RU2661005C2 - Method of regulating the lifting force of the aircraft and aircraft itself - Google Patents

Method of regulating the lifting force of the aircraft and aircraft itself Download PDF

Info

Publication number
RU2661005C2
RU2661005C2 RU2016142764A RU2016142764A RU2661005C2 RU 2661005 C2 RU2661005 C2 RU 2661005C2 RU 2016142764 A RU2016142764 A RU 2016142764A RU 2016142764 A RU2016142764 A RU 2016142764A RU 2661005 C2 RU2661005 C2 RU 2661005C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
aircraft
fuselage
combustion chamber
air
Prior art date
Application number
RU2016142764A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2016142764A3 (en
RU2016142764A (en
Inventor
Владимир Дмитриевич Шкилев
Андрей Сергеевич Голиков
Алексей Пантелеевич Коржавый
Original Assignee
Владимир Дмитриевич Шкилев
Андрей Сергеевич Голиков
Алексей Пантелеевич Коржавый
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Владимир Дмитриевич Шкилев, Андрей Сергеевич Голиков, Алексей Пантелеевич Коржавый filed Critical Владимир Дмитриевич Шкилев
Priority to RU2016142764A priority Critical patent/RU2661005C2/en
Publication of RU2016142764A3 publication Critical patent/RU2016142764A3/ru
Publication of RU2016142764A publication Critical patent/RU2016142764A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2661005C2 publication Critical patent/RU2661005C2/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B64C21/06—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for sucking
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60V—AIR-CUSHION VEHICLES
    • B60V3/00—Land vehicles, waterborne vessels, or aircraft, adapted or modified to travel on air cushions
    • B60V3/08—Aircraft, e.g. air-cushion alighting-gear therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0041—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by jet motors
    • B64C29/0058—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by jet motors with vertical jet

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: group of inventions refers to aircraft engineering. Flying-wing type aircraft contains a fuselage, a wing and a turbojet engine. Wing is divided by a horizontal heat-insulating partition and a pressurized volume for passengers into the lower and upper parts, the surfaces of which are made of porous metal. Turbojet engine is located in the lower part of the fuselage, which is equipped with an additional combustion chamber and elements creating an air cushion from the outside. Upper part of the fuselage is equipped with a compressor, which is connected to the combustion chamber. Main channel of the turbojet engine is equipped with a controlled damper. Method for regulating the lifting force consists in sucking air through the porous upper surface of the wing due to the operation of the compressor and increasing the pressure under the lower part of the wing due to the transfer of the compressed air to an additional combustion chamber installed in the lower part of the wing, and the subsequent discharge of a part of the heated air and combustion products from the additional combustion chamber and the gas turbine engine through the lower part of the wing of the aircraft.
EFFECT: group of inventions is aimed at increasing lift.
2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к авиации и может быть использовано при создании летательных аппаратов как классической формы, так и типа «летающее крыло», блюдца, аппаратов, приспособленных для движения на воздушной подушке с минимальной крейсерской скоростью при посадке и взлете.The invention relates to aviation and can be used to create aircraft of both the classical form and the “flying wing” type, saucers, devices adapted for movement on an air cushion with a minimum cruising speed during landing and take-off.

Известен способ торможения воздушного винта турбовинтового двигателя со свободной турбиной [1], в котором для торможения воздушного винта на стоянке при работающем двигателе сначала снижают режим работы двигателя до режима «малого газа», а затем производят дополнительное снижение мощности свободной турбины путем уменьшения площади сечения на срезе выходного устройства с помощью подвижной перфорированной заслонки. Однако такой способ лишь косвенно влияет на подъемную силу летательного аппарата.A known method of braking the propeller of a turboprop engine with a free turbine [1], in which to brake the propeller in the parking lot when the engine is running, first reduce the engine operation mode to the "low gas" mode, and then additionally reduce the power of the free turbine by reducing the cross-sectional area by slice of the output device using a movable perforated damper. However, this method only indirectly affects the lift of the aircraft.

Известен способ регулирования тяги двигателя летательного аппарата в полете [2], включающий изменение площади выходного сечения сопла.A known method of regulating the thrust of an aircraft engine in flight [2], including changing the area of the output section of the nozzle.

Эту же идею развили в способе регулирования тяги двигателя летательного аппарата в полете [2] за счет повышения точности регулирования тяги двигателя. Для этого определяют ускорение летательного аппарата, производят дополнительные изменения площади выходного сечения сопла с последующим измерением ускорения и сравнивают значение ускорения до и после дополнительного изменения площади сопла до тех пор, пока упрощение ускорения не станет равным нулю.The same idea was developed in the method of regulating the engine thrust of an aircraft in flight [2] by increasing the accuracy of regulation of engine thrust. To do this, determine the acceleration of the aircraft, make additional changes in the area of the outlet section of the nozzle with subsequent measurement of acceleration, and compare the value of acceleration before and after additional changes in the area of the nozzle until the simplification of acceleration becomes zero.

Однако и эти способы [2, 3] лишь косвенно влияют на подъемную силу летательного аппарата.However, these methods [2, 3] only indirectly affect the lift of the aircraft.

Известен способ работы двигателя [4] за счет создания разности давления при сгорании органического топлива и распылом криогенной жидкости. Однако к летательным аппаратам такая технология не имеет отношения.A known method of engine operation [4] by creating a pressure difference during the combustion of fossil fuels and spray of cryogenic liquid. However, this technology has no relation to aircraft.

Самым известным способом является изменение профиля крыла, например за счет выпуска подкрылок или увеличения угла частью крыльев, создавая при этом, согласно закону Бернулли, пониженное давление над верхней частью крыльев. Разность давлений под нижней и верхней частью крыльев и создает подъемную силу летательного аппарата. Однако такой способ имеет существенные ограничения по увеличению подъемной силы, позволяя делать посадку пассажирским самолетам со скоростями выше 200 км/час, а военным в 260-350 км/час. Такие скорости при посадке зачастую приводят к многочисленным авариям. При скоростях менее критических, самолет не может совершить посадку из-за слабой подъемной силы, обусловленной небольшой разностью давлений снизу и сверху крыльев. Менять что-либо при посадке с фюзеляжем практически невозможно. Особенно сильно эти проблемы возникают при посадке военных самолетов на палубу авианосцев. При посадке гражданских самолетов на бетонную полосу снижение скорости посадки с 200 до 100 км/час позволит снять стресс с большинства пассажиров.The most well-known method is to change the wing profile, for example by releasing the wing flaps or increasing the angle of a part of the wings, while creating, according to Bernoulli's law, a reduced pressure over the upper part of the wings. The pressure difference under the lower and upper parts of the wings creates the lifting force of the aircraft. However, this method has significant restrictions on increasing lift, allowing passenger aircraft to land at speeds above 200 km / h, and military aircraft at 260-350 km / h. Such landing speeds often lead to numerous accidents. At speeds less than critical, the aircraft cannot land due to weak lift due to the small pressure difference between the lower and upper wings. Changing anything while landing with the fuselage is almost impossible. These problems arise especially when landing military aircraft on the deck of aircraft carriers. When landing civilian aircraft on a concrete strip, a decrease in landing speed from 200 to 100 km / h will relieve stress from most passengers.

В качестве прототипа выбран способ увеличения подъемной силы крыла самолета [7]. Способ заключается в отборе воздуха с верхней поверхности крыла через отверстия, которые соединены, по меньшей мере, одним каналом с компрессором или вентилятором газотурбинного двигателя и образуют входное сечение воздухозаборника указанного двигателя. Воздух отбирают более чем с 20% верхней поверхности крыла. Отверстия могут иметь форму щели и расположены в несколько рядов по поверхности крыла, а в качестве газотурбинного двигателя может быть использован двухконтурный турбореактивный двигатель.As a prototype of the selected method of increasing the lifting force of the wing of the aircraft [7]. The method consists in taking air from the upper surface of the wing through openings that are connected by at least one channel to a compressor or fan of a gas turbine engine and form an inlet section of the air intake of said engine. Air is taken from more than 20% of the upper surface of the wing. The holes may have a slot shape and are arranged in several rows along the wing surface, and a double-circuit turbojet engine can be used as a gas turbine engine.

Однако этот способ не использует всех термодиинамичских возможностей на увеличение подъемной силы.However, this method does not use all the thermodynamic capabilities to increase the lifting force.

В частности, наличие отверстий большого размера, которые являются концентраторами напряжений, снижает прочность крыла. Крыло, выполненное из пористого металла, практически не имеет таких концентраторов и позволяет осуществлять отбор воздуха с верхней части крыла более эффективно.In particular, the presence of large openings, which are stress concentrators, reduces the strength of the wing. A wing made of porous metal has practically no such concentrators and allows more efficient air sampling from the upper part of the wing.

Во вновь предложенном способе регулирование подъемной силы летательного аппарата достигается путем снижения давления в верхней части крыльев при посадке и взлете путем понижения давления за счет отсоса с верхней части крыла летательного аппаратаIn the newly proposed method, the regulation of the lift of the aircraft is achieved by reducing the pressure in the upper part of the wings during landing and take-off by lowering the pressure due to suction from the upper part of the wing of the aircraft

Особенность вновь предложенного способа увеличения подъемной силы летательного аппарата заключается в том, что увеличение подъемной силы самолета осуществляют путем продольного раздела крыла самолета с помощью теплоизоляционной перегородки на две части - верхнюю и нижнюю, выполненные из пористого материала, отсоса воздуха с верхней части крыла через пористую верхнюю поверхность крыла за счет работы компрессора, повышения давления под нижней частью крыла путем переброса сжатого воздуха в дополнительную камеру сгорания, установленную в нижней части крыла, и последующего сброса части разогретого воздуха и продуктов сгорания от дополнительной камеры сгорания и газотурбинного двигателя через нижнюю часть крыла летательного аппарата.A feature of the newly proposed method of increasing the lift of an aircraft is that the lift of the aircraft is increased by longitudinally dividing the wing of the aircraft using a heat-insulating partition into two parts, the upper and lower, made of porous material, and the air suction from the upper part of the wing through the upper the surface of the wing due to the operation of the compressor, increasing the pressure under the lower part of the wing by transferring compressed air to an additional combustion chamber installed the bottom of the wing, and subsequent discharge part of the heated air and combustion products from the combustion chamber and an additional gas turbine engine through a lower portion of an aircraft wing.

На фиг. 1 схематично изображено крыло самолета, использующее такой способ.In FIG. 1 schematically shows an airplane wing using such a method.

На фиг. 2 приведен весь самолет, выполненный в виде крыла или «блюдца».In FIG. 2 shows the entire aircraft, made in the form of a wing or “saucer”.

Работает предлагаемый способ следующим образом. При посадке и взлете вброс горячего воздуха и продуктов сгорания через нижнюю часть крыла, выполненного из пористого материала, увеличивает подъемную силу крыла самолета. Для усиления этого эффекта нижнюю часть крыла снабжают дополнительными камерами сгорания.The proposed method works as follows. During landing and take-off, throwing in hot air and combustion products through the lower part of the wing made of porous material increases the lift force of the aircraft wing. To enhance this effect, the lower part of the wing is equipped with additional combustion chambers.

При рассмотрении устройства можно в качестве аналога рассмотреть летательный аппарат [9], который содержит двухконтурные реактивные двигатели, холодные контуры которых являются мощным источником подачи воздуха. Однако эти потоки не используются для влияния на подъемные силы крыла самолета.When considering the device, it is possible to consider an aircraft [9] as an analogue, which contains dual-circuit jet engines whose cold circuits are a powerful source of air supply. However, these flows are not used to influence the lift forces of an aircraft wing.

В качестве прототипа для устройства можно рассмотреть летательный аппарат [10], содержащий фюзеляж 1, крылья 2 и двухконтурный турбореактивный двигатель 3 с каналами первого 3 и второго контуров 4.As a prototype for the device, you can consider an aircraft [10], containing the fuselage 1, wings 2 and a dual-circuit turbojet engine 3 with channels of the first 3 and second circuits 4.

Однако второй конур турбореактивного двигателя сообщается с камерой воздушной подушки, которая заменяет шасси и не сказывается на полете в воздушной среде.However, the second circuit of the turbojet engine communicates with the airbag chamber, which replaces the chassis and does not affect flight in the air.

Особенностью предлагаемого летательного аппарата является то, что фюзеляж разделен горизонтальной теплоизоляционной перегородкой и герметичным объемом с пассажирами на нижнюю и верхнюю часть фюзеляжа, нижняя и верхняя часть крыльев выполнена из пористого металла, турбореактивный двигатель расположен в нижней части фюзеляжа, верхняя часть фюзеляжа снабжена компрессором, нижняя часть фюзеляжа снабжена дополнительной камерой сгорания, компрессор 7 соединен с камерой сгорания, основной канал турбореактивной установки снабжен управляемой заслонкой, нижняя часть фюзеляжа с внешней стороны снабжена элементами, создающими воздушную подушку.A feature of the proposed aircraft is that the fuselage is divided by a horizontal heat-insulating partition and a sealed volume with passengers into the lower and upper part of the fuselage, the lower and upper parts of the wings are made of porous metal, the turbojet engine is located in the lower part of the fuselage, the upper part of the fuselage is equipped with a compressor, the lower part of the fuselage is equipped with an additional combustion chamber, the compressor 7 is connected to the combustion chamber, the main channel of the turbojet installation is equipped with a control my flap, the lower part of the fuselage on the outside is equipped with elements that create an air cushion.

На фиг. 2 схематично изображен летательный аппарат, выполненный полностью в виде крыла с применением данного способа. У этого летательного аппарата фюзеляж 1 разделен горизонтальной теплоизоляционной перегородкой 4 и герметичным объемом 9 с пассажирами на нижнюю 5 и верхнюю 6 часть фюзеляжа 1, нижняя и верхняя часть крыльев 5 выполнена из пористого металла, турбореактивный двигатель 3 расположен в нижней части 5 фюзеляжа 1, верхняя часть 6 фюзеляжа 1 снабжена компрессором 7, нижняя часть 5 фюзеляжа 1 снабжена дополнительной камерой сгорания 8, компрессор 7 соединен с камерой сгорания 8, основной канал турбореактивной установки снабжен управляемой заслонкой 11, нижняя часть 5 фюзеляжа 1 с внешней стороны снабжена элементами 12, создающими воздушную подушку.In FIG. 2 schematically shows an aircraft made entirely in the form of a wing using this method. For this aircraft, the fuselage 1 is divided by a horizontal heat-insulating partition 4 and a sealed volume 9 with passengers into the lower 5 and upper 6 of the fuselage 1, the lower and upper parts of the wings 5 are made of porous metal, the turbojet engine 3 is located in the lower part 5 of the fuselage 1, the upper part 6 of the fuselage 1 is equipped with a compressor 7, the lower part 5 of the fuselage 1 is equipped with an additional combustion chamber 8, the compressor 7 is connected to the combustion chamber 8, the main channel of the turbojet is equipped with a controlled shutter 11, neither the lower part 5 of the fuselage 1 is provided on the outside with elements 12 creating an air cushion.

Такое исполнение способа и летательного аппарата (самолета) позволяет существенно сократить скорость при посадке и взлете за счет увеличения подъемной силы.This embodiment of the method and the aircraft (aircraft) can significantly reduce speed during landing and take-off by increasing lift.

Источники информацииInformation sources

1. Патент SU №1466376.1. Patent SU No. 1466376.

2. Патент ФРГ №1426433.2. The Federal Republic of Germany patent No. 1426433.

3. Патент SU №1663980.3. Patent SU No. 1663980.

4. Положительное решение по заявке №2012148856 на Способ работы двигателя.4. A positive decision on the application No. 2012148856 on the way the engine works.

5. Аэродинамика самолета./Под ред. Г.Н. Котельникова. - М., Воениздат, 1974.5. Aerodynamics of the aircraft. / Ed. G.N. Kotelnikova. - M., Military Publishing House, 1974.

6. Энергетические методы увеличения подъемной силы крыла. Петров А.В. ISBN: 978-5-9221-1343-4, 2011, 404 стр.6. Energy methods to increase the lifting force of the wing. Petrov A.V. ISBN: 978-5-9221-1343-4, 2011, 404 pp.

7. Патент SU №2240957. Способ увеличения подъемной силы крыла самолета.7. Patent SU No. 2240957. A method of increasing the lifting force of an airplane wing.

8. Патент США №4004761, кл. 244-100.8. US Patent No. 4004761, cl. 244-100.

9. Самолет с шасси на воздушной подушке. Патент РФ №805563, кл. В60V 3/08, В64С 25/00.9. Airplane with hovercraft. RF patent No. 805563, cl. B60V 3/08, B64C 25/00.

Claims (2)

1. Способ создания подъемной силы крыла летательного аппарата путем снижения давления в верхней части крыла при посадке и взлете за счет отсоса воздуха с верхней части крыла летательного аппарата, при этом осуществляют продольный раздел крыла с помощью теплоизоляционной перегородки на две части – верхнюю и нижнюю, выполненные из пористого материала, отсоса воздуха с верхней части крыла через пористую верхнюю поверхность крыла за счет работы компрессора с повышением давления под нижней частью крыла путем переброса сжатого воздуха в дополнительную камеру сгорания, установленную в нижней части крыла, и последующего сброса части разогретого воздуха и продуктов сгорания от дополнительной камеры сгорания и турбореактивного двигателя через нижнюю часть крыла летательного аппарата.1. The method of creating the lifting force of the wing of an aircraft by reducing the pressure in the upper part of the wing during landing and take-off due to suction of air from the upper part of the wing of the aircraft, while the longitudinal section of the wing is carried out using a heat-insulating partition into two parts - upper and lower, made from a porous material, suction of air from the upper part of the wing through the porous upper surface of the wing due to the compressor working with increasing pressure under the lower part of the wing by transferring compressed air to additional ADDITIONAL combustion chamber mounted in the lower portion of the wing, and subsequent discharge part of the heated air and combustion products from the combustion chamber and further turbojet through a lower portion of an aircraft wing. 2. Летательный аппарат типа летающее крыло, содержащий фюзеляж, крыло и турбореактивный двигатель, крыло разделено горизонтальной теплоизоляционной перегородкой и герметичным объемом для пассажиров на нижнюю и верхнюю части, нижняя и верхняя часть крыльев выполнена из пористого металла, турбореактивный двигатель расположен в нижней части фюзеляжа, верхняя часть фюзеляжа снабжена компрессором, нижняя часть фюзеляжа снабжена дополнительной камерой сгорания, компрессор соединен с камерой сгорания, основной канал турбореактивного двигателя снабжен управляемой заслонкой, нижняя часть фюзеляжа с внешней стороны снабжена элементами, создающими воздушную подушку.2. A flying wing type aircraft containing a fuselage, a wing and a turbojet engine, the wing is divided by a horizontal heat-insulating partition and a sealed volume for passengers into the lower and upper parts, the lower and upper parts of the wings are made of porous metal, the turbojet engine is located in the lower part of the fuselage, the upper part of the fuselage is equipped with a compressor, the lower part of the fuselage is equipped with an additional combustion chamber, the compressor is connected to the combustion chamber, the main channel of the turbojet engine The body is equipped with a controlled flap, the lower part of the fuselage from the outside is equipped with elements that create an air cushion.
RU2016142764A 2016-11-01 2016-11-01 Method of regulating the lifting force of the aircraft and aircraft itself RU2661005C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016142764A RU2661005C2 (en) 2016-11-01 2016-11-01 Method of regulating the lifting force of the aircraft and aircraft itself

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016142764A RU2661005C2 (en) 2016-11-01 2016-11-01 Method of regulating the lifting force of the aircraft and aircraft itself

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016142764A3 RU2016142764A3 (en) 2018-05-03
RU2016142764A RU2016142764A (en) 2018-05-03
RU2661005C2 true RU2661005C2 (en) 2018-07-11

Family

ID=62106063

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016142764A RU2661005C2 (en) 2016-11-01 2016-11-01 Method of regulating the lifting force of the aircraft and aircraft itself

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2661005C2 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3099423A (en) * 1961-10-02 1963-07-30 Rolls Royce Vtol aircraft engine inlet structure
GB1273785A (en) * 1969-06-12 1972-05-10 Dehavilland Aircraft Canada High forward speed vertical take-off and landing aircraft
US3718294A (en) * 1970-03-14 1973-02-27 Ver Flugtechnische Werke Wing arrangement for a v/stol aircraft
RU2162809C2 (en) * 1999-04-27 2001-02-10 Рогов Анатолий Павлович Vertical take-off and landing aircraft
WO2016009376A1 (en) * 2014-07-18 2016-01-21 Pegasus Universal Aerospace (Pty) Ltd. Vertical take-off and landing aircraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3099423A (en) * 1961-10-02 1963-07-30 Rolls Royce Vtol aircraft engine inlet structure
GB1273785A (en) * 1969-06-12 1972-05-10 Dehavilland Aircraft Canada High forward speed vertical take-off and landing aircraft
US3718294A (en) * 1970-03-14 1973-02-27 Ver Flugtechnische Werke Wing arrangement for a v/stol aircraft
RU2162809C2 (en) * 1999-04-27 2001-02-10 Рогов Анатолий Павлович Vertical take-off and landing aircraft
WO2016009376A1 (en) * 2014-07-18 2016-01-21 Pegasus Universal Aerospace (Pty) Ltd. Vertical take-off and landing aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
RU2016142764A3 (en) 2018-05-03
RU2016142764A (en) 2018-05-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7878458B2 (en) Method and apparatus for enhancing engine-powered lift in an aircraft
US8262031B2 (en) Co-flow jet aircraft
US10358208B2 (en) Hybrid flow control method for simple hinged flap high-lift system
CN101297107B (en) Turbofan engine for stol aircraft
RU2349505C1 (en) Method of creating aircraft lift (versions), method of flight, non-aerodynamic all-weather vtol aircraft "maxinio" (versions), methods of take-off and landing, aicraft control method and system, fuselage, wing (versions), thrust reverse and method of its operation, landing gear system, gas separation and distribution system
US2557522A (en) Aerodynes equipped with reaction jet propulsion means
CN110525680A (en) One kind being suitable for complicated hypersonic aircraft mechanism study model simplification design method
Petrov Aerodynamics of STOL airplanes with powered high-lift systems
RU2591102C1 (en) Supersonic aircraft with closed structure wings
RU2661005C2 (en) Method of regulating the lifting force of the aircraft and aircraft itself
US3025026A (en) Supplemental flight controls for aircraft
RU2435707C2 (en) Vertical take-off and landing aircraft
Sadraey et al. Drag force and drag coefficient
Wimpress Upper surface blowing technology as applied to the YC-14 airplane
RU2647363C2 (en) Method of regulating the lifting force of the aircraft
RU2612036C1 (en) Aircraft module pulling lifting force
RU2621780C1 (en) Aircraft creating lifting force
RU2297951C1 (en) Aircraft with flat fuselage
CN111038691B (en) System for improving lift force
RU2711760C2 (en) Short take-off and landing aircraft with gas-dynamic control
CN202624648U (en) Track acceleration plane using two stages of motion platforms to finish levitation of two-stage rocket spacecraft
RU2323113C2 (en) Aircraft with flat air cushion fuselage
RU2711633C2 (en) Short take-off and landing aircraft with gas-dynamic control
RU165674U1 (en) Unmanned aerial vehicle
RU2574873C1 (en) Vertical take-off and landing aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20181102