WO2013137771A1 - Способ увеличения и регулирования подъёмной силы аэродинамической несущей поверхности, преимущественно крыла летательного аппарата, и аэродинамическая несущая поверхность, преимущественно крыло летательного аппарата - Google Patents

Способ увеличения и регулирования подъёмной силы аэродинамической несущей поверхности, преимущественно крыла летательного аппарата, и аэродинамическая несущая поверхность, преимущественно крыло летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
WO2013137771A1
WO2013137771A1 PCT/RU2012/000744 RU2012000744W WO2013137771A1 WO 2013137771 A1 WO2013137771 A1 WO 2013137771A1 RU 2012000744 W RU2012000744 W RU 2012000744W WO 2013137771 A1 WO2013137771 A1 WO 2013137771A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aerodynamic
profile
additional
confuser
bearing surface
Prior art date
Application number
PCT/RU2012/000744
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Алексей Валентинович ИЛЬИН
Original Assignee
Ilyin Aleksey Valentinovich
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 Ilyin Aleksey Valentinovich filed Critical Ilyin Aleksey Valentinovich
Publication of WO2013137771A1 publication Critical patent/WO2013137771A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/28—Leading or trailing edges attached to primary structures, e.g. forming fixed slots
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • B64C9/24—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing by single flap
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • B64C9/26—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing by multiple flaps
    • 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 present invention relates to the field of aviation, as well as to other areas of technology involving the use of aerodynamic and hydrodynamic lifting force, for example, the field of wind energy, hydrofoils, etc.
  • the present invention is a further improvement of the means and technologies for improving aerodynamic characteristics and will improve aerodynamic characteristics, aerodynamic quality of the bearing surface, primarily the wing of the aircraft, while maintaining the overall reliability of the object, for example, an aircraft, and will also allow for modernization existing aircraft. Such modernization becomes especially expedient for aircraft and wing profiles for other purposes, operated at subsonic and transonic speeds.
  • the expected technical result is achieved by using the method of increasing the lifting force of the aerodynamic bearing surface, mainly the wing of the aircraft, providing for the formation from the front edge of the bearing surface of the confuser using the existing aerodynamic bearing surface and at least one additional aerodynamic profile (DAP).
  • DAP additional aerodynamic profile
  • an aerodynamic bearing surface including an existing aerodynamic bearing surface, preferably an aircraft wing, and at least one additional aerodynamic profile located relative to each other, with the formation of a confuser, that is, a flat, tapering gap / channel, from the side leading edge of the bearing surface.
  • An additional aerodynamic profile is positioned above and / or below the existing aerodynamic surface.
  • An additional aerodynamic profile is extended along the entire front, confuser edge of the aerodynamic bearing surface, or along its part.
  • Additional aerodynamic profile is selected from the list, including: a fixed profile, an all-turning profile, a rotary profile with different axes of rotation, a split profile, a fully extendable profile, a profile combined in scope of several, that is, at least two profiles of the above form.
  • An adaptive profile can also be used — an additional adaptive wing, that is, a profile that takes a shape close to optimal — for each given flight mode.
  • a diffuser or a channel with a constant section along the length can be formed.
  • injection into the confuser and, accordingly, means for supplying a liquid and / or gaseous medium, for example, water can be provided.
  • FIG. 1- Cross section of the proposed aerodynamic bearing surface - the wing of the aircraft.
  • FIG. 2 - The proposed aerodynamic bearing surface is the wing of the aircraft in a perspective view.
  • FIG. 3 Cross section of the proposed aerodynamic bearing surface - the wing of the aircraft with additional aerodynamic profiles located above and below the aerodynamic bearing surface.
  • FIG. 4 Cross section of the proposed aerodynamic bearing surface - the wing of the aircraft using a slat and / or deflected toe.
  • FIG. 5 Cross section of the proposed aerodynamic bearing surface - the wing of the aircraft with a split additional aerodynamic profile.
  • FIG. 6 Cross section of the proposed aerodynamic bearing surface - the wing of the aircraft with an additional aerodynamic profile with different axes of rotation.
  • FIG. 7 Cross section of the proposed aerodynamic bearing surface - the wing of the aircraft with all-turning additional aerodynamic profile.
  • FIG. 8 Cross section of the proposed aerodynamic bearing surface - the wing of the aircraft with a fully retractable additional aerodynamic profile.
  • FIG. 9-AND 1 Examples of modernization of aircraft using the proposed aerodynamic bearing surface.
  • the proposed improved aerodynamic bearing surface includes an existing aerodynamic bearing surface, i.e., an already manufactured or already designed bearing surface (wing of an aircraft, etc.) and an additional aerodynamic profile forming a confuser (narrowing flat channel, narrowing gap).
  • the confuser is located on the side of the leading edge (nose, confusor wing) of the existing bearing surface and is extended along its entire leading edge or along selected portions of the leading edge (see Figs. 1-7).
  • the bearing properties of a wing or other surface for example, a helicopter blade, will be significantly increased at low subsonic speeds and due to an increase in the suction force, the wing resistance will be reduced. Therefore, there will be a significant increase in the aerodynamic quality of the wing, the bearing surface.
  • a diffuser can also be formed behind the confuser (the formation of a Laval nozzle, etc.) or a channel with a constant cross-sectional length.
  • an injection of liquid and / or gaseous medium for example, water injection, can be provided in the confuser to increase the lifting force.
  • a way to increase the lifting force of the aerodynamic bearing surface will be to supplement the manufactured wing of the aircraft or other bearing surface with an aerodynamic profile or a combination of such profiles (Fig. 8, 9).
  • Additional aerodynamic profiles in the extreme case, the only aerodynamic profile, in other cases, the combination of aerodynamic profiles
  • Fig. 1 - 4 can be fixed (Fig. 1 - 4), split (Fig. 5), rotary with different axes of rotation (Fig. 6), all-turning ( Fig. 7), fully extendable (Fig. 8), a profile combined in scope from the profiles of the listed form, an adaptive profile.
  • the profiles of these types can be made removable (retractable profile), that is, they can be restored to their original state after extension, rotation, etc.
  • Such an addition can be carried out by any attachment of an additional profile to a wing or other load-bearing surface of an aircraft of known brands in an aircraft industry or aircraft repair plant, or based on strength, aerodynamic, and technological calculations, based on strength, aerodynamic, and technological calculations, or be part of an improved production process for an aircraft of known design.
  • wing profiles subsonic, transonic, supersonic, variable geometry with any kind of mechanization, as well as for bearing surfaces other than the wing (wing influx, etc.) (Fig. 9 + 1 1).
  • Fig. 9 + 1 the particular effectiveness of using the invention in conjunction with a slat, an adaptive slat or a deflectable toe, (Fig. 4, 6).
  • the manufactured confuser has a cross section at the input (fi) and a cross section at the output (f 2 ), the ratio of the cross sections there is a narrowing coefficient (k), which shows how many times the confuser (narrowing gap) narrows relative to the inlet cross section, and therefore how many times the incoming, unperturbed flow accelerates, in the case of low subsonic speeds, when there is no compressibility of the flow.
  • the kinetic energy of the flow increases twenty-five times, with a corresponding twenty-five-fold decrease in static pressure and, consequently, an increase in the lifting force of the wing.
  • An increase in the kinetic energy of the flowing stream will enhance the Coanda effect and increase the critical angles of attack.
  • a significant suction force will be created in the nose of the wing of any profile.
  • an increase in the lifting force of the wing occurs without an increase in the angle of attack, i.e., the angle of the bevel of the flow.
  • such positive effects as the acceleration of the flow on the outer part of the proposed additional aerodynamic profile and the injection of a jet flying out of the confuser; creation of an additional reactive impulse jet emanating from the confuser.
  • the bearing surface modernized in this way provides ease of modernization and increase the operational characteristics of aircraft while maintaining overall reliability b aircraft.
  • the present invention can be used in wind energy, the construction of land vehicles (snowmobiles, etc.), propeller blades, shipbuilding, crane planning, etc.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

Предложенное изобретение относится к области авиации, а также к иным областям техники, предусматривающим использование аэродинамических поверхностей, например к области ветроэнергетики, и позволит повысить аэродинамические качества летательного аппарата, или иного аналогичного объекта техники, при сохранении его общей надежности. Предложенный способ увеличения подъемной силы аэродинамической несущей поверхности, предусматривает формирование со стороны и вдоль передней (конфузорной) кромки несущей поверхности конфузора с использованием существующей аэродинамической несущей поверхности, преимущественно крыла летательного аппарата, и, по меньшей мере, одного дополнительного аэродинамического профиля. Аэродинамическая несущая поверхность, включает существующую аэродинамическую несущую поверхность и, по меньшей мере, один дополнительный аэродинамический профиль, расположенных, друг относительно друга, со стороны и вдоль передней кромки несущей поверхности с образованием конфузора.

Description

СПОСОБ УВЕЛИЧЕНИЯ И РЕГУЛИРОВАНИЯ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ, ПРЕИМУЩЕСТВЕННО КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, И АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ НЕСУЩАЯ ПОВЕРХНОСТЬ, ПРЕИМУЩЕСТВЕННО КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО
АППАРАТА
Предлагаемое изобретение относится к области авиации, а также к иным областям техники, предусматривающих использование аэродинамической и гидродинамической подъёмной силы, например к области ветроэнергетики, судов на подводных крыльях и т.п.
Общеизвестны и широко освещены в научной и специальной литературе способы создания аэродинамической или гидродинамической подъёмной силы, проблемы улучшения аэродинамических характеристик крыльев летательных аппаратов, а также аэродинамических несущих поверхностей иного назначения - аэродинамических поверхностей, используемых в конструкциях ветроэнергетических установок, аэросанях и т.п. Улучшение аэродинамических характеристик несущей поверхности и повышения аэродинамического качества представляет собой одну из главных задач, возникающих при проектировании конкретного летательного аппарата или же иного устройства. Очевидно, что помимо постоянного совершенствования конструкций несущих поверхностей при вводе в эксплуатацию новых образцов техники, существует проблема улучшения аэродинамических характеристик уже существующих (уже изготовленных) несущих поверхностей, а также проблема улучшения эксплуатационных характеристик выпускаемых образцов техники без проведения исследовательских и проектных работ, предусматривающих коренной пересмотр существующей конструкции. Одно из подобных решений выбрано в качестве прототипа предлагаемого изобретения, см. патента RU 2104220, ЦАГИ, опубликованный 10.02.1998. В известном из RU 2104220 изобретении предложен выдув на верхнею поверхность крыла летательного аппарата одной или нескольких щелевых струй из носовой кромки крыла. В результате заданного режима выдува щелевых струй обеспечивается увеличение подъёмной силы крыла. Недостатки известной технологии повышения аэродинамических качеств несущей поверхности очевидны и заключаются в необходимости коренной модернизации летательного аппарата системой выдува и системой управления режимами выдува щелевых струй, при общем снижении надёжности летательного аппарата из- за сомнительной надёжности предложенных средств выдува, расходования энергии для сжатия воздуха и т.п.
В свою очередь предлагаемое изобретение представляет собой дальнейшее совершенствование средств и технологий улучшения аэродинамических характеристик и позволит улучшить аэродинамические характеристики, аэродинамическое качество несущей поверхности, в первую очередь крыла летательного аппарата, при сохранении общей надёжности объекта техники, например, летательного аппарата, а также позволит производить модернизацию существующих летательных аппаратов. Особенно целесообразной такая модернизация становится для летательных аппаратов и крыловых профилей иного назначения, эксплуатируемых на дозвуковых и трансзвуковых скоростях.
Ожидаемый технический результат достигается при использовании способа увеличения подъёмной силы аэродинамической несущей поверхности, преимущественно крыла летательного аппарата, предусматривающего формирование со стороны передней кромки несущей поверхности конфузора с использованием существующей аэродинамической несущей поверхности и, по меньшей мере, одного дополнительного аэродинамического профиля (ДАП). Соответственно, предлагается использование аэродинамической несущей поверхности, включающей существующую аэродинамическую несущую поверхность, преимущественно крыло летательного аппарата, и, по меньшей мере, один дополнительный аэродинамический профиль, расположенные друг относительно друга, с образованием конфузора, то есть плоской, сужающейся щели / канала, со стороны передней кромки несущей поверхности. Дополнительный аэродинамический профиль располагают над и/или под существующей аэродинамической поверхностью. Дополнительный аэродинамический профиль протяжён вдоль всей передней, конфузорной кромки аэродинамической несущей поверхности или же - вдоль её части. Дополнительный аэродинамический профиль выбирают из перечня, включающего: фиксированный профиль, цельноповоротный профиль, поворотный профиль с разными осями вращения, разрезной профиль, цельновыдвижной профиль, профиль комбинированный по размаху из нескольких, то есть, по меньшей мере, двух профилей перечисленной формы. Также может быть использован адаптивный профиль - дополнительное адаптивное крыло, то есть профиль, принимающий форму, близкую к оптимальной - на каждом заданном режиме полёта. С использованием дополнительного аэродинамического профиля за конфузором может быть сформирован диффузор или же канал с неизменным по длине сечением. Также, может быть предусмотрен впрыск в конфузор и, соответственно, средства подвода жидкой и/или газообразной среды, например, воды.
Предложенное изобретение поясняется чертежами.
Фиг. 1- Поперечный разрез предложенной аэродинамической несущей поверхности - крыла летательного аппарата.
Фиг. 2 - Предложенная аэродинамическая несущая поверхность - крыло летательного аппарата в аксонометрии.
Фиг. 3 - Поперечный разрез предложенной аэродинамической несущей поверхности - крыла летательного аппарата с дополнительными аэродинамическими профилями, расположенными над и под аэродинамической несущей поверхностью.
Фиг. 4 - Поперечный разрез предложенной аэродинамической несущей поверхности - крыла летательного аппарата с использованием предкрылка и/или отклоняемого носка.
Фиг. 5 - Поперечный разрез предложенной аэродинамической несущей поверхности - крыла летательного аппарата с разрезным дополнительным аэродинамическим профилем.
Фиг. 6 - Поперечный разрез предложенной аэродинамической несущей поверхности - крыла летательного аппарата с дополнительным аэродинамическим профилем с разными осями вращения.
Фиг. 7 - Поперечный разрез предложенной аэродинамической несущей поверхности - крыла летательного аппарата с цельноповоротным дополнительным аэродинамическим профилем.
з Фиг. 8 - Поперечный разрез предложенной аэродинамической несущей поверхности - крыла летательного аппарата с цельновыдвижным дополнительным аэродинамическим профилем.
Фиг. 9 -И 1 - Примеры модернизации летательных аппаратов с использованием предложенной аэродинамической несущей поверхности.
Предложенная усовершенствованная аэродинамическая несущая поверхность включает существующую аэродинамическую несущую поверхность, то есть уже изготовленную или же уже спроектированную несущую поверхность (крыло летательного аппарата и т.п.) и дополнительный аэродинамический профиль, образующий конфузор (сужающийся плоский канал, сужающуюся щель). Конфузор расположен со стороны передней кромки (носовой, конфузорной части крыла) существующей несущей поверхности и протяжён вдоль всей её передней кромки или вдоль выбранных частей передней кромки (см. фиг. 1 - 7). Таким образом, будут значительно повышены несущие свойства крыла или иной поверхности, например лопасти вертолёта, на малых дозвуковых скоростях и за счёт увеличения подсасывающей силы будет снижено сопротивление крыла. Следовательно, произойдёт значительное увеличение аэродинамического качества крыла, несущей поверхности. Также, для увеличения подъёмной силы аэродинамической несущей поверхности может быть предусмотрено формирование за конфузором также и диффузора (образование сопла Лаваля и т.п.) или же канал с неизменным по длине сечением. В другом случае, например, при сверхзвуковом полёте, для увеличения подъёмной силы может быть предусмотрен впрыск в конфузор жидкой и/или газообразной среды, например впрыск воды.
Соответственно, способ увеличения подъёмной силы аэродинамической несущей поверхности будет заключаться в дополнении изготовленного крыла летательного аппарата или иной несущей поверхности аэродинамическим профилем или же совокупностью таких профилей (фиг. 8, 9). Дополнительные аэродинамические профили (в предельном случае единственный аэродинамический профиль, в иных случаях совокупность аэродинамических профилей) могут быть выполнены фиксированными (фиг. 1 - 4), разрезными (фиг. 5), поворотным с разными осями вращения (фиг. 6), цельноповоротными (фиг. 7), цельновыдвижными (фиг. 8), профилем, комбинированным по размаху из профилей перечисленной формы, адаптивным профилем. Профили перечисленных типов могут быть выполнены убираемыми (убираемый профиль), то есть могут быть приведены в исходное состояние после выдвижения, поворота и т.п. Такое дополнение может быть выполнено любым приемлемым исходя из прочностных, аэродинамических и технологических расчетов креплением дополнительного профиля на крыло или иную несущею поверхность летательного аппарата известных марок в условиях предприятия авиационной промышленности или же авиаремонтного завода или же быть частью усовершенствованного производственного процесса летательного аппарата известной конструкции. Описанным выше образом сможет быть осуществлена модернизация всех видов известных и перспективных крыловых профилей: дозвуковых, трансзвуковых, сверхзвуковых, изменяемой геометрии с любыми видами механизации, а так же для иных чем крыло несущих поверхностей (наплывов крыла и т.д.) (фиг. 9 + 1 1 ). Следует отметить особенную эффективность использования изобретения совместно с предкрылком, адаптивным предкрылком или отклоняемым носком, (фиг. 4, 6).
Эффективность использования предложенной аэродинамической несущей поверхности может быть обоснована на основании закона Бернулли следующим образом.
Изготавливаемый конфузор имеет сечение на входе (fi) и сечение на выходе (f2), отношение сечений
Figure imgf000007_0001
есть коэффициент сужения (к), показывающий во сколько раз происходит сужение конфузора (сужающейся щели) относительно сечения на входе, а следовательно во сколько раз ускоряется набегающий, невозмущённый поток, в случае малых дозвуковых скоростей, когда нет сжимаемости потока. На малых дозвуковых скоростях, кода сжимаемость потока ещё не наступает, например при режиме взлёта- посадки, скорость набегающего потока в конфузоре увеличивается практически кратно коэффициенту сужения VMecT=k V. Например, если при угле атаки крыла 0° ноль градусов скорость набегающего, невозмущённого потока будет равна V=20 м/сек, а коэффициент сужения будет равен к=3, то из конфузора поток вылетает и далее движется со скоростью равной 60 м/сек. В случае коэффициента сужения к=5 будет достигнута скорость потока, равная 100 м/сек. Таким образом, при установке дополнительного аэродинамического профиля со стороны передней кромки несущей поверхности сверху, относительно существующей несущей поверхности - крыла, поток над верней частью известного крыла ускоряется в пять раз.
Следовательно, кинетическая энергия потока возрастает в двадцать пять раз, при соответствующем двадцати пяти кратном снижении статического давления и, следовательно, увеличении подъёмной силы крыла. Увеличение кинетической энергии обтекающего потока усилит эффект Коанда и увеличит критические углы атаки. Также, из-за ускорения потока в конфузоре в носовой части крыла любого профиля создастся значительная подсасывающая сила. При этом, увеличение подъёмной силы крыла происходит без увеличения угла атаки, то есть угла скоса потока. Дополнительно следует отметить такие положительные эффекты, как ускорение потока на внешней части предложенного дополнительного аэродинамического профиля ижектированием струёй, вылетающей из конфузора; создание дополнительного реактивного импульса вылетающей из конфузора струёй.
Очевидно, что регулируя сечение конфузора, т.е. коэффициент сужения и, соответственно, скорость потока за ним, а также другие характеристики потока (плотность, давление, температуру и т.п.) можно обеспечить регулирование подъёмной силы крыла и, в перспективе, отказаться от использования закрылков, элеронов, флапперонов, другой механизации крыла. Схожие рассуждения могут быть приведены и для иных скоростей потока, например сверхзвуковых. Сверхзвуковой поток в сужающемся канале (конфузоре) замедляется с одновременным повышением давления, температуры и плотности. Общеизвестно, что для сжимаемой (газовой) среды в сужающемся канале (конфузоре) скорость потока не может превышать скорости звука, а для дальнейшего увеличения скорости необходим диффузор, расширяющейся канал.
Таким образом, предложен способ увеличения подъёмной силы аэродинамической несущей поверхности с её одновременным регулированием и повышения аэродинамического качества несущей поверхности.
Несущая поверхность модернизированная таким способом, обеспечивает простоту модернизации и повышения эксплуатационных характеристик летательных аппаратов при сохранении общей надёжности б летательного аппарата. Помимо авиации предлагаемое изобретение сможет быть использовано в ветроэнергетики, конструкциях наземных транспортных средств (аэросаней и т.п.), лопастей движителей, судостроении, зкранопланостроении и др.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Способ увеличения подъёмной силы аэродинамической несущей поверхности, преимущественно крыла летательного аппарата, предусматривающий формирование со стороны передней кромки несущей поверхности конфузора с использованием существующей аэродинамической несущей поверхности, и, по меньшей мере, одного дополнительного аэродинамического профиля.
2. Способ по п. 1 , отличающийся тем, что дополнительный аэродинамический профиль располагают со стороны, по меньшей мере, части передней кромки аэродинамической несущей поверхности.
3. Способ по п. 1 , отличающийся тем, что дополнительный аэродинамический профиль располагают над и/или под существующей аэродинамической поверхностью.
4. Способ по п. 1 , отличающийся тем, что дополнительный аэродинамический профиль выбирают из перечня, включающего. фиксированный профиль, цельноповоротный профиль, поворотный профиль с разными осями вращения, разрезной профиль, цельновыдвижной профиль.
5. Способ по п. 4, отличающийся тем, что дополнительный аэродинамический профиль формируют, как сочетание, по меньшей мере, двух профилей по п. 4, комбинированных по размаху.
6. Способ по п. 4, отличающийся тем, что дополнительный аэродинамический профиль формируют совместно с предкрылком, адаптивным предкрылком или отклоняемым носком.
7. Способ по п. 1 или п. 4, отличающийся тем, что обеспечивают использование адаптивного дополнительного аэродинамического профиля.
8. Способ по п. 1 , отличающийся тем, что с использованием дополнительного аэродинамического профиля за конфузором формируют диффузор.
9. Способ по п. 1 , отличающийся тем, что с использованием дополнительного аэродинамического профиля за конфузором формируют канал с неизменным по длине сечением.
10. Способ по п. 1 , отличающийся тем, что в конфузор впрыскивают жидкую и/или газообразную среду, например, воду.
1 1 Аэродинамическая несущая поверхность, включающая существующую аэродинамическую несущую поверхность, преимущественно крыло летательного аппарата, и, по меньшей мере, один дополнительный аэродинамический профиль, расположенные друг относительно друга, с образованием конфузора со стороны передней кромки несущей поверхности.
12. Аэродинамическая поверхность по п. 1 1 , отличающийся тем, что дополнительный аэродинамический профиль расположен со стороны, по меньшей мере, части передней кромки аэродинамической несущей поверхности.
13. Аэродинамическая поверхность по п. 1 1 , отличающаяся тем, что дополнительный аэродинамический профиль расположен над и/или под существующей аэродинамической поверхностью.
14. Аэродинамическая поверхность по п. 1 1 , отличающаяся тем, что аэродинамический профиль выбран из перечня, включающего: фиксированный профиль, цельноповоротный профиль, поворотный профиль с разными осями вращения, разрезной профиль, цельновыдвижной профиль.
15. Аэродинамическая поверхность по п. 14, отличающийся тем, что дополнительный аэродинамический профиль представляет собой сочетание, по меньшей мере, двух профилей по п. 14.
16. Аэродинамическая поверхность по п. 14, отличающийся тем, что дополнительный аэродинамический профиль представляет собой сочетание с предкрылком, адаптивным предкрылком или отклоняемым носком.
17. Способ по п. 1 1 или п. 14, отличающийся тем, что дополнительный аэродинамический профиль представляет собой адаптивный профиль.
18. Аэродинамическая поверхность по п. 1 1 , отличающаяся тем, что за конфузором образован диффузор.
19. Аэродинамическая поверхность по п. 11 , отличающаяся тем, что за конфузором образован канал с неизменным по длине сечением.
20. Аэродинамическая поверхность по п. 1 1 , отличающаяся тем, что конфузор оборудован средствами подвода жидкой и/или газообразной среды, например, воды.
ю
PCT/RU2012/000744 2012-07-31 2012-09-06 Способ увеличения и регулирования подъёмной силы аэродинамической несущей поверхности, преимущественно крыла летательного аппарата, и аэродинамическая несущая поверхность, преимущественно крыло летательного аппарата WO2013137771A1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012132623/11A RU2527628C2 (ru) 2012-07-31 2012-07-31 Способ увеличения подъемной силы, преимущественно крыла летательного аппарата
RU2012132623 2012-07-31

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2013137771A1 true WO2013137771A1 (ru) 2013-09-19

Family

ID=49161546

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2012/000744 WO2013137771A1 (ru) 2012-07-31 2012-09-06 Способ увеличения и регулирования подъёмной силы аэродинамической несущей поверхности, преимущественно крыла летательного аппарата, и аэродинамическая несущая поверхность, преимущественно крыло летательного аппарата

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2527628C2 (ru)
WO (1) WO2013137771A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170137123A1 (en) * 2015-11-17 2017-05-18 Charl E. Janeke System, Apparatus and Methods for an Airspace Plane with Shockwave Piercing Wings

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU73281A1 (ru) * 1947-08-27 1947-11-30 И.Е. Турчан Несуща поверхность самолета, имеюща предкрылки
FR1001944A (fr) * 1946-07-04 1952-02-29 Perfectionnements aux aérodynes à réaction
US3524610A (en) * 1968-02-05 1970-08-18 Alvarez Calderon Alberto Leading edge flap of variable camber and thickness
US3556439A (en) * 1968-11-22 1971-01-19 Boeing Co Methods and high lift systems for making an aircraft wing more efficient for takeoffs and landings
WO2000001576A2 (en) * 1998-07-06 2000-01-13 Eduardo Bittencourt Sampaio A device for generating an aerodynamic force by differentially accelerating the fluid in the two sides of a surface
KR100271065B1 (ko) * 1997-12-31 2001-01-15 이중구 항공기용 날개

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1001944A (fr) * 1946-07-04 1952-02-29 Perfectionnements aux aérodynes à réaction
SU73281A1 (ru) * 1947-08-27 1947-11-30 И.Е. Турчан Несуща поверхность самолета, имеюща предкрылки
US3524610A (en) * 1968-02-05 1970-08-18 Alvarez Calderon Alberto Leading edge flap of variable camber and thickness
US3556439A (en) * 1968-11-22 1971-01-19 Boeing Co Methods and high lift systems for making an aircraft wing more efficient for takeoffs and landings
KR100271065B1 (ko) * 1997-12-31 2001-01-15 이중구 항공기용 날개
WO2000001576A2 (en) * 1998-07-06 2000-01-13 Eduardo Bittencourt Sampaio A device for generating an aerodynamic force by differentially accelerating the fluid in the two sides of a surface

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170137123A1 (en) * 2015-11-17 2017-05-18 Charl E. Janeke System, Apparatus and Methods for an Airspace Plane with Shockwave Piercing Wings

Also Published As

Publication number Publication date
RU2527628C2 (ru) 2014-09-10
RU2012132623A (ru) 2014-02-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3363732B1 (en) Ejector and airfoil configurations
CN105314096B (zh) 独立气源供气的无舵面飞行器
US11987352B2 (en) Fluid systems that include a co-flow jet
US7134631B2 (en) Vorticity cancellation at trailing edge for induced drag elimination
CN104118557B (zh) 具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型及控制方法
CN101323371A (zh) 襟翼上具有联合射流结构的增升装置
CN104176241A (zh) 一种高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型及控制方法
EP3310653B1 (en) Fluid flow control for an aerofoil
CN205186510U (zh) 独立气源供气的无舵面飞行器
US2479487A (en) Jet propelled airplane with wing discharge slot
Hossain et al. Enhancement of aerodynamic properties of an airfoil by co flow jet (CFJ) flow
CN112173065A (zh) 一种应用于倾转机翼飞机的机翼
WO2013137771A1 (ru) Способ увеличения и регулирования подъёмной силы аэродинамической несущей поверхности, преимущественно крыла летательного аппарата, и аэродинамическая несущая поверхность, преимущественно крыло летательного аппарата
RU149950U1 (ru) Крыло с управлением пограничным слоем
EP4286683A1 (en) Trailing edge noise reduction using an airfoil with an internal bypass channel
CN209870723U (zh) 多级吹气环量增升装置和飞行器
Seeni et al. A Critical Review on Slotted Design for Propellers
RU2412864C1 (ru) Способ управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности и несущая поверхность
WO2020022931A1 (ru) Способ увеличения подъёмной силы крыла и безопасное крыло самолета
Camci et al. A Brief Description Of The Ducted Fan Inlet Flow Distortion Reduction Concept, Double-Ducted-Fan (Ddf)
CN109760823A (zh) 一种桨尖主动吹气的临近空间螺旋桨
Krzysiak Wind tunnel investigation of the wing load control using self-supplying fluidic devices

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: 12871050

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 12871050

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1