WO2012060735A1 - Способ формирования подъемной силы летательного аппарата и профили крыла для его реализации (варианты) - Google Patents

Способ формирования подъемной силы летательного аппарата и профили крыла для его реализации (варианты) Download PDF

Info

Publication number
WO2012060735A1
WO2012060735A1 PCT/RU2011/000744 RU2011000744W WO2012060735A1 WO 2012060735 A1 WO2012060735 A1 WO 2012060735A1 RU 2011000744 W RU2011000744 W RU 2011000744W WO 2012060735 A1 WO2012060735 A1 WO 2012060735A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
wing
aircraft
profile
contour
longitudinal axis
Prior art date
Application number
PCT/RU2011/000744
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Джабраил Харунович БАЗИЕВ
Original Assignee
ТОТОРКУЛОВ, Алий Хасанович
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 ТОТОРКУЛОВ, Алий Хасанович filed Critical ТОТОРКУЛОВ, Алий Хасанович
Priority to KR1020137013980A priority Critical patent/KR20130120483A/ko
Priority to CN2011800627525A priority patent/CN103402871A/zh
Priority to CA2806831A priority patent/CA2806831A1/en
Priority to BR112013010663A priority patent/BR112013010663A2/pt
Priority to EP11838305.8A priority patent/EP2567891A4/en
Priority to JP2013536557A priority patent/JP2013540647A/ja
Priority to UAA201305610A priority patent/UA104270C2/ru
Publication of WO2012060735A1 publication Critical patent/WO2012060735A1/ru
Priority to US13/748,230 priority patent/US20140191086A1/en

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/14—Aerofoil profile
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/14—Aerofoil profile
    • B64C2003/144—Aerofoil profile including a flat surface on either the extrados or intrados
    • 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
    • Y02T50/10—Drag reduction

Definitions

  • the invention relates to aerodynamics and can be used to create an aircraft (LA), as well as to create rotors for helicopters, propellers for piston aircraft and propellers for water transport.
  • the BCD region is filled with air to the pressure of unperturbed air at the flight altitude of the aircraft, and the high-speed aircraft stream is restored again.
  • This is one cycle of wave resistance of the upper wing plane in the region of negative angles of attack of the BCD.
  • the process has a self-oscillating character and, when the aircraft approaches the speed of sound, it becomes the main obstacle to the development of high speeds.
  • a profile is known that differs from the classical profile and has geometric elements similar to the elements of our profile.
  • This wing is according to the American patent JST » 6378802 (IPC: B64C 30/00, publ. 04/30/2002), taken as a prototype for pp. 1, 3 and 4 of the claims proposed by the author.
  • the main difference between the prototype and the classical profile is that the front edge is represented by an acute angle that does not divide the incoming flow into two parts - along the upper and lower offices, as the front rounded edge of the classical profile does. From Fig.
  • the disadvantage of the prototype is the low efficiency in the formation of lift due to the presence of wave resistance along the upper contour of the wing, which reduces its lifting force per unit area of the wing.
  • a symmetrical wedge-shaped wing profile according to the patent of the Russian Federation JST2 2207967 (IPC: B64C 23/06, publ. 07/10/2003 g), taken as a prototype for the wing profile according to claim 2 of the formula of the present invention ..
  • a disadvantage of such a wing is also the presence of two trailing edges, cutting off at right angles and creating behind the wing a basis for powerful turbulent resistance, which reduces the efficiency of the aircraft.
  • the objective of the invention is to increase the efficiency of formation of lifting force by eliminating wave resistance along the upper contour of the wing and increasing its lifting force per unit area of the wing. Another task is to free the wing from flutter.
  • the tasks are solved due to the fact that in the method of forming the lifting force of an aircraft having a longitudinal axis and a wing, part of the upper profile contour of which is represented by a straight segment, including the creation of an acute angle of the leading edge of the wing, a segment of the straight upper profile contour is parallel to the longitudinal axis the aircraft, while the sharp leading edge directs the incoming flow completely along the lower contour of the wing profile.
  • a wing profile is created containing sharp front and rear edges, as well as upper and lower contours, while the lower contour is made straight from the front to the trailing edge, and the upper contour has a straight section, which located parallel to the longitudinal axis of the aircraft and connected to the trailing edge of the smooth curve.
  • wing profile of an aircraft capable of implementing the claimed method is the wing profile an aircraft having a longitudinal axis and a wing, containing sharp front and rear edges, as well as upper and lower contours, partially represented by parallel straight lines, in which the said rectilinear parts of the upper and lower contours are connected by smooth curves with the front and rear edges, while the upper contour located parallel to the longitudinal axis of the aircraft.
  • a third variant of the wing profile of an aircraft capable of implementing the claimed method is the wing profile of an aircraft having a longitudinal axis and a wing containing sharp front and rear edges, as well as upper and lower contours, the upper contour having a rectilinear portion in which said straight portion of the upper the contour is parallel to the longitudinal axis of the aircraft, and the lower contour is made in the form of a curve smoothly connecting the front and rear edges of the wing profile.
  • wing lift with the proposed profiles is very difficult to determine based on the known equations.
  • a new equation is proposed that takes into account the height of the mid-section of the wing, the length of the chord, the air pressure at the height of flight, as well as the linear velocity of air molecules, which has the following form: p ⁇ and ⁇ ⁇ - h ⁇ ⁇
  • Pi is the air density at flight altitude, kg / m 3 . t ". - linear velocity of air molecules, m / s.
  • w is the speed of the aircraft, m / s.
  • / g is the height of the mid-section of the wing, the average value, m.
  • angle DAC I ⁇ is the angle of divergence of the upper and lower contours at the leading edge.
  • FIG. 2 shows an aircraft with a wing having a profile according to claim 3 of the claims, where
  • AD b is a chord that does not carry a functional load with a given profile
  • ADi b] is the external chord, AB is a smooth curve connecting the upper and lower horizontal sections AC i and BD, and forming the toe of the profile;
  • CiD - arc forming the trailing edge of the wing
  • the wing angle with this profile is zero, zero and the angle of attack on the bearing lower plane BD.
  • FIG. 3 shows an aircraft with a wing having a profile according to claim 4, where
  • AD is a smooth curve connecting the leading and trailing edges
  • the proposed wing profiles ensure that the free stream interacts only with the lower contour represented by a segment (AD) connecting the leading edge (A) with the trailing edge (D), while also being the chord (b). Moreover, there is no high-speed flow along the upper contour (AQD), since the sharp leading edge directs the entire incoming flow along the lower contour (AD).
  • the main part of the upper contour is represented by a straight line (AC t ), and its tail part (CiD) gradually descends to the trailing edge.
  • the pressure on the upper circuit (AQ) is almost equal to the pressure of unperturbed air at the height of flight, while the upper plane is set parallel to the velocity vector of the aircraft, which is a qualitatively new, significant feature
  • the dynamic parameter used in the calculation of the wing lift by classical aerodynamics is the velocity head, to which the lift coefficient (C v ) is empirically selected, and the lift (Y) is determined according to the formula [Physical Encyclopedia. T. 3, p. 670, 1992]:
  • Y C / oh ⁇ s ⁇ 2 / N, where (1) s is the air density, kg / f 3 ,
  • x is the speed of the aircraft, m / s,
  • g is the acceleration of gravity at flight altitude, m / s 2 ;
  • Cj is the density of unperturbed air at flight altitude, kg / m
  • h is the height of the mid-section (Fig. 2), m,
  • Example 1 shows the wing profile, where AD is the chord and at the same time the lower contour; AC
  • AD is the chord and at the same time the lower contour
  • DDi h is the height of the mid-section of the wing
  • angle C AC] in - the angle of divergence of the upper and lower contours.
  • the proposed option has an acute-angled leading edge, the hallmarks of which are the following:
  • the lower circuit (AD), also the chord (b), is a straight line segment that provides the formation of a high-speed wall flow with high kinetic energy and causes excessive pressure of the lower wing plane (AD).
  • a wing with such a profile has minimal drag and maximum lift, which determines its extremely high aerodynamic quality relative to the prototype.
  • ) is represented by a segment of a horizontal line parallel to the vector of motion of the aircraft wing or the main longitudinal axis of the aircraft.
  • FIG. Figure 2 shows the wing profile, where A is a moderately sharp leading edge, B is the beginning of the wing bearing surface (BD), AB is the arc of smooth connection of the lower contour with the upper one to form the leading edge, C
  • the main parts of the upper speaker and lower BD circuits may be parallel to each other, or may not be, depending on the radius of curvature AB ( Figure 2) and the height of the midsection
  • This profile is the basic one, from which it is possible to obtain a series of profiles, changing the angle of divergence of the upper and lower contours in the range of 0 ° -90 °, as well as varying the midsection height over a wide range, while supersonic aircraft are equipped with a wing with a sharp leading edge and an acceptable small value midsection height, depending on a number of technical conditions. Heavy aircraft are equipped with a wing with this profile or its variants, while the midsection height will be dictated, first of all, by the take-off mass and speed reached on the runway by the time of separation.
  • the upper contour of the wing profile (AC) is installed parallel to the aircraft motion vector or parallel to the main longitudinal axis of the aircraft, i.e. the angle of installation of the upper plane of the wings with the proposed profiles is always 0 °, while the angle of installation of the wing with the classic profile is always greater than zero and ranges from 2 ° to 6 °.
  • Example 3 shows the wing profile, where A is a sharp leading edge, AC
  • the invention is confirmed by an example of a practical implementation of the method.
  • the balance was shielded with a large impermeable duralumin disk.
  • the wing models were made of an alloy of aluminum with magnesium, and their surface was carefully polished.
  • the wing with the profile of FIG. 1 in all four examples, has significant superiority, both over the prototype and over the wing with the profile of FIG. 2, which is reflected by the coefficient k.
  • An analysis of the results indicates that the proposed method of forming the lifting force of the wing and a series of profiles, based on FIG. 2, for its implementation is much better than the classical method and the classical profile.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Wind Motors (AREA)
  • Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)

Abstract

Предложены оригинальные профили крыла самолёта, существенно повышающие аэродинамические качества крыла. Преимуществом предложенных профилей и нового способа формирования подъемной силы крыла на их основе являются полный перевод взаимодействия набегающего потока на нижний контур, полное освобождение верхнего контура от взаимодействия с набегающим потоком, приводящее к устранению волнового сопротивления - неодолимого дефекта крыльев с классическим профилем и существенное увеличение подъемной силы крыла. Приведены новые решения, которые легли в основу принципиально нового освещения процесса обтекания крыла набегающим потоком и формирования избыточного давления вдоль нижней поверхности.

Description

СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И ПРОФИЛИ КРЫЛА ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ (ВАРИАНТЫ)
Изобретение относится к аэродинамике и может быть использовано для создания летательного аппарата (ЛА), а также для создания несущих винтов для вертолетов, винтов для поршневых самолетов и гребных винтов для водного транспорта.
Известно большое число крыловых профилей [Кашафутдинов СТ., Лушин В.Н. Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей, Новосибирск, 1994 г.], которые объединяет один общий недостаток - формирование подъемной силы крыла созданием разрежения по верхнему контуру крыла частью набегающего потока.
В известном способе создания подъемной силы, крыло с профилем NACA-0012 [Вертолеты стран мира. Под редакцией Лебедя В. Г., 1994 г.], при угле атаки б = 0°, вообще не создает подъемной силы ввиду того, что передней кромкой набегающий поток делится на две равные части: по верхнему и нижнему контурам. Лишь при угле атаки б > 1 ° происходит нарушение симметрии в распределении набегающего потока, приводящее к разности давлений между верхней и нижней поверхностями крыла.
Известен также способ создания подъемной силы, в котором крыло с профилем NACA-23012 [Вертолеты стран Мира. Под редакцией Лебедя В.Г., 1994 г.] асимметрично, большая часть набегающего потока направляется по верхнему контуру, который на участке АВ подвергается всестороннему сжатию, приобретает большую кинетическую энергию и на участке ВС представляет собой тонкий (0,5-2 мм) высокоскоростной поток, выполняющий две основные функции: динамического барьера между верхней плоскостью крыла и невозмущенной атмосферой над ВС, и газоструйного насоса, стремительно выносящего молекулы воздуха из области BCD, создавая в ней разрежение, имеющее критический предел, при достижении которого поток ВС с ударом ложится на поверхность крыла BD. В результате область BCD заполняется воздухом до давления невозмущенного воздуха на высоте полета ЛА, а скоростной поток ВС вновь восстанавливается. Таков один цикл волнового сопротивления верхней плоскости крыла в области отрицательных углов атаки BCD. Процесс имеет автоколебательный характер и, при приближении ЛА к скорости звука, становится основным препятствием на пути развития высоких скоростей.
Известен профиль, отличный от классического профиля и обладающий геометрическими элементами, сходными с элементами предлагаемого нами профиля. Это крыло по американскому патенту JST» 6378802(МПК: В64С 30/00, опуб. 30.04.2002г), взятому за прототип для п.п. 1 , 3 и 4 формулы изобретения, предлагаемого автором. Главное отличие прототипа от классического профиля состоит в том, что передняя кромка представлена острым углом, не разделяющим набегающий поток на две части - по верхнему и нижнему контору, как это осуществляет передняя закругленная кромка классического профиля. Из Fig.1 по американскому патенту и его описания следует, что в создании подъемной силы крыла с таким профилем участвуют только передняя и задняя секции, занимающие лишь 32% по верхнему и нижнему контурам крыла, тогда как вековой опыт авиации доказал, что подъемная сила крыла во всех случаях пропорциональна полной площади крыла S.
Недостатком прототипа является низкая эффективность при формировании подъемной силы, вызванная наличием волнового сопротивления по верхнему контуру крыла, что снижает его подъемную силу на единицу площади крыла. Известен также симметричный клиновидный профиль крыла по патенту РФ JST2 2207967 (МПК: В64С 23/06, опуб. 10.07.2003 г), взятый за прототип для профиля крыла по п. 2 формулы предлагаемого изобретения..
Недостатком такого крыла также является наличие двух задних кромок, обрывающихся под прямым углом и создающих за крылом основу для мощного турбулентного сопротивления, снижающее эффективность летательного аппарата.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности формирования подъёмной силы за счёт устранения волнового сопротивления по верхнему контуру крыла и увеличения его подъемной силы на единицу площади крыла. Другой задачей является освобождение крыла от флаттера.
Поставленные задачи решаются за счёт того, что в способе формиро- вания подъемной силы летательного аппарата, имеющего продольную ось и крыло, часть верхнего контура профиля которого представлена отрезком прямой, включающий создание острого угла передней кромки крыла, отрезок прямой верхнего контура профиля располагают параллельно продольной оси летательного аппарата, при этом острая передняя кромка направляет набегающий поток полностью по нижнему контуру профиля крыла.
Для реализации способа для летательного аппарата, имеющего продольную ось и крыло, создан профиль крыла содержащий острые переднюю и заднюю кромки, а также верхний и нижний контуры, при этом нижний контур выполнен прямолинейным от передней до задней кромки, а верхний контур имеет прямолинейный участок, который расположен параллельно продольной оси летательного аппарата и соединён с задней кромкой плавной кривой.
Другим вариантом профиля крыла летательного аппарата, способным реализовать заявленный способ является профиль крыла з летательного аппарата, имеющего продольную ось и крыло, содержащий острые переднюю и заднюю кромки, а также верхний и нижний контуры, частично представленные параллельными прямыми, у которого упомянутые прямолинейные части верхнего и нижнего контуров соединены плавными кривыми с передней и задней кромками, при этом верхний контур расположен параллельно продольной оси летательного аппарата.
Третьим вариантом профиля крыла летательного аппарата, способным реализовать заявленный способ является профиль крыла летательного аппарата, имеющего продольную ось и крыло, содержащий острые переднюю и заднюю кромки, а также верхний и нижний контуры, причём верхний контур имеет прямолинейный участок, у которого упомянутый прямолинейный участок верхнего контура расположен параллельно продольной оси летательного аппарата, а нижний контур выполнен в виде кривой, плавно соединяющей переднюю и заднюю кромки профиля крыла.
Подъёмную силу крыла с предложенными профилями весьма проблемно определить на основе известных уравнений. С этой целью предложено новое уравнение, учитывающее высоту миделевого сечения крыла, длину хорды, давление воздуха на высоте полета, а также линейную скорость молекул воздуха, имеющее следующий вид: р · и · υ - h · α
У, = (Р* - Г , ' ' ) - S„H , где
%π~ - b,
Yt - подъемная сила крыла, Н.
S1, = Ζ,, bt - площадь крыла, м2.
Z, - размах крыла, м.
bi - длина хорды, м.
Pi - плотность воздуха на высоте полета, кг/м3. t» . - линейная скорость молекул воздуха, м/с.
w, - скорость летательного аппарата, м/с.
/г, - высота миделевого сечения крыла, среднее значение, м.
а = ^4я73 = 1, 61 1991954 = const,
P0i - давление воздуха на высоте полета, Н/м2, при этом коэффициент подъемной силы крыла ( Су ) рассчитывают согласно уравнению:
Figure imgf000007_0001
mi - полная масса летательного аппарата, кг,
( - ускорение силы тяжести, м/с2.
Изобретение поясняется чертежами, на которых:
на Фиг. 1 представлен предлагаемый летательный аппарат с крылом, имеющим профиль по п.2 формулы изобретения, где AD= b- хорда, она же несущая поверхность крыла;
AD|= b| - внешняя хорда,
АС г горизонтальный участок верхнего контура,
C|D -участок плавной кривой, формирующий заднюю кромку крыла,
DD|= h -высота миделя,
CCi - максимальная толщина крыла,
угол DAC I = β - угол расхождения верхнего и нижнего контуров у передней кромки.
На Фиг. 2 представлен летательный аппарат с крылом, имеющим профиль по п. 3 формулы изобретения, где
AD= b - хорда, которая не несет функциональной нагрузки при данном профиле;
ADi = b] - внешняя хорда, AB - плавная кривая соединяющая верхнюю и нижнюю горизонтальные участки AC i и BD, и формирующая носок профиля;
BB|=CC|=DD|= h - высота миделя,
а - угол атаки на миделево сечение по дуге АВ,
угол ΒΑΒ |= β - угол расхождения верхнего и нижнего контуров на
передней кромке;
CiD - дуга , формирующая заднюю кромку крыла,
MN - касательная к середине дуги АВ.
Угол установки крыла с данным профилем равен нулю, равен нулю и угол атаки на несущую нижнюю плоскость BD .
На фиг. 3 представлен летательный аппарат с крылом, имеющим профиль по п. 4 формулы изобретения, где
АС|- прямой отрезок верхнего контура,
AD - плавная кривая, соединяющая переднюю и заднюю кромки,
C|D - плавня кривая, соединяющая прямой отрезок верхнего контура с задней кромкой.
Предложенные профили крыла обеспечивают взаимодействие набегающего потока только с нижним контуром, представленным отрезком (AD), соединяющим переднюю кромку (А) с задней кромкой (D), одновременно являясь и хордой (Ь). При этом по верхнему контуру (AQD) отсутствует скоростной поток, поскольку острая передняя кромка весь набегающий поток направляет по нижнему контуру (AD). Основная часть верхнего контура представлена прямой (ACt), а его хвостовая часть (CiD) плавно сходит к задней кромке. Давление по верхнему контуру (AQ) практически равно давлению невозмущенного воздуха на высоте полета, при этом верхняя плоскость установлена параллельно вектору скорости ЛА, что является качественно новым, существенным признаком
б предлагаемого способа. Функция формирования подъемной силы крыла полностью перекладывается на нижний контур (AD). При этом достигается:
1) Полное исключение верхнего контура крыла от взаимодействия с набегающим потоком среды
2) Перевод взаимодействия крыла со средой исключительно на нижний контур
3) Эффективное использование пристенного слоя для увеличения подъемной силы крыла
4) Введение в анализ и расчет подъемной силы крыла его толщину (/г), угол атаки (б), толщину пристенного слоя (Д г), линейную скорость молекул воздуха (хм).
5) Освобождение крыла от волнового сопротивления, непре- одолимого дефекта крыла с классическим профилем
6) Минимальное лобовое сопротивление крыла и его высокое аэродинамическое качество.
Динамическим параметром, используемым в расчете подъемной силы крыла классической аэродинамикой, является скоростной напор, к которому эмпирически подбирают коэффициент подъемной силы (Cv), а подъемную силу (Y) определяют согласно формуле [Физическая энциклопедия. Т. 3, стр. 670, 1992 г.] :
Y = С/ох · s/2, Н, где ( 1 ) с - плотность воздуха, кг/ж3,
х - скорость движения ЛА, м/с,
s - площадь крыла, м .
На крейсерской трассе для ЛА имеет место равенство:
Y= m-g, Н, где (2) т - масса летательного аппарата, кг,
g - ускорение свободного падения на высоте полета, м/с2;
1 приравняв правые части (1 ) и (2) и решая полученное уравнение относительно Cv, получим: ρυ' · s / 2
В формулах (1), (2) и (3) не участвуют такие важные параметры, как толщина крыла (h), угол атаки (б), давление по верхней плоскости крыла (Рв), давление по нижней плоскости крыла (Рн), скорость молекул воздуха (хм), толщина пристенного слоя (Д ζ), а самое парадоксальное состоит в противоречии между (1) и (3). Так, согласно ( 1 ), чем больше коэффициент подъемной силы (Cv > 1 ), тем выше подъемная сила крыла и тем легче ЛА отрывается от ВПП, тем короче стартовый пробег и т.д., а согласно (3), при Су> 1 , вес ЛА больше подъемной силы крыла и он не может взлететь.
Таким образом, приведенный расчетный аппарат свидетельствует в пользу того, что в классической аэродинамике отсутствует теория обтекания крыла, движущегося в невозмущенном воздухе.
Для крыла с патентуемым профилем предложен соответствующий математический аппарат, основанный на том, что подъемная сила крыла есть следствие разности давлений между верхней (Рв) и нижней (Рн) плоскостями и выражается уравнением (4):
Figure imgf000010_0001
Поскольку у крыла с предлагаемым профилем Б-1 , давление по верхней поверхности всегда равно давлению невозмущенного воздуха (Ρ0Ι) на высоте полета PGi = PQ,), то развернув (4), получим:
Figure imgf000010_0002
2
Ρ0Ι - давление невозмущенного воздуха на высоте полета, Н/м ,
Cj - плотность невозмущенного воздуха на высоте полета, кг/м ,
Xi - скорость ЛА, м/с,
xMi~ линейная скорость молекул воздуха на высоте полета, м/с.
В нормальных условиях (/ = 0° С, Р0 = 101 325 Па) скорость молекул xMi = 47131 ,725 м/с. [Базиев Д.Х. Основы единой теории физики. М, Педагогика, 1994, 619 стр.]
tge - hi Ъ \- отношение средней высоты миделя к внешней хорде,
h - высота миделевого сечения (Фиг. 2), м,
а = У4 / 3 = 1, 061 1 99 1 954 = const
в- угол расхождения верхнего и нижнего контуров у передней кромки крыла,
5 - L-b - площадь крыла, м2,
L - размах крыла, м,
Ъ - хорда крыла, AD (Фиг. 2 и 3) .
b/ - внешняя хорда AD| (Фиг. 2 и ) м.
Вводя значения Г, = cv-m, g, и tge в (5), получим завершенный вид уравнения подъемной силы крыла с предлагаемым профилем Б- 1 , в котором нет ни единого коэффициента, ибо учтены все физические и геометрические параметры, участвующие в формировании подъемной силы крыла (Y) для дозвуковых скоростей ЛА
Figure imgf000011_0001
где cv > 1 ,01 - коэф. подъемной силы крыла.
Из (6) следует, что в режиме взлета ЛА правая часть непременно должна превышать левую, т.е. подъемная сила больше взлетного веса ЛА, а на крейсерской трассе вес Л А и подъемная сила становятся равными. При этом величина подъемной силы в (6) всегда приобретает отрицательный знак, свидетельствующий о том, что эта сила направлена против вектора силы гравитации, т.е. вверх.
Figure imgf000011_0002
- уравнение подъемной силы крыла для скоростей ЛА ( L> > 1 М), где м - число маха, / = 1 ,36805912 - коэф. адиабаты воздуха в пристенном потоке при υ > 1М Ниже приведены примеры практического воплощения изобретения.
Пример 1. На фиг. 1 приведен профиль крыла, где AD - хорда и одновременно нижний контур; AC|D - верхний контур; CQ - наибольшая толщина профиля; DDi = h - высота миделевого сечения крыла; угол С АС] = в - угол расхождения верхнего и нижнего контуров. Как видно из фиг. 2 предлагаемый вариант имеет остроугольную переднюю кромку, отличительными признаками которого являются следующие:
1) Предельно острый угол носка, CAQ = в, который является углом расхождения верхнего и нижнего контуров, при этом передняя кромка крыла (А) для сверхзвуковых ЛА выполняется предельно острой, как бритва.
2) Нижний контур (AD), он же хорда (b), является отрезком прямой, обеспечивающим формирование высокоскоростного пристенного потока, обладающего большой кинетической энергией и обусловливающего избыточное давление нижней плоскости крыла (AD). Крыло с таким профилем обладает минимальным лобовым сопротивлением и максимальной подъемной силой, что и обусловливает его чрезвычайно высокое аэродинамическое качество относительно прототипа.
3) Основная часть верхнего контура (АС|) представлена отрезком горизонтальной прямой, параллельной вектору движения крыла ЛА или главной продольной оси ЛА. Хвостовая часть верхнего контура, от точки наибольшей толщины профиля (Ci), до задней кромки (D), выполняют плавной кривой (C]D). Благодаря острой передней кромке (А), являющейся началом верхнего контура, попадание набегающего потока на верхний контур полностью исключено, что обеспечивает ему полное освобождение от волнового сопротивления и флаттера при всех режимах полета ЛА.
ю Пример 2. На фиг. 2 приведен профиль крыла, где А - умеренно острая передняя кромка, В - начало несущей поверхности крыла (BD), АВ - дуга плавного соединения нижнего контура с верхним с образованием передней кромки, C|D дуга плавного соединения верхнего контура с задней кромкой.
Отличительными признаками данного профиля являются следующие:
1) Основные части верхнего АС , и нижнего BD контуров могут быть параллельны между собой, а могут таковыми и не быть, что зависит от радиуса кривизны АВ (Фиг.2) и высоты миделя
2) Острая передняя кромка целиком направляет набегающий поток под крыло, по нижнему контуру вследствие отсутствия угла атаки угла атаки по верхнему контуру, что обусловлено параллельностью верхнего контура продольной оси Л А.
3) Взаимодействие набегающего потока происходит исключительно с нижним контуром (ABD), лишенным участка с отрицательным углом атаки, при этом, как показали исследования, в диапазоне скоростей х < 0,6 , вдоль всего нижнего контура формируется высокоскоростной пристенный слой, а при скоростях х > 0,6 М, пристенный слой обрывается в точке (В), но формируется под крылом уплотненный подстилающий слой за счет набегающего потока, на который и опирается несущая поверхность крыла (BD), в результате чего удельная подъемная сила крыла с данным профилем больше чем у прототипа более чем в 2 раза. Эта особенность проявляется при движении крыла в невозмущенном воздухе.
Данный профиль является базовым, от которого можно получить серию профилей, изменяя угол расхождения верхнего и нижнего контуров в интервале 0°-90°, а также меняя высоту миделя в широких пределах, при этом сверхзвуковые ЛА снабжаются крылом с острой передней кромкой и допустимо малым значением высоты миделя, зависящим от целого ряда технических условий. Большегрузные ЛА снабжаются крылом с данным профилем или его вариантами, при этом высота миделя будет диктоваться, прежде всего, взлетной массой и скоростью, достигаемой на ВПП к моменту отрыва. Верхний контур профиля крыла ( АС ,) установлен параллельно вектору движения ЛА или параллельно главной продольной оси ЛА, т.е. угол установки верхней плоскости крыльев с предлагаемыми профилями всегда равен 0°, тогда как угол установки крыла с классическим профилем всегда больше нуля и колеблется в пределах от 2° до 6°.
Пример 3. На фиг. 3 приведён профиль крыла, где А - острая передняя кромка, АС| - прямолинейный участок верхнего контура, C |D дуга плавного соединения верхнего контура с задней кромкой, а АД - дуга плавного соединения передней и задней кромок, образующая нижний контур.
Сущность изобретения подтверждена примером практической реализации способа.
Пример осуществления предлагаемого способа формирования
подъемной силы крыла и устройства для его реализации.
Для подтверждения реализуемости способа и работоспособности устройств нами были изготовлены четыре модели крыльев с профилями по Фиг. 1 и Фиг.2 и NACA-23015 с одинаковыми геометрическими параметрами (по размаху крыла, хорде и толщине крыла).
Испытуемую модель устанавливали на валу коллекторного электродвигателя переменного тока, мощности W = 400 Вт, развивающего п = 14 000 об/мин. Электродвигатель с крылом крепили на массивной платформе, которую фиксировали на чаше электронных весов фирмы «Никотекс НПВ-15 кг», с допустимой погрешностью Д=± 0,005 кг. Чаша весов была экранирована большим непроницаемым диском из дюралюминия. Модели крыльев были изготовлены из сплава алюминия с магнием, а поверхность их тщательно полировалась.
Экспериментальные исследования подтвердили более высокую эффективность крыльев с предложенными профилями по сравнению с прототипом, представляющим крыло с классическим профилем, формирующим подъемную силу преимущественно за счет создаваемого разрежения по верхнему контуру. Полученные результаты сведены в табл. 1-4 (см ПРИЛОЖЕНИЕ). В качестве определяющего динамического параметра принята удельная подъемная сила крыла (Ys, Н/м ) в функции от скорости х. Сравним крыло с профилем по Фиг. 1 с остальными крыльями: с профилем по Фиг. 2 и профилем NACA-23015 при равных скоростях движения крыла в невозмущенном воздухе:
1) х3 = 25,068 м/с (Б-1 , табл.1), Ys3 = 247,944 Н/м2,
х, = 25,917 м/с (NACA, табл.2), Ys{ = 64,378 Н/м2,
£, = Г53/У„= 3,85.
2) ι , = 62,777 м/с (Б-1 , табл.1), Ys = 1724,982 Н/м2,
х5 = 62,207 м/с (NACA, табл.2), Г,5= 287,807 Н/м2,
Figure imgf000015_0001
3) JC9 = 69,309 м/с (Б-2, табл.3), Ys9 = 1 105,787 Н/м2,
х6 = 69,309 м/с (NACA, табл.2), Ys6 = 355,972 Н/м2,
k3 = Ys9/Ys6 = 3, 106.
4) х,о = 56,5 \ 6м/с (Б-1 , табл.1 ), Ys]0 = 1388,486 Н/м2,
х6 = 56,413 м/с (Б-2, табл.3), Ys6 = 708, 158 Н/м2,
Figure imgf000015_0002
Как следует из приведенного сравнения экспериментальных результатов, крыло с профилем по Фиг. 1 , во всех четырех примерах, имеет значительное превосходство, как над прототипом, так и над крылом с профилем по Фиг. 2, что отражено коэффициентом к. Анализ полученных результатов свидетельствует в пользу того, что предлагаемый способ формирования подъемной силы крыла и серии профилей, на основе Фиг. 2, для его реализации существенно лучше классического способа и классического профиля.
На основании вышеизложенного можно сделать вывод о том, что заявленный способ формирования подъемной силы крыла и устройство для его осуществления могут быть реализованы на практике с достижением указанного технического результата.
Перечень литературы
1. Володко A.M., Верхозин М.П., Горшков В. А. Вертолеты.
Справочник. М., Военное изд., 1992.
2. Ружицкий Е.И. Вертолеты. М, Виктория, ACT, 1997.
3. Вертолеты стран мира. Под ред. В.Г. Лебедя. М., 1994.
4. Базиев Д.Х. Основы единой теории физики. М, Педагогика, 1994, 640 стр.
5. Далин В.Н. Характеристики и конструкция вертолетов. М., 1983.
6. Лигум Т.И., Скрипченко С.Ю., Чульский Л.А., Шишмарев А.В., Юровский СИ. Аэродинамика самолета Ту- 154. М., Транспорт, 1977.
7. Кашафутдинов СТ., Лушин В.Н. Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей. Новосибирск, 1994.
8. Физическая энциклопедия. М., 1992. Т.З . ПРИЛОЖЕНИЕ
Таблица 1
Результаты исследования крыла с профилем Фиг.2.
2 2
Геометрия крыла: L = 0,322 м; Ъ = 0,04 м; h = 6 мм, S = 0,01288 м ; Sm— 0,001932 м ; т = 0,275 кг; G| = nt\-gM =
2,699331 Я; α=30°. Условия в лаборатории: _Р0 = 98791,875 Яд; /0 = 15° С, 0 = 1,19496 кг/м3.
Figure imgf000017_0001
Vgo = т0/ро = 4,025801031-Ю"26 м dg0 = ^6Vg0 ίπ = 4,25224123686· 10"9 м\ /0 = φ-Τ= 6,0021351087-Ю12 с"1,
υμ0 = 2dgo/o = 51045,052837 м/с.
ПРИЛОЖЕНИЕ
Таблица 1 (продолжение
Figure imgf000018_0001
ПРИЛОЖЕНИЕ
Figure imgf000019_0002
Таблица
Результа ты исследования крьша с профилем Фиг.2
Геометрия крыла: L = 0,364 м; Ъ = 0,045 м; S = 0,01638 м2; Sm = £·Α=0,00364 м2; h2= \Q мм;
т2 = 0,55 кг; G2 = 5,398663 Н; а=30°.
Условия в лаборатории: Р0 = 100258,0 Па; t0 = 16° С, р0 = 1 ,2085 кг/м3.
Figure imgf000019_0003
Figure imgf000019_0001
υμο - 2dgQ-fo = 51028,323 м/с.
ПРИЛОЖЕНИЕ
Таблица 2 (продолжение
Figure imgf000020_0001
ПРИЛОЖЕНИЕ
Таблица 3
Результа ты исследования крыла с профилем Фиг. 1
Геометрия крьша: L = 0,346 м; Ъ = 0,04 м; S = 0,01384 м Sm = 0,002 076 м2; т = 0,204 кг; G3 = 2,002432 Н; α=9°56'.
Условия в лаборатории: Р0 = 99591,809 Па; t0 = 18° С, />0 = 1 , 19222 кг/м3.
Figure imgf000021_0002
Figure imgf000021_0001
υμο = IdgQ-fo = 51615,971 м/с.
ПРИЛОЖЕНИЕ
Таблица 3 (п одолжение
Figure imgf000022_0001
ПРИЛОЖЕНИЕ
Таблица 4
Результаты исследования крыла с профилем NACA-23015
Геометрия крьша: L = 0,322 м; Ъ = 0,04 м; S = 0,01288 м2; Sm = 0,001932 м ;
Figure imgf000023_0001
т4 = 0,2405 кг; G4 = 2,360688 Я; а= .
Условия в лаборатории: Р0 = 98781,875 Па; t0 = 15° С,р0 = 1,19496 кг/м
Figure imgf000023_0003
Figure imgf000023_0002
υμ0 = 2dg0-fo = 51039,741 м/с.
ПРИЛОЖЕНИЕ
Таблица 4 (продолжение
Figure imgf000024_0001
Таблица 5
Избыточное давление верхней и нижней плоскостей крыла с профилем
NACA-23015
Figure imgf000025_0001
Таблица 6
Избыточное давление нижней плоскости крыла с профилем Фиг.2
Figure imgf000025_0002

Claims

Формула изобретения
1. Способ формирования подъемной силы летательного аппарата, имеющего продольную ось и крыло, часть верхнего контура профиля которого представлена отрезком прямой, включающий создание острого угла передней кромки крыла, отличающийся тем, что отрезок прямой верхнего контура профиля располагают параллельно продольной оси летательного аппарата, при этом острая передняя кромка направляет набегающий поток полностью по нижнему контуру профиля крыла.
2. Профиль крыла летательного аппарата, имеющего продольную ось и крыло, содержащий острые переднюю и заднюю кромки, а также верхний и нижний контуры, отличающийся тем, что для реализации способа по п.1 , нижний контур выполнен прямолинейным от передней до задней кромки, а верхний контур расположен параллельно продольной оси летательного аппарата и соединён с задней кромкой плавной кривой.
3. Профиль крыла летательного аппарата, имеющего продольную ось и крыло, содержащий острые переднюю и заднюю кромки, а также верхний и нижний контуры, частично представленные параллельными прямыми, отличающийся тем, что для реализации способа по п.1 упомянутые прямолинейные части верхнего и нижнего контуров соединены плавными кривыми с передней и задней кромками, при этом верхний контур расположен параллельно продольной оси летательного аппарата.
4. Профиль крыла летательного аппарата, имеющего продольную ось и крыло, содержащий острые переднюю и заднюю кромки, а также верхний и нижний контуры, при этом верхний контур имеет прямолинейный участок, отличающийся тем, что для реализации способа по п.1 , прямолинейный участок верхнего контура расположен параллельно продольной оси летательного аппарата, а нижний контур выполнен в виде кривой, плавно соединяющей переднюю и заднюю кромки профиля крыла.
PCT/RU2011/000744 2010-11-01 2011-09-29 Способ формирования подъемной силы летательного аппарата и профили крыла для его реализации (варианты) WO2012060735A1 (ru)

Priority Applications (8)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020137013980A KR20130120483A (ko) 2010-11-01 2011-09-29 비행기를 위한 양력을 발생시키기 위한 방법 및 이 방법 또는 대안을 실시하기 위한 날개 프로파일
CN2011800627525A CN103402871A (zh) 2010-11-01 2011-09-29 用于形成飞行器升力的方法以及用于实现所述方法的机翼翼型（替代方案）
CA2806831A CA2806831A1 (en) 2010-11-01 2011-09-29 Method for forming lifting force for an aircraft and wing profile for realizing said method (alternatives)
BR112013010663A BR112013010663A2 (pt) 2010-11-01 2011-09-29 método para formar a força de elevação para uma aeronave e perfil de asa para uma aeronave
EP11838305.8A EP2567891A4 (en) 2010-11-01 2011-09-29 METHOD OF CREATING AN ASCENSIONAL FORCE OF AN AIRCRAFT AND WING PROFILES FOR ITS IMPLEMENTATION
JP2013536557A JP2013540647A (ja) 2010-11-01 2011-09-29 航空機の揚力形成方法および本方法を実現させるための翼形（代替案）
UAA201305610A UA104270C2 (ru) 2010-11-01 2011-09-29 Профиль крыла летательного аппарата (варианты)
US13/748,230 US20140191086A1 (en) 2010-11-01 2013-01-23 Method for forming lifting force for an aircraft and wing profile for realizing said method (alternatives)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010144348/11A RU2461492C2 (ru) 2010-11-01 2010-11-01 Профиль крыла летательного аппарата (варианты)
RU2010144348 2010-11-01

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US13/748,230 Continuation US20140191086A1 (en) 2010-11-01 2013-01-23 Method for forming lifting force for an aircraft and wing profile for realizing said method (alternatives)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2012060735A1 true WO2012060735A1 (ru) 2012-05-10

Family

ID=46024678

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2011/000744 WO2012060735A1 (ru) 2010-11-01 2011-09-29 Способ формирования подъемной силы летательного аппарата и профили крыла для его реализации (варианты)

Country Status (10)

Country Link
US (1) US20140191086A1 (ru)
EP (1) EP2567891A4 (ru)
JP (1) JP2013540647A (ru)
KR (1) KR20130120483A (ru)
CN (1) CN103402871A (ru)
BR (1) BR112013010663A2 (ru)
CA (1) CA2806831A1 (ru)
RU (1) RU2461492C2 (ru)
UA (1) UA104270C2 (ru)
WO (1) WO2012060735A1 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2594321C1 (ru) * 2015-05-20 2016-08-10 Виктор Антонович Золотухин Аэродинамический профиль несущей поверхности летательного аппарата
WO2018135962A1 (ru) * 2017-01-17 2018-07-26 Джабраил Харунович БАЗИЕВ Вакуумный способ формирования подъeмной силы летательного аппарата и сверхзвуковое крыло базиева д.х. для его реализации (варианты)
CN106940744A (zh) * 2017-03-10 2017-07-11 朱兆顺 可高速运动物体、其轮廓曲线的确定方法及装置
CN112849387B (zh) * 2021-01-22 2022-11-08 西北工业大学 一种考虑动力安装平台的飞翼反弯翼型
IT202200007814A1 (it) * 2022-04-20 2023-10-20 R E M Holding S R L Profilo e superficie fluidodinamica comprendente tale profilo

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1180271A (en) * 1911-02-10 1916-04-18 Tarbox Safety Aircraft Company Aircraft.
US2126502A (en) * 1934-04-03 1938-08-09 Frank A Redlinger Airfoil
US6378802B1 (en) 1998-05-04 2002-04-30 Manuel Munoz Saiz Enhance aerodynamic profile

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1406923A (en) * 1921-04-06 1922-02-14 Brice John Francis Plane for aircraft
GB644568A (en) * 1945-03-24 1950-10-11 Cem Comp Electro Mec Fairing for high speed devices
US2916230A (en) * 1948-01-14 1959-12-08 Gen Electric Supersonic airfoil
US3706430A (en) * 1970-03-17 1972-12-19 Richard L Kline Airfoil for aircraft
US3904151A (en) * 1973-03-16 1975-09-09 Vehicle Research Corp Supersonic upflow wing
US4483497A (en) * 1973-03-16 1984-11-20 Rethorst Scott C Wide-body supersonic aircraft
US4168044A (en) * 1975-06-06 1979-09-18 Vehicle Research Corporation Energy conserving supersonic aircraft
US5358156A (en) * 1990-07-23 1994-10-25 Vehicle Research Corporation Supersonic aircraft shock wave energy recovery system
US5251846A (en) * 1990-07-23 1993-10-12 Vehicle Research Corporation Supersonic aircraft shock wave energy recovery system
US5402969A (en) * 1993-03-09 1995-04-04 Shea; Brian Aircraft structure
US5934607A (en) * 1997-01-21 1999-08-10 Lockheed Martin Corporation Shock suppression supersonic aircraft
US6095457A (en) * 1998-12-14 2000-08-01 Vanmoor; Arthur Airfoil and wing configuration
RU2207967C2 (ru) * 2001-02-19 2003-07-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-инновационная фирма "ВОЛ" Крыло
US20040206852A1 (en) * 2003-04-16 2004-10-21 Saiz Manuel Munoz Aerodynamic profile
US7546977B2 (en) * 2003-07-03 2009-06-16 Lockheed-Martin Corporation Passive aerodynamic sonic boom suppression for supersonic aircraft
US7861966B2 (en) * 2005-04-18 2011-01-04 Vehicle Research Corporation Supersonic aircraft footprint spreading control system and method

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1180271A (en) * 1911-02-10 1916-04-18 Tarbox Safety Aircraft Company Aircraft.
US2126502A (en) * 1934-04-03 1938-08-09 Frank A Redlinger Airfoil
US6378802B1 (en) 1998-05-04 2002-04-30 Manuel Munoz Saiz Enhance aerodynamic profile

Non-Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
"Encyclopedia of physics", vol. 3, 1992
"Encyclopedia of physics.", vol. 3, 1992, pages: 670
"Helicopters of countries around the world", 1994
A.M. VOLODKO; M.P. VERKHOZIN; V.A. GORSHKOV: "Helicopters. Guidebook. Moscow", 1992
D.H. BAZIEV: "Fundamentals of a unified theory of physics", MOSCOW, PEDAGOGICS, 1994, pages 640
D.H. BAZIEV: "Fundamentals of a unified theory of physics. Moscow", PEDAGOGICS, 1994, pages 619
E.I. RUZHITSKY, HELICOPTERS, 1997
G.A. KOLESNIKOVA, M.: "MASHINOSTROENIE", AERODINAMIKA LETATELNYKH APPARATOV. POD-RED D-RA TEKHN.NAUK PROF., 1993, pages 256 - 261, XP008170564 *
N.F. KRASNOVA, M.: "VYSSHAYA SHKOLA", OSNOVY PRIKLADNOI AEROGAZODINAMIKI. POD RED. D-RA TEKHN. NAUK PROF., vol. 1, 1990, pages 18 - 25, 44-49, XP008167246 *
S.T. KASHAFUTDINOV; V.N. LUSHIN: "Atlas of the aerodynamic characteristics of wing profiles", 1994
T.I. LIGUM; S.Y. SKRIPCHENKO; L.A. CHULSKY; A.V. SHISHMAREV; S.I. YUROVSKY: "Aerodynamics of the Tu-154 airliner", MOSCOW, TRANSPORT, 1977
V.N. DALIN, SPECIFICATIONS AND CONSTRUCTION OF HELICOPTERS. MOSCOW, 1983

Also Published As

Publication number Publication date
RU2010144348A (ru) 2012-05-10
KR20130120483A (ko) 2013-11-04
JP2013540647A (ja) 2013-11-07
RU2461492C2 (ru) 2012-09-20
EP2567891A1 (en) 2013-03-13
US20140191086A1 (en) 2014-07-10
UA104270C2 (ru) 2014-01-10
EP2567891A4 (en) 2014-09-03
CA2806831A1 (en) 2012-05-10
CN103402871A (zh) 2013-11-20
BR112013010663A2 (pt) 2016-08-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Smith et al. Performance analysis of a wing with multiple winglets
Holden et al. Effect of microvortex generators on seperated normal shock/boundary layer interactions
US8186617B2 (en) Aircraft having a lambda-box wing configuration
US8651813B2 (en) Fluid dynamic body having escapelet openings for reducing induced and interference drag, and energizing stagnant flow
WO2003086856A2 (en) Airlifting surface division
GB2468978A (en) Fluid flow control device for an aerofoil
WO2012060735A1 (ru) Способ формирования подъемной силы летательного аппарата и профили крыла для его реализации (варианты)
EP2250088A2 (en) Aerodynamic structure with non-uniformly spaced shock bumps
CN103419933A (zh) 基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器
Jin et al. Computational analysis of the aerodynamic performance of a long-endurance UAV
Suppes et al. Understanding Thin Cambered Airfoils and their Solar Aircraft Applications
Ibren et al. A Review on Generation and Mitigation of Airfoil Self-Induced Noise
Brown et al. The problem of obtaining high lift-drag ratios at supersonic speeds
Hongbo et al. Numerical simulation of the propeller/wing interactions at low Reynolds number
Traub et al. Experimental investigation of a morphable biplane
Venkatesan et al. Studies on race car aerodynamics at wing in ground effect
RU2757938C1 (ru) Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей
Pillai et al. Investigation on airfoil operating in Ground Effect region
Lewthwaite et al. Numerical investigation of winglet aerodynamics and dimple effect of NACA 0017 airfoil for a freight aircraft. Inventions 2022, 7, 31
Czyż et al. CFD investigation of the aerodynamic characteristics of the autogyro with a double tail stabilizer
Balaji et al. Boundary Layer Control Over an Aircraft Wing with the Superlative Injection System
Metkowski et al. A Winglet Design Study for the Slotted, Natural-Laminar-Flow Strut-Braced Transport Aircraft
Ahn et al. Airfoil designs and free-flight tests of a fixed wing MAV design
Palmer et al. Effect of curved boundary layer fences on aerodynamic efficiency
Rameshbhai et al. Optimization of Injection System to Effective Control Boundary Layer Over an Aircraft Wing

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 11838305

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2011838305

Country of ref document: EP

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2013536557

Country of ref document: JP

Kind code of ref document: A

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2806831

Country of ref document: CA

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 20137013980

Country of ref document: KR

Kind code of ref document: A

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: A201305610

Country of ref document: UA

REG Reference to national code

Ref country code: BR

Ref legal event code: B01A

Ref document number: 112013010663

Country of ref document: BR

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 112013010663

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20130430