EA014256B1 - Фюзеляж и способ уменьшения его сопротивления - Google Patents
Фюзеляж и способ уменьшения его сопротивления Download PDFInfo
- Publication number
- EA014256B1 EA014256B1 EA201000309A EA201000309A EA014256B1 EA 014256 B1 EA014256 B1 EA 014256B1 EA 201000309 A EA201000309 A EA 201000309A EA 201000309 A EA201000309 A EA 201000309A EA 014256 B1 EA014256 B1 EA 014256B1
- Authority
- EA
- Eurasian Patent Office
- Prior art keywords
- fuselage
- aerodynamic channel
- aerodynamic
- channel
- edges
- Prior art date
Links
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims description 5
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000036967 uncompetitive effect Effects 0.000 description 1
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
- B64C1/0009—Aerodynamic aspects
-
- 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
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/068—Fuselage sections
- B64C1/0685—Tail cones
-
- 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
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/06—Fins
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Mobile Radio Communication Systems (AREA)
- Elimination Of Static Electricity (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике и применимо для улучшения аэродинамического качества вертолётов, самолётов, в том числе крупных аэробусов классической схемы и амфибий, экранолётов и судов на воздушной подушке, возможно, путём проведения их модернизации. Технической задачей является уменьшение сопротивления полёту, возможно, в результате модернизации самолёта, вертолёта, экранолёта, судна на воздушной подушке. Технический результат достигается уменьшением площади контакта внешней поверхности хвостовой части фюзеляжа со скоростным воздушным потоком, для чего упомянутую площадь контакта уменьшают путём увеличения площади отверстий в хвостовой части фюзеляжа; для увеличения подъёмной силы без увеличения сопротивления давления у аэродинамического канала дно выполняют выпуклым вверх, например выгнутым вверх по форме выпуклой стороны аэродинамического профиля. Верхнее отверстие в обшивке для аэродинамического канала может быть размещено под средней частью киля и выполнено разделённым вдоль килем направо и налево, например пополам. В результате предлагаемая модернизация обеспечит уменьшение полного сопротивления фюзеляжа и соответствующее уменьшение потребной тяги авиадвигателей.
Description
Изобретение относится к авиационной технике и применимо для улучшения аэродинамического качества вертолётов, самолётов, в том числе крупных аэробусов классической схемы и амфибий, экранолётов, аэроглиссеров и судов на воздушной подушке, возможно, путём проведения их модернизации.
Предшествующий уровень техники
Известен фюзеляж самолёта Крещишина с сужающейся хвостовой частью, внутри которой укреплён наклонный аэродинамический канал, а в поверхностной обшивке выполнены отверстия. Впереди окончания фюзеляжа верхнее отверстие совмещено плавными округлениями с верхней кромкой наклонного аэродинамического канала, который может быть расширяющимся. Нижняя кромка аэродинамического канала совмещена со вторым отверстием, выполненным в виде среза хвостовой части, у которой верх может быть выполнен в виде крыла. Герметичное днище отделяет хвостовую часть от пассажирской кабины фюзеляжа (см. заявку 2002102457 Г.Т.Крещишина и Л.Т.Крещишиной, по которой выдан патент РФ 2274584, В64С 1/26 от 31.01.2002, опубл. 20.04.2006 г.).
К уровню техники относится фюзеляж с плавно сужающейся к концу хвостовой частью, над которой укреплён киль с поворотным рулём направления полёта, под которым размещён аэродинамический наклонный канал, конец которого наклонён ниже верха остальной обшивки фюзеляжа (см. заявку 2005138065 Г.Т.Крещишина и Л.Т.Крещишиной, по которой выдан патент РФ 2384461 от 07.12.2005, опубл. в 2010 г.).
Фюзеляж транспортного самолёта выполнен в виде тела сигарообразной формы круглого поперечного сечения с удлинением от 6 до 12, с плавно убывающим диаметром поперечного сечения к концу фюзеляжа, что не исключает эффекта дефлектора и увеличивает турбулентность воздушного потока вокруг и вдоль хвостовой части по сравнению с цилиндрической частью фюзеляжа. Для предотвращения касания хвостовой части фюзеляжа поверхности взлётно-посадочной полосы при взлёте и посадке хвостовая часть фюзеляжа выполнена наклонно-приподнятой над строительной горизонталью (горизонтальной плоскостью вдоль продольной оси фюзеляжа), что увеличивает завихрения воздушного потока в нижней зоне хвостовой части.
Свободное пространство сужающейся наклонной части фюзеляжа слабо заполнено, так как неудобно для размещения груза и пассажиров (см. журнал Авиатранспортное обозрение, № 68, апрель 2006 г., с. 6, Внешний вид самолёта Боинг 737-300).
Увеличение цены авиатоплива делает традиционные самолёты классической схемы неконкурентными по сравнению с современными Боинг 777 и Айрбас А380.
Известен фюзеляж с цилиндрической грузопассажирской кабиной, отделённой герметичной переборкой от сужающейся к заднему концу фюзеляжа хвостовой части, на которой выполнены отверстия и наклонно-изогнутый аэродинамический канал. Верхнее отверстие в обшивке сформировано в виде воздухозаборника впереди киля хвостового оперения над фюзеляжем и соединено плавными округлениями с верхней передней кромкой аэродинамического канала. Наклон средней части аэродинамического канала обеспечен крутым зигзагообразным изгибом его, и прямолинейная горизонтальная часть продолжена до конца внутри фюзеляжа. Нижняя задняя кромка аэродинамического канала совмещена с отверстием в конце фюзеляжа, выполненным в виде среза хвостовой части. Аэродинамический канал использован в качестве воздуховода для размещённого в хвостовой части фюзеляжа авиадвигателя (см. Т.И. Лигум и др. Аэродинамика самолёта Ту 154Б. М.: Транспорт, 1985). Хвостовая часть фюзеляжа сложна и не обеспечивает уменьшения аэродинамического сопротивления и увеличения подъёмной силы хвостовой части фюзеляжа.
Раскрытие изобретения
Технической задачей является уменьшение сопротивления полёту, возможно, в результате модернизации самолёта, вертолёта, экранолёта, судна на воздушной подушке.
Технический результат достигается уменьшением площади контакта внешней поверхности хвостовой части фюзеляжа со скоростным воздушным потоком, для чего упомянутую площадь контакта уменьшают путём увеличения площади отверстий в хвостовой части фюзеляжа; для увеличения подъёмной силы без увеличения сопротивления давления у аэродинамического канала дно выполняют выпуклым вверх, например выгнутым вверх до формы выпуклой стороны аэродинамического профиля. Боковые поверхности аэродинамического канала могут прилегать к обшивке хвостовой части.
По бокам обшивки к прочному каркасу хвостовой части снаружи может быть прикреплён стабилизатор с рулём высоты. Верхнее отверстие в обшивке хвостовой части, совмещённое окружениями с верхней передней кромкой аэродинамического канала, может быть выполнено в пространстве вдоль средней части киля, например по обе стороны от опоры киля, задняя опора которого укреплена на поднятом вверх конце хвостовой части, который может быть выполнен в виде крыла, в частности с формой перевёрнутого несимметричного аэродинамического профиля. Верхнее отверстие в обшивке может быть ограничено расстоянием от герметичной переборки пассажирской кабины до задней опоры киля, а по ширине выполнено дугообразным по форме обшивки в пределах мест крепления к обшивке стабилизатора. Переднее верхнее отверстие в обшивке может быть выполнено большей площади, чем отверстие со сре
- 1 014256 зом конца фюзеляжа.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1 изображена хвостовая часть фюзеляжа, вид сбоку.
На фиг. 2 изображена хвостовая часть фюзеляжа, вид сверху.
Вариант осуществления изобретения
В хвостовой части фюзеляжа выполнены отверстия и наклонный аэродинамический канал. Аэродинамическую форму хвостовой части 1 создаёт укреплённая на прочном каркасе обшивка 2, в верхней части которой выполнено отверстие 3, которое совмещено плавными округлениями с передней верхней кромкой наклонного аэродинамического канала 4, нижняя кромка которого совмещена с отверстием 5, которое выполнено в виде среза конца хвостовой части 1. Прочный каркас внутри хвостовой части 1 плотно прилегает к обшивке 2, образуя с ней одно пробное 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 хвостовой части 1 может быть выполнен в виде крыла, в том числе с несимметричным аэродинамическим профилем, возможно перевёрнутым обращённой вниз кривизной, иначе называемой отрицательной кривизной профиля. У аэродинамического канала 4 дно 11 может быть с боков продольно выгнуто вверх вдоль аэродинамического канала 4 и, возможно, одновременно вдаль аэродинамического канала 4 искривлено по форме выпуклой стороны аэродинамического профиля. Отверстие 3 в обшивке 2 изогнуто по форме обшивки 2 и может быть выполнено овальным, разделённым направо и налево вдоль, например пополам, килем 8, а изгиб и ширина отверстия 3 могут быть ограничены верхней поверхностью 12 стабилизатора 6 и длина отверстия 3 может быть ограничена расстоянием от герметичной переборки 13 пассажирской кабины до крыла 14. Отверстие 3 может быть размещено под средней частью киля 8. Отверстие 3 может иметь большую площадью отверстия, чем отверстие 5 со срезом конца хвостовой части 1, а боковые поверхности аэродинамического канала 4 могут прилегать к обшивке 2 хвостовой части 1.
В предлагаемой модернизации выполняют увеличенные отверстия 3 и 5 в обшивке 2 и соединяют их изогнутым вверх аэродинамическим каналом 4 с учётом здесь написанного, в результате чего уменьшают площадь контакта внешней поверхности обшивки 2 со скоростным воздушным потоком и его пограничным слоем. Поток воздуха в аэродинамическом канале 4 движется со скоростью, намного меньшей, чем скорость воздушного потока в пограничном слое на внешней обшивке 2, соответственно сопротивление трения воздушного потока в аэродинамическом канале 4 во много раз меньше сопротивления трения в пограничном слое воздушного потока на внешней поверхности обшивки 2, и соответственно уменьшается в результате предлагаемой модернизации существующих фюзеляжей классической формы сопротивление трения хвостовой части 1 фюзеляжа, Плавно изогнутая в форме аэродинамического профиля и, возможно, выгнутая с боковых сторон вверх поверхность дна 11 аэродинамического канала 4 способствует уменьшению полного сопротивления воздушного потока в аэродинамическом канале 4 и увеличению подъёмной силы в аэродинамическом канале,
У самолёта классической формы сопротивление трения внешней обшивки самолёта может быть от 70 до 80% полного сопротивления самолёта, а на долю сопротивления давления приходится от 15 до 26% полного сопротивления самолёта, т. е. значительно меньшая часть полного сопротивления самолёта, которая при этом создаёт все 100% подъёмной силы крыла самолёта и преодолевает профильное сопротивление носовой и хвостовой частей самолёта. Так как профиль хвостовой части 1 самолёта классической формы имеет отрицательную кривизну, то давление воздуха под дном хвостовой части 1 и отверстием 5 меньше давления воздуха над верхом хвостовой части 1 и отверстием 3 и разность этих давлений прижимает в полёте хвостовую часть самолёта вниз. Поэтому чем больше отверстия 3 и 5, тем меньше сопротивление давления и потеря подъёмной силы самолёта в результате загнутой вверх хвостовой части 1 самолёта. В результате предлагаемая модернизация обеспечит уменьшение полного сопротивление самолёта и соответствующее уменьшение потребной тяги авиадвигателей.
Claims (9)
- ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ1. Фюзеляж с наклонным аэродинамическим каналом и отверстиями, совмещёнными с наклонным аэродинамическим каналом, у которого заднее отверстие выполнено в виде среза конца фюзеляжа, отличающийся тем, что верхнее отверстие, совмещённое с передней кромкой аэродинамического канала, выполнено большей площади, чем заднее отверстие в виде среза конца фюзеляжа.
- 2. Фюзеляж с наклонным аэродинамическим каналом и отверстиями, совмещёнными с кромками аэродинамического канала, отличающийся тем, что по крайней мере одно отверстие выполнено в пространстве вдоль средней части киля, например вдоль средней части опоры киля.
- 3. Фюзеляж с наклонным аэродинамическим каналом и отверстиями, совмещёнными с кромками аэродинамического канала, отличающийся тем, что задняя часть опоры киля укреплена в поднятом вверх конце хвостовой части фюзеляжа.
- 4. Фюзеляж с накладным аэродинамическим каналом и отверстиями, совмещёнными с кромками аэродинамического канала, отличающийся тем, что отверстие, совмещённое с аэродинамическим каналом, разделено надвое направо и налево по обе стороны вдоль опоры киля.
- 5. Фюзеляж с наклонным аэродинамическим каналом и отверстиями, совмещёнными с кромками аэродинамического канала, отличающийся тем, что поверхность дна аэродинамического канала выгнута вверх, например вдоль и продольно аэродинамическому каналу.
- 6. Фюзеляж с наклонным аэродинамическим каналом и отверстиями, совмещёнными с кромками аэродинамического канала, отличающийся тем, что отверстие, совмещённое с передней кромкой аэродинамического канала, ограничено расстоянием от переборки к пассажирской кабине до задней опоры киля.
- 7. Фюзеляж по п.3, отличающийся тем, что верх конца хвостовой части выполнен в виде крыла с несимметричным аэродинамическим профилем, например с выпуклой нижней стороной.
- 8. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что отверстие, совмещённое с передней кромкой аэродинамического канала, по ширине выполнено в пределах мест крепления стабилизатора к обшивке фюзеляжа, например дугообразным, а дно аэродинамического канала по длине искривлено по форме выпуклой стороны аэродинамического профиля.
- 9. Способ уменьшения сопротивления фюзеляжа, состоящий в том, что уменьшают площадь контакта его обшивки со скоростным воздушным потоком, для чего создают в верхней части обшивки по крайней мере одно входное отверстие с закруглёнными внутрь краями, а другое выходное отверстие выполняют в виде среза конца хвостовой части и соединяют отверстия аэродинамическим каналом, причём входное отверстие выполняют большей площади, чем выходное отверстие.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007134266/11A RU2007134266A (ru) | 2007-09-14 | 2007-09-14 | Хвостовая часть самолета крещишина и способ модернизации с уменьшением полного сопротивления самолета крещишина |
PCT/RU2008/000592 WO2009035378A2 (fr) | 2007-09-14 | 2008-09-12 | Fuselage et procédé de modernisation correspondant |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
EA201000309A1 EA201000309A1 (ru) | 2010-06-30 |
EA014256B1 true EA014256B1 (ru) | 2010-10-29 |
Family
ID=40452734
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
EA201000309A EA014256B1 (ru) | 2007-09-14 | 2008-09-12 | Фюзеляж и способ уменьшения его сопротивления |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20100200698A1 (ru) |
EA (1) | EA014256B1 (ru) |
RU (1) | RU2007134266A (ru) |
WO (1) | WO2009035378A2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2013037379A1 (ru) | 2011-09-13 | 2013-03-21 | Kreshchishin Gennady Trofimovich | Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
KR101388351B1 (ko) * | 2007-06-19 | 2014-04-22 | 엘지전자 주식회사 | 제어 정보를 이용하여, 빠르게 랜덤 액세스 프리앰블의전송을 재시도 하는 방법 |
RU2010114786A (ru) * | 2010-04-14 | 2011-10-20 | Геннадий Трофимович Крещишин (RU) | Фюзеляж и способ модернизации крещишина |
US10370110B2 (en) | 2016-09-21 | 2019-08-06 | General Electric Company | Aircraft having an aft engine |
US10364021B2 (en) * | 2016-09-26 | 2019-07-30 | General Electric Company | Aircraft having an aft engine and stabilizer root fillet |
US10399670B2 (en) | 2016-09-26 | 2019-09-03 | General Electric Company | Aircraft having an aft engine and internal flow passages |
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 |
ES2841399T3 (es) * | 2016-12-16 | 2021-07-08 | Airbus Operations Sl | Aeronave con una sección trasera con un revestimiento continuo para el fuselaje y el estabilizador vertical de cola |
US12002306B2 (en) | 2021-10-04 | 2024-06-04 | Vortex Control Technologies LLC | Systems and methods for assessing aircraft performance, aircraft fuel efficiencies, and aircraft fuel reduction technologies |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU342809A1 (ru) * | М. Б. Харитонский | УСТРОЙСТВО дл ОТСОСА ВОЗДУХА с АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ | ||
US3215369A (en) * | 1963-05-09 | 1965-11-02 | Boeing Co | Dual mission propulsion system |
US5299760A (en) * | 1992-07-07 | 1994-04-05 | The Dee Howard Company | S-duct for a turbo-jet aircraft engine |
RU2274584C2 (ru) * | 2002-01-31 | 2006-04-20 | Геннадий Трофимович Крещишин | Хвостовая часть самолета крещишина и способ уменьшения завихрений воздушного потока |
Family Cites Families (25)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2261558A (en) * | 1939-02-28 | 1941-11-04 | Orloff Benjamin | Fluid supported vehicle and method of producing the same |
US2477637A (en) * | 1941-11-14 | 1949-08-02 | Mercier Pierre Ernest | Aircraft |
US2841344A (en) * | 1955-11-28 | 1958-07-01 | Stroukoff Michael | Boundary layer control |
US3075489A (en) * | 1960-10-28 | 1963-01-29 | Thompson Ramo Wooldridge Inc | Method and apparatus for reducing drag on submerged vehicles |
GB971224A (en) * | 1962-12-17 | 1964-09-30 | Rolls Royce | Gas turbine jet power plant |
US3467348A (en) * | 1967-10-10 | 1969-09-16 | Jerome H Lemelson | Aircraft structures and systems |
GB1212875A (en) * | 1967-12-21 | 1970-11-18 | Rolls Royce | Aircraft |
US3608850A (en) * | 1969-09-26 | 1971-09-28 | Occidental Aircraft Corp | Lifting body boundary layer control |
US3776489A (en) * | 1972-01-07 | 1973-12-04 | L Wen | Sonic boom eliminator |
US4477040A (en) * | 1978-10-19 | 1984-10-16 | Grumman Aerospace Corporation | Aircraft wind energy device |
US4456204A (en) * | 1981-09-29 | 1984-06-26 | The Boeing Company | Deployable inlet for aeroplane center boost engine |
US4718620A (en) * | 1984-10-15 | 1988-01-12 | Braden John A | Terraced channels for reducing afterbody drag |
DE3521329A1 (de) * | 1985-06-14 | 1986-12-18 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Wirbelgeneratoren- und grenzschichtabweiseranordnung |
US4736913A (en) * | 1986-09-19 | 1988-04-12 | Lockheed Corporation | Fluid flow control device |
US4776535A (en) * | 1986-12-29 | 1988-10-11 | United Technologies Corporation | Convoluted plate to reduce base drag |
US5529263A (en) * | 1992-10-21 | 1996-06-25 | The Boeing Company | Supersonic airplane with subsonic boost engine means and method of operating the same |
US5655359A (en) * | 1995-05-15 | 1997-08-12 | The Boeing Company | Passive cooling device and method for cooling an auxiliary power unit on an airplane |
US6247668B1 (en) * | 1999-07-15 | 2001-06-19 | The Boeing Company | Auxiliary power and thrust unit |
ITMI20012170A1 (it) * | 2001-10-18 | 2003-04-18 | Aermacchi S P A | Configurazione velivolo a prestazioni aerodinamiche migliorate |
US6651929B2 (en) * | 2001-10-29 | 2003-11-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Passive cooling system for auxiliary power unit installation |
US7344107B2 (en) * | 2004-10-26 | 2008-03-18 | The Boeing Company | Dual flow APU inlet and associated systems and methods |
US20080203218A1 (en) * | 2007-02-26 | 2008-08-28 | Honeywell International, Inc. | Systems And Methods For Reducing Pressure Loss Of Air Flowing From A First Area To A Second Area |
US8245976B2 (en) * | 2009-01-19 | 2012-08-21 | The Boeing Company | Door assembly for laminar flow control system |
US8128037B2 (en) * | 2009-01-19 | 2012-03-06 | The Boeing Company | Apparatus and method for passive purging of micro-perforated aerodynamic surfaces |
US9120552B2 (en) * | 2011-09-13 | 2015-09-01 | Gennady Trofimovich KRESHCHISHIN | Fuselage and method for reducing drag |
-
2007
- 2007-09-14 RU RU2007134266/11A patent/RU2007134266A/ru unknown
-
2008
- 2008-09-12 WO PCT/RU2008/000592 patent/WO2009035378A2/ru active Application Filing
- 2008-09-12 US US12/676,360 patent/US20100200698A1/en not_active Abandoned
- 2008-09-12 EA EA201000309A patent/EA014256B1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU342809A1 (ru) * | М. Б. Харитонский | УСТРОЙСТВО дл ОТСОСА ВОЗДУХА с АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ | ||
US3215369A (en) * | 1963-05-09 | 1965-11-02 | Boeing Co | Dual mission propulsion system |
US5299760A (en) * | 1992-07-07 | 1994-04-05 | The Dee Howard Company | S-duct for a turbo-jet aircraft engine |
RU2274584C2 (ru) * | 2002-01-31 | 2006-04-20 | Геннадий Трофимович Крещишин | Хвостовая часть самолета крещишина и способ уменьшения завихрений воздушного потока |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2013037379A1 (ru) | 2011-09-13 | 2013-03-21 | Kreshchishin Gennady Trofimovich | Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2009035378A2 (fr) | 2009-03-19 |
RU2007134266A (ru) | 2009-03-20 |
US20100200698A1 (en) | 2010-08-12 |
EA201000309A1 (ru) | 2010-06-30 |
WO2009035378A3 (fr) | 2009-05-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EA014256B1 (ru) | Фюзеляж и способ уменьшения его сопротивления | |
EP2757039B1 (en) | Fuselage and method for reducing drag | |
RU2522539C2 (ru) | Самолет с оперением типа "хвост трески" и с задним двигателем | |
US6923403B1 (en) | Tailed flying wing aircraft | |
US4691881A (en) | High performance amphibious airplane | |
US5114097A (en) | Aircraft | |
CN1571745B (zh) | 具有改进空气动力学性能的飞行器构造 | |
US11486306B2 (en) | Flush fluid inlet designs for aero-acoustic tone mitigation of aircraft | |
US3854679A (en) | Water-based airplane especially designed for adaptation to stol | |
US11834176B2 (en) | Blended wing body aircraft | |
CN112124561B (zh) | 用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构及飞行器 | |
WO2011129721A1 (ru) | Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления | |
RU2384461C2 (ru) | Самолет и способ крещишина уменьшения сопротивления его полету | |
CN111247068A (zh) | 飞机挂架整流罩 | |
CN110550203A (zh) | 一种超音速飞机 | |
WO2017017697A1 (en) | Lift generating fuselage for aircraft | |
US1929255A (en) | Airplane | |
DE102020106227A1 (de) | Flugzeug mit Thrustfoils | |
RU2328413C1 (ru) | Легкий самолет-амфибия | |
RU2190557C2 (ru) | Самолет с пластинчатым крылом | |
US12065235B2 (en) | Leading edge slat | |
RU2385259C1 (ru) | Самолет с крылом повышенной подъемной силы | |
RU2597742C1 (ru) | Самолет | |
RU2066663C1 (ru) | Самолет | |
DE10346737A1 (de) | Flugzeug-Luftschiff-Kombination |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s) |
Designated state(s): AM MD TJ TM |
|
MM4A | Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s) |
Designated state(s): BY KG RU |
|
NF4A | Restoration of lapsed right to a eurasian patent |
Designated state(s): AM RU |
|
MM4A | Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s) |
Designated state(s): AM AZ KZ RU |