RU2766913C1 - Side-thrust engine for landing aircraft in crosswind - Google Patents

Side-thrust engine for landing aircraft in crosswind Download PDF

Info

Publication number
RU2766913C1
RU2766913C1 RU2021129746A RU2021129746A RU2766913C1 RU 2766913 C1 RU2766913 C1 RU 2766913C1 RU 2021129746 A RU2021129746 A RU 2021129746A RU 2021129746 A RU2021129746 A RU 2021129746A RU 2766913 C1 RU2766913 C1 RU 2766913C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
shell
external circuit
aircraft
elastic annular
Prior art date
Application number
RU2021129746A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Иванович Ивандаев
Original Assignee
Сергей Иванович Ивандаев
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 Сергей Иванович Ивандаев filed Critical Сергей Иванович Ивандаев
Priority to RU2021129746A priority Critical patent/RU2766913C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2766913C1 publication Critical patent/RU2766913C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft industry.
SUBSTANCE: two-circuit gas turbine engine with the possibility of creating lateral thrust is designed for use on an aircraft with the possibility of landing in a crosswind. On each side of the nozzle of the external circuit of the engine, a side thrust nozzle is installed in the form of a rectangular window with a sash driven by hydraulic cylinders and opening the air outlet of the external circuit of the engine into the atmosphere, behind which, in the course of the movement of air in the engine, an inflated elastic annular shell is installed in the external circuit, which in the inflated state partially overlaps the passage section of the external circuit of the engine. The shell is connected through controlled valves by pipelines to one of the air intake from the compressor and the atmosphere. The shell is located on the outer or inner shell of the external circuit of the engine. The sensors of the crosswind speed, the opening angles of the flaps of the side nozzles and the degree of inflation of the elastic annular shell are connected to the automatic engine control system.
EFFECT: invention is aimed at increasing the flight safety of the aircraft.
4 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к авиации, а именно к двигателям для осуществлении посадки (взлета) самолетов при наличии бокового ветра.The invention relates to aviation, namely to engines for landing (takeoff) aircraft in the presence of side wind.

Известно, что наличие бокового ветра существенно усложняет посадку самолетов. Поскольку самолет сносится боковым ветром, то для компенсации сноса при посадке используют движение к посадочной полосе, отвернув самолет против ветра на угол сноса. При этом в самый последний момент перед касанием полосы пилот должен развернуть самолет строго по полосе, чтобы исключить боковой удар по шасси, который может привести к поломке стоек шасси и катастрофе. Это требует от пилота мастерства и самообладания.It is known that the presence of a crosswind significantly complicates the landing of aircraft. Since the aircraft is drifted by a side wind, to compensate for drift during landing, movement towards the runway is used, turning the aircraft into the wind at the drift angle. At the same time, at the very last moment before touching the runway, the pilot must turn the aircraft strictly along the runway in order to exclude a side impact on the landing gear, which can lead to damage to the landing gear and disaster. This requires skill and self-control from the pilot.

Известен способ посадки самолета при боковом ветре с использованием несимметричной тяги двигателей самолета (заявка на изобретение №2015149094). Недостатком такого предложение является фактическая невозможность предотвращения сноса самолета боковым ветром. Такой способ позволяет только выправлять возможное рыскание самолета, т.е. повороты вокруг вертикальной оси. При наличии бокового ветра самолет будет сноситься по направлению вектора скорости ветра, поэтому для предотвращения такого сноса требуется создание компенсирующей действие ветра боковой силы.A known method of landing an aircraft in a crosswind using asymmetric thrust aircraft engines (application for invention No. 2015149094). The disadvantage of this proposal is the actual impossibility of preventing the drift of the aircraft by a side wind. This method only makes it possible to correct the possible yaw of the aircraft, i.e. rotation around a vertical axis. In the presence of a crosswind, the aircraft will drift in the direction of the wind velocity vector, therefore, to prevent such a drift, the creation of a side force compensating for the wind is required.

Для создания компенсирующей боковой силы предложено (RU2466445) создавать несимметричное продольное аэродинамическое сопротивление правой и левой частей самолета с помощью аэродинамического тормоза на одном из крыльев. При этом возникает вращающий момент по направлению, который необходимо парировать отклонением вертикального руля. На руле в свою очередь возникает боковая сила, причем крыло, на котором создается дополнительное продольное сопротивление, выбирается таким образом, чтобы сила на вертикальном руле сдвигала самолет на ветер. Для самолетов с задним расположением руля направления дополнительное продольное сопротивление надо создавать на наветреном крыле. При этом дополнительное сопротивление предложено создавать в виде управляемого парашюта, устанавливаемым на крыле.To create a compensating lateral force, it was proposed (RU2466445) to create an asymmetric longitudinal aerodynamic drag on the right and left parts of the aircraft using an aerodynamic brake on one of the wings. In this case, a torque in the direction arises, which must be parried by deflecting the vertical rudder. A lateral force, in turn, arises on the rudder, and the wing, on which additional longitudinal resistance is created, is chosen in such a way that the force on the vertical rudder shifts the aircraft into the wind. For aircraft with a rear rudder, additional longitudinal resistance must be created on the windward wing. At the same time, it is proposed to create additional resistance in the form of a controlled parachute mounted on the wing.

Недостатком предложенного решения является его низкая технологичность. Требуется не только разместить парашюты на крыле и вовремя выпустить парашют на одном из крыльев, но и необходимо постоянно контролировать его сопротивление. При порывах ветра (тем более при изменении его направления) требуется быстро менять сопротивление парашюта, а возможно и выпускать парашют на другом крыле и т.д. С учетом быстрого протекания процессов перемены ветра и самой посадки все это представляется трудно осуществимым.The disadvantage of the proposed solution is its low manufacturability. It is required not only to place parachutes on the wing and release the parachute on one of the wings in time, but also to constantly monitor its resistance. With gusts of wind (especially when its direction changes), it is required to quickly change the resistance of the parachute, and possibly release the parachute on the other wing, etc. Given the rapid flow of wind change processes and the landing itself, all this seems difficult to implement.

Известны устройства для создания боковой тяги двигателя, которые обеспечивают всеазимутальное отклонение вектора тяги сопла (RU №2320882). Недостатком такого устройства является его сложность, громоздкость и дороговизна, в силу чего оно не находит применения в гражданской авиации, тем более, что в этом и нет необходимости. Для пассажирских самолетов достаточно иметь возможность обеспечить двигателем боковую тягу для исключения сноса самолета при посадке в случае наличия бокового ветра.Known devices for creating lateral thrust of the engine, which provide all-azimuth deflection of the thrust vector of the nozzle (RU No. 2320882). The disadvantage of such a device is its complexity, bulkiness and high cost, due to which it is not used in civil aviation, especially since this is not necessary. For passenger aircraft, it is sufficient to be able to provide the engine with lateral thrust to prevent the aircraft from drifting during landing in the presence of a side wind.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является разработка авиационного двигателя пассажирских самолетов, например, двухконтурного турбореактивного двигателя, с соплами боковой тяги.The problem to which the present invention is directed is the development of an aircraft engine for passenger aircraft, for example, a bypass turbojet engine, with side thrust nozzles.

Техническим результатом, достигаемым в заявленном изобретении, является относительно простое быстродействующее сопло боковой тяги, обеспечивающее боковую тягу двигателя. В результате действия такого устройства у пилота отпадает необходимость при посадке с боковым ветром выдерживать угол сноса против ветра с последующим выравниванием самолета по полосе перед касанием. Это увеличит безопасность полетов и их надежность.The technical result achieved in the claimed invention is a relatively simple high-speed side thrust nozzle that provides side thrust of the engine. As a result of the operation of such a device, the pilot does not need to maintain the drift angle against the wind during landing with a crosswind, followed by the alignment of the aircraft along the runway before touchdown. This will increase flight safety and reliability.

Получение технического результата изобретения осуществляют за счет того, что на каждой боковой стороне сопла внешнего контура двухконтурного газотурбинного двигателя установлено сопло боковой тяги в виде прямоугольного окна со створкой, приводимой в действие гидравлическими цилиндрами и открывающей выход воздуха внешнего контура двигателя в атмосферу, за которыми по ходу движения воздуха в двигателе во внешнем контуре установлена раздуваемая эластичная кольцевая оболочка. Эластичная оболочка в раздутом состоянии частично перекрывает проходное сечение внешнего контура двигателя.Obtaining the technical result of the invention is carried out due to the fact that on each side of the nozzle of the external circuit of a bypass gas turbine engine, a side thrust nozzle is installed in the form of a rectangular window with a sash driven by hydraulic cylinders and opening the air outlet of the external circuit of the engine into the atmosphere, followed by air movement in the engine, an inflatable elastic annular shell is installed in the external circuit. The elastic shell in the inflated state partially overlaps the flow area of the outer contour of the engine.

Раздуваемая эластичная кольцевая оболочка установлена на внешней обечайке внешнего контура двигателя и системой трубопроводов с управляемыми клапанами соединена с одним из отборов компрессора воздуха высокого давления и атмосферой.The inflatable elastic annular shell is installed on the outer shell of the outer circuit of the engine and is connected by a pipeline system with controlled valves to one of the high-pressure air compressor outlets and the atmosphere.

Раздуваемая эластичная кольцевая оболочка установлена на внутренней обечайке внешнего контура двигателя и системой трубопроводов с управляемыми клапанами соединена с одним из отборов компрессора воздуха высокого давления и атмосферой.The inflatable elastic annular shell is installed on the inner shell of the outer circuit of the engine and is connected by a system of pipelines with controlled valves to one of the high-pressure air compressor outlets and the atmosphere.

К системе автоматического управления двигателем дополнительно подключены датчики скорости бокового ветра, углов открытия створок боковых сопел и степени раздува эластичной кольцевой оболочки, а также управляющие клапаны эластичной кольцевой оболочки.The automatic engine control system is additionally connected to sensors for crosswind speed, side nozzle flap opening angles and degree of inflation of the elastic annular shell, as well as control valves of the elastic annular shell.

Преимуществом предлагаемого изобретения является его относительная простота, которая позволяет быстро реагировать на изменения боковой ветровой нагрузки при порывах ветра. Кроме того, оно компактно и легко компонуется с системой реверса тяги, что позволит его размещать фактически на любом двигателе.The advantage of the proposed invention is its relative simplicity, which allows you to quickly respond to changes in the lateral wind load during gusts of wind. In addition, it is compact and easily assembled with a thrust reverser system, which will allow it to be placed on virtually any engine.

Предлагаемое устройство поясняется схемами и рисунком, представленными на фиг. 1-4. На фиг. 1 показано расположение прямоугольного окна бокового сопла и раздуваемая эластичная кольцевая оболочка. Фиг. 2 поясняет механизм открытия и закрытия окна. На фиг. 3 дана схема к расчету боковой силы ветра, действующей на самолет, а на фиг. 4 расчетная зависимость боковой силы от скорости ветра.The proposed device is illustrated by diagrams and drawings shown in Fig. 1-4. In FIG. 1 shows the location of the rectangular side nozzle window and the inflatable elastic annular shell. Fig. 2 explains the mechanism for opening and closing a window. In FIG. 3 is a diagram for calculating the lateral wind force acting on the aircraft, and Fig. 4 calculated dependence of the lateral force on the wind speed.

На фиг. 1-а показана гондола 1 двигателя, ограничивающая внешний контур 2 двигателя. Внешний контур 2 двигателя заканчивается соплом 3. Из внутреннего контура двигателя показана турбина 4, после которой расположено сопло 5 внутреннего контура. Гондола 1 по бокам имеет прямоугольные окна 6, соединяющие внешний контур 2 двигателя с атмосферой. Окна 6 закрываются створками 7, которые приводятся в действие тягами 8. За окнами 6 по ходу воздуха во внешнем контуре 2 двигателя установлена раздуваемая эластичная кольцевая оболочка 9. На фиг. 1-а показана кольцевая оболочка 9. установленная на внешней обечайке внешнего контура 2, а на фиг. 1-б кольцевая оболочка 9 размещена на внутренней обечайке внешнего контура 2. Воздух высокого давления подается в оболочку 9 через отверстие 10, как показано на фиг. 1-а. Отверстие 10 соединено с одним из отборов воздуха компрессора двигателя (не показано). Стрелкой показана подача воздуха из отверстия 10 в оболочку 9. Аналогично стрелкой показано поступление воздуха в оболочку 9 на фиг. 1-б. Пунктиром на фиг. 1 показано положение тяги 8 при закрытой створке 7.In FIG. 1-a shows an engine nacelle 1 defining an external engine contour 2. The outer circuit 2 of the engine ends with a nozzle 3. The turbine 4 is shown from the inner circuit of the engine, after which the nozzle 5 of the inner circuit is located. The nacelle 1 on the sides has rectangular windows 6 connecting the outer circuit 2 of the engine with the atmosphere. The windows 6 are closed by shutters 7, which are actuated by rods 8. An inflatable elastic annular shell 9 is installed behind the windows 6 along the air flow in the external circuit 2 of the engine. 1-a shows an annular shell 9 installed on the outer shell of the outer contour 2, and in Fig. 1-b the annular shell 9 is placed on the inner shell of the outer circuit 2. High-pressure air is supplied to the shell 9 through the hole 10, as shown in FIG. 1-a. Port 10 is connected to one of the engine compressor air outlets (not shown). The arrow shows the air supply from the opening 10 to the shell 9. Similarly, the arrow shows the air flow into the shell 9 in FIG. 1-b. The dotted line in Fig. 1 shows the position of the rod 8 with the leaf 7 closed.

На фиг. 2 подробнее показан привод створки 7. Тяги 8 через оси 11 соединены со штоками 12 гидроцилиндров 13, имеющих поворотное крепление 14. Гидроцилиндры 13 размещены по обе стороны от створки 7 под внешней обечайкой гондолы 1. Оси 11 перемещаются вдоль щелевых разрезов в боковых стенках окон 6 (не показаны).In FIG. 2 shows in more detail the drive of the sash 7. The rods 8 through the axis 11 are connected to the rods 12 of the hydraulic cylinders 13, having a swivel mount 14. The hydraulic cylinders 13 are placed on both sides of the sash 7 under the outer shell of the gondola 1. The axes 11 move along the slotted cuts in the side walls of the windows 6 (not shown).

Устройство работает следующим образом. При посадке с боковым ветром по управляющей команде пилота открываются створки 7 с подветренной стороны двигателей. Это происходит за счет того, что штоки 12 гидроцилиндров 13 втягиваются и через оси 11 передают усилие на тяги 8. Тяги 8, закрепленные одним концом на створках 7, давят на створки и открывают их. Одновременно открывается клапан воздуха высокого давления и воздух поступает в раздуваемую эластичную кольцевую оболочку 9. Оболочка раздувается и частично перекрывает проходное сечение второго контура 2. Часть воздуха второго контура 2 пойдет через образованное сужение через сопло 3, а другая часть через окно 6 (боковое сопло) в атмосферу, создавая боковую тягу. При изменении ветра порывами боковая сила двигателя регулируется степенью открытия второй створки 7, находящейся на противоположной боковой стороне двигателя. Поскольку открытие створок 7 и создание боковой тяги приводит к падению основной тяги двигателя, то необходимая курсовая скорость движения самолета при посадке поддерживается соответствующим изменением режима работы двигателя. Наличие регулируемой боковой тяги двигателей самолета, осуществление работы правых и левых двигателей самолета с разной тягой и работа рулем направления позволит пилоту осуществлять заход на посадку без разворота самолета против ветра на угол сноса.The device works as follows. When landing with a side wind, on the control command of the pilot, doors 7 open on the leeward side of the engines. This is due to the fact that the rods 12 of the hydraulic cylinders 13 are retracted and through the axles 11 they transmit force to the rods 8. The rods 8, fixed at one end on the flaps 7, press on the flaps and open them. At the same time, the high-pressure air valve opens and air enters the inflatable elastic annular shell 9. The shell inflates and partially blocks the flow area of the second circuit 2. Part of the air of the second circuit 2 will go through the narrowing formed through the nozzle 3, and the other part through the window 6 (side nozzle) into the atmosphere, creating lateral thrust. When the wind changes in gusts, the lateral force of the engine is regulated by the degree of opening of the second flap 7, located on the opposite side of the engine. Since the opening of the flaps 7 and the creation of lateral thrust leads to a drop in the main thrust of the engine, the required heading speed of the aircraft during landing is supported by a corresponding change in the engine operating mode. The presence of adjustable lateral thrust of the aircraft engines, the operation of the right and left aircraft engines with different thrust and the operation of the rudder will allow the pilot to land without turning the aircraft against the wind at a drift angle.

После касания полосы гидроцилиндры 13 выдвигают штоки 12, которые через оси 11 и тяги 8 оказывают тянущее усилие на створки 7 и закрывают их. Клапан воздуха высокого давления закрывается, а клапан, сообщающий объем оболочки 9 с атмосферой, открывается, и воздух, раздувающий оболочку 9, стравливается в атмосферу.After touching the strip, the hydraulic cylinders 13 extend the rods 12, which, through the axles 11 and the rods 8, exert a pulling force on the flaps 7 and close them. The high-pressure air valve closes, and the valve that communicates the volume of the shell 9 with the atmosphere opens, and the air that inflates the shell 9 is vented to the atmosphere.

Пример 1. Применительно к определению боковых сил ветра, действующих на самолет, проведен оценочный расчет для ИЛ-96-300. Поперечное обтекание фюзеляжа самолета схематически представлено поперечным обтеканием 16 цилиндров, в которые вписан фюзеляж, поперечное обтекание киля рассмотрено, как поперечное обтекание плоской прямоугольной пластины той же площади. Размеры цилиндров и пластины определены по чертежу самолета ИЛ-96-300, расчетная схема представлена на Фиг. 3. Данные по коэффициентам сопротивления взяты из Справочника по гидравлическим сопротивлениям. И.Е. Идельчик. М. 1992, 672 с.Example 1. In relation to the determination of the lateral wind forces acting on the aircraft, an estimated calculation was carried out for the IL-96-300. The transverse flow around the aircraft fuselage is schematically represented by the transverse flow around 16 cylinders into which the fuselage is inscribed; the transverse flow around the keel is considered as the transverse flow around a flat rectangular plate of the same area. The dimensions of the cylinders and the plate are determined according to the drawing of the IL-96-300 aircraft, the design scheme is shown in Fig. 3. Data on drag coefficients are taken from the Hydraulic Resistance Handbook. I.E. Idelchik. M. 1992, 672 p.

Результаты расчетов показаны на фиг. 4, где даны значения боковых усилий ветра в зависимости от его скорости при температуре 20°С и нормальном давлении. Здесь Fs -суммарное усилие,

Figure 00000001
- усилие на фюзеляж, a Ft - усилие, действующее на киль.The calculation results are shown in Fig. 4, where the values of the lateral forces of the wind are given depending on its speed at a temperature of 20°C and normal pressure. Here F s is the total effort,
Figure 00000001
is the force on the fuselage, and Ft is the force acting on the keel.

При заходе на посадку в режиме полетного малого газа тяга двигателя ПС-90 равна 5400 кгс, а для четырех двигателей самолета суммарная тяга равна 21600 кгс. Если при посадке самолет входит в зону бокового ветра, имеющего скорость 30 м/с, то сила сноса самолета в соответствии с графиком фиг. 4 составит 12000 кгс. Если принять, что максимальное раскрытие створки 7 равно 70 градусов. То боковая тяга четырех двигателей будет равна 12000 кгс при отборе из второго контура 0.371 расхода воздуха, при этом режим двигателей нужно поднять до 63.65% от номинального, т.е. нужно увеличить тягу каждого двигателя до 8592.5 кгс, а их суммарную тягу до 34370 кгс. В этом случае движение самолета будет по-прежнему осуществляться с линейной тягой двигателей в 21600 кгс, но при этом будет компенсироваться снос самолета боковым ветром. Таким образом, можно осуществлять посадку самолета даже при значительной скорости бокового ветра без разворота самолета против ветра на угол сноса.During landing approach in flight idle mode, the PS-90 engine thrust is 5400 kgf, and for the aircraft's four engines the total thrust is 21600 kgf. If, during landing, an aircraft enters a crosswind zone with a speed of 30 m/s, then the drift force of the aircraft, in accordance with the graph of Fig. 4 will be 12000 kgf. If we assume that the maximum opening of the sash 7 is 70 degrees. Then the lateral thrust of the four engines will be equal to 12000 kgf with the selection of 0.371 air flow from the second circuit, while the engine mode must be increased to 63.65% of the nominal, i.e. it is necessary to increase the thrust of each engine to 8592.5 kgf, and their total thrust to 34370 kgf. In this case, the movement of the aircraft will continue to be carried out with a linear engine thrust of 21600 kgf, but at the same time, the drift of the aircraft by a side wind will be compensated. Thus, it is possible to carry out the landing of the aircraft even at a significant crosswind speed without turning the aircraft into the wind at the drift angle.

Claims (4)

1. Двигатель с боковой тягой для посадки самолетов при боковом ветре, представляющий собой двухконтурный газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что на каждой боковой стороне сопла внешнего контура двигателя установлено сопло боковой тяги в виде прямоугольного окна со створкой, приводимой в действие гидравлическими цилиндрами и открывающей выход воздуха внешнего контура двигателя в атмосферу, за которыми по ходу движения воздуха в двигателе во внешнем контуре установлена раздуваемая эластичная кольцевая оболочка, которая в раздутом состоянии частично перекрывает проходное сечение внешнего контура двигателя.1. A side thrust engine for landing aircraft in a crosswind, which is a bypass gas turbine engine, characterized in that on each side of the nozzle of the outer contour of the engine there is a side thrust nozzle in the form of a rectangular window with a sash driven by hydraulic cylinders and opening the exit air of the external circuit of the engine into the atmosphere, behind which, in the direction of air movement in the engine, an inflatable elastic annular shell is installed in the external circuit, which in the inflated state partially overlaps the flow section of the external circuit of the engine. 2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что раздуваемая эластичная кольцевая оболочка установлена на внешней обечайке внешнего контура двигателя и системой трубопроводов с управляемыми клапанами соединена с одним из отборов компрессора воздуха высокого давления и атмосферой.2. The engine according to claim 1, characterized in that the inflatable elastic annular shell is installed on the outer shell of the external circuit of the engine and is connected to one of the high-pressure air compressor outlets and the atmosphere by a pipeline system with controlled valves. 3. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что раздуваемая эластичная кольцевая оболочка установлена на внутренней обечайке внешнего контура двигателя и системой трубопроводов с управляемыми клапанами соединена с одним из отборов компрессора воздуха высокого давления и атмосферой.3. The engine according to claim 1, characterized in that the inflatable elastic annular shell is installed on the inner shell of the outer contour of the engine and is connected to one of the high-pressure air compressor outlets and the atmosphere by a pipeline system with controlled valves. 4. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что к системе автоматического управления двигателем дополнительно подключены датчики скорости бокового ветра, углов открытия створок боковых сопел и степени раздува эластичных кольцевых оболочек, а также управляющие клапаны эластичной кольцевой оболочки.4. The engine according to claim 1, characterized in that the automatic control system of the engine is additionally connected to the crosswind speed sensors, the opening angles of the side nozzle flaps and the degree of inflation of the elastic annular shells, as well as the control valves of the elastic annular shell.
RU2021129746A 2021-10-13 2021-10-13 Side-thrust engine for landing aircraft in crosswind RU2766913C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021129746A RU2766913C1 (en) 2021-10-13 2021-10-13 Side-thrust engine for landing aircraft in crosswind

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021129746A RU2766913C1 (en) 2021-10-13 2021-10-13 Side-thrust engine for landing aircraft in crosswind

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2766913C1 true RU2766913C1 (en) 2022-03-16

Family

ID=80736931

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021129746A RU2766913C1 (en) 2021-10-13 2021-10-13 Side-thrust engine for landing aircraft in crosswind

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2766913C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008045071A1 (en) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine with a variable exit area fan nozzle, nacelle assembly of such a engine, and corresponding operating method
RU2457151C1 (en) * 2010-12-24 2012-07-27 Валерий Николаевич Сиротин Manoeuvrable aircraft with gas-dynamic control system
FR2965304B1 (en) * 2010-09-23 2012-10-12 Airbus Operations Sas AIR DISCHARGE DEVICE FOR DOUBLE FLOW AIRCRAFT AIRCRAFT
EP2730773A2 (en) * 2012-11-13 2014-05-14 Rolls-Royce plc A gas turbine engine exhaust nozzle

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008045071A1 (en) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine with a variable exit area fan nozzle, nacelle assembly of such a engine, and corresponding operating method
FR2965304B1 (en) * 2010-09-23 2012-10-12 Airbus Operations Sas AIR DISCHARGE DEVICE FOR DOUBLE FLOW AIRCRAFT AIRCRAFT
RU2457151C1 (en) * 2010-12-24 2012-07-27 Валерий Николаевич Сиротин Manoeuvrable aircraft with gas-dynamic control system
EP2730773A2 (en) * 2012-11-13 2014-05-14 Rolls-Royce plc A gas turbine engine exhaust nozzle

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6938408B2 (en) Thrust vectoring and variable exhaust area for jet engine nozzle
Reckzeh Aerodynamic design of the high-lift-wing for a Megaliner aircraft
US6546716B2 (en) Jet engine nozzle with variable thrust vectoring and exhaust area
US3047257A (en) Device for changing airfoil profile
US2941751A (en) Spoiler for aircraft wings
Englar et al. Design of the circulation control wing STOL demonstrator aircraft
CN109131900B (en) Thrust reverser assembly for an aircraft and method of operating an aircraft
EP3170750B1 (en) Bi-fold thrust recovery outflow valve with a ram air flap
US2969939A (en) Asymmetrically variable supersonic inlet system
US20020014555A1 (en) Method for altitude control and/or pitch angle control of airships, and an airship having a device for altitude control and/or pitch angle trimming
CN107521660B (en) Active flow control device for an airfoil
US6643568B2 (en) System for automatically controlling lift-augmentation devices of an aircraft during take-off
EP2353998A1 (en) Aircraft
US3515361A (en) Control of aircraft by deflection of propulsion gases
US2886264A (en) Stall roll control device for vertical take-off airplane
US10435159B2 (en) Cabin pressure outflow valve noise suppression devices and methods
RU2766913C1 (en) Side-thrust engine for landing aircraft in crosswind
IL44920A (en) Aircraft attitude control
US4674716A (en) Blown crescent airfoil
US3188021A (en) Boundary layer control system utilizing a collapsible duct positioned in a control surface
US11242798B2 (en) Method and apparatus for an engine inlet for a ram-air system with an icing bypass
BURCHAM, JR et al. Preliminary flight test results of a fly-by-throttle emergency flight control system on an F-15 airplane
Collard Concorde airframe design and development
RU2800256C1 (en) Thrust reverser of two-circuit gas-turbine engine
BR112020023319A2 (en) combination of compressed fluid ejector and propeller propulsion system