WO2013037379A1 - Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления - Google Patents

Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления Download PDF

Info

Publication number
WO2013037379A1
WO2013037379A1 PCT/EA2012/000008 EA2012000008W WO2013037379A1 WO 2013037379 A1 WO2013037379 A1 WO 2013037379A1 EA 2012000008 W EA2012000008 W EA 2012000008W WO 2013037379 A1 WO2013037379 A1 WO 2013037379A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fuselage
channel
aerodynamic
wing
tail
Prior art date
Application number
PCT/EA2012/000008
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2013037379A9 (ru
Inventor
Геннадий Трофимович КРЕЩИШИН
Лариса Трофимовна КРЕЩИШИНА
Original Assignee
Kreshchishin Gennady Trofimovich
Kreshchishina Larisa Trofimovna
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 Kreshchishin Gennady Trofimovich, Kreshchishina Larisa Trofimovna filed Critical Kreshchishin Gennady Trofimovich
Priority to EP12831379.8A priority Critical patent/EP2757039B1/en
Priority to EA201400201A priority patent/EA028045B1/ru
Publication of WO2013037379A1 publication Critical patent/WO2013037379A1/ru
Publication of WO2013037379A9 publication Critical patent/WO2013037379A9/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/0009—Aerodynamic aspects
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • 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 aeronautical engineering and is applicable to improve aerodynamic quality and reduce the flight resistance of a helicopter, an aircraft, including large classic airplanes and amphibians, airfoils and air cushion ships, air races, possibly by upgrading them.
  • the fuselage of Kreschishin is known from the prior art, with a tail section that fusibly tapers towards the end, above which the keel is fixed with a pivoting rudder of flight direction, under which the tunnel is placed aerodynamically! the channel, the end of which is inclined to the end of the fuselage down along the tail fuselage.
  • / cm application for RF patent 2007134266 B64 C 5/02 of 14.09,2007 g, and the corresponding international application PCT RU 2008/000592 and to them the application 12676360 for the US patent and the application of the EAPO A 201000309 for the patent of EAPO Jfc 014256 publ, October 29, 2010, patent inventors G.T. Kreshchishin and L.T. Kreshchishina.
  • the aircraft is also known to have aircraft equipped with three aircraft engines placed in engine nacelles, two of which behind the wing are attached on horizontal pylons to the tapering part of the fuselage symmetrically to its longitudinal axis, and the third aircraft engine on the vertical pylon is reinforced and above
  • the vertical pylon on the cooking axis is equipped with a steering wheel.
  • the edges of air intakes at nacelles are perpendicular to the longitudinal axes of aircraft engines. To prevent the runway from touching the longitudinal profile of the fuselage is made with a strongly convex bottom and a little curved roof of the fuselage down in the middle and such that the profile of the fuselage looks like turned upside down! aerodynamic profile with downward aerodynamic power.
  • the end of the fuselage tail is sharpened with a smoothly killing cross-sectional diameter towards the end of the fuselage.
  • the tapering part of the fuselage is inconvenient for accommodating passengers and cargo and, as a rule, is not used commercially *
  • the weighting of the tail section of the fuselage by aircraft engines leads to a shift in the center of mass of an empty aircraft back, so that the wing and landing gear must be placed closer to the tail. This increases the length of the forward part of the fuselage, which is experiencing large bending moments, and makes it difficult to balance the aircraft, since the center of mass of the fuselage shifts forward when refueling and loading.
  • the technical task is to reduce the field resistance and improve aerodynamic quality, possibly as a result of the modernization of the aircraft, helicopter, E-gun, hovercraft, airboat, and amphibious aircraft.
  • the technical result is achieved by reducing the contact area of the outer surface of the end of the fuselage with a high-speed airflow, for which the said contact area is reduced by increasing the area of the holes in the end of the fuselage.
  • the bottom is made convex to the top, eg, iner, arched up along the shape of the convex side of the airfoil.
  • the side surfaces of the aerodynamic channel may 2
  • Exercise and can-do not go to the skin of the fuselage.
  • a convex curved through in the middle is made up in the middle upwardly aerodynamically! * channel which bo ⁇ kovye side turned upwards
  • Well attached to the solid frame fyuze ⁇ la and to them can be attached at the top of the keels with rudders nap- raayaeniya flight and IU to them stabilizer, possibly with rudders You are a eoty.
  • the stabilizer can be made controllable, a wing is attached to the fuselage in front of its fuselage, possibly, ” , with a three-fold tarpaulin.
  • aerodynamic channel to the upper part of the fuselage on the pilotage can be attached to the rear aircraft engines.
  • Aerodynamic channel is made of two parts,. namely, the front open part and the day of work, part curved! along the roof of the fuselage, laid over the cargo cabin. The pipe-shaped part of the aerodynamic channel is laid along the fuselage above the wing and behind
  • the wing a is located behind the aircraft engines in their high-speed air flow, with the lifting force caused by it, depending on the mode of operation of the aircraft engines, the power and speed of their high-speed air flow, the angle of attack of the aerodynamic profile form, non-. depending on the speed of the fuselage, including during takeoff and landing, different angles of attack to the fuselage are set "namely, in the range from + 2 ° to + 9 °, smaller than the beginning of the disruption on them of the surface. turbulent layers of high-speed air flow and for which aircraft engines create in the aerodynamic channel “the most positive lift” probably, the angles of attack of the front engines and the wing have more angles of attack from the rear engines and the rear wing.
  • the roof can be divided along the fuselage " at least in two by a convex protrusion bent upwards, possibly placed along the middle of the roof. " The lateral edges of the roof are carved out along the roof up above connecting them in the transverse direction of the middle part of the roof. The width of the fuselage and the aerodynamic channel is greater than the height of the fuselage at the highest point of the fuselage. ”
  • the pipework of the aerodynamic channel in front is attached to the pylons and engine nacelles of aircraft engines and laid along the fuselage.
  • the side edges of the roof are bent along the roof up above the joints and in the transverse direction of the middle part of the roof.
  • the roof can be divided along the fuselage, according to extremely! least two curved upwards projection, possibly placed along the middle of the roof.
  • At least one hole in the fuselage with a keel fixed above it is made along the middle! parts of the keel, for example, along the middle! parts of the keel support, and can be split in two to the right and left on both sides along the keel support * Extremely! least part of the support of the keel strengthened in the raised end of the tail! parts of the fuselage, possibly in which is placed: ⁇ a tubular part of the aerodynamic channel "
  • Bottom tail! parts of the fuselage can be met, at the extreme! least with one opening. Extremely! At least one opening can be closed by gates with opening and closing sashes, suspended from the opening edging.
  • the leaves of the gate are removable and can be dismantled.
  • the edges of the tail of the aerodynamic channel can be combined and connected to the window openings in the tail of the fuselage.
  • the door leaves can be equipped with turning mechanisms.
  • the fuselage in places of apertures is filled with elevators for loading and unloading cargoes, for example, for servicing passengers with disabilities, luggage, for servicing dry closets. With apertures and in the form of apertures the bottom edge of the tail end is made! parts of the fuselage.
  • the way to reduce the resistance is that they create in the upper part of the casing, at the extreme! At least one hole with rounded edges inside the fuselage, and the other hole should be in the form of a tail end! parts and connect the open tia aerodynamic channel.
  • temporary fuselage fuselage can be used in the airboat, hovercraft, screen, helicopter, plane, including amphibians.
  • FIG. X depicts the rear fuselage, side view, BA
  • FIG. 2 shows the rear part of the fuselage, top view.
  • FIG. Figures 3 and 4 show the rear part of the fuselage with possible options for the manufacture and placement of bottom gates and smoothly curved aerodynamic channels, a side view with a slit.
  • FIG. 5 shows the tail section of the fuselage of FIG. 3 and 4 with a wide tail section and a wide bottom opening, ezdannymi wide aerodynamic channel, combined on a curved! the roof of the passenger cabin and connected with the edging of the opening and the holes in the fuselage tail, and with two openings on the sides of the tail section, closed with sash doors, intended for installation and dismantling of dry closets.
  • the aerodynamic shape of the tail section I is created by a shell 2, fixed on a strong frame, in the upper part of which a hole 3 is made, which is aligned smoothly with the front upper edge of the inclined aerodynamic channel 4, the lower edge of which is aligned with hole 5, which is made in the form cutting off the end of the tail section I.
  • the solid frame inside the tail section I tightly adheres to the skin 2, forming with it one solid whole.
  • a stabilizer 6 is attached to the strong frame on the sides of the casing 2 with the steering wheel height 7 and at the top of the casing 2 a keel 8 is attached to the strong frame with the steering wheel 9 of the direction of flight.
  • top 10 of the tail section I can be made in the form of a wing, possibly with a symmetric aerodynamic profile, and in other versions with an asymmetrical aerodynamic profile, including an inverted curvature, otherwise called negative curvature of the profile.
  • bottom II may be laterally arched to the top along the aerodynamic channel 4 and, possibly, simultaneously curved along the aerodynamic channel 4.
  • Version 3 in the casing 2 is bent to the shape of the ovshvka 2 and can be made svalted divided right and left along the top, the driver, in half with the keel 8, and the bend and width of the hole 3 can be limited by the upper surface 12 of the stabilizer 6, l the length of the hole 3 can be limited by the distance from the passage 13 in the passenger cabin to the wing 14.
  • Hole 3 may be longer! square hole than hole 5 with a cut end of the tail part I, and the side surfaces of the aerodynamic groove channel 4 may lie flat and may not fit the shell 2 tail part I.
  • two side aircraft engines 15 are mounted on the fuselage, for example, on pylons in front of the wing 16, symmetrically longitudinally! axis of the fuselage above longitudinally! axis of the fuselage.
  • Part I of the fuselage strengthened one of the possible options for the manufacture and placement of the aerodynamic channel, applicable when upgrading existing aircraft, namely, the air curtain is sharply inclined! channel 17, pictured! in fig. 3, and friend! smoothly twisted! in a mean way! channel 13, is intended!.! for the short keel shown in FIG. 4.
  • the aerodynamic channels 17 and 18 are curved curvilinearly down along the roof (loadings and cabs and its edge 19 are smoothly coupled on the front! 20 keel 8.
  • the leaves 21 of the bottom gate 22 can be equipped with turning mechanisms, can be closed, and, possibly, open, removed from the edging 23 and passage 24 at the bottom 25 of the fuselage and can be installed in the opening 24 of the fuselage bottom 25.
  • the tail section I of the fuselage ends in a pair with aerodynamic channel 4 cut end tail! Part I Romka a wide open aperture 27.
  • FIG. 4 and 5 aerodynamically! Channel 4 is wide and consists of tea !: bottom II is front! wide!
  • the aarodynamic channel 4 is combined with a curved one! the roof! cargo-carrying cabin with raised edges 29 and 30 and curved! up the middle 31 of the cargo-carrying cabin along longitudinally! axes of cargo-carrying caion; the tubular part 32 is curved nicely along: the rear part 53 and the bottom II of the aerodynamic channel 4 in the form of a through duct 34, the top of which 10 in the Tail part I of the fuselage can be made in the form of a wing 14, possibly with a biconvex aero * dynamic profile within the angles of attack, less than the beginning of the disruption of high-speed air flow on it.
  • Ground gates 22 are equipped with lifts 55.
  • Classical airplanes can have frictional resistance to the outer skin of the aircraft from 70% to 60% of the total resistance of the aircraft, while the share of pressure resistance is from 15% to 26% of the total resistance of the aircraft, then there is a much smaller part of the total resistance the plane, which at the same time creates all 100% lifting! the force of the wing of the aircraft overcomes the profile resistance of the nose and tail parts! the aircraft. Since the profile tail! Part I of an aircraft of the classical form has a negative curvature, then the air pressure under the bottom is tail! Part I and hole 3 are less than the air pressure above the top tail! Part I with a hole G, I difference these pressure presses in flight the tail of the plane down.
  • the proposed modernization will provide a reduction in the total resistance of the aircraft and a corresponding reduction in the required thrust of aircraft engines.
  • the turbulent air flow over the tail part I is sucked into the aerodynamic channel 4, it is stabilized and is formed into the jet and is discharged in an orderly jet from the tail hole 5 into the turbulence of the air flow behind the tail f.
  • Above the wing 14, a reduced air pressure and additional lift are created, and the air flow from the aerodynamic channel 4 blurs and reduces turbulence of the air flow behind the orifice 5 of the tail section I, thereby reducing air resistance to the flight of the aircraft.
  • Ae dynamic channels 17 and 18 with the front! edge 19, obliquely! to the side of the fuselage tail and suturely conjugate! from the front! edge 20 keel 8 add air! flow into the aerodynamic surfaces of the aerodynamic channel 4 and it is possible to use them to increase the lift! power aerodynamic channel 4, placed on the outside! surface curved! Crnshy fuselage.
  • the turning mechanisms and elevators 35 of the gate 22 are intended for servicing passengers with disabilities, loading and unloading cargo * and possibly for servicing of dry closets.
  • the protrusions 29, SO and 31 along the side edges of the roof and the aerodynamic channel 4 increase the strength of the aerodynamic channel 4 and at the same time increase the height of the ceiling in the fuselage cabin in longitudinal tails! Part I to the door - the ladder 26 and biotoletami.
  • the wing 16 with an aerodynamic profile at the top 10 of the tail section I end is set within the angles of attack less than the beginning of the stall of high-speed air flow to the wings *!
  • the fuselage at which the aerodynamic force arising on the wings prevents vibrations tail section I and stabilizes the angle of attack of the fuselage * close to the most advantageous + 8.4 °, for example, the angle of attack of the front aircraft engines from + 7 ° and no more than + 9 ° and the rear wing at least + 2 ° to + 4 °, and at the front wing from + 4 ° to + 6 °.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Изобретение относится к авиационной технике и применимо для улучшения азродинамического качества вертолётов» самолётов в том числе, крупных аэробусов классической схемы я амфибий, экраволетев я судов на воздушна-, подушке, возможно, путем проведения ях модернизации. Технической задачей является уменьшения сопротивления полёту, возможно, в результате модервизадии вертолёта, самолёта, зкраволёта, судья на воздушной подушке. Технический результат достигается уменьшением плсщади контакта внешней поверхности хвостовой части фвзедяяа со скороотвым воздушным потоке», для чего упомянутую площадь контакта уменьшают путём увеличения площади отверстия в хвостовой частя фюзеляжа. Для увеличения подъёмной силы без увеличения оопротивления давления у аэродинамического канала дно выполняют выпуклнм в верх, например, выгнутым в верк по форме выпуклой стороны аэродинамического профиля» Верхнее отверстие в обшивке фюзеляжа для азредивамичеокого канала может быть размещено в пространстве вдоль средней части киля и выполненным разделении вдоль килем, направо и налево» например, пополам, Аародинамнческий канал выполнен сквозным и может быть открытым. Отверстие, совмещённое с передней верхней кромкой аэродинамического канала, выполнено большей площадп, чем заднее отверстие, чем его заднее отверстие, совмещённое с концом фюзеляжа, возможно в виде и путём среза конца фюзеляжа.

Description

Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления
Область техники
Изобретение относится к авиационной технике и применимо для улучшения аэродинаминеского качества и уменьшения сопро- тивления полёту вертолёта, самолёта, в том числе крупных аэро- бусов классической схемы и амфибий, экранолётов и судов на воздушной подушке, аэроглиссеров, возможно, путём их модерни- зации.
Предшествующий уровень техники
Из уровня техники известен самолёт Крещишина с размещён- ным на и внутри хвостовой части фюзеляжа сквозным аэродинами- ческим каналом, подведённым к отверстию в конце фюзеляжа./см. заявку & 2002102457 В64 С 1/26, 2002 на патент РФ » 2274584 публ. 2006 изобретателей-патентовладельцев Г.Τ·Крещишина и Л.Т. Крещишиной/.
Из уровня техники известен фюзеляж Крещишин с плавко сужаю- щейся к концу хвостовой частью, над которой укреплён киль с поворотным рулём направления полёта, под которым размещён скво- зной аэродинамически! канал, конец которого наклонён к концу фюзеляжа вниз вдоль хвостовой части фюзеляжа./см» заявку на па- тент РФ 2007134266 В64 С 5/02 от 14,09,2007 г, и соостветс- твующую ей международную заявку PCT RU 2008/000592 и к ним заявка 12676360 на патент США и заявка ЕАПО A 201000309 на патент ЕАПО Jfc 014256 публ, 29.10.2010 изобретателей-патентовла- дельцев Г.Т.Крещишина и Л.Т.Крещишиной/.
Из уровня техники известен также самолёт, снабжённый тремя авиадвигателями, размещёнными в мотогондолах, два из которых позади крыла прикреплены на горизонтальных пилонах к сужающейся части фюзеляжа симметрично его продольной оси, а над хвостовой частью фюзеляжа на вертикальном пилоне укреплён третий авиадви- гатель и над ним на вертикальном пилоне на поваротной оси уста- новлен управляемый руль поворота. Края воздухозаборников у мо- тогондол перпендикулярны продольным осям авиадвигателей. Для предотвращения касания взлётно-посадочной полосы продольный профиль фюзеляжа выполнен с сильно выпуклым вниз в середине днищем и мало изогнутой крышей фюзеляжа и таким, что профиль фюзеляжа напоминает перевёрнуты! аэродинамический профиль с направленной вниз аэродинамической СИЛОЙ. Для обеспечения пла- вного течения воздушного потока в пограничном с фюзеляжем слое конец хвоста фюзеляжа заострён с плавно убивающим диаметром поперечного сечения к концу фюзеляжа, Сужающаяся часть фюзе- ляжа неудобна для размещения пассажиров и груза и, как правя- ло, коммерчески не используется* Утяжеление хвостовой части фю- зеляжа авиадвигателями приводит к сдвигу центра масс пустого самолёта назад, вследствие чего крыло и шасси необходимо раз- мещать ближе к оперению. Это увеличивает длину носовой части фюзеляжа, испытывающей большие изгибающие моменты, и затруд- няет балансировку самолёта, так как при заправке топливом и за- грузке грузом центр масс фюзеляжа сдвигается вперёд. При заг- рузке грузом фюзеляжа в первую очередь загружают-грузом носо- вую часть фюзеляжа, либо производят посадку в носовую часть пассажиров, и только после загрузки носовой части фюзеляжа производят загрузку хвостовой части фюзеляжа, что увеличивает время загрузки самолёта* Центральный авиадвигатель, укреплён- ный на вертикальном пилоне в окончании фюзеляжа, размещён высо- ко над центром масс фюзеляжа и в зависимости от силы тяги центрального авиадвигателя в полёте создаётся переменный по ве~ личине пикирующий момент наклонения вниз носа самолёта при из- менении силы тяги центрального авиадвигателя» что неизбежно требуется учитывать во время полёта путём управления рулём вы- соты или управляемым стабилизатором, что требует дополнител- ного внимания пилотов во время полёта, и увеличивает расход авиатоплива,/см. патент США Л 3188025 кл, 244-55, 1963, стр, I, фиг, I, 2 и 3,/.
Раскрытие изобретения
Технической задачей является уменьшение сопротивления поле ту и улучшение аэродинамического качества, возможно, в резуль- тате модернизации самолёта, вертолёта, экранолёта, судна на воздушной подушке, аэроглиссера, самолёта-амфибии.
Технический результат достигается уменьшением площади кон- такта внешнем поверхности окончания фюзеляжа со скоростным воз- душным потоком, для чего упомянутую площадь контакта уменьшают путём увеличения площади отверстий в окончании фюзеляжа. Для увеличения подъёмной силы без увеличения сопротивления давления у аэродинамического канала дно выполняют выпуклым в верх, напр- инер, выгнутым вверх по форме выпуклой стороны аэродинамического профиля. Боковые поверхности аэродинамического канала могут при- 2
егать » и могут -неоридегать к обшивке фюзеляжа. Наверху крыши на верхней стороне фюзеляжа выполнен сквозной плавиоизогнутый выпуклый в середине вверх аэродинамически! канал * у которого бо~ ковые борта загнуты вверх ж прикреплены ' к прочному каркасу фюзе~ ля а, к к ним могут быть прикреплен наверху кили с рулями нап- рааяения полёта и ме к ними стабилизатор, возможно с рулями вы- еоты. Стабилизатор может быть выполнен управляемым, впереди ее- редины фюзеляжа к фюзеляжу прикреплено крыло, возможно» ., с г оме^ тричее ой крцткой. Впереди аэродинамического канала , на пилонах, прикреплённых наверх к верхней стороне фюзеляжа впереди и вше зон крепления крыла к фюзеляжу» прикреплены», по яншей мере» два авиадвигателя* возможно» турбовинтовые и в пределах боковых бор- тов аэродинамического канала* Позади передних авиадвигателей впереди. аэродинамического канала к верхней части фюзеляжа на пи- лонаж могут, быть прикреплены задние авиадвигатели» Позади и в е переднего крыла к фюзеляжу может быть прикреплено заднее крыло с прикреплёнными к нему авиадвигателями* Аэродинамический канал выполнен из двух частей, . а именно, передней открытой части и за- дней трудообраэнои части , изогнуто! вдоль, крыши фюзеляжа , про- ложенной над грузвезу ей кабиной. Трубообрааная часть аэродина- гшческого канала проложена вдол фюзел жа над крылом и позади
крыла а расположена за авиадвигателями в их скоростном воэдуш- ном потоке,, с вызванной им подъёмной силой, зависящей от режима работы авиадвигателей, мощности и скорости скоростного их воз- душного потока, угла атаки формы аэродинамического профиля, не- . зависимо от скорости движения фюзеляжа, в том числе- при взлёте и посадке, Установлены разные углы атаки к фюзеляж » а именно , в пределах от +2° до +9° , меньших началу срыва на них поверхно- етных .турбулентных слоев скоростного воздушного потока и при ко- торых авиадвигатели создает в аэродинамическом канал© наибедв- шув положительную подъёмную ©илу» возможно, углы атаки передних авиадвигателей и у крыла больше углов атаки задних авиадвигате- лей и заднего крыла. Крыша может быть разделена вдоль фюзеляжа» по меньшей мере , надвое изогнутым вверх выпуклым выступом, воз- можно помещённым вдоль середины крыши» боковые края крыши выгну- ты вдоль крыши вверх выше соединяющей их в поперечном направле- нии срединной части крыши. Ширина фюзеляжа и аэродинамического канала больше высоты фюзеляжа в самом высоком месте фюзеляжа»
Трубообразиа асть аэродинамического- анала впереди прикреплена к пилонам и мотогондолам авиадвигателей и проложена вдоль фюзеляжа. Боковые края крыши выгнуты вдоль крыши вверх выше сое- динявдей и в поперечном направлении срединной части крыши. Крыша может быть разделена вдоль фюзеляжа, по крайне! мере на- двое изогнутым вверх выступом, возможно, помещённым вдоль се- редины крыши.
По крайне! мере, одно отверстие в фюзеляже с укреплённым над ним килем выполнено вдоль средне! части киля, например, вдоль средне! части опоры киля, и может быть разделено надвое направо и налево по обе стороны вдоль опоры киля* По крайне! мере, часть опоры киля укреплена в поднятом вверх окончании хвостово! части фюзеляжа, возможно, внутри которого помещена : ^ трубообразная часть аэродинамического канала»
Дно хвостово! части фюзеляжа может быть выполнено, по крайне! мере, с одним проёмом. По крайне! мере, один проём мо- жет быть закрыт воротами с открывающимися и закрывающимися створками, подвешенными к окантовкам проёма. Створки ворот вы- полнены съёмными и могут быть демонтированы» Кромки хвоста аэ- родинамического канала могут быть совмещены и соединены с окан- товками проёма в хвосте фюзеляжа. Створки ворот могут быть ос- нащены механизмами поворота. Фюзеляж в местах проёмов освдщён подъёмниками для погрузки и выгрузки грузов, например, для об- служивания пассажиров » инвалидов, багажа, для обслуживания биотуалетов. С проёмами и в виде проёмов выполнена кромка дна окончани хвостово! части фюзеляжа.
Для уменьшения сопротивления полёту при выбранных аэроди- намических профилях крыла и фюзеляжа изменяют и выбирают их уг- лы атаки в пределах, меньших началу срыва на них скоростного воздушного потока. Уменьшить сопротивление полёту возможно, ес- ли часть завихренного воздушного потока с верхней поверхности хвостово! части фюзеляжа всасывается во вход аэродинамического канала под действием разряжения воздуха за хвостовой частью фю- зеляжа, стабилизируется и формируется в струю и упорядочение! струё! выбрасывается в пространство за хвостово! частью фюзе- ляжа в завихрения воздушного потока.
Способ уменьшения сопротивления состоит в том, что созда- ют в верхней части обшивки, по крайне! мере, одно отверстие с закруглёнными внутрь фюзеляжа краями, а другое отверстие долж- но быть в виде среза конца хвостово! части и соединяют отверс- тия аэродинамическим каналом.
При решении поставленной изобретению технической задачи уменьшения сопротивления полёту фюзеляжа в любо! временной пес- ледовател ности фюзеляж может быть использован в аэроглиссере, судне на воздушной подушке, экранолёте, вертолёта, самолёте, в в том числе, амфибии.
Краткое описание фигур чертежа
На фиг. X изображена хвостовая часть фюзеляжа, вид сбоку, Ба фиг. 2 изображена хвостовая часть фюзеляжа, вид сверху На фиг. 3 и 4 изображена хвостовая часть фюзеляжа с воз- можными вариантами изготовления и размещения донных ворот и плавноизогнутых аэродинамических каналов, вид сбоку с разрезом.
На фиг. 5 изображена хвостовая част фюзеляжа фиг. 3 и 4 с широкой хвостовой частью и широким донным проёмом, еозданны- ми широким аэродинамическим каналом, совмещённым о изогнуто! крышей пассажирской кабины и соединённым с окантовками проёма и отверстия в хвосте фюзеляжа, и с двумя проёмами по бокам хвостовой части, закрытыми створками донных ворот, пре назна- ченннх для монтажа и демонтажа биотуалетов.
Вариант осуществления изобретения
В хвостовой части I фюзеляжа выполнены отверстия и наклон- ный аэродинамический канал. Аэродинамическую форму хвостовой части I создаёт укреплённая на прочном каркасе обшивка 2» в ве- рхней части которой выполнено отверстие 3, которое совмещено плавными округлениями с передней верхней кромкой наклонного аэ- родинамического канала 4, нижняя кромка которого совмещена с отверстием 5, которое выполнено в виде среза конца хвостовой части I. Прочный каркас внутри хвостовой части I плотно приле- гает к обшивке 2, образуя с ней одно прочное целое. К прочному каркасу по бокам обшивки 2 прикреплён стабилизатор 6 с рулём высоты 7 и наверху обшивки 2 к прочному каркасу прикреплён киль 8 с рулём 9 направления полёта. Верх 10 хвостовом части I может быть выполнен в виде крыла, возможно с симметричным аэ- родинамическим профилем, а в других вариантах с несимметричным аэродинамическим профилем, в том числе перевёрнутым обращённой вниэ кривизной, иначе называемой отрицательной кривизной про- филя. У аэродинамического канала 4 дно II может быть с боков продольно выгнуто в верх вдоль аэродинамического канала 4 и, возможно, одновременно вдоль аэродинамического канала 4 искрив- верстие 3 в обшивке 2 изогнуто до форме оовшвки 2 и может быть выполнено свальным разделённым направо и налево вдоль, нап- ви ер, пополам килем 8, а изгиб и ширина отверстия 3 могут быть ограничены верхней поверхностью 12 стабилизатора 6, л длина отверстия 3 может быть ограничена расстоянием от пере- бор н 13 пассажирской кабины до крыла 14. Отверстие 3 может быть с больше! площадью отверстия, чем отверстие 5 со срезом конца хвостовой части I, а боковые поверхности аэродина гчес- кого канала 4 могут прилегать и могут не прилегать к обшивке 2 хвостовой части I.
В рассматриваемом варианте иг. 3 и 4 два боковых авиа- двигателя 15 укреплены на фюзеляже, например, на пилонах перед крылом 16 симметрично продольно! оси фюзеляжа выше продольно! оси фюзеляжа. На хвостове! части I фюзеляжа укреплён один из возможных вариантов изготовления и размещения аэродинамнческо- го канала, применимых при модернизации существующих самолётов, а именно, дяавя зогыутыж крутонаклонны! канал 17, изображен- ны! на фиг. 3, и друго! плавноизогиуты! азродянамически! канал 13, предназначена!.! для короткого киля, который показан на фиг. 4. Туб^об аз ! ч е аэродинамических каналов 17 и 18 загнута криволинейно вниз вдоль кршж (грузв&зущеи . кабины и её кромка 19 плавно сопряжена о передне! кромко! 20 киля 8. Створки 21 донных ворот 22 могут быть снабжены механизмами поворота, могут быть закрыты, а, возможно, открыты, сняты с окантовки 23 проё- т 24 в дне 25 фюзеляжа и могут быть установлены в проем 24 дна 25 фюзеляжа. На боковой стороне хвостовой части I фюзеляжа вы- полнена трап-дверь 26. Хвостовая часть I фюзеляжа заканчивается по линии сопряжения с аэродинамическим каналом 4 срезом конца хвостово! части I по кромке широкого открытого проёма 27.
На фиг. 4 и 5 аэродинамически! канал 4 выполнен широким и состоит из чаете!: дно II передне! широко! чаоти аародинамичес- кого канала 4 совмещено с изогнуто! крыше! грузвезущей кабины с приподнятыми вверх краями 29 и 30 и выгнуто! вверх середины 31 грузвезущей кабины вдоль продольно! оси грузвезущей каои- ны; трубообразная часть 32 шлавно выгнута по: задней чаоти 53 и дну II аэродинамического канала 4 в виде сквозного воздухопро- вода 34, верх которого 10 в ХВОСТОВОЙ части I фзеляжа может быть выполнен в виде крыла 14, возможно с двояковыпуклым аэро* динамическим профилем в пределах углов атаки, меньшим началу срыва скоростного воздушного потока на нём. Донные ворота 22 оснащены подъёмниками 55.
В предлагаемой модернизации выполняю увеличенные отверс- тия 3 и 5 в обшивке 2 ж соединяют их изогнутым.в середине вверх аэродинамическим каналом 4 о учётом здесь написанного, з резу- льтате чего уменьшают площадь контакта внешне! поверхности об* шивки 2 со скоростным воздушным потоком ж его пограничным ело- ем. Поток воздуха в аэродинамическом канале 4 движется со с о- ростыо намного меньше!, чем скорость воздушного потока в пог- раничном слое на внешне! обшивке 2, соответственно осиротив- ление трения в аэродинамическом канале 4 во много раз меньше сопротивления трения в пограничном слое воздушного потока на внешне! поверхности обшивки 2, и соответственно, уменьшается в результате предлагаемо! модернизации фюзеляже! классической формы сопротивление трения хвостовoi части I фюзеляжа. Плавно изогнутая в форме аэродинамического профиля, и возможно, выг- нутая с боковых сторон вверх поверхность дна II аэродинамичес- кого канала 4 способствует уменьшению полного сопротивления воздушного потока в аэродинамическом канале 4 и увеличению подъёмно! силы в аэродинамическом канале.
У самолётов классической формы сопротивление трения внеш- нек обшивки самолёта может быть от 70 % до 60 % полного сопро- тивления самолёта, а на долю сопротивления давления приходится от 15 % до 26 % полного сопротивления самолёта, то ьсть значи- тельно меньшая часть полного сопротивления самолёта, которая при этом создаёт все 100 % подъёмно! силы крыла самолёта ж преодолевает профильное сопротивление носовой и хвостовой час- те! самолёта. Так как профиль хвостово! части I самолёта клас- сическож формы имеет отрицательную кривизну, то давление возду- ха под дном хвостово! части I и отверстием 3 меньше давления воздуха над верхом хвостово! части I ш отверстием G, я разность этих давлениа прижимает в полёте хвостовую часть самолёта вниз. Поэтому, чем больше отверстия 5 и 5, тем меньше сопротивление давления и потеря подъёмное силы самолёта, вызванные изогнуто! вверх хвостово! частью Ϊ самолёта. Б результате предлагаемая модернизация обеспечит уменьшение полного сопротивления самолё- та и соответствующие уменьшения потребной тяги авиадвигателей. Турбулентный поток во8духа над хвостовой частью I всасыва- ется в аэродинамический канал 4, стабилизируется и формируется внём в стру и упорядоченной струёй выбрасывается из хвостово- го отверстия 5 в завихрения воздушного потока за хвостом ф зе- ляжа. Над крылом 14 создаётся пониженное давление воздуха и до- полнительная подъёмная сила, а поток воздуха из аэродинамичес- кого канала 4 размывает и уменьшает завихрения воздушного пото- ка за отверстием 5 хвостовой части I, тем самым снижая оопро- тивление воздуха полёту самолёта.
Аэ одинамические каналы 17 и 18 с передне! кромкой 19, нак- лонённо! в сторону хвоста фюзеляжа и швно сопряжённо! с перед- не! кромкой 20 киля 8 добавляют воздушны! поток в аэродинамичес- кие поверхности аэродинамического канала 4 и возможно их приме- нение для увеличения подъёмно! силы аэродинамического канала 4, размещённого на внешне! поверхности изогнуто! крншы фюзеляжа.
Механизмы поворота и подъёмники 35 ворот 22 предназначены для обслуживания авиапассажиров - инвалидов, погрузки и вытру- зки груза* и возможно, для обслуживания биотуалетов. Выступы 29, SO и 31 вдоль боковых краёв крыши и аэродинамического ка- нала 4 увеличивают прочность аэродинамического канала 4 и од- повременно увеличивают высоту потолка в кабине фюзеляжа в про- дольнн проходах хвостово! части I к двери - трапу 26 и биоту- алетам.
Для стабилизации угла атаки фюзеляжа в полёте крыло 16 с аэродинамическим профилем наверху 10 окончания хвостовой части I устанавливают в пределах углов атаки, меньших началу срыва скоростного воздушного потока на крылья*!), и фюзеляже, при кото- рых возникающая на крыльях аэродинамическая сила препятствует колебаниям хвостовой части I и стабилизирует угол атаки фюзе- ляжа* близким к наивыгоднейшему +8,4° , например, угол атаки передних авиадвигателей от +7° и не более +9° и заднего крыла не менее +2° до +4°, и у переднего крыла от +4° до +6°.

Claims

Формула изоб етения
I. . . §м@еяяж, содержащий т т ® вверж в ©©редан© кры у, у кодеров* боховне ©*©рта tari f и вверх форм© ввревжхакячеекого канала, ©. вривревхевв крвхем ш нршкреотё иш тшщтш етж в г отогонда ах, ш обтекаемыми аврсдаввдочеевякв иовержноет и, отлэтающйев тем» адго$ваереда аврсщишмичеохого канала на нал©* нах, прикреплённых наверху к верхней ©тороне рашяжа, ж #®зе- т выше н впереди крепленая к ил ^ к ве хней ©тором© фюзеляжа прикреплены, но меньшей мере», два авиадвигателя, пре почтитель- но в пределах боковых, ёертов аередввашгаеекего жвала, и нред- тттчтът§ здрбеввдеевне* иозада, хередних авиада а еяей впереди аврсукххеквчеехого кана а^ к верхней штш |даедаша на. шлонаж могут быть врикрехдев» задние авиадвигатели, в пределах между соковых бортов к прочн у каркаем фюзеляжа, возможно,, нри- крешюда шли о руляш; направления полёта, и м нищ стабйли- затор с лём высоты, возможно, стабилизатор выполнен правже- мж, впереди середины #©э@л а к фюзеляжу прикреплено крыло, вовмохво» с геометрэтееко! хругкой» возада и ваше нереднего крн- ла, возможно, к фюзеляжу прикреплено заднее крыло, возможно © врвврехлевши ж щму
Figure imgf000011_0001
мадвш'ате ет, дародшндаюе- кн! канал выполнен из дв х частей, а именно, передней открытой части и важней трубсобразной части, изогнутой вдоль крыш фюзе- ляжа ж проложенной над груэвеэущей к биной, трубообраэнал те ь аэродйнаадэтеского канала проложена вдадь фюзеляжа н крылом и позади крыла х расположена за авйадЕигател и в т скоростном воздушном потоке, с вмазанной подъёмной силой, зависящей но ведхчвяе т режима работ. и авиадвигателей, их моциеехв и ехереегх екороетяог© воедушяого тока, уэта атаки, орвш авродхвамичес-» ког© префвдя, в тем шел© при взлёте в посадке, независимо от скорости движения фюзеляжа, по ©тн ен ю к фюзеляжу становлены разные по ш еяьш© лы а&ахв* хмевве, в пределах от ° до
Ы В ЯХ мшчту ервва на тж воверхноетдаж турёуаевтв е ело* ев ехороетвего возданог© вот ока х щш которых авхадвхз&телв еевдадо в авродохашчеехем канале ш на к шьяж аахо^ишцю вздоха» ж^тельн ю подъёмную силу, при .©том углы атаки передних авиадви- гателей и Ерша больше .углов атаки задних авиадвигателей и зад- него кр а я шрш этом увеличенной зоной уото&чхвоХ б л неиров ^ между передним и задним кривом» ширина фюзеляжа и аэродпнагличес- ког© канала больше высоты фваехаха в самом высоком месте фюзе я- на.
2. Фюзеляж по п. I, отличающийся тем, что крыша вдоль фюзеляжа разделена, по меньшей мере, надвое длиным выпуклым вверх выступом, возможно, над проходом для пассажиров, напри- мер, вдоль середины фюзеляжа.
8. Фюзеляж по п, I, отличающийся тем, что в его обшивке выполнены отверстия, соединённые сквозным плавноизогнутым аэро- динамическим каналом, в верхней части обшивки выполнено перед- нее отверстие большей площади по сравнению с задним отверстием в конце фюзеляжа, которое соединено с задней кромкой аэродина- мического канала.
4. Фюзеляж по п. I, отличающияся тем, что заднее крыло частично размещено над передним крылом.
5. Фюзеляж по п. I, отличающийся тем, что заднее крыло прикреплено к фюзеляжу с зазором позади переднего крыла.
6. Фюзеляж по п. I, отличающийся тем, что снабжён, по меньшей мере, одним отверстием, выполненным вдоль средней час- ти киля, ширина фюзеляжа больше его высоты, а в дне выполнен проём.
7. Фюзеляж по п. 6, отличающийся тем, что, по меньшей мере, часть опоры киля укреплена в поднятом вверх окончании хвостовой части фюзеляжа, внутри которого помещена трубообраз- ная часть аэродинамического,; канала.
8. юзеляж по п* 6, отличающийся тем, что отверстие, сов- мещённое с аэродинамическим каналом , разделено надвое направо и налево по обе стороны вдоль опоры киля*
9. Фюзеляж по п. I, отличающийся тем, что дно хвостовой части фюзеляжа выполнено, по меньшей мере, с одним проёмом,
10. Фюзеляж по п. 9, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один проём накрыт воротами с открывающейся иди закрываю- щейся створкой, подвещенной к оконтовке проёма.
11. Фюзеляж по п. 9, отличающийся тем, что кромки хвос- та аэродинамического канала совмещены и соединены с окантовками проёма в хвосте фюзеляжа.
12. Фюзеляж по п. 9, отличающийся тем,. что створки ворот выполнены съёмными и могут быть демонтированы.
13. Фюзеляж по п. 9, отличающийся тем, что створки ворот оснащены механизмами поворота, а места проёмов оснащены подъём- никами для погрузки и выгрузки грузов, обслуживания пассажиров- инвалидов, паллет и контейнеров, обслуживания биотуалетов.
14. Фюзеляж. Пояев аший ИЗОГНУТУЮ ввевх в сеБенине КБЫШУ . канала* е.. прикреплённым крылом и прикреплёнными авиадвигателями в мото оздолах» и обтекаемыми аэродинамическими поверхностями, отличаедийся тем» ч о аэродинамический канал, выполнен из двух частей, а именно* передней открытой части с укреплёнными впе- реди неё авиадвигателями, и задней трубообразной части, изогну- той вдоль крыши фщеля а, п ичём трубообразна часть азродана- мического канала проложена впереди, над, и позади крыла вдоль фюзеляжа и впереди присоединена к пилонам и мотогондолам авиа- двигателей»
15. Способ уменьшения сопротивления полёту» отличающийся тем» что предварительно по отношению к ф зеляжу устанавливаю разные положительные углы атаки» а именно, передних авиадвжгате^ лей от +?° и не более +1° и заднего крыла не менее +2°, и при выбранных азрода шчееких профилях кршьев и фюзеляжа изменяют и выбирают их углы атаки в пределах, меньших началу срыва на них турбулентных поверхностных еяоёв скоростного воздушного потока» наибольшей подъёмной силы и стабилизации в. полёте » например, у переднего крыла от +4° до *€Θ, у заднего крыла до +4°, посл че- го выбирает расчётные уменьшенные размеры килей и стабилизатора*
16. Способ уменьшения сопротивления полёту, отличаидийся тем, что трубообразную часть аэродинамического канала предвари- тельно проклад шаш вдоль фвд ша над грузвезу ей кабиной за авиадвигателями в их скоростном воэдрмом потоке ж верх труб©~ образной части аэродинамического канала выполняют в виде выпук- лого - вверх крыла стабилизатора в форме аэродинамического профи- ля., создающего ...в. т ж^ ош- т^ ^т ^ шщьттт - пос- тояннукэ иодъёмнут силу, в том числе »„при. взлетеж ...посадке., за- висящую от реш а работы авиадвигателей» , мощности, угла атаки скоростного воздушного потока и формы аэродинамического профиля» независимо от скорости движения фодоляжа в скоростном воздушном потоке» выпуклый вверх вшрубообразно! части выпуклого азродйна- мического канала скоростной воздушный поток создаёт стабилнзи- ру ую кориолизову силу, увеличивая курсовую устойчив ость е- лязка»
17. Способ уменьшения сопротивления полёту по п. 16» от- личавдийея тем, часть завихренного воздушного потока с верхней поверхности #©зеляж всасывается во вход аэродинамического ка~ нала под действием разряжения воздуха за хвостовой частью фвь» зеляяа» стабилизируется и формируется в струю в аэродинамичес«е II
ком ка ле, ж упо$вдочеинй& вмбраезявается в ароетране ао за з оотов©! частью фюзеляжа в эашарвввв воздушного потока.
IS. Снооое щжтивя совроетм нш по ё » отжч т т тем, f о создают в е хней чаетй ©Лдав » В© мешей / дор*, ©дш ©тверотм© е зщ^глёшщщ вну р ф зв жа краздш» а »о© от~ веротдо созд шь в вид© вреза кода хвостовой чтчш и ооеда т ©тв©рст аароданамшеок к алор .
19. Скоеоо* у н а ш еощ тиален полёту по р. 16, ©тш- жтшщШт тем, что ф зея в добей временной с ©до тельмое~ ж может О ь вративн 'в 'дородшееерб* сдав на воздано! . иода- ке» -эараясвдаве, вертл т©» е шёт©, в тш ш щ, амфвбив»
PCT/EA2012/000008 2011-09-13 2012-09-11 Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления WO2013037379A1 (ru)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12831379.8A EP2757039B1 (en) 2011-09-13 2012-09-11 Fuselage and method for reducing drag
EA201400201A EA028045B1 (ru) 2011-09-13 2012-09-11 Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201161573932P 2011-09-13 2011-09-13
US61/573,932 2011-09-13

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2013037379A1 true WO2013037379A1 (ru) 2013-03-21
WO2013037379A9 WO2013037379A9 (ru) 2013-05-16

Family

ID=47828947

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EA2012/000008 WO2013037379A1 (ru) 2011-09-13 2012-09-11 Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9120552B2 (ru)
EP (1) EP2757039B1 (ru)
EA (1) EA028045B1 (ru)
WO (1) WO2013037379A1 (ru)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2007134266A (ru) * 2007-09-14 2009-03-20 Геннадий Трофимович Крещишин (RU) Хвостовая часть самолета крещишина и способ модернизации с уменьшением полного сопротивления самолета крещишина
US20160236775A1 (en) * 2015-02-18 2016-08-18 Siniger LLC Vertical takeoff and landing aircraft
US9914528B2 (en) * 2015-02-25 2018-03-13 Embraer S.A. Airframe-integrated propeller-driven propulsion systems
US10370110B2 (en) 2016-09-21 2019-08-06 General Electric Company Aircraft having an aft engine
US10399670B2 (en) 2016-09-26 2019-09-03 General Electric Company Aircraft having an aft engine and internal flow passages
US10364021B2 (en) * 2016-09-26 2019-07-30 General Electric Company Aircraft having an aft engine and stabilizer root fillet
US10486796B2 (en) * 2016-09-26 2019-11-26 General Electric Company Aircraft having an AFT engine and stabilizer with a varying line of maximum thickness
US10814955B2 (en) * 2018-02-07 2020-10-27 General Electric Company Aircraft having an AFT engine
CN109543270B (zh) * 2018-11-14 2023-01-31 中国直升机设计研究所 一种直升机动力舱翼型件及气动外形设计方法
CN112009666B (zh) * 2020-09-08 2021-10-08 四川航天系统工程研究所 一种滑翔类飞行器的隔热防护装置
CN112607061B (zh) * 2020-12-25 2022-04-26 中国航天空气动力技术研究院 一种高超声速飞行器一体化半水滴式头罩

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3188025A (en) 1963-08-29 1965-06-08 Boeing Co Means for take-off, cruise, and landing of subsonic and supersonic aircraft
US5071088A (en) * 1989-11-29 1991-12-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy High lift aircraft
RU2132290C1 (ru) * 1994-12-28 1999-06-27 Шуликов Константин Владимирович Легкий двухмоторный многоцелевой самолет наземного и водного базирования "ладога-9"
WO2004074093A1 (en) * 2003-02-19 2004-09-02 Aldo Frediani Swept-wing box-type aircraft with high flight static stability
RU2274584C2 (ru) 2002-01-31 2006-04-20 Геннадий Трофимович Крещишин Хвостовая часть самолета крещишина и способ уменьшения завихрений воздушного потока
EA014256B1 (ru) 2007-09-14 2010-10-29 Геннадий Трофимович КРЕЩИШИН Фюзеляж и способ уменьшения его сопротивления

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3608850A (en) * 1969-09-26 1971-09-28 Occidental Aircraft Corp Lifting body boundary layer control
RU2384461C2 (ru) * 2005-12-07 2010-03-20 Геннадий Трофимович Крещишин Самолет и способ крещишина уменьшения сопротивления его полету
FR2919267B1 (fr) * 2007-07-26 2010-02-19 Airbus France Avion a signature acoustique reduite

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3188025A (en) 1963-08-29 1965-06-08 Boeing Co Means for take-off, cruise, and landing of subsonic and supersonic aircraft
US5071088A (en) * 1989-11-29 1991-12-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy High lift aircraft
RU2132290C1 (ru) * 1994-12-28 1999-06-27 Шуликов Константин Владимирович Легкий двухмоторный многоцелевой самолет наземного и водного базирования "ладога-9"
RU2274584C2 (ru) 2002-01-31 2006-04-20 Геннадий Трофимович Крещишин Хвостовая часть самолета крещишина и способ уменьшения завихрений воздушного потока
WO2004074093A1 (en) * 2003-02-19 2004-09-02 Aldo Frediani Swept-wing box-type aircraft with high flight static stability
EA014256B1 (ru) 2007-09-14 2010-10-29 Геннадий Трофимович КРЕЩИШИН Фюзеляж и способ уменьшения его сопротивления

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP2757039A4

Also Published As

Publication number Publication date
EP2757039A1 (en) 2014-07-23
US20130062460A1 (en) 2013-03-14
EP2757039A4 (en) 2015-07-08
WO2013037379A9 (ru) 2013-05-16
EA028045B1 (ru) 2017-10-31
US9120552B2 (en) 2015-09-01
EP2757039B1 (en) 2017-06-28
EA201400201A1 (ru) 2014-06-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2013037379A1 (ru) Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления
US7793884B2 (en) Deltoid main wing aerodynamic configurations
US9545993B2 (en) Aircraft stability and efficient control through induced drag reduction
US8657226B1 (en) Efficient control and stall prevention in advanced configuration aircraft
US5141176A (en) Tilt wing VTOL aircraft
CN105035306B (zh) 喷气式襟翼增升连接翼系统及其飞行器
CN103359277B (zh) 性能增强的小翼系统和方法
RU2539308C2 (ru) Поверхность горизонтального стабилизатора летательного аппарата
US3539133A (en) Inherently stable tapered wing flaperon airplane
CN1571745B (zh) 具有改进空气动力学性能的飞行器构造
US10899447B2 (en) Methods for improvements of the box wing aircraft concept and corresponding aircraft configuration
US20070170309A1 (en) Flight device (aircraft) with a lift-generating fuselage
CN112141328A (zh) 飞机
CA2758220A1 (en) Aircraft having a lambda-box wing configuration
CN108045575B (zh) 一种短距起飞垂直着陆飞行器
US20090114771A1 (en) Split Return Wing
JP2012500156A (ja) 水平尾翼がない地面効果翼機
WO2009035378A2 (fr) Fuselage et procédé de modernisation correspondant
WO2011129721A1 (ru) Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления
RU2384461C2 (ru) Самолет и способ крещишина уменьшения сопротивления его полету
US4238094A (en) Aircraft wing fence
US20180170508A1 (en) Lift generating fuselage for aircraft
JPH03292294A (ja) 垂直離着陸航空機
US20050178884A1 (en) Flight device with a lift-generating fuselage
CN214875518U (zh) 翼身融合宽体客机

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: 12831379

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 201400201

Country of ref document: EA

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2012831379

Country of ref document: EP