the aircraft wing profile and the wing profile, referred to the local chord, rn.≥1.5%. The maximum profile thickness in the section is 40-60% of the profile chord, and the thickness of the tail part in the section of 70% chord is increased to values from c≥8.7% of the chord. The average line of profiles with a long concave section in the front part of the profile on the section from the profile nose and up to 60% of the profile chord. The bending in the tail section of the profile with the values of the maximum ordinate of the mid line ech.k.max==1÷2%. The upper surface with a long section of small curvature at the section of the 15-75% of the profile chord, determined by the relation ed.g./ed.g.max≥0.75, and the position of the maximum ordinate of the upper surface near 40-50% of the profile chord.
EFFECT: increased aerodynamic quality.
8 dwg

Description

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

Наряду с необходимостью обеспечения высокой скорости полета необходимо обеспечивать безопасность полета и снижение экологического воздействия на окружающую среду посредством снижения выбросов вредных веществ в атмосферу. Вышеперечисленные ограничения могут быть обеспечены путем улучшения аэродинамического совершенства при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.84-0.86.Along with the need to ensure a high flight speed, it is necessary to ensure flight safety and reduce environmental impact by reducing emissions of harmful substances into the atmosphere. The above limitations can be achieved by improving aerodynamic perfection in the design of promising wings of passenger aircraft. The proposed wing is designed for operation in the cruising speed range M = 0.84-0.86.

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем.Various wing patterns of modern passenger aircraft are known. A typical wing of a passenger aircraft consists of a center section, a console and the necessary functional systems.

Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-330-300 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр. 124-125, Москва, АСПОЛ, Аргус, 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ1/4=28-35°.The wing of the Airbus Industry A-330-300 airplane is known (see Passenger Airplanes of the World, compiled by V.V. Belyaev, pp. 124-125, Moscow, ASPOL, Argus, 1997), performed with an extension of λ = 7-11 , narrowing η = 3-4.5, sweep χ 1/4 = 28-35 °.

Известно крыло самолета Боинг В-777-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр. 226-227, Москва, АСПОЛ, Аргус, 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ1/4=28-35°.The wing of a Boeing B-777-200 aircraft is known (see Passenger Airplanes of the World, compiled by Belyaev V.V., pp. 226-227, Moscow, ASPOL, Argus, 1997), made with an extension of λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5, sweep χ 1/4 = 28-35 °.

Известно стреловидное крыло, состоящее из центроплана, консолей и необходимых функциональных систем, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=35° и содержащее 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, составляющим 30-50% хорды профиля и определена соотношением Ув.п./Ув.п.mах≥0,75 и положением ординаты Ув.п.mах верхней поверхности в диапазоне 35-40% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с подрезкой в хвостовой части (Патент РФ №2540293. Кл. В64С 3/10, 2013 г.).Known swept wing, consisting of a center wing, consoles and the necessary functional systems, made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep to χ = 35 ° and containing supercritical profiles, the front edge of the wing when viewed from above is straight, rear the edge is made with an influx, the radius of the socks of the wing sections, referred to the local chord, r n ≤0.7%, of the top surface of the wing sections is provided with a small curvature portion constituting 30-50% of the section chord and is defined by the relation V ce / V vpmax ≥0.75 and ordinate position V vpmax upper surface in the range of 35–40% of the chord of the profile, the shape of the lower surface of the profile is trimmed in the tail (RF Patent No. 2540293. Cl. B64C 3/10, 2013).

Прототипом предлагаемого технического решения является крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=35° и содержащее 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%, 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 (Патент РФ №2600413, Кл. В64С 3/10, 2016).The prototype of the proposed technical solution is the wing of the aircraft, consisting of a center wing, consoles, made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep to χ = 35 ° and containing supercritical profiles, the front edge of the wing is straight when viewed from above, the trailing edge is made with the influx, the magnitude of the radii of the socks of the wing sections, referred to the local chord, r n ≤0.7%, the middle line of the wing profiles in shape is made with a concave section in the range from the nose of the profile and up to 60% of the chord to the end profiles of the wing and the limb in the tail of the profile, while the shape of the upper surface of the wing sections is made with a section of small curvature in section 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, and the shape of the lower surface of the profile is made with a section of strong curvature in the tail of the profile (RF Patent No. 2600413, Cl. B64C 3/10, 2016).

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла в корневой части крыла и области стыка крыла и фюзеляжа и, как следствие, 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 the deterioration of the flow around the upper surface of the wing in the root part of the wing and the area of the junction of the wing and the fuselage and, as a result, the loss of aerodynamic quality with a Mach number M≥0.8 and, as a result, a significant decrease in fuel efficiency.

Задачей и техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического совершенства (аэродинамического качества) несущих свойств самолета, как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета и, как следствие, снижение расхода топлива и уменьшение вредных выбросов в атмосферу.The objective and technical result of the invention is to increase the aerodynamic perfection (aerodynamic quality) of the load-bearing properties of the aircraft, both at subsonic and near-sonic flight speeds and, as a result, reducing fuel consumption and reducing harmful emissions into the atmosphere.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполненном с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=28-35° и содержащем сверхкритические профили, передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные, задняя кромка выполнена с наплывом, имеется плавное скругление по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла, профиль бортового сечения крыла имеет увеличенную площадь в носовой части на величину 20-50% относительно профиля крыла, значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла отнесенных к местной хорде rн.≥1.5%, распределения толщин профилей крыла (кроме бортового) характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 40-60% хорды профиля и увеличенной до значений c70%≥8.7% хорды толщиной хвостовой части профиля, формы средней линии профилей крыла характеризуются продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля (кроме концевых сечений крыла) и отгибом в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии уср.л.max=1÷2%, форма верхней поверхности профилей крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением ув.п./ув.п.max≥0.75 и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the swept wing, consisting of a center wing, console and the necessary functional systems, made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep χ = 28-35 ° and containing supercritical the profiles, the leading and trailing edges of the wing when viewed from above are straight, the trailing edge is made with an influx, there is a smooth rounding along the trailing edge in the area of 30-50% of the wingspan, the profile of the side section of the wing has an increased area in the nose by 20-50% relative itelno wing profile, the value of the radii of socks bead airfoil and airfoil section related to local chord r n. ≥1.5%, the distribution of the thickness of the wing profiles (except for the side) is characterized by the position of the maximum thickness of the profile in the section of 40-60% of the chord of the profile and increased to values of 70% ≥8.7% of the chord by the thickness of the tail of the profile, the shape of the midline of the profiles of the wing is characterized by a long concave section in the front part of the profile section on the profile and from the nose up to 60% of the chord profiles (except for the end wing sections) and limb in the tail part of the profile with the values of the maximum ordinate sr.l.max midline y = 1 ÷ 2%, the shape of the upper surface of pro it is characterized by long wing portion of small curvature in the area 15-75% of the chord profiles, defined by the relation y ce / at v.p.max ≥0.75 and the position of the maximum ordinate of the upper surface near 40-50% of the profile chord.

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

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 - распределение нагрузки по размаху крыла,in FIG. 3 - load distribution according to wing span,

на фиг. 4 - типовой профиль крыла,in FIG. 4 - typical wing profile,

на фиг. 5 - бортовой профиль крыла,in FIG. 5 - side profile of the wing,

на фиг. 6 - профиль крыла,in FIG. 6 - wing profile,

на фиг. 7 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,in FIG. 7 - a characteristic picture of the flow around the upper surface of the wing,

на фиг. 8 - изменение аэродинамического качества и критерия топливной эффективности от числа Маха крейсерского полета.in FIG. 8 - change in aerodynamic quality and fuel efficiency criterion from the Mach number of the cruise flight.

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 χ=28÷35°, без изломов по передней 4 и задней 5 кромкам с плавным скруглением 6 по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла. Благодаря отсутствию изломов по передней 4 и задней 5 кромке крыло имеет более равномерное распределение толщины

Figure 00000001
7 (Фиг. 2) сечений по размаху
Figure 00000002
крыла и меньшее распределение нагрузки 8 (Фиг. 3) по размаху крыла, отличающегося от эллиптического.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 χ = 28 ÷ 35 °, without kinks on the front 4 and rear 5 edges with smooth rounding 6 along the trailing edge in a section of 30-50% of the wing span. Due to the absence of kinks along the front 4 and rear 5 edges, the wing has a more even distribution of thickness
Figure 00000001
7 (Fig. 2) cross-sections in scope
Figure 00000002
wing and a smaller load distribution 8 (Fig. 3) on the span of the wing, which is different from elliptical.

Крыло содержит сверхкритические профили 9 (фиг. 4). Профиль бортового сечения 10 (фиг. 5) крыла имеет увеличенную площадь в носовой части 11 на величину 20-50% относительно профиля крыла (фиг. 6) значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.5%. Распределения толщин профилей крыла (кроме бортового) характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 40-60% хорды профиля и увеличенной до значений с70%≥8.7% хорды толщиной хвостовой части профиля, формы профиля, формы средней линии профилей крыла характеризуются продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля (кроме концевых сечений крыла) и отгибом в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии уср.л.mах=1÷2%, форма верхней поверхности профилей крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением ув.п./ув.п.mах≥0.75, и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля.The wing contains supercritical profiles 9 (Fig. 4). The side cross-sectional profile 10 (Fig. 5) of the wing has an increased area in the nose 11 of 20-50% relative to the wing profile (Fig. 6), the radii of the socks of the side profile of the wing and the wing profile, referred to the local chord, r n. ≥1.5%. The distribution of the thickness of the wing profiles (except for the airborne) is characterized by the position of the maximum thickness of the profile in the section of 40-60% of the chord of the profile and increased to values from 70% ≥8.7% of the chord by the thickness of the tail of the profile, the shape of the profile, the shape of the midline of the profiles of the wing are characterized by a long concave section in the front part of the profile section on the profile of the toe and up to 60% of the chord profiles (except for the end wing sections) and limb in the tail part of the profile with the values of the maximum ordinate sr.l.mah midline y = 1 ÷ 2%, the shape of the upper top wing profiles spine characterized by a long section of small curvature in the area 15-75% of the chord profiles, defined by the relation y ce / at vpmax ≥0.75, and the position of the maximum ordinate of the upper surface near 40-50% of the profile chord.

Крыло сформировано по семи базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящей из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации.The wing is formed by seven basic sections obtained using a multi-stage procedure of aerodynamic design, consisting of a stage of initial geometry selection, a stage of solving the inverse problem and a stage of multi-mode optimization.

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Результаты расчетов показали, что предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 7) верхней поверхности крыла во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М.A number of design studies were carried out in the full range of cruising flight modes. The calculation results showed that the proposed wing has an uninterrupted flow around (Fig. 7) the upper surface of the wing in the entire operational range of angles of attack and Mach M.

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 ΔКмах ≈ 0.5÷1.0 в диапазоне чисел Маха М=0.82÷0.86 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.2÷0.6 (Фиг. 8) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.Comparative studies of the proposed wing with the prototype wing 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 ΔKmak ≈ 0.5 ÷ 1.0 in the range of Mach numbers M = 0.82 ÷ 0.86 and fuel efficiency ΔKmakh * M ≈ 0.2 ÷ 0.6 (Fig. 8) 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 Мкрейс=0.82-0.86.- high aerodynamic quality and fuel efficiency at subsonic flight speeds M cruise = 0.82-0.86.

Claims (1)

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=28-35° и содержащее сверхкритические профили, передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные, задняя кромка выполнена с наплывом, имеется плавное скругление по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла, отличающееся тем, что профиль бортового сечения крыла имеет увеличенную площадь в носовой части на величину 20-50% относительно профиля крыла, значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.5%, распределения толщин профилей крыла, кроме бортового, характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 40-60% хорды профиля и толщиной хвостовой части на участке 70% хорды до значений c≥8.7% хорды, формы средней линии профилей крыла характеризуются продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля, кроме концевых сечений крыла, и отгибом в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии уср.л.max=1÷2%, форма верхней поверхности профилей крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением ув.п./ув.п.max≥0.75, и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля.Aircraft wing, consisting of a center wing, console and necessary functional systems, made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep χ = 28-35 ° and containing supercritical profiles, the front and rear edges of the wing when viewed from above rectilinear, the trailing edge is made with the influx, there is a smooth rounding along the trailing edge in the area of 30-50% of the wing span, characterized in that the side section of the wing has an increased area in the nose by 20-50% relative to the wing profile, but the radius airborne Kov airfoil and airfoil section assigned to the local chord, r n. ≥1.5%, the distribution of the thickness of the wing profiles, except for the side, is characterized by the position of the maximum profile thickness in the section of 40-60% of the chord of the profile and the thickness of the tail in the section of 70% of the chord up to values c≥8.7% of the chord, the shape of the midline of the wing profiles is characterized by a long concave section in front of the profile on the section from the nose of the profile and up to 60% of the chord of the profile, except for the end sections of the wing, and the limb in the tail of the profile with the values of the maximum ordinate of the midline at cf.max = 1 ÷ 2%, the shape of the upper surface of the profiles to the snout is characterized by a long section of small curvature in the area of 15-75% of the chord of the profile, determined by the ratio at v. / at v.p.max ≥0.75, and the position of the maximum ordinate of the upper surface near 40-50% of the profile chord.
RU2016145042A 2016-11-17 2016-11-17 Aerial vehicle wing RU2645557C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016145042A RU2645557C1 (en) 2016-11-17 2016-11-17 Aerial vehicle wing

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016145042A RU2645557C1 (en) 2016-11-17 2016-11-17 Aerial vehicle wing

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2645557C1 true RU2645557C1 (en) 2018-02-21

Family

ID=61258937

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016145042A RU2645557C1 (en) 2016-11-17 2016-11-17 Aerial vehicle wing

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2645557C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2683404C1 (en) * 2018-03-23 2019-03-28 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

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1371550A1 (en) * 2002-06-12 2003-12-17 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Trailing edge shape of laminar-flow airfoil
US8113462B2 (en) * 2007-01-08 2012-02-14 Israel Aerospace Industries, Ltd. Low-drag swept wings
RU2600413C1 (en) * 2015-09-14 2016-10-20 Ооо "Оптименга-777" Aircraft wing

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1371550A1 (en) * 2002-06-12 2003-12-17 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Trailing edge shape of laminar-flow airfoil
US8113462B2 (en) * 2007-01-08 2012-02-14 Israel Aerospace Industries, Ltd. Low-drag swept wings
RU2600413C1 (en) * 2015-09-14 2016-10-20 Ооо "Оптименга-777" Aircraft wing

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2683404C1 (en) * 2018-03-23 2019-03-28 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

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2600413C1 (en) Aircraft wing
US6578798B1 (en) Airlifting surface division
US6293497B1 (en) Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil
RU2639354C2 (en) System and method for minimizing wave resistance by two-sided asymmetrical structure
US8317128B2 (en) Laminar flow wing optimized for transonic cruise aircraft
WO1994018069A1 (en) High-efficiency, supersonic aircraft
RU2662590C1 (en) Aircraft wing
WO2011048064A2 (en) Aircraft horizontal stabiliser fitted with leading-edge strake
RU2645557C1 (en) Aerial vehicle wing
RU2609623C1 (en) Aircraft wing
US9718534B2 (en) Aircraft lifting surface with variable sweep distribution along the span
RU2679104C1 (en) Aircraft wing
US10981645B2 (en) Drag reduction systems for aircraft
CN111247068A (en) Aircraft pylon fairing
US9382000B1 (en) Aircraft design
RU2540293C1 (en) Aircraft wing
RU2662595C1 (en) Aircraft wing
RU2717405C1 (en) Aircraft wing
RU2707164C1 (en) Aircraft wing
KR102669013B1 (en) An aircraft wing and wing tip device
RU216044U1 (en) aircraft wing
RU2693389C1 (en) Aircraft wing
RU2772846C2 (en) Wing of an aerial vehicle
RU2717416C1 (en) Aircraft wing
RU2686784C1 (en) Aircraft wing

Legal Events

Date Code Title Description
TC4A Change in inventorship

Effective date: 20180504