RU2070139C1 - Aircraft with short take-off and landing run - Google Patents
Aircraft with short take-off and landing run Download PDFInfo
- Publication number
- RU2070139C1 RU2070139C1 RU93033357A RU93033357A RU2070139C1 RU 2070139 C1 RU2070139 C1 RU 2070139C1 RU 93033357 A RU93033357 A RU 93033357A RU 93033357 A RU93033357 A RU 93033357A RU 2070139 C1 RU2070139 C1 RU 2070139C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- guides
- bearing surfaces
- fuselage
- additional bearing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области самолетостроения, а именно, к самолетам с укороченной длиной разбега и пробега. The invention relates to the field of aircraft construction, namely, to aircraft with a shortened take-off and run length.
Известен самолет с укороченной длиной разбега и пробега, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, крыло с установленными на нем поршневыми двигателями и с механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла, дополнительное крыло, установленное под основным крылом, корневая часть которого связана подкосом с гондолой двигателя, вертикальное и горизонтальное оперение, трехстоечное шасси с носовым колесом [1]
Недостатками известного самолета являются:
невозможность увеличения подъемной силы крыла, кроме как путем выпуска механизации;
дополнительное крыло создает свою подъемную силу, но не работает совместно с основным крылом в целях увеличения суммарной подъемной силы за счет новых аэродинамических эффектов совместной работы;
дополнительное крыло установлено жестко и не предусматривает изменения характеристик обтекания на различных режимах полета.Known aircraft with a shortened take-off and run length, comprising a fuselage with a cockpit in the bow, a wing with piston engines mounted on it and with mechanization in the form of rotary flaps on the trailing edge of the wing, an additional wing mounted under the main wing, the root of which is connected by a strut with engine nacelle, vertical and horizontal tail, three-post chassis with nose wheel [1]
The disadvantages of the known aircraft are:
the impossibility of increasing the lifting force of the wing, except by the release of mechanization;
the additional wing creates its lift, but does not work together with the main wing in order to increase the total lift due to new aerodynamic effects of joint work;
the additional wing is installed rigidly and does not provide for changes in the flow characteristics at different flight modes.
Известен самолет с укороченной длиной разбега и пробега, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, крыло с установленными на нем турбовинтовыми двигателями и механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла, дополнительные несущие поверхности, установленные в носовой части фюзеляжа перед крылом, вертикальное и горизонтальное оперение и трехстоечное и трехстоечное шасси с носовым колесом [2]
Недостатками известного самолета являются:
дополнительные несущие поверхности установлены жестко и не предусматривают совместной работы с основным крылом в целях создания дополнительной подъемной силы за счет организации совместного обтекания потоком воздуха основных и дополнительных несущих поверхностей;
дополнительные несущие поверхности за счет их жесткого закрепления на фюзеляже не предусматривают изменения характеристик обтекания на различных режимах полета и с изменением угла атаки.Known aircraft with a shortened take-off and run length, comprising a fuselage with a cockpit in the bow, a wing with turboprop engines mounted on it and mechanization in the form of rotary flaps on the trailing edge of the wing, additional bearing surfaces installed in the bow of the fuselage in front of the wing, vertical and horizontal tail and three-post and three-post chassis with nose wheel [2]
The disadvantages of the known aircraft are:
additional bearing surfaces are rigidly installed and do not provide for joint work with the main wing in order to create additional lifting force due to the organization of joint flow around the air of the main and additional bearing surfaces;
additional bearing surfaces due to their rigid fixing on the fuselage do not provide for changes in the flow characteristics at different flight modes and with a change in the angle of attack.
Известен самолет с укороченной длиной разбега и пробега, выполненный по двухбалочной схеме и содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, два высокорасположенных крыла, расположенных в тандем в виде закрылков на задней кромке крыла, турбовинтовые двигатели, установленные на крыле в балках, вертикальное оперение и объединенный стабилизатор, расположенные на законцовках балок, трехстоечное шасси с носовым колесом [3, 4]
Недостатком самолета является то, что тандемное расположение несущих поверхностей обеспечивает увеличение подъемной силы только за счет увеличения площади крыла путем установки на балках второго крыла. Даже снабжение обоих крыльев механизацией, обеспечивающей тангенциальное изменение кривизны профиля, не позволяет получить значительный прирост подъемной силы на взлетно-посадочных углах атаки. Тандемное расположение крыльев не допускает их совместной работы и организации требуемого режима обтекания для образования ламинарного потока.Known aircraft with a shortened take-off and run length, made according to the two-beam scheme and containing the fuselage with the cockpit in the bow, two highly located wings located in tandem in the form of flaps on the trailing edge of the wing, turboprop engines mounted on the wing in the beams, vertical tail and combined stabilizer located at the tips of the beams, three-post chassis with a nose wheel [3, 4]
The disadvantage of the aircraft is that the tandem arrangement of the bearing surfaces provides an increase in lifting force only by increasing the wing area by installing a second wing on the beams. Even the supply of both wings with mechanization, providing a tangential change in the profile curvature, does not allow to obtain a significant increase in lift at takeoff and landing angles of attack. The tandem arrangement of the wings does not allow their joint work and the organization of the required flow regime for the formation of a laminar flow.
Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является самолет с укороченной длиной разбега и пробега, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, крыло с установленными на нем турбовинтовыми двигателями и механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла, вертикальное и горизонтальное оперение нормальной схемы, трехстоечное шасси с носовым колесом [5]
Недостатком самолета, выбранного в качестве прототипа, является то, что механизация в виде поворотных закрылков, предусмотренная на задней кромке крыла, не обеспечивает значительного прироста подъемной силы на режимах взлета и посадки, а на крейсерских режимах полета закрылки не участвуют в создании дополнительной подъемной силы. Отклоненный закрылок обеспечивает прирост подъемной силы только за счет искривления аэродинамического профиля крыла. Величина прироста подъемной силы, при использовании только закрылков, зависит от сложности применяемой механизации, что в свою очередь, приводит к увеличению массы конструкции крыла, но все равно не дает существенного прироста ΔСу, которую можно получить за счет формирования обтекания профиля крыла за счет "прилипания" потока воздуха, обтекающего крыло, к тангенциально криволинейной поверхности, образованной профилем крыла и отклоненным закрылком.The closest technical solution, selected as a prototype, is an airplane with a shortened take-off and run length, containing a fuselage with a cockpit in the bow, a wing with turboprop engines mounted on it and mechanization in the form of rotary flaps at the trailing edge of the wing, vertical and horizontal tail normal circuit, three-post chassis with nose wheel [5]
The disadvantage of the aircraft selected as a prototype is that the mechanization in the form of rotary flaps, provided on the trailing edge of the wing, does not provide a significant increase in lift in takeoff and landing modes, and in cruising flight modes, the flaps do not participate in the creation of additional lift. A deflected flap provides an increase in lifting force only due to curvature of the aerodynamic profile of the wing. The magnitude of the increase in lift, when using only flaps, depends on the complexity of the mechanization used, which in turn leads to an increase in the weight of the wing structure, but still does not give a significant increase in ΔСу, which can be obtained by forming a flow around the wing profile due to “sticking” "the flow of air flowing around the wing to a tangentially curved surface formed by the profile of the wing and the deflected flap.
Цель изобретения улучшение взлетно-посадочных характеристик самолета за счет увеличения давления под крылом. The purpose of the invention is the improvement of the take-off and landing characteristics of the aircraft by increasing the pressure under the wing.
Поставленная цель достигается тем, что самолет с укороченной длиной разбега и пробега, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, крыло с установленными на нем турбовинтовыми двигателями и механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла, вертикальное и горизонтальное оперение нормальной схемы, трехстоечное шасси с носовым колесом, снабжен дополнительными несущими поверхностями, установленными: первые над крылом, а вторые за крылом в его плоскости, силовыми пилонами в виде перегородок, установленными соответственно на фюзеляже, в районе стыка крыла и фюзеляжа, на двигателе по его оси и в средней части крыла, при этом на пилонах выполнены направляющие, передние дополнительные несущие поверхности расположены над крылом в его передней части, выполнены с возможностью перемещения по направляющим относительно носка крыла вдоль пилонов и имеет щель вдоль задней кромки для выдува воздуха, а задние дополнительные несущие поверхности размещены за крылом в боковой нише на верхней части фюзеляжа, закреплены консольно в узлах поворота и выполнены с возможностями выпуска и уборки с поворотом в плоскости крыла в сторону последнего, фиксации на центральном пилоне в выпущенном положении и изменения конфигурации, причем, центральный пилон выполнен выступающим за габариты мотогондолы двигателя и снабжен направляющими для задних дополнительных несущих поверхностей, по форме адекватными направляющим на борту фюзеляжа, изменение конфигурации задних несущих поверхностей при перемещении последних по направляющим, способствует повороту потока воздуха, стекающего с крыла, под крыло, а совместное расположение передних дополнительных несущих поверхностей, верхней поверхности крыла и стенок пилонов образует сужающийся канал на всем диапазоне перемещений передних дополнительных несущих поверхностей вдоль направляющих. This goal is achieved by the fact that the aircraft with a shortened take-off and run length, containing the fuselage with the cockpit in the bow, a wing with turboprop engines mounted on it and mechanization in the form of rotary flaps on the trailing edge of the wing, vertical and horizontal tailings of the normal circuit, three-post landing gear with a nose wheel, equipped with additional bearing surfaces installed: the first above the wing, and the second behind the wing in its plane, with power pylons in the form of partitions, installed respectively on the fuselage, near the junction of the wing and the fuselage, on the engine along its axis and in the middle part of the wing, while the guides are made on the pylons, the front additional bearing surfaces are located above the wing in its front part, made to move along the guides relative to the wing tip along the pylons and has a gap along the trailing edge for blowing air, and the rear additional bearing surfaces are located behind the wing in the side niche on the top of the fuselage, are fixed cantilever in the knots of rotation and are made with the possibility of release and harvesting rigs with rotation in the wing plane toward the latter, fixing on the central pylon in the released position and changing the configuration, moreover, the central pylon is made to protrude beyond the dimensions of the engine nacelle and provided with guides for the rear additional bearing surfaces, adequate in shape to the guides on board the fuselage , changing the configuration of the rear bearing surfaces when moving the latter along the guides, contributes to the rotation of the flow of air flowing from the wing, under the wing, and together e layout additional front bearing surfaces, the upper surface of the wing and forms a tapering wall pylons channel throughout the range of motion of the front surfaces of other carriers along the rails.
Достижение поставленной цели действительно возможно, так как выполнение передних и задних дополнительных несущих поверхностей подвижными, соответственно перемещающимися вдоль пилонов по направляющим и совершающими сложное движение, заключающееся в повороте относительно узла крепления на фюзеляже и выходе при этом из боковой ниши с последующей фиксацией в узле крепления на центральном пилоне, перемещении по направляющим на пилоне и соответствующим им направляющим на борту фюзеляжа с изменением при этом конфигурации, обеспечивающей поворот потока, стекающего с крыла, под крыло, является технически выполненным. При этом привод у передних и задних дополнительных несущих поверхностей может быть различным как гидравлическим, так и электромеханическим. Обеспечение безотрывности потока воздуха, обтекающего крыло, достигается путем расположения передней дополнительной поверхности так, что ее профиль совместно с верхней поверхностью крыла и стенками пилонов обеспечивает сужающийся канал на всем диапазоне перемещений передней поверхности крыла вдоль пилонов. Дополнительное поджатие потока воздуха, вытекающего из сужающегося канала, обеспечивается путем выдува воздуха из щели на задней кромке передней дополнительной поверхности. Изменение конфигурации задних дополнительных несущих поверхностей производится путем перемещения их по направляющим сложной формы. При этом изменение конфигурации обеспечивает поворот потока, стекающего с крыла, под крыло, обеспечивая дополнительный прирост величины давления под крылом относительно давления над крылом. Передняя дополнительная несущая поверхность, как малое крыло, создает свою подъемную силу, а при совместной работе с крылом путем сужения каналов, где скорость потока воздуха возрастает, появляется дополнительный прирост подъемной силы (суммарная подъемная сила возрастает). При этом поток, выходящий из сужающего канала, задней кромкой передней дополнительной несущей поверхности и потоком воздуха, вытекающего из щели на задней кромке, прижимается к верхней плоскости крыла, что позволяет оттянуть срыв потока с основного крыла на взлетных и посадочных углах атаки. В этом случае большая часть крыла обтекается ламинарным потоком воздуха. Данные мероприятия позволяют уменьшить скорость взлета и посадки, уменьшить за счет увеличения подъемной силы длину разбега и пробега. Передние дополнительные несущие поверхности могут работать не только на взлетно-посадочных режимах полета, но и использоваться на крейсерских скоростях полета. Для этого передние дополнительные несущие поверхности перемещаются по направляющим вдоль пилонов вперед по полету до положения приблизительно 30% своей хорды относительно носка крыла, выступая над ним. При этом положении на крейсерских скоростях полета будет достигаться наибольший аэродинамический эффект совместной работы крыла и передней дополнительной несущей поверхности. При взлете и посадке передние дополнительные несущие поверхности смещаются назад (в сторону киля) до положения, при котором носок крыла выступает относительно носка передней дополнительной несущей поверхности приблизительно 30 40% хорды последней. Задняя дополнительная несущая поверхность закрепляется консольно в узле поворота, расположенном в нише фюзеляжа и выдвигается в рабочее положение по полету. Achieving this goal is really possible, since the front and rear additional bearing surfaces are movable, respectively moving along the pylons along the guides and making a complex movement, which consists in turning relative to the mount on the fuselage and leaving the side niche with subsequent fixation in the mount on the central pylon, moving along the guides on the pylon and their corresponding guides on board the fuselage with a change in this configuration, providing the rotation of the flow flowing from the wing under the wing is technically accomplished. In this case, the drive at the front and rear additional bearing surfaces can be different both hydraulic and electromechanical. Ensuring the continuity of the flow of air flowing around the wing is achieved by arranging the front additional surface so that its profile together with the upper surface of the wing and the walls of the pylons provides a tapering channel over the entire range of movements of the front surface of the wing along the pylons. Additional compression of the air flow flowing from the narrowing channel is provided by blowing air out of the slit at the trailing edge of the front additional surface. Changing the configuration of the rear additional bearing surfaces is done by moving them along the guides of complex shape. In this case, the configuration change provides a rotation of the flow flowing from the wing under the wing, providing an additional increase in the pressure under the wing relative to the pressure above the wing. The front additional bearing surface, like a small wing, creates its lifting force, and when working together with the wing by narrowing the channels, where the air flow rate increases, an additional increase in the lifting force appears (the total lifting force increases). In this case, the flow exiting from the narrowing channel, the trailing edge of the front additional bearing surface and the air flow flowing from the gap on the trailing edge, is pressed against the upper plane of the wing, which allows to delay the stall from the main wing at take-off and landing angles of attack. In this case, most of the wing is surrounded by a laminar flow of air. These measures allow you to reduce the take-off and landing speeds, and reduce the take-off and run lengths by increasing lift. Front additional bearing surfaces can work not only at take-off and landing flight modes, but also can be used at cruising flight speeds. To do this, the front additional bearing surfaces move along the guides along the pylons forward in flight to a position of approximately 30% of their chord relative to the nose of the wing, protruding above it. With this position, at the cruising flight speeds, the greatest aerodynamic effect of the joint work of the wing and the front additional bearing surface will be achieved. During takeoff and landing, the front additional bearing surfaces are shifted back (towards the keel) to a position where the wing toe protrudes relative to the nose of the front additional bearing surface of approximately 30–40% of the chord of the latter. The rear additional bearing surface is fixed cantilever in the rotation unit located in the fuselage niche and extends to the working position in flight.
Сопоставительный анализ заявляемого технического решения с прототипом показывает, что заявляемый самолет с укороченной длиной разбега и пробега отличается тем, что крыло снабжено дополнительными несущими поверхностями, установленными: первые над крылом, а вторые за крылом в его плоскости, силовыми пилонами в виде перегородок, установленными соответственно на фюзеляже в районе стыка крыла и фюзеляже, на двигателе по его оси и в средней части крыла, при этом на пилонах выполнены направляющие, передние дополнительные несущие поверхности расположены над крылом в его передней части, выполнены с возможностью перемещения по направляющим относительно носка крыла вдоль пилонов и имеет щель вдоль задней кромки для выдува воздуха, а задние дополнительные несущие поверхности размещены за крылом в боковой нише на верхней части фюзеляжа, закреплены консольно в узлах поворота и выполнены с возможностями выпуска и уборки с поворотом в плоскости крыла в сторону последнего, фиксации на центральном пилоне в выпущенном положении и изменения конфигурации, причем, центральный пилон выполнен выступающим за габариты мотогондолы двигателя и снабжен направляющими для задних дополнительных несущих поверхностей, по форме адекватными направляющим на борту фюзеляжа, изменение конфигурации задних несущих поверхностей при перемещении последних по направляющим, способствует повороту потока воздуха, стекающего с крыла, под крыло, а совместное расположение передних дополнительных несущих поверхностей, верхней поверхности крыла и стенок пилонов образует сужающийся канал на всем диапазоне перемещений передних дополнительных несущих поверхностей вдоль направляющих. A comparative analysis of the proposed technical solution with the prototype shows that the claimed aircraft with a shortened take-off and run length differs in that the wing is equipped with additional load-bearing surfaces installed: the first above the wing and the second behind the wing in its plane, power pylons in the form of partitions installed respectively on the fuselage at the junction of the wing and the fuselage, on the engine along its axis and in the middle part of the wing, while on the pylons made guides, front additional bearing surfaces positioned above the wing in its front part, made to move along the guides relative to the wing tip along the pylons and has a gap along the trailing edge for blowing air, and the rear additional bearing surfaces are located behind the wing in the side niche on the upper part of the fuselage, are fixed cantilever in the rotation nodes and made with the possibility of release and cleaning with rotation in the wing plane towards the latter, fixing on the central pylon in the released position and changing the configuration, moreover, the central pylon flush with protruding beyond the dimensions of the engine nacelle and equipped with guides for the rear additional bearing surfaces that are adequate in shape to the guides on the fuselage board; changing the configuration of the rear bearing surfaces when moving the latter along the guides contributes to the rotation of the flow of air flowing from the wing under the wing, and the joint arrangement of the front additional bearing surfaces, the upper surface of the wing and the walls of the pylons forms a tapering channel over the entire range of movements of the front additional esuschih along the guide surfaces.
Таким образом, заявляемый самолет с укороченной длиной разбега и пробега соответствует критерию изобретения "новизна". Thus, the inventive aircraft with a shortened take-off and mileage meets the criteria of the invention of "novelty."
Сравнение заявляемого технического решения не только с прототипом, но и другими техническими решениями в данной области техники, не позволило выявить в них признаки, отличающие заявляемый самолет от прототипа, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию "существенные отличия". Comparison of the claimed technical solution not only with the prototype, but also with other technical solutions in this technical field, did not reveal the signs that distinguish the claimed aircraft from the prototype, which allows us to conclude that the criterion of "significant differences" is met.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид самолета, на фиг. 2 представлен самолет с укороченной длиной разбега и пробега на виде сверху с дополнительными несущими поверхностями в рабочем положении, на фиг. 3 показана схема расположения крыла и дополнительных несущих поверхностей в рабочем положении, на фиг. 4 показаны схемы образования сужающегося канала (а), схема распределения аэродинамических нагрузок (б) и схема поворота потока задними дополнительными несущими поверхностями (в), на фиг. 5 показана схема изменения конфигурации задней дополнительной несущей поверхности. The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a general view of an airplane; FIG. 2 shows an airplane with a shortened take-off and run length in a plan view with additional bearing surfaces in the working position, FIG. 3 shows the layout of the wing and additional bearing surfaces in the working position, FIG. 4 shows the formation of a tapering channel (a), the distribution of aerodynamic loads (b) and the flow rotation pattern of the rear additional bearing surfaces (c), in FIG. 5 shows a configuration diagram of a rear auxiliary bearing surface.
Самолет с укороченной длиной разбега и пробега (фиг. 1, фиг. 2) содержит фюзеляж 1 с кабиной экипажа 2 в носовой части, крыло 3 с установленными на нем турбовинтовыми двигателями 4 и механизацией в виде поворотных закрылков 5 на задней кромке крыла 3, вертикальное 6 и горизонтальное 7 оперение нормальной схемы. Над крылом 3 установлены секции передних дополнительных несущих поверхностей 8, которые имеют возможность перемещаться по направляющим 9 силовых пилонов 10. Силовые пилоны 10 установлены соответственно в месте стыка 3 и фюзеляже 1 и в средней части крыла 3. Центральный силовой пилон 11 установлен сверху двигателей 4 по их оси и выходит за габариты мотогондолы двигателей. На центральном пилоне 11 и на борту фюзеляжа 1 выполнены направляющие 12 для задних дополнительных несущих поверхностей 13, которые в убранном положении размещаются в нишах 14 в верхней части фюзеляжа 1 за крылом 3. Задние дополнительные несущие поверхности 13 консольно закрепляются в узле поворота 15 с возможностью поворота в плоскости крыла 3 и последующей фиксацией в узле крепления 16 на силовом пилоне 11. Профиль дополнительных несущих поверхностей 8 выполнен таким образом, что содержит выпуклую верхнюю поверхность, плоскую (или несколько вогнутую) нижнюю поверхность и щель 17 по задней кромке для выдува воздуха (фиг. 3, фиг. 4а,б). Взаимное расположение поверхности 8 и верхней плоскости крыла 3 создает сужающийся канал (фиг. 4а, б) во всем диапазоне перемещений передней дополнительной несущей поверхности 8 вдоль силовых пилонов 10 и 11 по направляющим 9. Перемещение задней дополнительной несущей поверхности 13 по направляющим 9 и 12 соответственно центрального пилона 11 и фюзеляжа 1 с изменением конфигурации (фиг. 5) при перемещении способствует повороту потока воздуха Vi подл крыло 3.A plane with a shortened take-off and run length (Fig. 1, Fig. 2) contains the
Самолет с укороченной длиной разбега и пробега эксплуатируется (работает) следующим образом. A plane with a shortened take-off and run length is operated (works) as follows.
Взлет самолета производится по нормальной схеме для самолета с трехопорным шасси с носовым колесом. Для этого закрылки 5 на задней кромке крыла 3 устанавливаются во взлетное положение. Происходит требуемое аэродинамическое искривление несущей поверхности крыла 3. Одновременно с выпуском закрылков 5 передние дополнительные несущие поверхности 8 перемещаются назад (в сторону киля) по направляющим 9 на силовых пилонах 10 и 11, отслеживая угол атаки самолета. Задняя дополнительная несущая поверхность 13 выдвигается из ниши 14 вперед по полету, поворачиваясь в узле поворота 15 в плоскости крыла 3. При контакте с замками узла крепления 16, расположенными на центральном пилоне 11, поверхность 13 попадает в направляющие 12 (на пилоне 11 и на фюзеляже 1). Перемещаясь по направляющим 12, поверхность 13 изменяют свою конфигурацию, например, трансформируясь в поверхность, близкую к вогнутой. Выпуклость трансформированной поверхности 13 обеспечивает поворот потока Vi (фиг. 4, в) под крыло 3, обеспечивая дополнительный прирост избыточного давления под крылом. Ведущий поток Vо (фиг. 4,а) от воздушных винтов двигателя 4 и набегающего потока воздуха обтекает крыло 3 по сужающемуся каналу, образованному верхней поверхностью крыла 3, нижней поверхностью передней дополнительной несущей поверхности 8 и стенками пилонов 10 и 11, и, проходя в щель, образованную задней кромкой поверхности 8 и крылом 3, обтекает отклоняемый закрылок 5. Для повышения эффективности прилипания потока воздуха, выходящего из сужающегося канала, он прижимается к крылу 3 задней кромкой поверхности 8 потоком воздуха, исходного из щели 17 на задней кромке поверхности 3. За счет организованного обтекания с увеличенной скоростью Vi потока верхней поверхности крыла 3 и отклоняемого закрылка 5, значительно увеличивается подъемная сила крыла 3. Это происходит за счет увеличения перепада давления D--Р на верхней и нижней поверхности крыла (фиг. 4,б). Дополнительное увеличение перепада давления Δ--Р происходит за счет поворота потока воздуха Vi, стекающего с крыла 3, под крыло, с помощью трансформированной в вогнутую поверхность задней дополнительной несущей поверхности 13 (фиг. 4, в).Aircraft take-off is performed according to the normal scheme for an aircraft with a three-axle landing gear with a nose wheel. To do this, the
На крейсерском режиме полета задняя дополнительная несущая поверхность в обратном порядке трансформируется в плоскую, снимается с замков узла крепления 16, выводится из направляющих 12 и, поворачиваясь относительно узла поворота 15, убирается в боковую нишу 14 на фюзеляже 1. Одновременно с уборкой поверхностей 13 передние дополнительные несущие поверхности 8 перемещаются в переднее положение, соответствующее выступанию последней приблизительно на 30% своей хорды над носком крыла 3. Такое взаимное расположение поверхностей 8 и крыла 3 будет создавать наибольший аэродинамический эффект на крейсерских режимах полета. In cruising flight mode, the rear additional bearing surface is inversely transformed into a flat one, removed from the locks of the attachment point 16, removed from the
Привод для перемещения передних 8 и задних 13 дополнительных несущих поверхностей по направляющим 9 и 12, соответственно пилонов 10 и 11, может быть конструктивно различным (например, гидравлическим или электромеханическим). The drive for moving the
На режиме посадки передние дополнительные несущие поверхности 8, отслеживая угол атаки, вновь перемещается назад относительно передней кромки крыла 3, позволяя тем самым оттянуть срыв потока с поверхности основного крыла 3 на посадочных углах атаки. Одновременно с перемещением дополнительных несущих поверхностей 8 назад по полету, закрылки 5 устанавливаются в посадочное положение (на посадочный угол) (фиг. 5). При этом за счет организованного обтекания потоком воздуха, исходящего из сужающего канала (сечение 3 3, фиг. 4, а), верхней поверхности крыла 3 и закрылка 5, возрастает подъемная сила крыла. В целях дополнительного увеличения подъемной силы крыла выпускается в стекающий с крыла 3 поток воздуха задняя дополнительная несущая поверхность 13. Транспортируясь, после фиксации в направляющих 12, задняя дополнительная несущая поверхность 13, организует поворот потока под крыло, увеличивая степень повышения давления под крылом, что будет способствовать суммарную суммарному увеличению подъемной силы. In landing mode, the front
При посадке задняя дополнительная несущая поверхность 13 убирается в нишу 14. When landing, the rear additional bearing
Совместное применение передней и задней дополнительных несущих поверхностей, установленных с целью организации безотрывного обтекания поверхности крыла с отклоненной механизацией на режимах взлета и посадки, будет способствовать увеличению подъемной силы крыла на указанных режимах полета. Варьирование взаимного расположения передней дополнительной несущей поверхности относительно носка крыла на крейсерских режимах полета, позволит повысить эффективность получения дополнительной подъемной силы и на этих режимах полета. The combined use of the front and rear additional bearing surfaces installed with the aim of organizing continuous flow around the wing surface with deflected mechanization in take-off and landing modes will increase the wing lift in these flight modes. Varying the relative position of the front additional bearing surface relative to the nose of the wing in cruising flight modes will improve the efficiency of obtaining additional lifting force in these flight modes.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93033357A RU2070139C1 (en) | 1993-06-28 | 1993-06-28 | Aircraft with short take-off and landing run |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93033357A RU2070139C1 (en) | 1993-06-28 | 1993-06-28 | Aircraft with short take-off and landing run |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU93033357A RU93033357A (en) | 1996-11-27 |
| RU2070139C1 true RU2070139C1 (en) | 1996-12-10 |
Family
ID=20144010
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU93033357A RU2070139C1 (en) | 1993-06-28 | 1993-06-28 | Aircraft with short take-off and landing run |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2070139C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2495796C1 (en) * | 2012-04-18 | 2013-10-20 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Aircraft |
| RU2551548C1 (en) * | 2013-12-10 | 2015-05-27 | Михаил Зеликович Боярер | Aircraft |
| RU183293U1 (en) * | 2017-08-28 | 2018-09-17 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина" | Biplane |
-
1993
- 1993-06-28 RU RU93033357A patent/RU2070139C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Справочник по зарубежным самолетам и вертолетам. Издательство ЦАГИ им. Н.Е.Жуковского, 1961, с.274 и 275. 2. Крылья Родины.- N 7, 1989, с.33. 3. Крылья Родины.- N 10, 1988, с.36 и 37. 4. Авиация и космонавтика.- N 1, 1990, с.39. 5. Самолет Ан-24. Инструкция по эксплуатации. - М.: Машиностроение, 1961. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2495796C1 (en) * | 2012-04-18 | 2013-10-20 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Aircraft |
| RU2551548C1 (en) * | 2013-12-10 | 2015-05-27 | Михаил Зеликович Боярер | Aircraft |
| RU183293U1 (en) * | 2017-08-28 | 2018-09-17 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина" | Biplane |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5842666A (en) | Laminar supersonic transport aircraft | |
| US5897076A (en) | High-efficiency, supersonic aircraft | |
| US8186617B2 (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
| RU2440916C1 (en) | Aircraft in integral aerodynamic configuration | |
| US3064928A (en) | Variable sweep wing aircraft | |
| USRE44313E1 (en) | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil | |
| US4828204A (en) | Supersonic airplane | |
| US20090206206A1 (en) | Highly efficient supersonic laminar flow wing | |
| US4030688A (en) | Aircraft structures | |
| US3614028A (en) | Turbofan-powered stol aircraft | |
| US20060016931A1 (en) | High-lift, low-drag dual fuselage aircraft | |
| US3706430A (en) | Airfoil for aircraft | |
| US4003533A (en) | Combination airbrake and pitch control device | |
| US3942746A (en) | Aircraft having improved performance with beaver-tail afterbody configuration | |
| CN110546067A (en) | Aerodynamic surface of an aircraft | |
| RU2391254C2 (en) | Supersonic aircraft (versions) | |
| US4093156A (en) | Supersonic transport | |
| US5671898A (en) | Aircraft having fixed and pivotal wings | |
| US3104082A (en) | Variable sweep aircraft wing | |
| RU2070139C1 (en) | Aircraft with short take-off and landing run | |
| US11780567B2 (en) | Wingtip device for an aircraft | |
| US3025027A (en) | Vertical airfoil | |
| US3406929A (en) | Aerofoils | |
| RU2070145C1 (en) | Aircraft with short take-off and landing run | |
| RU2486105C1 (en) | Aircraft (versions) |