RU2792363C1 - Airfoil of a regional aircraft wing - Google Patents
Airfoil of a regional aircraft wing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2792363C1 RU2792363C1 RU2022130364A RU2022130364A RU2792363C1 RU 2792363 C1 RU2792363 C1 RU 2792363C1 RU 2022130364 A RU2022130364 A RU 2022130364A RU 2022130364 A RU2022130364 A RU 2022130364A RU 2792363 C1 RU2792363 C1 RU 2792363C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- airfoil
- profile
- aerodynamic
- coefficient
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке новых компоновок крыльев региональных пассажирских и транспортных самолетов.The invention relates to aviation technology and can be used in the development of new wing layouts for regional passenger and transport aircraft.
Региональными самолетами принято называть небольшие самолеты, рассчитанные на перевозку 40-80 пассажиров и грузов до 6-8 тонн, осуществляемую обычно в пределах одной страны или близлежащих стран и регионов страны (например, в России). Типичная дальность полета региональных самолетов в Европе составляет 500-600 км, в то время как в России она возрастает до 1500-2500 км. С учетом полетов с промежуточной посадкой необходимое расстояние может быть уменьшено до 1500 км. Принципиальное отличие для России заключается в большом количестве эксплуатируемых аэропортов и аэродромов с ограничением по длине взлетно-посадочной полосы. Также существенным требованием для России является возможность взлета и посадки с грунтовых взлетно-посадочных полос. Последние обстоятельства приводят к необходимости повышения несущих свойств крыла и усложнению его механизации, что приводит к дополнительному увеличению веса планера самолета,It is customary to call regional aircraft small aircraft designed to carry 40-80 passengers and cargo up to 6-8 tons, usually carried out within the same country or neighboring countries and regions of the country (for example, in Russia). The typical flight range of regional aircraft in Europe is 500-600 km, while in Russia it increases to 1500-2500 km. Taking into account flights with an intermediate landing, the required distance can be reduced to 1500 km. The fundamental difference for Russia lies in the large number of operated airports and airfields with a limitation on the length of the runway. Also an essential requirement for Russia is the ability to take off and land from unpaved runways. The latter circumstances lead to the need to increase the load-bearing properties of the wing and complicate its mechanization, which leads to an additional increase in the weight of the aircraft airframe,
Аэродинамическими требованиями к профилям крыла регионального самолета, непосредственно влияющими на дальность полета и несущие свойства крыла на взлетно-посадочных режимах, являются возможно меньшее значение коэффициента аэродинамического сопротивления Сх на крейсерском режиме полета и возможно большее значение коэффициента максимальной подъемной силы Cymax на взлетно-посадочных режимах. Для уменьшения сопротивления самолета, связанного с его продольной балансировкой на крейсерском режиме полета, аэродинамические профили крыла регионального самолета также должны иметь возможно меньшее абсолютное значение коэффициента продольного момента при нулевой подъемной силе mz0.The aerodynamic requirements for the wing profiles of a regional aircraft, which directly affect the flight range and the bearing properties of the wing in takeoff and landing modes, are the possibly lower value of the aerodynamic drag coefficient Cx in the cruising flight mode and the possible greater value of the maximum lift coefficient Cy max in the takeoff and landing modes . To reduce the resistance of the aircraft associated with its longitudinal balancing in the cruising flight mode, the airfoils of the wing of a regional aircraft should also have the smallest possible absolute value of the longitudinal moment coefficient at zero lift mz 0 .
Форма аэродинамических профилей крыла оказывает большое влияние на аэродинамические характеристики крыла самолета.The shape of wing airfoils has a great influence on the aerodynamic characteristics of an aircraft wing.
Известно большое количество дозвуковых аэродинамических профилей, крыла различных геометрических форм. Все известные аэродинамические профили для дозвуковых скоростей, которые используются на крыльях летательных аппаратов, включают следующие основные элементы: носовую часть округлой формы, верхний и нижний контуры, плавно сопрягающиеся с носовой частью и хвостовую часть, являющуюся областью соединения верхнего и нижнего контуров с задней кромкой профиля. Для описания формы аэродинамических профилей в патентной и научно-технической литературе используются различные геометрические параметры: верхних и нижних контуров профилей, средних линий и симметричных частей профилей, а также координаты верхних и нижних контуров профилей (смотри, например, патенты US 4,455,003 и RU 2 685 372).A large number of subsonic airfoils, wings of various geometric shapes are known. All known airfoils for subsonic speeds, which are used on the wings of aircraft, include the following main elements: a rounded nose, upper and lower contours smoothly mating with the nose, and a tail, which is the area where the upper and lower contours are connected to the trailing edge of the airfoil . To describe the shape of airfoils in the patent and scientific literature, various geometric parameters are used: upper and lower airfoil contours, center lines and symmetrical parts of the airfoils, as well as the coordinates of the upper and lower airfoil contours (see, for example, patents US 4,455,003 and RU 2 685 372).
В данной заявке, для описания и сравнения форм заявляемого аэродинамического профиля и его прототипа, используется набор геометрических параметров (признаков) для описания профилей крыла по известному методу PARSEC (Sobieczky, H. Parametric Airfbilsand Wings, Noteson Numerical Fluid Mechanics, 1998, Vol.16, pp.71-88.).In this application, to describe and compare the shapes of the proposed airfoil and its prototype, a set of geometric parameters (features) is used to describe the wing profiles according to the well-known PARSEC method (Sobieczky, H. Parametric Airfbilsand Wings, Noteson Numerical Fluid Mechanics, 1998, Vol.16 , pp.71-88.).
Данный метод параметризации контура профиля был разработан на основе рассмотрения реальной геометрии различных дозвуковых профилей крыла для сокращения количества параметров, описывающих основные особенности геометрии профилей крыла с достаточной определенностью, влияющие на аэродинамические характеристики профилей.This method of airfoil contour parameterization was developed based on the consideration of the real geometry of various subsonic wing airfoils in order to reduce the number of parameters that describe the main features of the wing airfoil geometry with sufficient certainty that affect the aerodynamic characteristics of the airfoils.
Выбранный метод параметризации заявляемого аэродинамического профиля крыла и его прототипа включает 12 геометрических параметров для выполнения профилей. Перечень используемых параметров для описания аэродинамических профилей крыла приведен ниже.The selected method of parameterization of the claimed aerodynamic profile of the wing and its prototype includes 12 geometric parameters for the implementation of profiles. The list of parameters used to describe the aerodynamic profiles of the wing is given below.
Графические представления приведенных параметров заявляемого аэродинамического профиля крыла и его прототипа представлены на фигуре 1.Graphical representations of the given parameters of the claimed aerodynamic profile of the wing and its prototype are shown in figure 1.
Выбор аэродинамических профилей крыла с необходимыми значениями аэродинамических коэффициентов может проводиться путем сравнения аэродинамических коэффициентов различных профилей, полученных либо экспериментально на моделях в аэродинамических трубах, либо расчетным путем с помощью специальных расчетных пакетов программ.The choice of aerodynamic profiles of the wing with the required values of aerodynamic coefficients can be carried out by comparing the aerodynamic coefficients of different profiles, obtained either experimentally on models in wind tunnels, or by calculation using special calculation software packages.
Однако, значения аэродинамических коэффициентов профилей крыльев существенно различаются при испытаниях в различных аэродинамических трубах из-за различий влияния границ потока на получаемые результаты.However, the values of the aerodynamic coefficients of the wing profiles differ significantly when tested in different wind tunnels due to differences in the influence of the flow boundaries on the results obtained.
По этой причине, сравнения аэродинамических характеристик профилей крыльев более объективно проводить с помощью современных специальных расчетных пакетов программ. Для сравнения аэродинамических коэффициентов заявленного аэродинамического профиля, его аналогов и прототипа в заявке был использован расчетный пакет программ VISTRAN (Волков А.В., Ляпунов С.В. Метод расчета трансзвукового обтекания профиля с учетом изменения энтропии на скачках уплотнения // Ученые записки ЦАГИ, 1993, Т. XXIV, N1). Данный пакет программ был разработан для объективного сравнения аэродинамических характеристик профилей при дозвуковых и околозвуковых скоростях.For this reason, it is more objective to compare the aerodynamic characteristics of wing profiles with the help of modern special calculation software packages. To compare the aerodynamic coefficients of the claimed airfoil, its analogues and prototype in the application, the calculation package VISTRAN was used (Volkov A.V., Lyapunov S.V. Method for calculating the transonic flow around the airfoil taking into account the change in entropy on shock waves // Uchenye zapiski TsAGI, 1993, Vol. XXIV, N1). This software package was developed for an objective comparison of the aerodynamic characteristics of airfoils at subsonic and transonic speeds.
В настоящее время, лидером в производстве региональных самолетов является франко-итальянский концерн ATR, который производит самолеты серий ATR-42 и ATR-72. Самолеты обеих серий имеют типичную конфигурацию с высокорасположенным крылом повышенного удлинения (λ≈12), узким фюзеляжем цилиндрической формы, однокилевым Т-образным хвостовым оперением и двигателями, установленными под крылом.Currently, the leader in the production of regional aircraft is the Franco-Italian concern ATR, which produces aircraft of the ATR-42 and ATR-72 series. Aircraft of both series have a typical configuration with a high aspect ratio wing (λ≈12), a narrow cylindrical fuselage, a single-keel T-tail and underwing engines.
В профилировках крыльев региональных самолетов ATR-42 и ATR-72 франко-итальянского концерна, до настоящего времени, используются, разработанные NACA в 1930-х годах классические профили серии NACA 43018 (корневой) и NACA 43013 (концевой) с крейсерским значением коэффициента подъемной силы Су=0.3 (Selig M. AirfoilCoordinatesDatabaseVersion 2.0, 2008. httrjs://m-seliq.ae.illinois.edu/ads/aircraft.html) Корневой профиль NACA 43018 с относительной толщиной 18% характеризуется утолщенной формой носовой части с повышенным значением радиуса носовой части, передним положениям максимальной толщины, а также малым значением угла наклона средней линии профиля к хорде на задней кромке профиля.In the wing profiles of the regional aircraft ATR-42 and ATR-72 of the Franco-Italian concern, to date, the classic profiles of the NACA 43018 (root) and NACA 43013 (terminal) series developed by NACA in the 1930s with a cruising value of the lift coefficient are used Cy=0.3 (Selig M. AirfoilCoordinatesDatabaseVersion 2.0, 2008. httrjs://m-seliq.ae.illinois.edu/ads/aircraft.html) NACA 43018 root profile with a relative thickness of 18% is characterized by a thicker nose shape with an increased radius value bow, front positions of maximum thickness, as well as a small value of the angle of inclination of the middle line of the profile to the chord at the trailing edge of the profile.
Расчетные значения аэродинамических характеристик профиля NACA 43018 с относительной толщиной 18% при взлетно-посадочном числе Маха М=0.15 и числе Рейнольдса Re=6⋅106 характеризуются умеренным значением коэффициента максимальной подъемной силы Cymax≈1.65. На крейсерском режиме полета при числах М=0.5 и Re=10⋅106 и коэффициенте подъемной силы Су=0.5 профиль NACA 43018 характеризуется малыми значениями коэффициентов сопротивления Сх=0.0075 и продольного момента mz0=0.01.The calculated values of the aerodynamic characteristics of the NACA 43018 airfoil with a relative thickness of 18% at takeoff and landing Mach number M=0.15 and Reynolds number Re=6⋅10 6 are characterized by a moderate value of the maximum lift coefficient Cy max ≈1.65. In the cruising flight mode with numbers M=0.5 and Re=10⋅10 6 and lift coefficient Cy=0.5, the profile of NACA 43018 is characterized by small values of drag coefficients Cx=0.0075 and longitudinal moment mz 0 =0.01.
В 1980-х годах NASA разработал новую серию средне скоростных профилей крыла для региональных самолетов MS(1) с улучшенными аэродинамическими характеристиками (McGheeR.J, BeasleyW.D. Low-Speed Aerodynamic Characteristic sofa 17-Percent-Thick Medium-Speed Airfoil Designed for General Aviation Applications. NASATP 1786,1980).In the 1980s, NASA developed a new series of medium-speed airfoils for MS(1) regional aircraft with improved aerodynamic characteristics (McGheeR.J, BeasleyW.D. Low-Speed Aerodynamic Characteristic sofa 17-Percent-Thick Medium-Speed Airfoil Designed for General Aviation Applications NASATP 1786,1980).
Корневой профиль MS(1)-0318 с относительной толщиной 18% характеризуется: формой носовой части с значением радиуса носовой части верхнего контура большим по сравнению с радиусом носовой части нижнего контура; смещением назад положения максимальной вогнутости средней линии; средним положением по хорде максимальной толщины профиля, а также увеличенным значением угла наклона средней линии к хорде на задней кромке профиля.Root profile MS(1)-0318 with a relative thickness of 18% is characterized by: the shape of the nose with the value of the radius of the nose of the upper contour is large compared to the radius of the nose of the lower contour; shift back the position of the maximum concavity of the midline; the average position along the chord of the maximum thickness of the profile, as well as the increased value of the angle of inclination of the midline to the chord at the trailing edge of the profile.
Расчетные значения аэродинамических характеристик профиля MS(1)-0318 характеризуются более высоким значением коэффициента максимальной подъемной силы (Cymax≈1.76) на взлетно-посадочных режимах при числах М=0.15 и Re=6⋅106 и удовлетворительным уровнем значений коэффициентов сопротивления Сх=0.0083-0.0082 и момента тангажа (mzo≈-0.073) при крейсерских числах М=0.5, Re=10⋅106 при коэффициенте подъемной силы Су=0.5-0.6.The calculated values of the aerodynamic characteristics of the profile MS(1)-0318 are characterized by a higher value of the maximum lift coefficient (Cy max ≈1.76) in takeoff and landing modes at numbers М=0.15 and Re=6⋅10 6 and a satisfactory level of drag coefficient values Сх= 0.0083-0.0082 and pitching moment (m zo ≈-0.073) at cruising numbers M=0.5, Re=10⋅10 6 at lift coefficient Su=0.5-0.6.
Профили серии MS(1) использованы в профилировках крыльев современных региональных самолетов, производимых в Швеции Saab 340, число построенных 459 и Saab 2000, число построенных 63 в Чехии LetL-610 и в Индонезии IPTN-250.Profiles of the MS(1) series are used in the wing profiles of modern regional aircraft manufactured in Sweden Saab 340, number of built 459 and Saab 2000, number of built 63 in the Czech Republic LetL-610 and in Indonesia IPTN-250.
В крыльях современных отечественных региональных самолетов Ил-114 и Ан-140 использованы аэродинамические профили серии П-20, разработанные в 1960-х годах и аэродинамические профили серии П-301, разработанные в 1990-х годах. Данные профили уступают профилям NASA серии MS(1) как по уровню несущих свойств на взлетно-посадочных режимах, так и по сопротивлению на крейсерских режимах полета.The wings of modern domestic regional aircraft Il-114 and An-140 use airfoils of the P-20 series developed in the 1960s and airfoils of the P-301 series developed in the 1990s. These airfoils are inferior to NASA MS(1) airfoils both in terms of the level of load-bearing properties in takeoff and landing modes and in terms of drag in cruising flight modes.
В качестве прототипа заявленного изобретения принят корневой аэродинамический профиль крыла серии MS(1)-0318 с максимальной относительной толщиной 18%, обладающий наилучшими значениями аэродинамических коэффициентов на взлетно-посадочных и крейсерских режимах полета.As a prototype of the claimed invention, the root aerodynamic profile of the wing of the MS(1)-0318 series with a maximum relative thickness of 18% was adopted, which has the best values of aerodynamic coefficients in takeoff and landing and cruising flight modes.
Задачей и техническим результатом заявляемого аэродинамического профиля является увеличение коэффициента максимальной подъемной силы аэродинамического профиля на взлетно-посадочных режимах полета и снижение коэффициента сопротивления на крейсерских режимах полета без увеличения значения коэффициента продольного момента при нулевой подъемной силе mz0.The task and technical result of the proposed airfoil is to increase the coefficient of maximum lift of the airfoil in takeoff and landing flight modes and to reduce the drag coefficient in cruising flight modes without increasing the value of the longitudinal moment coefficient at zero lift mz 0 .
Решение поставленной задачи и полученный технический результат достигаются тем, что предлагаемый аэродинамический профиль с максимальной относительной толщиной 18% хорды ВЫПОЛНЕН со следующим набором значений геометрических параметров, по методу PARSEC:The solution of the problem and the obtained technical result are achieved by the fact that the proposed airfoil with a maximum relative thickness of 18% of the chord is PERFORMED with the following set of values of geometric parameters, according to the PARSEC method:
Значения относительных геометрических параметров профиля, выраженные в процентах, отнесены к его хорде.The values of the relative geometric parameters of the profile, expressed as a percentage, are related to its chord.
Приведенные параметры геометрии заявляемого аэродинамического профиля по методу PARSEC определяют сущность заявляемого изобретения и его преимущества по аэродинамическим характеристикам по сравнению с профилем - прототипом и аналогами.The given parameters of the geometry of the proposed airfoil according to the PARSEC method determine the essence of the claimed invention and its advantages in terms of aerodynamic characteristics in comparison with the profile - prototype and analogues.
На фигуре 1 схематично показан набор параметров аэродинамических профилей крыла по методу PARSEC.Figure 1 schematically shows a set of parameters for wing airfoils using the PARSEC method.
На фигуре 2 приведена геометрия заявляемого профиля крыла (А-18).The figure 2 shows the geometry of the proposed wing profile (A-18).
На фигуре 3 приведено сравнение геометрий и параметров по методу PARSEC, заявляемого профиля крыла (А18) и профиля крыла прототипа MS(1)-0318.The figure 3 shows a comparison of the geometries and parameters according to the PARSEC method, the claimed wing profile (A18) and the wing profile of the MS(1)-0318 prototype.
На фигуре 4 представлено сравнение средних линий Yf (X) заявляемого профиля крыла (А18) и профиля крыла прототипа MS(1)-0318, характеризующее положения и величины максимальной вогнутости профилей.The figure 4 shows a comparison of the center lines Y f (X) of the proposed wing profile (A18) and the wing profile of the prototype MS(1)-0318, characterizing the position and magnitude of the maximum concavity of the profiles.
На фигуре 5 представлено сравнение симметричных частей Yt (X) заявляемого профиля крыла (А18) и профиля крыла-прототипа MS(1)-0318, характеризующее положения и величины максимальной толщины профилей.The figure 5 shows a comparison of the symmetrical parts Y t (X) of the proposed wing profile (A18) and the profile of the prototype wing MS(1)-0318, characterizing the positions and values of the maximum thickness of the profiles.
На фигуре 6 приведены расчетные распределения коэффициентов давлений Ср(х) и аэродинамические коэффициенты заявляемого профиля крыла (А18) и профиля-крыла прототипа MS(1)-0318, рассчитанные на крейсерском режиме полета (М=0.5; Re=10⋅106) при фиксированных значениях коэффициента подъемной силы Су=0.5, 0.6 и 0.7.The figure 6 shows the calculated distribution of pressure coefficients Cp(x) and aerodynamic coefficients of the proposed wing profile (A18) and the wing profile of the prototype MS(1)-0318, calculated in cruising flight mode (M=0.5; Re=10⋅10 6 ) at fixed values of the lift coefficient Cy=0.5, 0.6 and 0.7.
На фигуре 7 представлено сравнение расчетных зависимостей аэродинамических коэффициентов подъемной силы (Су(α)), сопротивления (Су(Сх)), продольного момента (mz(Cy)) и аэродинамического качества (К(Су)) заявляемого профиля крыла (А18) и профиля крыла-прототипа MS(1)-0318, полученные на взлетно-посадочных режимах полета (М=0.15; Re=6⋅106).The figure 7 shows a comparison of the calculated dependences of the aerodynamic coefficients of lift (Cy(α)), drag (Cy(Cx)), longitudinal moment (mz(Cy)) and lift-to-drag ratio (K(Cy)) of the claimed wing profile (A18) and profile of the prototype wing MS(1)-0318 obtained in takeoff and landing flight modes (M=0.15; Re=6⋅10 6 ).
Заявляемый аэродинамический профиль включает носовую часть округлой формы 1, верхний 2 и нижний 3 контуры, плавно сопрягающиеся с носовой частью 1 и формирующие толщину хвостовой части в области задней кромки 4 (фиг. 2).The inventive aerodynamic profile includes a
Наиболее существенными отличиями заявляемого аэродинамического профиля от профиля - прототипа MS(1)-0318 являются смещения вперед к носовой части положения максимальных значений кривизны средней линии 5 (фиг. 4) и толщины профиля 6 (фиг. 5).The most significant differences between the proposed airfoil and the profile - the prototype MS(1)-0318 are shifts forward to the nose of the position of the maximum values of the curvature of the center line 5 (Fig. 4) and the thickness of the profile 6 (Fig. 5).
Из уровня техники известно, что смещения вперед к носовой части положения максимальных значений кривизны средней линии 5 (фиг. 4) и толщины профиля 6 (фиг. 5), приводят к увеличению коэффициента максимальной подъемной силы Cymax на взлетно-посадочных режимах. Однако, при этом происходит увеличение сопротивления профиля на крейсерских режимах полета. Сущность заявляемого изобретения состоит в выполнении рационального сочетания приведенных наиболее существенных отличий с выполнением заявляемых значений параметров по методу PARSEC, аэродинамического профиля крыла регионального самолета.It is known from the prior art that forward shifts towards the nose of the position of the maximum values of the curvature of the center line 5 (Fig. 4) and the thickness of the profile 6 (Fig. 5) lead to an increase in the maximum lift coefficient Cy max in takeoff and landing modes. However, in this case there is an increase in the profile resistance in cruising flight modes. The essence of the claimed invention consists in the implementation of a rational combination of the above most significant differences with the implementation of the claimed parameter values according to the PARSEC method, the aerodynamic profile of the wing of a regional aircraft.
Для увеличения коэффициента максимальной подъемной силы профиля на взлетно-посадочных режимах без приращения значения коэффициента продольного момента mz0 при нулевой подъемной силе,, а также снижения его сопротивления в крейсерском полете, предлагается выполнение аэродинамического профиля со следующими значениями геометрических параметров:To increase the coefficient of maximum airfoil lift in takeoff and landing modes without incrementing the value of the longitudinal moment coefficient mz 0 at zero lift, as well as to reduce its drag in cruising flight, it is proposed to perform an airfoil with the following values of geometric parameters:
Значения относительных геометрических параметров профиля, выраженные в процентах, отнесены к его хорде.The values of the relative geometric parameters of the profile, expressed as a percentage, are related to its chord.
Указанные отличия обеспечивают благоприятный характер обтекания профиля, характеризующийся низким уровнем значений коэффициента сопротивления в крейсерском полете при одновременном увеличении коэффициента максимальной подъемной силы и сохранении малых значений момента на взлетно-посадочных режимах, а также повышенным уровнем значений аэродинамического качества на режиме набора высоты по сравнению с аналогичными характеристиками профиля-прототипа MS(1)-0318 (фиг. 6).These differences provide a favorable character of the airfoil flow characterized by a low drag coefficient in cruising flight with a simultaneous increase in the maximum lift coefficient and maintaining small moment values in takeoff and landing modes, as well as an increased level of lift-to-drag ratio in the climb mode compared to similar characteristics of the profile-prototype MS(1)-0318 (Fig. 6).
Аэродинамический профиль крыла может быть адаптирован под конструктивные требования толщины задней кромки крыла (ΔYte) путем изменения симметричной части хвостового участка профиля.The aerodynamic profile of the wing can be adapted to the design requirements of the thickness of the trailing edge of the wing (ΔY te ) by changing the symmetrical part of the tail section of the profile.
Расчетные значения аэродинамических характеристик заявляемого профиля при крейсерских числах М=0.5, Re=10⋅106 и коэффициенте подъемной силы Су=0.5 характеризуются, по сравнению с прототипом, меньшими значениями коэффициентов сопротивления Сх=0.008 и продольного момента mzo≈-0.068 (фиг. 6).The calculated values of the aerodynamic characteristics of the proposed profile at cruising numbers M=0.5, Re=10⋅10 6 and lift coefficient Su=0.5 are characterized, in comparison with the prototype, by lower values of drag coefficients Cx=0.008 and longitudinal moment m zo ≈-0.068 (Fig. .6).
На взлетно-посадочных режимах при числах М=0.15 и Re=6⋅106 заявленный аэродинамический профиль по сравнению с прототипом и аналогами обладает более высоким значением коэффициента Cymax≈1.92 (фиг. 7).On takeoff and landing modes at numbers M=0.15 and Re=6⋅10 6 the claimed aerodynamic profile in comparison with the prototype and analogues has a higher value of the coefficient Cy max ≈1.92 (Fig. 7).
Claims (2)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2792363C1 true RU2792363C1 (en) | 2023-03-21 |
Family
ID=
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2821105C1 (en) * | 2023-10-06 | 2024-06-17 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Light aircraft wing |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3952971A (en) * | 1971-11-09 | 1976-04-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Airfoil shape for flight at subsonic speeds |
| US4455003A (en) * | 1977-03-23 | 1984-06-19 | Vfw | Supercritical air-foil profile |
| US4941803A (en) * | 1989-02-01 | 1990-07-17 | United Technologies Corporation | Airfoiled blade |
| US5314142A (en) * | 1991-03-19 | 1994-05-24 | British Aerospace Public Limited Company | Wing root aerofoil for forward swept wings |
| US5318249A (en) * | 1992-04-14 | 1994-06-07 | The Boeing Company | Curled trailing edge airfoil |
| RU2757938C1 (en) * | 2020-09-18 | 2021-10-25 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Aerodynamic wing airfoil for transonic speeds |
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3952971A (en) * | 1971-11-09 | 1976-04-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Airfoil shape for flight at subsonic speeds |
| US4455003A (en) * | 1977-03-23 | 1984-06-19 | Vfw | Supercritical air-foil profile |
| US4941803A (en) * | 1989-02-01 | 1990-07-17 | United Technologies Corporation | Airfoiled blade |
| US5314142A (en) * | 1991-03-19 | 1994-05-24 | British Aerospace Public Limited Company | Wing root aerofoil for forward swept wings |
| US5318249A (en) * | 1992-04-14 | 1994-06-07 | The Boeing Company | Curled trailing edge airfoil |
| RU2757938C1 (en) * | 2020-09-18 | 2021-10-25 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Aerodynamic wing airfoil for transonic speeds |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2821105C1 (en) * | 2023-10-06 | 2024-06-17 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Light aircraft wing |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5322242A (en) | High efficiency, supersonic aircraft | |
| CA2372166C (en) | Aircraft wing and fuselage contours | |
| US7048228B2 (en) | Slotted aircraft wing | |
| US7048235B2 (en) | Slotted aircraft wing | |
| US5897076A (en) | High-efficiency, supersonic aircraft | |
| 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 | |
| RU2600413C1 (en) | Aircraft wing | |
| Dolgov et al. | Elements of the synthesis method for the layout of a front-line aircraft | |
| RU2609623C1 (en) | Aircraft wing | |
| RU2792363C1 (en) | Airfoil of a regional aircraft wing | |
| CA3063578A1 (en) | Aircraft wing assemblies | |
| RU2679104C1 (en) | Aircraft wing | |
| RU2540293C1 (en) | Aircraft wing | |
| RU2821105C1 (en) | Light aircraft wing | |
| RU2717416C1 (en) | Aircraft wing | |
| Gueraiche et al. | Improving the aerodynamics of a transport aircraft wing using a delta planform wingtip leading edge extension | |
| Semotiuk et al. | Design and FEM Analysis of an Unmanned Aerial Vehicle Wing | |
| RU2683404C1 (en) | Aircraft wing | |
| US20230339592A1 (en) | Aircraft with lifting body fuselage profile | |
| RU216044U1 (en) | aircraft wing | |
| RU223474U1 (en) | Airplane integrated circuit | |
| RU2494917C1 (en) | Aircraft wing | |
| RU2815133C1 (en) | Aircraft and its mechanized wing | |
| RU2707164C1 (en) | Aircraft wing |