WO2013037379A9 - Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления - Google Patents

Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления Download PDF

Info

Publication number
WO2013037379A9
WO2013037379A9 PCT/EA2012/000008 EA2012000008W WO2013037379A9 WO 2013037379 A9 WO2013037379 A9 WO 2013037379A9 EA 2012000008 W EA2012000008 W EA 2012000008W WO 2013037379 A9 WO2013037379 A9 WO 2013037379A9
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fuselage
aerodynamic
wing
aircraft engines
aerodynamic channel
Prior art date
Application number
PCT/EA2012/000008
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2013037379A1 (ru
Inventor
Геннадий Трофимович КРЕЩИШИН
Лариса Трофимовна КРЕЩИШИНА
Original Assignee
Kreshchishin Gennady Trofimovich
Kreshchishina Larisa Trofimovna
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 Kreshchishin Gennady Trofimovich, Kreshchishina Larisa Trofimovna filed Critical Kreshchishin Gennady Trofimovich
Priority to EP12831379.8A priority Critical patent/EP2757039B1/en
Priority to EA201400201A priority patent/EA028045B1/ru
Publication of WO2013037379A1 publication Critical patent/WO2013037379A1/ru
Publication of WO2013037379A9 publication Critical patent/WO2013037379A9/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/0009—Aerodynamic aspects
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Definitions

  • the invention relates to aeronautical engineering and is applicable to improve aerodynamic quality and reduce the flight resistance of a helicopter, an aircraft, including large classic airbuses and amphibians, airfoils and hovercraft, airboats, possibly by upgrading them.
  • the Kreshchishin aircraft is known with a through aerodynamic channel placed on and inside the rear fuselage leading to an opening at the end of the fuselage.
  • the Kreshchishin fuselage is known with a tail section smoothly tapering towards the end, over which the keel is fixed with a pivoting rudder of flight direction, under which a through aerodynamic channel is placed, the end of which is inclined to the fuselage end downwards along the fuselage tail section / cm.
  • the aircraft is also known from the state of the art, equipped with three aircraft engines placed in nacelles, two of which behind the wing are attached on horizontal pylons to the narrowing part
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) fuselage symmetrically with its longitudinal oclf ⁇ ' a above the fuselage tail section on the vertical pylon a third aircraft engine is strengthened and above it a steering wheel is installed on the vertical pylon on the rotary axis.
  • the edges of the air intakes at the engine nacelles are perpendicular to the longitudinal axes of aircraft engines.
  • To prevent the runway from touching the longitudinal profile of the fuselage is made with a strongly convex bottom and a slightly curved roof of the fuselage in the middle and such that the profile of the fuselage resembles an inverted aerodynamic profile with a downward aerodynamic force.
  • the end of the fuselage tail is sharpened with a gradually decreasing cross-sectional diameter towards the end of the fuselage.
  • the tapering part of the fuselage is inconvenient for accommodating passengers and cargo and, as a rule, is not commercially used.
  • the weighting of the rear fuselage of aircraft engines leads to a shift of the center of mass of an empty aircraft back, so that the wing and landing gear must be placed closer to the tail. This increases the length of the nose of the fuselage, experiencing large bending moments, and makes it difficult to balance the aircraft, because when refueling and loading with cargo the center of mass of the fuselage moves forward.
  • the front part of the fuselage When loading with a fuselage cargo, the front part of the fuselage is loaded first with cargo, or the passengers are seated in the nose, and only after the front fuselage loading, the rear fuselage is loaded, which increases the loading time of the aircraft.
  • the central aircraft engine mounted on a vertical pylon at the end of the fuselage, is located high above the center of mass of the fuselage and, depending on the thrust force of the central aircraft engine, a variable-in size dive moment of inclination of the aircraft nose down is created
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) the central aircraft engine, which is inevitably required to take into account to the detriment of flight by controlling the elevator or controlled stabilizer, which requires additional attention of the pilots during the flight, and increases the consumption of jet fuel. / cm.
  • the technical task is to reduce the flight resistance and improve aerodynamic quality, possibly as a result of the modernization of the aircraft, helicopter, screen airplane, hovercraft, airboat, amphibious aircraft.
  • the technical result is achieved by reducing the contact area of the outer surface of the end of the fuselage with high-speed air flow, for which the said contact area is reduced by increasing the area of the holes in the end of the fuselage.
  • the bottom is made convex upward, for example, curved upward along the shape of the convex side of the airfoil.
  • the side surfaces of the aerodynamic channel may arrive, and may not be adjacent to the skin of the fuselage.
  • the stabilizer can be made controlled, in front of the middle of the fuselage a wing is attached to the fuselage, possibly with geometric twist. Ahead of the aerodynamic channel on the pylons attached at the top to the
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) at least two aircraft engines, possibly turboprop and within the sides of the aerodynamic channel, are attached to the upper side of the fuselage in front of and above the wing attachment areas to the fuselage. Behind the front aircraft engines in front of the aerodynamic channel, rear aircraft engines can be attached to the top of the fuselage on the pylons. Behind: and above the front, a rear wing with aircraft engines attached to it can be attached to the fuselage.
  • the aerodynamic channel is made of two parts, namely, the front open part and the rear tubular part, curved along the roof of the fuselage, laid over the cargo-carrying cabin.
  • the tubular part of the aerodynamic channel is laid along the fuselage above the wing and behind the wing and is located behind the aircraft engines in their high-speed air flow, with a lifting force caused by them, depending on the mode of operation of aircraft engines, the power and speed of their high-speed air flow, angle of attack, shape of the airfoil, independently on the speed of the fuselage, including during takeoff and landing.
  • Different angles of attack to the fuselage are established, namely, in the range from + 2 ° to + 9 °, smaller than the start of stall on them, the surface turbulent layers of high-speed air flow and at which aircraft engines create the greatest positive lift force in the aerodynamic channel, possibly the front angles aircraft engines and the wing have more angles of attack for the rear aircraft engines and the rear wing.
  • the roof can be divided along the fuselage, at least in two by a convex protrusion bent upwards, possibly placed along the middle of the roof, the lateral edges of the roof are curved upwards above the roof connecting them in the transverse direction.
  • the width of the fuselage and the aerodynamic channel is greater than the height of the fuselage at the highest point of the fuselage.
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) The aerodynamic channel in front is attached to the pylons and engine nacelles of aircraft engines and laid along the fuselage.
  • the side edges of the roof are curved along the roof up above the middle part of the roof connecting them in the transverse direction.
  • the roof can be divided along the fuselage, at least in two by a curved upward projection, possibly placed along the center of the roof.
  • At least one hole in the fuselage with a keel fixed above it is made along the middle part of the keel, for example, along the middle part of the keel support, and can be split in two to the right and left on both sides along the keel support.
  • At least part of the keel support is reinforced in the raised end of the tail fuselage, possibly in which the tubular part of the aerodynamic channel is placed.
  • the bottom of the tail part of the fuselage can be performed at least with one opening. At least one opening can be closed by gates with opening and closing flaps, suspended from the opening edging.
  • Door leaves are removable and can be dismantled.
  • the edges of the tail of the aerodynamic channel can be combined and connected to the edging of the opening in the tail of the fuselage.
  • the door leaves can be equipped with turning mechanisms.
  • the fuselage in places of apertures is equipped with lifts for loading and unloading goods, for example, for serving passengers with disabilities, baggage, for servicing dry closets. With apertures and in the form of apertures the bottom edge of the end of the fuselage tail is made.
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) air flow. It is possible to reduce the flight resistance if a part of the swirling air flow from the upper surface of the fuselage tail section is sucked into the entrance of the aerodynamic channel under the action of air dilution behind the tail fuselage, stabilizes and forms into the jet and is discharged into the air behind the tail fuselage into the air flow turbulence.
  • the method of reducing the resistance is to create at the top of the casing at least one hole with rounded edges inside the fuselage, and the other hole should be in the form of a slice of the tail end and connect the holes with an aerodynamic channel.
  • the fuselage can be used in an airboat, a hovercraft, a screen aircraft, a spindle, an airplane, including an amphibian.
  • FIG. 1 shows the rear part of the fuselage, side view.
  • FIG. 2 shows the rear part of the fuselage, a top view.
  • Figures 3 and 4 depict the rear part of the fuselage with possible production and placement options for the bottom gate and smoothly curved aerodynamic channels, a side view with a slit.
  • FIG. 5 shows the rear part of the fuselage of FIG. 3 and 4 with a wide tail section and a wide bottom opening created by a wide aerodynamic channel combined with the curved roof of the passenger cabin and connected to the edges of the opening and holes in the tail of the fuselage and with two openings on the sides of the tail
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) parts closed with sash doors for the installation and dismantling of dry closets.
  • the aerodynamic shape of the tail section 1 is created by a covering 2 fixed on a strong frame, in the upper part of which a hole 3 is made, which is combined by smooth rounding with the front upper edge of the inclined aerodynamic channel 4, the lower edge of which is aligned with the hole 5, which is made in the form of a tail end 1.
  • the durable frame inside the tail section 1 fits snugly to the shell 2, forming with it one strong unit.
  • a stabilizer 6 is attached to the strong frame on the sides of the casing 2 with the steering wheel height 7 and at the top of the casing 2 a keel 8 is attached to the strong frame with the steering wheel 9 of the direction of flight.
  • Up to 10 tail section 1 can be made in the form of a wing, possibly with a symmetrical aerodynamic profile, and in other embodiments with an asymmetrical aerodynamic profile, including an inverted curvature of the profile.
  • the bottom II can be longitudinally arched up from the sides along the aerodynamic channel 4 and, possibly, simultaneously curved along the aerodynamic channel 4 in the shape of the convex side of the airfoil.
  • the hole 3 in the casing 2 is curved to form the casing 2 and can be made oval and divided right and left along, for example, in half with a keel 8, and the bend and width of the hole 3 can be limited by the upper surface 12 of the stabilizer 6, and the length of the hole 3 can be limited distance from the bulkhead 13 passenger cabin to the wing
  • Hole 3 may have a larger hole area than hole 5 with a cut-off end of the tail section 1, and the side surfaces of the aerodynamic channel 4 may lie flat and may not rest against the skin 2 of the tail section 1.
  • two side aircraft engines 15 are mounted on the fuselage, for example, on pylons in front of the wing 16, symmetrically to the longitudinal axis of the fuselage above the longitudinal axis of the fuselage.
  • On the tail part of the fuselage one of the possible options for the manufacture and placement of the aerodynamic channel applicable for retrofitting existing aircraft, namely, the smoothly curved steeply inclined channel 17 shown in FIG. 3, and another smoothly curved aerodynamic channel 18, designed for a short keel, which is shown in FIG. 4.
  • the tubular part of the aerodynamic channels 17 and 18 is curved downward curvilinearly along the roof of the cargo-carrying cabin and its edge 19 smoothly mates with the leading edge 20 of the keel 8.
  • the sash 21 of the bottom gate 22 can be equipped with turning mechanisms, can be closed, and possibly opened, 23 openings 24 in the bottom 25 of the fuselage are removed from the edging and can be installed in the opening 24 of the bottom 25 of the fuselage.
  • a ladder-door 26 is made on the side of the tail part 1 of the fuselage.
  • the tail part 1 of the fuselage ends at the interface with the aerodynamic channel 4 by cutting the end of the tail part 1 along the edge of the wide open aperture 27.
  • the aerodynamic channel 4 is wide and consists of parts: the bottom II of the front wide part of the aerodynamic channel 4 is combined with the curved roof of the cargo-carrying cabin with the edges 29 and 30 elevated upwards and the middle of the cargo-carrying cabin bent up along the longitudinal axis of the cargo-carrying cabin; tubular part 32 is smoothly curved along the back part 33 and bottom II
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) aerodynamic channel 4 in the form of a through duct 34, the top of which 10 in the tail section 1 of the fuselage can be made in the form of a wing 14, possibly with a biconvex aerodynamic profile within angles of attack less than the beginning of the stall of high-speed air flow on it.
  • Ground gates 22 are equipped with elevators 35.
  • enlarged holes 3 and 5 are performed in the casing 2 and they are connected by an aerodynamic channel 4 bent in the middle, taking into account what has been written here, as a result of which the contact area of the outer surface of the casing 2 with the high-speed air flow and its boundary layer are reduced.
  • the air flow in the aerodynamic channel 4 moves with a speed much lower than the air flow rate in the boundary layer on the outer casing 2, respectively, the friction resistance in the aerodynamic channel 4 is many times less than the friction resistance in the boundary layer of the air flow on the outer surface of the casing 2, and accordingly , decreases as a result of the proposed modernization of the classical form of the fuselage, the frictional resistance of the tail section 1 of the fuselage.
  • Smoothly curved in the form of an aerodynamic profile, and possibly, the surface of the bottom II of the aerodynamic channel 4 curved up from the sides helps to reduce the impedance of the air flow in the aerodynamic channel 4 and to increase the lifting force in the aerodynamic channel.
  • Airplanes of the classical form may have friction resistance of the outer skin of the aircraft between 70% and 80% of the aircraft’s total resistance, while pressure resistance accounts for between 15% and 26% of the aircraft’s total resistance, that is, a much smaller part of the aircraft’s total resistance, which creates 100% lift wing of the aircraft and overcomes the profile
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) resistance of the nose and tail parts of the aircraft. Since the profile of the tail section of an aircraft of classical form has a negative curvature, the air pressure under the bottom of the tail section 1 and hole 5 is less than the air pressure above the top of tail section 1 and hole 3, and the difference of these pressures presses the aircraft tail down. Therefore, the larger the openings 3 and 5, the lower the pressure resistance and the loss of lift of the aircraft caused by the tail section 1 of the aircraft bent upwards. As a result, the proposed modernization will provide a reduction in the aircraft’s total resistance and a corresponding reduction in aircraft engine thrust.
  • the turbulent air flow over the tail part 1 is sucked into the aerodynamic channel 4, it stabilizes and forms in it into the stream and by an orderly jet is ejected from the tail hole 5 into the turbulence of the air flow behind the fuselage tail.
  • a reduced air pressure and additional lift force are created, and the air flow from the aerodynamic channel 4 blurs and reduces turbulence of the air flow behind the orifice 5 of the tail section 1, thereby reducing air resistance to the flight of the aircraft.
  • Aerodynamic channels 17 and 18 with a leading edge 19 inclined towards the fuselage tail and smoothly connected with a leading edge 20 of the keel 8 add air flow to the aerodynamic surfaces of the aerodynamic channel 4 and it is possible to use them to increase the lifting force of the aerodynamic channel 4 placed on the outer surface of the bent roof of the fuselage.
  • the turning mechanisms and elevators 35 of the gate 22 are designed for servicing passengers with disabilities, loading and unloading cargo, and possibly for the maintenance of dry closets. Protrusions 29, 30 and 31
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) along the lateral edges of the roof and the aerodynamic channel 4 increase the strength of the aerodynamic channel 4 and at the same time increase the height of the ceiling in the fuselage cabin in the longitudinal aisles of the tail section 1 to the door - the ladder 26 and the toilet.
  • the wing 16 with an aerodynamic profile at the top 10 of the tail section 1 is set within the angles of attack smaller than the beginning of the stall of high-speed air flow on the wings and fuselage, at which the aerodynamic force arising on the wings prevents the tail section 1 from vibrating and stabilizes the angle fuselage attacks close to the most favorable + 8.4 °, for example, the angle of attack for front auto engines from + 7 ° and no more than + 9 ° and the rear wing at least + 2 ° to + 4 °, and for the front wing from + 4 ° to + 6 °.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Изобретение относится к авиационной технике и применимо для улучшения азродинамического качества вертолётов» самолётов в том числе, крупных аэробусов классической схемы я амфибий, экраволетев я судов на воздушна-, подушке, возможно, путем проведения ях модернизации. Технической задачей является уменьшения сопротивления полёту, возможно, в результате модервизадии вертолёта, самолёта, зкраволёта, судья на воздушной подушке. Технический результат достигается уменьшением плсщади контакта внешней поверхности хвостовой части фвзедяяа со скороотвым воздушным потоке», для чего упомянутую площадь контакта уменьшают путём увеличения площади отверстия в хвостовой частя фюзеляжа. Для увеличения подъёмной силы без увеличения оопротивления давления у аэродинамического канала дно выполняют выпуклнм в верх, например, выгнутым в верк по форме выпуклой стороны аэродинамического профиля» Верхнее отверстие в обшивке фюзеляжа для азредивамичеокого канала может быть размещено в пространстве вдоль средней части киля и выполненным разделении вдоль килем, направо и налево» например, пополам, Аародинамнческий канал выполнен сквозным и может быть открытым. Отверстие, совмещённое с передней верхней кромкой аэродинамического канала, выполнено большей площадп, чем заднее отверстие, чем его заднее отверстие, совмещённое с концом фюзеляжа, возможно в виде и путём среза конца фюзеляжа.

Description

Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления
Область техники
Изобретение относится к авиационной технике и применимо для улучшения аэродинамического качества и уменьшения сопротивления полёту вертолёта, самолёта, в том числе крупных аэробусов классической схемы и амфибий, экранолётов и судов на воздушной подушке, аэроглиссеров, возможно, путём их модернизации.
Предшествующий уровень техники
Из уровня техники известен самолёт Крещишина с размещённым на и внутри хвостовой части фюзеляжа сквозным аэродинамическим каналом, подведённым к отверстию в конце фюзеляжа./см. заявку JVfo2002102457 B64CI/26, 2002 на патент РФ Х«2274584 публ. 2006 изобретателей-патентовладельцев Г.Т. Крещишина и Л.Т. Крещишиной/.
Из уровня техники известен фюзеляж Крещишина с плавно сужающейся к концу хвостовой частью, над которой укреплён киль с поворотным рулём направления полёта, под которым размещён сквозной аэродинамический канал, конец которого наклонён к концу фюзеляжа вниз вдоль хвостовой части фюзеляжа./см. заявку на патент РФ >2007134266 В64С5/02 от 14.09.2007 и соответствующую ей международную заявку PCT/RU2008/000592 и к ним заявка N_ 12676360 на патент США и заявка ЕАПО JSe201000309 на патент ЕАПО Ж) 14256 публ. 29.10.2010 изобретателей-патентовладельцев Г.Т. Крещишина и Л.Т. Крещшииной/.
Из уровня техники известен также самолёт, снабжённый тремя авиадвигателями, размещёнными в мотогондолах, два из которых позади крыла прикреплены на горизонтальных пилонах к сужающейся части
1
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) фюзеляжа симметрично его продольной oclf^'a над хвостовой частью фюзеляжа на вертикальном пилоне укреплён третий авиадвигатель и над ним на вертикальном пилоне на поворотной оси установлен управляемый руль поворота. Края воздухозаборников у мотогондол перпендикулярны продольным осям авиадвигателей. Для предотвращения касания взлётно-посадочной полосы продольный профиль фюзеляжа выполнен с сильно выпуклым вниз в середине днищем и мало изогнутой крышей фюзеляжа и таким, что профиль фюзеляжа напоминает перевёрнутый аэродинамический профиль с направленной вниз аэродинамической силой. Для обеспечения плавного течения воздушного потока в пограничном с фюзеляжем слое конец хвоста фюзеляжа заострён с плавно убывающим диаметром поперечного сечения к концу фюзеляжа. Сужающаяся часть фюзеляжа неудобна для размещения пассажиров и груза и, как правило, коммерчески не используется. Утяжеление хвостовой части фюзеляжа авиадвигателями приводит к сдвигу центра масс пустого самолёта назад, вследствие чего крыло и шасси необходимо размещать ближе к оперению. Это увеличивает длину носовой части фюзеляжа, испытывающей большие изгибающие моменты, и затрудняет балансировку самолёта, так как при заправке топливом и загрузке грузом центр масс фюзеляжа сдвигается вперёд. При загрузке грузом фюзеляжа в первую очередь загружают грузом носовую часть фюзеляжа, либо производят посадку в носовую часть пассажиров, и только после загрузки носовой части фюзеляжа производят загрузку хвостовой части фюзеляжа, что увеличивает время загрузки самолёта. Центральный авиадвигатель, укреплённый на вертикальном пилоне в окончании фюзеляжа размещён высоко над центром масс фюзеляжа и в зависимости от силы тяги центрального авиадвигателя в полёте создаётся переменный по величине пикирующий момент наклонения вниз носа самолёта при изменении силы тяги
2
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) центрального авиадвигателя, что неизбежно требуется учитывать во вреда полёта путём управления рулём высоты или управляемым стабилизатором, что требует дополнительного внимания пилотов во время полёта, и увеличивает расход авиатоплива./см. патент США JVb3188025 кл. 244-55, 1963, стр. I, фиг, I, 2 и ЗУ.
Раскрытие изобретения
Технической задачей является уменьшение сопротивления полету и улучшение аэродинамического качества, возможно, в результате модернизации самолёта, вертолёта, экранолёта, судна на воздушной подушке, аэроглиссера, самолёта-амфибии.
Технический результат достигается уменьшением площади контакта внешней поверхности окончания фюзеляжа со скоростным воздушным потоком, для чего упомянутую площадь контакта уменьшают путём увеличения площади отверстий в окончании фюзеляжа. Для увеличения подъёмной силы без увеличения сопротивления давления у аэродинамического канала дно выполняют выпуклым вверх, например, выгнутым вверх по форме выпуклой стороны аэродинамического профиля. Боковые поверхности аэродинамического канала могут прилетать, и могут не прилегать к обшивке фюзеляжа. Наверху крыши на верхней стороне фюзеляжа выполнен сквозной плавноизогнутый выпуклый в середине вверх аэродинамический канал, у которого боковые борта загнуты вверх и прикреплены к прочному каркасу фюзеляжа, и к ним могут быть прикреплены наверху кили с рулями направления полета и между ними стабилизатор, возможно с рулями высоты. Стабилизатор может быть выполнен управляемым, впереди середины фюзеляжа к фюзеляжу прикреплено крыло, возможно, с геометрической круткой. Впереди аэродинамического канала на пилонах, прикреплённых наверху к з
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) верхней стороне фюзеляжа впереди и выше зон крепления крыла к фюзеляжу, прикреплены, по меньшей мере, два авиадвигателя, возможно, турбовинтовые и в пределах боковых бортов аэродинамического канала. Позади передних авиадвигателей впереди аэродинамического канала к верхней части фюзеляжа на пилонах могут быть прикреплены задние авиадвигатели. Позади: и выше переднего врыла к фюзеляжу может быть прикреплено заднее крыло с прикреплёнными к нему авиадвигателями. Аэродинамический канал выполнен из двух частей, а именно, передней открытой часта и задней трубообразной части , изогнутой вдоль крыши фюзеляжа, проложенной над грузвезущей кабиной. Трубообразная часть аэродинамического канала проложена вдоль фюзеляжа над крылом и позади крыла и расположена за авиадвигателями в их скоростном воздушном потоке, с вызванной им подъемной силой, зависящей от режима работы авиадвигателей, мощности и скорости скоростного их воздушного потока, угла атаки, формы аэродинамического профиля, независимо от скорости движения фюзеляжа, в том числе при взлете и посадке. Установлены разные углы атаки к фюзеляжу, а именно, в пределах от +2° до +9°, меньших началу срыва на них поверхностных турбулентных слоев скоростного воздушного потока и при которых авиадвигатели создают в аэродинамическом канале наибольшую положительную подъемную силу, возможно, углы атаки передних авиадвигателей и у крыла больше углов атаки задних авиадвигателей и заднего крыла. Крыша может быть разделена вдоль фюзеляжа, по меньшей мере, надвое изогнутым вверх выпуклым выступом, возможно помещенным вдоль середины крыши, боковые края крыши выгнуты вдоль крыши вверх выше соединяющей их в поперечном направлении срединной части крыши. Ширина фюзеляжа и аэродинамического канала больше высоты фюзеляжа в самом высоком месте фюзеляжа. Трубообразная часть
4
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) аэродинамического канала впереди прикреплена к пилонам и мотогондолам авиадвигателей и проложена вдоль фюзеляжа.
Боковые края крыши выгнуты вдоль крыши вверх выше соединяющей их в поперечном направлении срединной части крыши. Крыша может быть разделена вдоль фюзеляжа, по крайней мере надвое изогнутым вверх выступом, возможно, помещённым вдоль середины крыши.
По крайней мере, одно отверстие в фюзеляже с укреплённым над ним килем выполнено вдоль средней части киля, например, вдоль средней части опоры киля, и может быть разделено надвое направо и налево по обе стороны вдоль опоры киля. По крайней мере, часть опоры киля укреплена в поднятом вверх окончании хвостовой части фюзеляжа, возможно, внутри которого помещена трубообразная часть аэродинамического канала.
Дно хвостовой: части фюзеляжа может быть выполнено, по крайней мере, с одним проёмом. По крайней мере, один проём может быть закрыт воротами с открывающимися и закрывающимися створками, подвешенными к окантовкам проёма. Створки ворот выполнены съёмными и могут быть демонтированы. Кромки хвоста аэродинамического канала могут быть совмещены и соединены с окантовками проёма в хвосте фюзеляжа. Створки ворот могут быть оснащены механизмами поворота. Фюзеляж в местах проёмов оснащён подъёмниками для погрузки и выгрузки грузов, например, для обслуживания пассажиров - инвалидов, багажа, для обслуживания биотуалетов. С проёмами и в виде проёмов выполнена кромка дна окончания хвостовой части фюзеляжа.
Для уменьшения сопротивления полёту при выбранных аэродинамических профилях крыла и фюзеляжа изменяют и выбирают их углы атаки в пределах, меньших началу срыва на них скоростного
5
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) воздушного потока. Уменьшить сопротивление полёту возможно, если часть завихренного воздушного потока с верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа всасывается во вход аэродинамического канала под действием разряжения воздуха за хвостовой частью фюзеляжа, стабилизируется и формируется в струю и упорядоченной струёй выбрасывается в пространство за хвостовой частью фюзеляжа в завихрения воздушного потока.
Способ уменьшения сопротивления состоит в том, что создают в верхней части обшивки, по крайней мере, одно отверстие с закруглёнными внутрь фюзеляжа краями, а другое отверстие должно быть в виде среза конца хвостовой части и соединяют отверстия аэродинамическим каналом.
При решении поставленной изобретателю технической задачи уменьшения сопротивления полёту фюзеляжа в любой временной последовательности фюзеляж может быть использован в аэроглиссере, судне на воздушной подушке, экранолете, вертилете, самолете, в том числе, амфибии.
Краткое описание фигур чертежа
На фиг. 1 изображена хвостовая часть фюзеляжа, вид сбоку.
На фиг . 2 изображена хвостовая часть фюзеляжа, вид сверху.
На фиг 3 и 4 изображена хвостовая часть фюзеляжа с возможными вариантами изготовления и размещения донных ворот и плавноизогнутых аэродинамических каналов, вид сбоку с разрезом.
На фиг. 5 изображена хвостовая часть фюзеляжа фиг. 3 и 4 с широкой хвостовой частью и широким донным проёмом, созданными широким аэродинамическим каналом, совмещённым с изогнутой крышей пассажирской кабины и соединённым с окантовками проёма и отверстия в хвосте фюзеляжа и с двумя проёмами по бокам хвостовой
6
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) части, закрытыми створками донных ворот, предназначенных для монтажа и демонтажа биотуалетов.
Вариант осуществления изобретения
В хвостовой части 1 фюзеляжа выполнены отверстия и наклонный аэродинамический канал. Аэродинамическую форму хвостовой части 1 создаёт укреплённая на прочном каркасе обшивка 2, в верхней части которой выполнено отверстие 3, которое совмещено плавными округлениями с передней верхней кромкой наклонного аэродинамического канала 4 ,нижняя кромка которого совмещена с отверстием 5, которое выполнено в виде среза конца хвостовой части 1. Прочный каркас внутри хвостовой части 1 плотно прилегает к обшивке 2, образуя с ней одно прочное целое. К прочному каркасу по бокам обшивки 2 прикреплён стабилизатор 6 с рулём высоты 7 и наверху обшивки 2 к прочному каркасу прикреплён киль 8 с рулём 9 направления полёта. Вверх 10 хвостовой части 1 может быть выполнен в виде крыла, возможно с симметричным аэродинамическим профилем, а в других вариантах с несимметричным аэродинамическим профилем, в том числе перевёрнутым обращённой вниз кривизной профиля. У аэродинамического канала 4 дно II может быть с боков продольно выгнуто вверх вдоль аэродинамического канала 4 и, возможно, одновременно вдоль аэродинамического канала 4 искривлено по форме выпуклой стороны аэродинамического профиля. Отверстие 3 в обшивке 2 изогнуто по форме обшивке 2 и может быть выполнено овальным и разделённым направо и налево вдоль, например, пополам килем 8, а изгиб и ширина отверстия 3 могут быть ограничены верхней поверхностью 12 стабилизатора 6, и длина отверстия 3 может быть ограничена расстоянием от переборки 13 пассажирской кабины до крыла
7
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) 14. Отверстие 3 может быть с большей площадью отверстия, чем отверстие 5 со срезом конца хвостовой части 1, а боковые поверхности аэродинамического канала 4 могут прилегать и могут не прилегать к обшивке 2 хвостовой части 1.
В рассматриваемом варианте фиг. 3 и 4 два боковых авиадвигателя 15 укреплены на фюзеляже, например, на пилонах перед крылом 16 симметрично продольной оси фюзеляжа выше продольной оси фюзеляжа. На хвостовой части 1 фюзеляжа укреплён один из возможных вариантов изготовления и размещения аэродинамического канала, применимых при модернизации существующих самолётов, а именно, плавноизогнутый крутонаклонный канал 17, изображенный на фиг. 3, и другой плавноизогнутый аэродинамический канал 18, предназначенный для короткого киля, который показан на фиг. 4. Трубообразная часть аэродинамических каналов 17 и 18 загнута криволинейно вниз вдоль крыши грузвезущей кабины и её кромка 19 плавно сопряжена с передней кромкой 20 киля 8. Створки 21 донных ворот 22 могут быть снабжены механизмами поворота, могут быть закрыты , а, возможно, открыты, сняты с окантовки 23 проёма 24 в дне 25 фюзеляжа и могут быть установлены в проём 24 дна 25 фюзеляжа. На боковой стороне хвостовой части 1 фюзеляжа выполнена трап-дверь 26. Хвостовая часть 1 фюзеляжа заканчивается по линии сопряжения с аэродинамическим каналом 4 срезом конца хвостовой части 1 по кромке широкого открытого проёма 27.
На фиг. 4 и 5 аэродинамический канал 4 выполнен широким и состоит из частей : дно II передней широкой части аэродинамического канала 4 совмещено с изогнутой крышей грузвезущей кабины с приподнятыми вверх краями 29 и 30 и выгнутой вверх середины 31 грузвезущей кабины вдоль продольной оси грузвезущей кабины; трубообразная часть 32 плавно выгнута по задней части 33 и дну II
8
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) аэродинамического канала 4 в виде сквозного воздухопровода 34, верх которого 10 в хвостовой части 1 фюзеляжа может быть выполнен в виде крыла 14, возможно с двояковыпуклым аэродинамическим профилем в пределах углов атаки, меньшим началу срыва скоростного воздушного потока на нём. Донные ворота 22 оснащены подъёмниками 35.
В предлагаемой модернизации выполняют увеличенные отверстия 3 и 5 в обшивке 2 и соединяют их изогнутым в середине вверх аэродинамическим каналом 4 с учётом здесь написанного, в результате чего уменьшают площадь контакта внешней поверхности обшивки 2 со скоростным воздушным потоком и его пограничным слоем. Поток воздуха в аэродинамическом канале 4 движется со скоростью намного меньшей, чем скорость воздушного потока в пограничном слое на внешней обшивке 2, соответственно сопротивление трения в аэродинамическом канале 4 во много раз меньше сопротивления трения в пограничном слое воздушного потока на внешней поверхности обшивки 2, и соответственно, уменьшается в результате предлагаемой модернизации фюзеляжей классической формы сопротивление трения хвостовой части 1 фюзеляжа. Плавно изогнутая в форме аэродинамического профиля, и возможно, выгнутая с боковых сторон вверх поверхность дна II аэродинамического канала 4 способствует уменьшению полного сопротивления воздушного потока в аэродинамическом канале 4 и увеличению подъёмной силы в аэродинамическом канале.
У самолётов классической формы сопротивление трения внешней обшивки самолёта может быть от 70% до 80% полного сопротивления самолёта, а на долю сопротивления давления приходится от 15% до 26% полного сопротивления самолёта, то есть значительно меньшая часть полного сопротивления самолёта, которая при этом создаёт 100% подъёмной силы крыла самолёта и преодолевает профильное
9
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) сопротивление носовой и хвостовой частей самолёта. Так как профиль хвостовой части 1 самолёта классической формы имеет отрицательною кривизну, то давление воздуха под дном хвостовой части 1 и отверстием 5 меньше давления воздуха над верхом хвостовой части 1 и отверстием 3, и разность этих давлений прижимает в полёте хвостовую часть самолёта вниз. Поэтому, чем больше отверстия 3 и 5, тем меньше сопротивление давления и потеря подъёмной силы самолёта, вызванные изогнутой вверх хвостовой частью 1 самолёта. В результате предлагаемая модернизация обеспечит уменьшение полного сопротивления самолёта и соответствующие уменьшения потребной тяги авиадвигателей.
Турбулентный поток воздуха над хвостовой частью 1 всасывается в аэродинамический канал 4, стабилизируется и формируется в нём в струю и упорядоченной струёй выбрасывается из хвостового отверстия 5 в завихрения воздушного потока за хвостом фюзеляжа. Над крылом 14 создаётся пониженное давление воздуха и дополнительная подъёмная сила, а поток воздуха из аэродинамического канала 4 размывает и уменьшает завихрения воздушного потока за отверстием 5 хвостовой части 1 , тем самым снижая сопротивление воздуха полёту самолёта.
Аэродинамические каналы 17 и 18 с передней кромкой 19, наклонённой в сторону хвоста фюзеляжа и плавно сопряжённой с передней кромкой 20 киля 8 добавляют воздушный поток в аэродинамические поверхности аэродинамического канала 4 и возможно их применение для увеличения подъёмной силы аэродинамического канала 4,размещённого на внешней поверхности изогнутой крыши фюзеляжа.
Механизмы поворота и подъёмники 35 ворот 22 предназначены для обслуживания авиапассажиров - инвалидов, погрузки и выгрузки груза, и возможно, для обслуживания биотуалетов. Выступы 29, 30 и 31
10
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) вдоль боковых краёв крыши и аэродинамического канала 4 увеличивают прочность аэродинамического канала 4 и одновременно увеличивают высоту потолка в кабине фюзеляжа в продольных проходах хвостовой части 1 к двери - трапу 26 и биотуалетам.
Для стабилизации угла атаки фюзеляжа в полёте крыло 16 с аэродинамическим профилем наверху 10 окончания хвостовой части 1 устанавливают в пределах углов атаки, меньших началу срыва скоростного воздушного потока на крыльях и фюзеляже, при которых возникающая на крыльях аэродинамическая сила препятствует колебанием хвостовой части 1 и стабилизирует угол атаки фюзеляжа близким к наивыгоднейшему +8,4°, например, угол атаки у передних автагвигателей от +7° и не более +9° и заднего крыла не менее +2° до +4°, и у переднего крыла от +4° до +6°.
11
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)

Claims

Формула изобретения
1. Фюзеляж, содержащий изогнутую вверх в середине крышу, у которой боковые борта загнуты вверх в форме аэродинамического канала, с прикрепленным крылом и прикрепленными авиадвигателями в мотогондолах, и обтекаемыми аэродинамическими поверхностями, отличающийся тем, что впереди аэродинамического канала на пилонах, прикрепленных наверху к верхней стороне фюзеляжа, к фюзеляжу выше и впереди крепления крыла, к верхней стороне фюзеляжа прикреплены, по меньшей мере, два авиадвигателя, предпочтительно в пределах боковых бортов аэродинамического канала, и предпочтительно, турбовинтовые, позади передних авиадвигателей впереди аэродинамического канала к верхней части фюзеляжа на пилонах могут быть прикреплены задние авиадвигатели, в пределах между боковых бортов к прочному каркасу фюзеляжа, возможно, прикреплены кили с рулями направления полета, и между ними стабилизатор с рулем высоты, возможно, стабилизатор выполнен управляемым, впереди середины фюзеляжа к фюзеляжу прикреплено крыло, возможно, с геометрической круткой, позади и выше переднего крыла, возможно, к фюзеляжу прикреплено заднее крыло, возможно с прикрепленными к нему задними авиадвигателями, аэродинамический канал выполнен из двух частей, а именно, передней открытой части и задней трубообразной части, изогнутой вдоль крыши фюзеляжа и проложенной над грузвезущей кабиной, трубообразная часть аэродинамического канала проложена вдоль фюзеляжа над крылом и позади крыла и расположена за авиадвигателями в их скоростном воздушном потоке, с вызванной им подъемной силой, зависящей по величине от режима работы авиадвигателей, их мощности и скорости скоростного воздушного
12
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) потока, угла атаки, формы аэродинамического профиля, в том числе при взлете и посадке, независимо от скорости движения фюзеляжа, по отношению к фюзеляжу установлены разные положительные углы атаки, именно в пределах от +2° до +9°, меньших началу срыва на них поверхностных турбулентных слоев скоростного воздушного потока и при которых авиадвигатели создают а аэродинамическом канале и на крыльях наибольшую положительную подъемную силу, при этом углы атаки передних авиадвигателей и крыла больше углов атаки задних авиадвигателей и заднего крыла и при этом увеличенной зоной устойчивой балансировки между передним и задним крылом, ширина фюзеляжа и аэродинамического канала больше высоты фюзеляжа в самом высоком месте фюзеляжа.
2. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что крыша вдоль фюзеляжа разделена, по меньшей мере, надвое длинным выпуклым вверх выступом, возможно, над проходом для пассажиров, например, вдоль середины фюзеляжа.
3. Фюзеляж по п.1 , отличающийся тем, что в его обшивке выполнены отверстия, соединенные сквозным плавноизогнутым аэродинамическим каналом, в верхней части обшивки выполнено переднее отверстие большей площади по сравнению с задним отверстием в конце фюзеляжа, которое соединено с задней кромкой аэродинамического канала.
4. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что заднее крыло частично размещено над передним крылом.
5. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что заднее крыло прикреплено к фюзеляжу с зазором позади переднего крыла.
6. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что снабжен, по меньшей мере, одним отверстием, выполненным вдоль средней части киля, ширина фюзеляжа больше его высоты, а в дне выполнен проем.
13
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
7. Фюзеляж по п.6, отличающийся тем, что по меньшей мере, часть опоры киля укреплена в поднятом вверх окончании хвостовой 'части фюзеляжа, внутри которого помещена трубообразная часть аэродинамического канала.
8. Фюзеляж по п.6, отличающийся тем, что отверстие, совмещенное с аэродинамическим каналом, разделено надвое направо и налево по обе стороны вдоль опоры киля.
9. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что дно хвостовой части фюзеляжа выполнено, по меньшей мере, с одним проемом.
10. Фюзеляж по п.9, отличающийся тем, что по меньшей мере, один проем накрыт воротами с открывающейся и закрывающейся створкой, подвешенной к окантовке проема.
11. Фюзеляж по п.9, отличающийся тем, что кромки хвоста аэродинамического канала совмещены и соединены с окантовками проема в хвосте фюзеляжа.
12. Фюзеляж по п.9, отличающийся тем, что створки ворот выполнены съемными и могут быть демонтированы.
13. Фюзеляж по п.9, отличающийся тем, что створки ворот оснащены механизмами поворота, а места проемом оснащены подъемниками для погрузки и выгрузки грузов, обслуживания пассажиров-инвалидов, паллет и контейнеров, обслуживания биотуалетов.
14. Фюзеляж, содержащий изогнутую вверх в середине крышу, у которой боковые борта загнуты вверх в форме аэродинамического канала, с прикрепленным крылом и прикрепленными авиадвигателями в моногондолах, и обтекаемыми аэродинамическими поверхностями, отличающийся тем, что аэродинамический канал выполнен из двух частей, а именно, передней открытой части с укрепленными впереди нее авиадвигателями, и задней трубообразной части, изогнутой вдоль крыши
14
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) фюзеляжа, причем трубообразная часть аэродинамического канала проложена впереди, над и позади крыла вдоль фюзеляжа и впереди присоединена к пилонам и моногондолам авиадвигателей.
15. Способ уменьшения сопротивления полету, отличающийся тем, что предварительно по отношению к фюзеляжу устанавливают разные положительные углы атаки, а именно, передних авиадвигателей от +7° и не более +9° и заднего крыла не менее +2°, и при выбранных аэродинамических профилях крыльев и фюзеляжа изменяют и выбирают их углы атаки в пределах, меньших началу срыва на них турбулентных поверхностных слоев скоростного воздушного потока, наибольшей подъемной силы и стабилизации в полете, например, у переднего крыла от +4° от до +6°, у заднего крыла до +4°, после чего выбирают расчетные уменьшенные размеры килей и стабилизатора.
16. Способ уменьшения сопротивления полету, отличающийся тем, что трубообразную часть аэродинамического канала прокладывают вдоль фюзеляжа над грузвезущей кабиной за авиадвигателями в их скоростном воздушном потоке и верх трубообразной части аэродинамического канала выполняют в виде выпуклого вверх крыла стабилизатора в форме аэродинамического профиля, создающего в воздушном потоке передних авиадвигателей постоянную подъемную силу, в том числе, при взлете и посадке, зависящую от режима работы авиадвигателей, мощности, угла атаки скоростного воздушного потока и формы аэродинамического профиля, независимо от скорости движения фюзеляжа в скоростном воздушном потоке, выпуклый вверх трубообразной части выпуклого аэродинамического канала и скоростной воздушный поток создает стабилизирующую кориолизову силу, увеличивая курсовую устойчивость фюзеляжа.
15
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
17. Способ уменьшения сопротивления полету по п.16, отличающийся тем, часть завихренного воздушного потока с верхней поверхности фюзеляжа всасывается во вход аэродинамического канала под действием разряжения воздуха за хвостовой частью фюзеляжа, стабилизируетмся и формируется в струю в аэродинамическом канале и упорядоченной струей выбрасывается в пространство за хвостовой частью фюзеляжа в завихрения воздушного потока.
18. Способ уменьшения сопротивления полету, отличающийся тем, что создают в верхней части обшивки, по меньшей мере, одно отверстие с закругленными внутрь фюзеляжа краями, а другое отверстие создают в виде среза конца хвостовой части и соединяют отверстия аэродинамическим каналом.
19. Способ уменьшения сопротивления полету по п.16, отличающийся тем, что фюзеляж в любой последовательности может быть применен в аэроглиссере, судне на воздушной подушке, экраноплане, вертолете, самолете, в том числе амфибии.
16
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
PCT/EA2012/000008 2011-09-13 2012-09-11 Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления WO2013037379A1 (ru)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12831379.8A EP2757039B1 (en) 2011-09-13 2012-09-11 Fuselage and method for reducing drag
EA201400201A EA028045B1 (ru) 2011-09-13 2012-09-11 Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201161573932P 2011-09-13 2011-09-13
US61/573,932 2011-09-13

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2013037379A1 WO2013037379A1 (ru) 2013-03-21
WO2013037379A9 true WO2013037379A9 (ru) 2013-05-16

Family

ID=47828947

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EA2012/000008 WO2013037379A1 (ru) 2011-09-13 2012-09-11 Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9120552B2 (ru)
EP (1) EP2757039B1 (ru)
EA (1) EA028045B1 (ru)
WO (1) WO2013037379A1 (ru)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2007134266A (ru) * 2007-09-14 2009-03-20 Геннадий Трофимович Крещишин (RU) Хвостовая часть самолета крещишина и способ модернизации с уменьшением полного сопротивления самолета крещишина
US20160236775A1 (en) * 2015-02-18 2016-08-18 Siniger LLC Vertical takeoff and landing aircraft
US9914528B2 (en) * 2015-02-25 2018-03-13 Embraer S.A. Airframe-integrated propeller-driven propulsion systems
US10370110B2 (en) 2016-09-21 2019-08-06 General Electric Company Aircraft having an aft engine
US10364021B2 (en) * 2016-09-26 2019-07-30 General Electric Company Aircraft having an aft engine and stabilizer root fillet
US10399670B2 (en) 2016-09-26 2019-09-03 General Electric Company Aircraft having an aft engine and internal flow passages
US10486796B2 (en) * 2016-09-26 2019-11-26 General Electric Company Aircraft having an AFT engine and stabilizer with a varying line of maximum thickness
US10814955B2 (en) 2018-02-07 2020-10-27 General Electric Company Aircraft having an AFT engine
CN109543270B (zh) * 2018-11-14 2023-01-31 中国直升机设计研究所 一种直升机动力舱翼型件及气动外形设计方法
CN112009666B (zh) * 2020-09-08 2021-10-08 四川航天***工程研究所 一种滑翔类飞行器的隔热防护装置
CN112607061B (zh) * 2020-12-25 2022-04-26 中国航天空气动力技术研究院 一种高超声速飞行器一体化半水滴式头罩

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE652447A (ru) 1963-08-29
US3608850A (en) * 1969-09-26 1971-09-28 Occidental Aircraft Corp Lifting body boundary layer control
US5071088A (en) * 1989-11-29 1991-12-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy High lift aircraft
RU2132290C1 (ru) * 1994-12-28 1999-06-27 Шуликов Константин Владимирович Легкий двухмоторный многоцелевой самолет наземного и водного базирования "ладога-9"
RU2274584C2 (ru) * 2002-01-31 2006-04-20 Геннадий Трофимович Крещишин Хвостовая часть самолета крещишина и способ уменьшения завихрений воздушного потока
ITFI20030043A1 (it) * 2003-02-19 2004-08-20 Aldo Frediani Velivolo biplano ad ali contrapposte ad elevata stabilita' statica
RU2384461C2 (ru) * 2005-12-07 2010-03-20 Геннадий Трофимович Крещишин Самолет и способ крещишина уменьшения сопротивления его полету
FR2919267B1 (fr) * 2007-07-26 2010-02-19 Airbus France Avion a signature acoustique reduite
RU2007134266A (ru) * 2007-09-14 2009-03-20 Геннадий Трофимович Крещишин (RU) Хвостовая часть самолета крещишина и способ модернизации с уменьшением полного сопротивления самолета крещишина

Also Published As

Publication number Publication date
US9120552B2 (en) 2015-09-01
US20130062460A1 (en) 2013-03-14
EA028045B1 (ru) 2017-10-31
EP2757039B1 (en) 2017-06-28
EA201400201A1 (ru) 2014-06-30
EP2757039A4 (en) 2015-07-08
EP2757039A1 (en) 2014-07-23
WO2013037379A1 (ru) 2013-03-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2013037379A9 (ru) Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления
US7793884B2 (en) Deltoid main wing aerodynamic configurations
US9545993B2 (en) Aircraft stability and efficient control through induced drag reduction
CN1571745B (zh) 具有改进空气动力学性能的飞行器构造
CN105035306B (zh) 喷气式襟翼增升连接翼***及其飞行器
US10899447B2 (en) Methods for improvements of the box wing aircraft concept and corresponding aircraft configuration
US20030197097A1 (en) Reconfiguration control system for an aircraft wing
CN108045575B (zh) 一种短距起飞垂直着陆飞行器
US20060016931A1 (en) High-lift, low-drag dual fuselage aircraft
US8523101B2 (en) Short take-off aircraft
CN104943851A (zh) 分布式电动涵道风扇襟翼增升***及其飞行汽车
WO2009035378A2 (fr) Fuselage et procédé de modernisation correspondant
CN103921931A (zh) 涵道机翼***以及运用该***的飞行器
CN105564633A (zh) 近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机
US12017770B2 (en) Electric-propulsion aircraft comprising a central wing and two rotatable lateral wings
WO2011129721A1 (ru) Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления
RU2384461C2 (ru) Самолет и способ крещишина уменьшения сопротивления его полету
US20180170508A1 (en) Lift generating fuselage for aircraft
RU64176U1 (ru) Тяжелый транспортный самолет
CN110550203A (zh) 一种超音速飞机
CN112061368A (zh) 一种串列双座通用飞机
RU2335430C1 (ru) Самолет большой грузоподъемности
RU2328413C1 (ru) Легкий самолет-амфибия
US10654556B2 (en) VTOL aircraft with wings
RU2482021C1 (ru) Летательный аппарат

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 12831379

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 201400201

Country of ref document: EA

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2012831379

Country of ref document: EP