RU2375252C1 - Feather wing - Google Patents
Feather wing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2375252C1 RU2375252C1 RU2008126644/11A RU2008126644A RU2375252C1 RU 2375252 C1 RU2375252 C1 RU 2375252C1 RU 2008126644/11 A RU2008126644/11 A RU 2008126644/11A RU 2008126644 A RU2008126644 A RU 2008126644A RU 2375252 C1 RU2375252 C1 RU 2375252C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- main
- angle
- attack
- axis
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
Флюгерное крыло предназначено для создания аэро(гидро)динамической подъемной силы у аппаратов, перемещающихся в газовой или жидкостной среде, в частности у самолетов.The weathervane wing is designed to create aero (hydro) dynamic lifting force for vehicles moving in a gas or liquid medium, in particular for airplanes.
Известны конструкции крыльев, которые с целью улучшения управляемости целиком принудительно поворачивают относительно оси, неподвижной относительно самолета, изменяя тем самым угол атаки крыла. Наиболее близким аналогом является крыло по российской заявке №2005134570/11, в котором применена сложная система управления поворотным крылом с целью предотвращения сверхкритического обтекания. Однако, в этом случае, устойчивость полета остается, как у самолета с обычным крылом. При изменении направления потока (например, за счет вертикальных потоков или турбулентности) угол атаки относительно набегающего потока также изменяется, поэтому динамика полета остается соответствующей обычному крылу, устойчивость полета достигается за счет ухудшения управляемости (и наоборот), а угол атаки крыла и фюзеляжа самолета оказываются взаимосвязанными, что ухудшает условия взлета и посадки. Кроме того, свойства самолета относительно вхождения в штопор и выхода из него остаются такими же, что и у обычного крыла.Wing designs are known which, in order to improve controllability, are forcibly rotated wholly forcibly rotated about an axis stationary relative to the aircraft, thereby changing the angle of attack of the wing. The closest analogue is the wing according to Russian application No. 2005134570/11, in which a sophisticated control system for the rotary wing is used to prevent supercritical flow around. However, in this case, flight stability remains, as in an aircraft with a conventional wing. When the flow direction changes (for example, due to vertical flows or turbulence), the angle of attack relative to the incoming flow also changes, so the flight dynamics remains consistent with a conventional wing, flight stability is achieved due to poor controllability (and vice versa), and the angle of attack of the wing and fuselage of the aircraft turn out to be interconnected, which worsens the conditions of takeoff and landing. In addition, the properties of the aircraft with respect to entering and leaving the corkscrew remain the same as those of a conventional wing.
Целью настоящего изобретения является повышение безопасности полета путем улучшения управляемости при одновременном повышении устойчивости полета, сохранения заданного угла атаки флюгерного крыла относительно набегающего потока при любых внешних воздействиях и эволюциях самолета, а также обеспечения независимости углов атаки крыла и самолета друг от друга.The aim of the present invention is to increase flight safety by improving controllability while increasing flight stability, maintaining a predetermined angle of attack of the vane wing relative to the incoming flow under any external influences and evolutions of the aircraft, as well as ensuring the independence of the angle of attack of the wing and aircraft from each other.
Эта цель достигается тем, что флюгерное крыло выполняют в виде конструкции, состоящей из основного крыла, которое может свободно поворачиваться вокруг оси, неподвижной относительно самолета и проходящей спереди или сзади точки приложения аэродинамической подъемной силы указанного крыла, хотя бы одного вспомогательного крыла, которое закрепляют на основном крыле при помощи конструктивного элемента спереди или сзади от указанной оси на любом расстоянии по вертикали, причем моменты аэродинамических сил основного и вспомогательного крыльев относительно указанной оси направляют встречно, а крутизну изменения этих аэродинамических моментов от угла атаки выбирают больше у того из указанных крыльев, которое обеспечивает аэродинамическую устойчивость конструкции, угол атаки вспомогательного крыла изменяют при помощи органов управления независимо от угла атаки основного крыла, а полученный угол между хордами основного и вспомогательного крыльев поддерживают в дальнейшем неизменным при любом повороте основного крыла вокруг указанной оси.This goal is achieved in that the vane wing is made in the form of a structure consisting of a main wing, which can freely rotate around an axis that is stationary relative to the aircraft and passes at the front or rear of the point of application of the aerodynamic lifting force of the specified wing, at least one auxiliary wing, which is fixed on main wing using a structural element in front or behind the specified axis at any vertical distance, and the moments of aerodynamic forces of the main and auxiliary wings wings relative to the indicated axis are directed counterclockwise, and the steepness of the change in these aerodynamic moments from the angle of attack is chosen more from that of the indicated wings, which ensures the aerodynamic stability of the structure, the angle of attack of the auxiliary wing is changed using controls independently of the angle of attack of the main wing, and the obtained angle between the chords of the main and auxiliary wings are further maintained unchanged for any rotation of the main wing around the specified axis.
С целью улучшения условий взлета и посадки самолета основное крыло или оба крыла снабжают автоматическим предкрылком.In order to improve the take-off and landing conditions of the aircraft, the main wing or both wings are equipped with an automatic slat.
У прямых и стреловидных основных крыльев с целью сохранения их конфигурации ось, вокруг которой поворачивается конструкция, направляют вдоль основного крыла, а у треугольного основного крыла эту ось направляют параллельно задней кромке крыла.For straight and swept main wings, in order to maintain their configuration, the axis around which the structure rotates is directed along the main wing, and for a triangular main wing, this axis is directed parallel to the trailing edge of the wing.
С целью предотвращения сверхкритического обтекания, на угол атаки вспомогательного крыла вводят хотя бы одно ограничение.In order to prevent supercritical flow around, at least one restriction is introduced at the angle of attack of the auxiliary wing.
С целью предотвращения крутильных колебаний на самолете и/или на основном крыле устанавливают демпфер крутильных колебаний.In order to prevent torsional vibrations, a torsional vibration damper is installed on the aircraft and / or on the main wing.
На фиг.1 показано взаимное расположение основного 1 и вспомогательного 2 крыльев, связанных между собой конструктивным элементом 3, при расположении вспомогательного крыла спереди и выше основного крыла по отношению к потоку, который горизонтален и направлен слева направо. Плечо от точки приложения 4 аэродинамической подъемной силы 5 (FYB) вспомогательного крыла 2 до оси 6, вокруг которой поворачивается конструкция, равно LB, а плечо от оси 6 до точки приложения 7 аэродинамической подъемной силы 8 (FYO) основного крыла 1 равно LO.Figure 1 shows the relative position of the main 1 and auxiliary 2 wings, interconnected by
Приняв для упрощения расчетов, что силы тяжести конструкции относительно оси 5 статически уравновешены, получим, что равновесие достигается в том случае, когда сумма моментов аэродинамических сил относительно оси 5 равна нулю:Having accepted to simplify the calculations that the gravity of the structure with respect to axis 5 is statically balanced, we obtain that equilibrium is achieved when the sum of the moments of aerodynamic forces with respect to axis 5 is zero:
Для случая, изображенного на фиг.1, подъемная сила всей конструкции равна сумме подъемных сил обоих крыльев. При этом основное крыло обеспечивает аэродинамическую устойчивость конструкции, а вспомогательное крыло ее дестабилизирует. Ввиду того, что Lo может быть выбрано значительно больше, чем LB, лобовое сопротивление конструкции возрастает незначительно.For the case shown in figure 1, the lifting force of the entire structure is equal to the sum of the lifting forces of both wings. In this case, the main wing provides aerodynamic stability of the structure, and the auxiliary wing destabilizes it. Due to the fact that L o can be selected significantly more than L B , the drag of the structure increases slightly.
Все вышесказанное, в том числе и выражение (1), остается справедливым при любом расположении вспомогательного крыла и точки приложения аэродинамической силы основного крыла относительно оси поворота. При этом, в случае расположения точки приложения аэродинамической силы основного крыла до оси поворота, вспомогательное крыло обеспечивает аэродинамическую устойчивость конструкции, а основное крыло ее дестабилизирует, и суммарная подъемная сила равна разности подъемных сил основного и вспомогательного крыльев.All of the above, including expression (1), remains valid for any location of the auxiliary wing and the point of application of the aerodynamic force of the main wing relative to the axis of rotation. Moreover, in the case where the point of application of the aerodynamic force of the main wing to the axis of rotation is located, the auxiliary wing provides aerodynamic stability of the structure, and the main wing destabilizes it, and the total lifting force is equal to the difference in the lifting forces of the main and auxiliary wings.
Для обеспечения динамической устойчивости флюгерного крыла по вращению относительно оси 5 (фиг.1), достаточно, чтобы крутизна изменения аэродинамических моментов основного и вспомогательного крыльев от угла атаки относительно указанной оси ∂M/∂α=L(∂FY/∂α) была больше у того из этих крыльев, которое обеспечивает аэродинамическую устойчивость системы.To ensure the dynamic stability of the vane wing in rotation relative to axis 5 (Fig. 1), it is sufficient that the steepness of the change in the aerodynamic moments of the main and auxiliary wings from the angle of attack relative to the specified axis ∂M / ∂α = L (∂F Y / ∂α) more of that of these wings, which ensures the aerodynamic stability of the system.
Динамика вращения вокруг оси поворота в рассматриваемом случае в первом приближении описывается дифференциальным уравнениемThe dynamics of rotation around the axis of rotation in the case under consideration is described to a first approximation by the differential equation
где J - момент инерции относительно оси поворота;where J is the moment of inertia relative to the axis of rotation;
∂FYO/∂α и ∂FYB/∂α - крутизна зависимости подъемных сил от угла атаки соответственно основного и вспомогательного крыльев.∂F YO / ∂α and ∂F YB / ∂α are the steepness of the dependence of the lifting forces on the angle of attack of the main and auxiliary wings, respectively.
Для небольших углов атаки можно принять эту крутизну постоянной, тогда решение уравнения (2) будетFor small angles of attack, you can take this slope constant, then the solution of equation (2) will be
где α0 - угол атаки в положении начального статического равновесия.where α 0 is the angle of attack in the position of the initial static equilibrium.
Из (3) следует, что вращательная устойчивость флюгерного крыла обеспечивается, если стабилизирующий момент больше дестабилизирующего. В рассматриваемом случае LB·(∂FYB/∂α) должно быть меньше, чем LO·(∂FYO/∂α).From (3) it follows that the rotational stability of the vane wing is provided if the stabilizing moment is greater than the destabilizing one. In the case under consideration, L B · (∂F YB / ∂α) should be less than L O · (∂F YO / ∂α).
При изменении направления потока стабилизирующий момент устанавливает свободно поворачивающееся флюгерное крыло в то же положение относительно потока, что и ранее, т.е. оно поворачивается на тот же угол, что и поток.When the flow direction changes, the stabilizing moment sets the freely turning vane wing in the same position relative to the flow as before, i.e. it rotates the same angle as the stream.
При изменении органами управления угла атаки вспомогательного крыла, конструкция приходит в новое состояние статического равновесия, т.е. устанавливается новый угол атаки, а следовательно, другая подъемная сила устройства.When the controls change the angle of attack of the auxiliary wing, the design comes into a new state of static equilibrium, i.e. a new angle of attack is established, and therefore a different lifting force of the device.
Таким образом, флюгерное крыло ведет себя по отношению к потоку, как устойчивый флюгер, сохраняя при этом установленный органами управления угол атаки относительно потока, а следовательно, и подъемную силу.Thus, the weather vane behaves with respect to the flow, as a stable weather vane, while maintaining the angle of attack set by the controls relative to the flow, and therefore the lifting force.
Улучшение управляемости самолета обеспечивается тем, что угол атаки изменяют у всего крыла и, тем самым, значительно усиливают реакцию самолета на сигнал управления по сравнению с управлением элеронами.Improving the controllability of the aircraft is ensured by the fact that the angle of attack is changed over the entire wing and, thereby, significantly enhances the response of the aircraft to the control signal compared to the control of ailerons.
Реакция флюгерного крыла на внешние воздействия существенно отличается от реакции обычного крыла.The reaction of the wing wing to external influences differs significantly from the reaction of a conventional wing.
Рассмотрим реакцию обычного крыла и флюгерного крыла на вертикальный порыв ветра. Обозначим через VH горизонтальную, а через Vv - вертикальную составляющую скорости потока. Направим вертикальную составляющую вверх и рассчитаем приращение подъемной силы обычного и флюгерного крыльев с учетом того, что обычно вертикальная составляющая значительно меньше горизонтальной составляющей скорости потока.Consider the reaction of a conventional wing and a vane wing to a vertical gust of wind. We denote by V H the horizontal component and by V v the vertical component of the flow velocity. Let us direct the vertical component upwards and calculate the increment of the lifting force of the conventional and vane wings, taking into account the fact that the vertical component is usually much smaller than the horizontal component of the flow velocity.
Для обычного крыла приращение подъемной силы будет равноFor a conventional wing, the increment of lift will be equal to
где ρ - плотность воздуха;where ρ is the density of air;
S - площадь крыла;S is the wing area;
Cy0 - коэффициент подъемной силы при горизонтальном направлении потока (при угле атаки, равном α0);C y0 is the lifting coefficient for the horizontal direction of flow (at an angle of attack equal to α 0 );
Тогда для приращения подъемной силы обычного крыла, пренебрегая 
У флюгерного крыла, как было показано выше, угол атаки не меняется, но вектор подъемной силы отклоняется на угол Δα и величина подъемной силы уменьшается пропорционально cos Δα=VH/(VH+Vv).The vane wing, as shown above, the angle of attack does not change, but the lift vector deviates by an angle Δα and the lift decreases proportionally to cos Δα = V H / (V H + V v ).
Тогда для приращения подъемной силы флюгерного крыла (также пренебрегая 
Приращения подъемных сил для обоих крыльев будут направлены вертикально вверх. Сила от вертикальной составляющей скорости, действующая на фюзеляж и хвостовое оперение, также будет направлена вертикально вверх.The lift increments for both wings will be directed vertically upward. The force from the vertical component of the speed acting on the fuselage and tail, will also be directed vertically upward.
Отношение подъемных сил флюгерного и обычного крыла будетThe ratio of the lifting forces of the vane and conventional wing will be
Знаменатель этого выражения больше единицы, т.е. при вертикальном порыве ветра, направленном вверх, подъемная сила флюгерного крыла изменяется меньше, чем у обычного крыла, что улучшает устойчивость полета по вертикали.The denominator of this expression is greater than one, i.e. with a vertical gust of wind directed upward, the lift force of the vane wing changes less than that of a conventional wing, which improves vertical flight stability.
Примем α0=15°≈0.26 (в радианах), тогда ΔFyf/ΔFycom≈0.17, т.е. при принятых числовых данных и допущениях, приращение подъемной силы флюгерного крыла почти в шесть раз меньше, чем у обычного крыла.We take α 0 = 15 ° ≈0.26 (in radians), then ΔF yf / ΔF ycom ≈0.17, i.e. with the accepted numerical data and assumptions, the increment of the lift force of the weather wing is almost six times less than that of a conventional wing.
При вертикальной скорости, направленной вниз, приращение подъемной силы флюгерного крыла будет такой же, как в предыдущем случае (так как косинус - четная функция), т.е. направлено вертикально вверх,At a vertical speed directed downward, the increment of the lifting force of the vane wing will be the same as in the previous case (since the cosine is an even function), i.e. directed vertically upwards
При этом силы от вертикальной составляющей потока, действующие на стабилизатор и фюзеляж, направлены вертикально вниз, и они частично компенсируют приращение подъемной силы флюгерного крыла.In this case, the forces from the vertical component of the flow acting on the stabilizer and the fuselage are directed vertically downward, and they partially compensate for the increment of the lifting force of the vane wing.
Приращение подъемной силы обычного крыла (без учета сил от вертикальной составляющей потока, действующих на стабилизатор и фюзеляж и направленных вертикально вниз) будетThe increment of the lifting force of a conventional wing (excluding the forces from the vertical component of the flow acting on the stabilizer and the fuselage and directed vertically downwards) will be
и направлено вертикально вниз.and directed vertically down.
Отношение приращений подъемных сил флюгерного крыла и обычного крылаThe ratio of the increments of the lifting forces of the vane wing and the conventional wing
При том же α0 получим 
Таким образом, если у обычного крыла приращение подъемной силы направлено в ту же сторону, что и вертикальная составляющая потока, то у флюгерного крыла приращение подъемной силы всегда направлено вертикально вверх, независимо от направления вертикальной составляющей потока. При этом абсолютная величина приращения у флюгерного крыла меньше, чем у обычного крыла, и у самолета, снабженного флюгерным крылом, устойчивость по вертикали будет лучше, чем у самолета с обычным крылом.Thus, if for a conventional wing the increment of the lifting force is directed in the same direction as the vertical component of the flow, then for the vane wing, the increment of the lifting force is always directed vertically upward, regardless of the direction of the vertical component of the flow. At the same time, the absolute increment value of the vane wing is less than that of a conventional wing, and vertical stability will be better for an aircraft equipped with a vane wing than for an aircraft with a conventional wing.
Аналогично при воздействии вертикальной составляющей потока (независимо от его направления) на одно крыло, крен самолета, снабженного флюгерным крылом, будет меньше, чем у самолета с обычным крылом, и устойчивость по крену (а следовательно, и по курсу) будет выше, что существенно повышает безопасность полета.Similarly, when the vertical component of the flow (regardless of its direction) acts on one wing, the roll of an airplane equipped with a vane wing will be less than that of an airplane with a conventional wing, and the roll stability (and therefore, course) will be higher, which is significant improves flight safety.
Все вышеизложенное справедливо для флюгерного крыла при практически любой скорости вертикального потока. Для обычного крыла выкладки справедливы, если полученный угол атаки меньше критического. При угле атаки больше критического последствия для самолета будут катастрофическими, так как подъемная сила крыла резко уменьшается, что приводит к сваливанию самолета на крыло со всеми вытекающими последствиями. Для флюгерного крыла такое развитие событий абсолютно исключено, что значительно увеличивает безопасность полета, особенно при взлете и посадке, когда текущий угол атаки близок к критическому и даже слабый вертикальный поток может привести к серьезным последствиям.All of the above is true for a vane wing at almost any vertical flow rate. For a conventional wing, the calculations are valid if the obtained angle of attack is less than critical. When the angle of attack is more critical, the consequences for the aircraft will be catastrophic, since the wing's lift force decreases sharply, which leads to the aircraft stalling onto the wing with all the ensuing consequences. For a weathervane wing, such a development is absolutely impossible, which significantly increases flight safety, especially during takeoff and landing, when the current angle of attack is close to critical and even a weak vertical flow can lead to serious consequences.
При штопоре поведение самолета, снабженного флюгерным крылом, также существенно отличается от поведения самолета с обычным крылом.In a corkscrew, the behavior of an aircraft equipped with a vane wing also differs significantly from the behavior of an aircraft with a conventional wing.
Для определенности рассмотрим вращение самолета против часовой стрелки при наблюдении с хвоста (левый штопор). Тогда правое и левое флюгерные крылья будут находиться в потоке, скорость которого по абсолютной величине равнаFor definiteness, we consider the rotation of the aircraft counterclockwise when viewed from the tail (left corkscrew). Then the right and left vane wings will be in the stream, the speed of which is equal in absolute value to
где Vп - скорость пикирования;where V p - dive speed;
Vв - линейная скорость вращения.V in - linear speed of rotation.
Оба флюгерных крыла сохраняют ранее существовавший угол атаки α0 относительно потока, но хорда правого крыла дополнительно будет повернута на положительный, а левого - на отрицательный угол ABSΔα=Arcsin(Vв/V).Both vane wings retain the preexisting angle of attack α 0 relative to the flow, but the chord of the right wing will additionally be turned to positive, and the left to the negative angle ABSΔα = Arcsin (V in / V).
Подъемная сила обоих флюгерных крыльев будет одинакова и равнаThe lifting force of both vane wings will be the same and equal
где Сy0 - коэффициент подъемной силы при угле атаки α0.where C y0 is the coefficient of lift at an angle of attack α 0 .
Разложив эту силу относительно продольной оси самолета на две составляющие - перпендикулярную Fyr и параллельную Fyp - получим, что у обоих флюгерных крыльев перпендикулярные составляющие Fyr будут одинаковыми, т.к. cosΔα=cos(-Δα)Having decomposed this force relative to the longitudinal axis of the aircraft into two components - perpendicular to F yr and parallel to F yp - we get that the perpendicular components of F yr will be the same for both weather wings, because cosΔα = cos (-Δα)
В то же время, продольные составляющие также будут равны по абсолютной величине, но отличаться по знаку, причем указанная составляющая у правого крыла будет положительной, а у левого - отрицательнойAt the same time, the longitudinal components will also be equal in absolute value, but differ in sign, the indicated component in the right wing will be positive, and in the left - negative
Таким образом, при штопоре оба флюгерного крыла создают равную подъемную силу, направленную перпендикулярно продольной оси самолета и выводящую его из пикирования, а продольные составляющие подъемной силы создают момент относительно вертикальной оси самолета, уводящий его нос от направления вращения.Thus, with a corkscrew, both vane wings create equal lift, directed perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft and remove it from the dive, and the longitudinal components of the lift force create a moment relative to the vertical axis of the aircraft, leading its nose away from the direction of rotation.
где LLR - расстояние между точками приложения аэродинамических сил правого и левого флюгерных крыльев.where L LR is the distance between the points of application of the aerodynamic forces of the right and left vane wings.
Оба этих фактора препятствуют возникновению штопора и способствуют выведению самолета из него, повышая безопасность полета.Both of these factors prevent the occurrence of a corkscrew and contribute to the removal of the aircraft from it, increasing flight safety.
При плоском штопоре набегающее флюгерное крыло сохраняет ориентацию относительно продольной оси и его подъемная сила остается направленной вертикально вверх, в то время как убегающее флюгерное крыло разворачивается на 180° и его подъемная сила будет направлена вертикально вниз. Это создает момент относительно продольной оси, опрокидывающий самолет на крыло, что переводит его в пикирование или обычный штопор, из которого, как это было показано выше, самолет выводится легче, чем самолет с обычным крылом.With a flat corkscrew, the oncoming vane wing retains its orientation relative to the longitudinal axis and its lifting force remains directed vertically upward, while the escaping vane wing rotates 180 ° and its lifting force is directed vertically downward. This creates a moment relative to the longitudinal axis, overturning the plane onto the wing, which translates it into a dive or a regular corkscrew, from which, as shown above, the plane is pulled out more easily than a plane with a conventional wing.
Изменение угла атаки вспомогательного крыла независимо от угла атаки основного крыла и сохранение их взаимного расположения при поворотах основного крыла относительно фюзеляжа самолета, достигается, например, при помощи конусного кулачкового механизма (фиг.2).Changing the angle of attack of the auxiliary wing, regardless of the angle of attack of the main wing and maintaining their relative position when the main wing rotates relative to the fuselage of the aircraft, is achieved, for example, using a conical cam mechanism (figure 2).
Конус 1 перемещается по оси поворота основного крыла 2 при помощи органов управления самолета, кулачок-толкатель 3, связанный с вспомогательным крылом, перемещается по оси 4 и изменяет угол атаки вспомогательного крыла. Положение кулачка-толкателя относительно оси 2 далее остается неизменным, независимо от угла поворота основного крыла, так как он при этом обкатывается по одной и той же окружности. Соответственно остается неизменным и угол между хордами основного и вспомогательного крыльев.The
Для существенного увеличения критического угла атаки основного крыла (до 30°-40°) его снабжают автоматическим предкрылком. Благодаря этому максимальная подъемная сила устройства может быть значительно увеличена без применения сложной механизации. При этом угол атаки фюзеляжа остается в том положении, которое задается условиями центровки (в частности может быть равен 0). Тогда при посадке нос самолета будет направлен по линии полета, что позволяет лучше обозревать место посадки и осуществлять посадку на три точки.To significantly increase the critical angle of attack of the main wing (up to 30 ° -40 °), it is equipped with an automatic slat. Due to this, the maximum lifting force of the device can be significantly increased without the use of complex mechanization. In this case, the angle of attack of the fuselage remains in the position that is specified by the centering conditions (in particular, it can be equal to 0). Then, when landing, the nose of the aircraft will be directed along the flight line, which allows a better view of the landing site and landing at three points.
Это существенно облегчает управление самолетом, и тем самым, повышает безопасность полета. Снабжение автоматическим предкрылком вспомогательного крыла дает возможность обеспечить одинаковые условия обтекания обоих крыльев при больших углах атаки.This greatly facilitates the control of the aircraft, and thereby increases flight safety. The provision of an automatic slat for the auxiliary wing makes it possible to provide the same flow conditions for both wings at large angles of attack.
У прямых и стреловидных основных крыльев ось поворота направляют вдоль основного крыла, а у треугольного основного крыла - вдоль его задней кромки, при этом поворот основного крыла вызывает только изменение угла атаки, сохраняя без изменения его конфигурацию вдоль крыла.For straight and swept main wings, the axis of rotation is directed along the main wing, and for a triangular main wing - along its trailing edge, while the rotation of the main wing causes only a change in the angle of attack, maintaining its configuration along the wing without changing.
Обеспечение докритического угла атаки при любых условиях полета достигается тем, что у вспомогательного крыла устанавливают ограничение на угол атаки. При этом угол атаки основного крыла также будет ограничен сверху, т.е. при соответствующем ограничении всегда остается докритическим.Providing a subcritical angle of attack under any flight conditions is achieved by the fact that the auxiliary wing sets a limit on the angle of attack. In this case, the angle of attack of the main wing will also be limited from above, i.e. under the corresponding restriction, it always remains subcritical.
При изменении угла атаки вспомогательного крыла и, соответственно, повороте основного крыла, могут возникнуть крутильные колебания за счет сил инерции. Для срыва этих колебаний на основном крыле и/или на летательном аппарате устанавливают демпфер крутильных колебаний, например гидравлический.When the angle of attack of the auxiliary wing changes and, accordingly, the rotation of the main wing, torsional vibrations due to inertia forces can occur. To disrupt these vibrations, a torsional vibration damper, for example hydraulic, is installed on the main wing and / or on the aircraft.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008126644/11A RU2375252C1 (en) | 2008-07-02 | 2008-07-02 | Feather wing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008126644/11A RU2375252C1 (en) | 2008-07-02 | 2008-07-02 | Feather wing |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2375252C1 true RU2375252C1 (en) | 2009-12-10 |
Family
ID=41489491
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008126644/11A RU2375252C1 (en) | 2008-07-02 | 2008-07-02 | Feather wing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2375252C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2700084C2 (en) * | 2014-09-02 | 2019-09-13 | Регев АМИТ | Multi-rotor with rotary wing |
| US11254430B2 (en) | 2014-09-02 | 2022-02-22 | Amit REGEV | Tilt winged multi rotor |
| WO2022050928A1 (en) * | 2020-09-03 | 2022-03-10 | Частное Акционерное Общество "Фэд" | Wing for a vertical takeoff and landing aircraft, and aircraft having such a wing |
-
2008
- 2008-07-02 RU RU2008126644/11A patent/RU2375252C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2700084C2 (en) * | 2014-09-02 | 2019-09-13 | Регев АМИТ | Multi-rotor with rotary wing |
| US11254430B2 (en) | 2014-09-02 | 2022-02-22 | Amit REGEV | Tilt winged multi rotor |
| WO2022050928A1 (en) * | 2020-09-03 | 2022-03-10 | Частное Акционерное Общество "Фэд" | Wing for a vertical takeoff and landing aircraft, and aircraft having such a wing |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Leishman | Development of the autogiro: A technical perspective | |
| Neihouse et al. | Status of spin research for recent airplane designs | |
| CN103693189B (en) | Pitch stabilisation means and rotorcraft comprising such means | |
| CN110320927A (en) | Flight control method and system of intelligent deformable aircraft | |
| Hitchens | The encyclopedia of aerodynamics | |
| Gavrilovski et al. | Parafoil control authority with upper-surface canopy spoilers | |
| RU2375252C1 (en) | Feather wing | |
| CN105109669B (en) | Aircraft recovery spin improving device | |
| Guglieri | Introduction to Flight Dynamics | |
| CN109018330A (en) | Vertical landing unmanned plane | |
| RU2397109C2 (en) | Method of gliding and glide vehicle | |
| Jones | Notes on the stability and control of tailless airplanes | |
| Finch et al. | Flight investigation of the effect of vertical-tail size on the rolling behavior of a swept-wing airplane having lateral-longitudinal coupling | |
| RU2785230C1 (en) | Aircraft and method for its manufacture | |
| Ericsson et al. | Effect of nose slenderness on forebody flow control | |
| Fischel et al. | Investigation of Spoiler Ailerons for Use as Speed Brakes Or Glide-path Controls on Two NACA 65-series Wings Equipped with Full-span Slotted Flaps | |
| Babu et al. | Helicopter Flapping Under Dynamic Stall | |
| DiCarlo et al. | Discontinuous wing leading edge to enhance spin resistance | |
| Gratton et al. | The ‘tumble’departure mode in weightshift-controlled microlight aircraft | |
| Goldsmith | Stability and control of supersonic aircraft at low speeds | |
| Lowry | Recent control studies | |
| RU2277496C1 (en) | Balance-type aircraft without horizontal tail and with tiltable wing | |
| LARRABEE | Lateral control and sailplane design considerations to optimize altitude gain while thermalling | |
| MARCHMAN, III et al. | Performance improvement of delta wings at subsonic speeds due to vortex flaps | |
| Ericsson | Dynamic LEX/forebody vortex interaction effects |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110703 |