BRPI1001223A2 - Conjunto de aerofólio para turbo ventilador de avião - Google Patents
Conjunto de aerofólio para turbo ventilador de avião Download PDFInfo
- Publication number
- BRPI1001223A2 BRPI1001223A2 BRPI1001223-0A2A BRPI1001223A BRPI1001223A2 BR PI1001223 A2 BRPI1001223 A2 BR PI1001223A2 BR PI1001223 A BRPI1001223 A BR PI1001223A BR PI1001223 A2 BRPI1001223 A2 BR PI1001223A2
- Authority
- BR
- Brazil
- Prior art keywords
- wings
- fan
- turbo
- turbo fan
- aircraft
- Prior art date
Links
Classifications
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
- B64C7/02—Nacelles
-
- 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
- F02K1/002—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector
- F02K1/006—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector within one plane only
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
-
- 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
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
CONJUNTO DE AEROFÓLIO PARA TURBO VENTILADOR DE AVIÃO. Descreve-se um conjunto de aerofólio para turbo ventilador de aviào, com o objetivo de economizar combustível na operação de aeronaves, o qual é constituído por duas asas (5) e dois suportes (6) articulados ou não, para cada uma das asas (5> . Essas duas asas (5) ficam localizadas no interior do turbo ventilador, internamente à carenagem externa (3) do turbo ventilador e externamente aos outros componentes do turbo ventilador. Em uma das modalidades, as duas asas podem ser dotadas de dispositivos de hiper sustentação, tais como flaps. As duas asas aproveitam o ar "soprado" em grande velocidade pelo ventilador (1) para gerar um efeito de sustentação predeterminado conforme as fases de vôo e os regimes de operação dos turbo ventiladores para compensar total ou parcialmente o peso do próprio turbo ventilador, reduzindo o esforço de sustentação a ser gerado pelas asas da aeronave. Como a força de sustentação gerada por uma asa é diretamente proporcional ao quadrado da velocidade do ar que passa pelas suas superfícies, o efeito de sustentação obtido da forma acima descrita é proporcionalmente muito elevado em relação à área das asas (5)objeto da presente invenção.
Description
"CONJUNTO DE AEROFÓLIO PARA TURBO VENTILADOR DE AVIÃO"
CAMPO DA TÉCNICA
A presente invenção refere-se a sistemas que geram sustentação em aeronaves de transporte, diminuindo a necessidade de sustentação gerada pelas asas dessas aeronaves, e permitindo ângulos de ataque menores nas diversas fases do vôo.
A redução dos ângulos de ataque necessários resulta em menor resistência ao avanço, e em menor consumo de combustível, com aumento da eficiência, com redução de custos e de emissão de gases poluentes.
A presente invenção trata de um conjunto de aerofólio para turbo ventilador de avião, com o objetivo de reduzir o esforço de sustentação gerado pelas asas de uma aeronave tendo determinados peso e velocidade. A redução de sustentação pelas asas da aeronave possibilita uma diminuição significativa do esforço momento, resultando em menor resistência ao avanço da aeronave, com aumento da eficiência e redução do consumo de combustível.
ANTECEDENTES DA INVENÇÃO
Existem diversas invenções destinadas a aproveitar a descarga dos gases e do ar dos turbo ventiladores e dos turbo jatos dos aviões para gerar sustentação adicional, inclusive para dotar aeronaves de capacidade de decolagem e de aterrissagem em pistas de curta extensão.
Uma das técnicas atuais consiste em colocar os turbo ventiladores na parte frontal das asas dos aviões e em posição tal que a descarga dos gases dos turbo ventiladores tangencie a superfície superior das asas. Segundo essa técnica, quando dispositivos de aumento de sustentação são acionados (flaps estendidos), a descarga dos gases dos turbo ventiladores é dirigida para baixo, incrementando de forma significativa a força de sustentação.
As patentes US 2.991.961, 4.019.696 e 4.392.621 5 baseiam-se nessa técnica. Um dos inconvenientes dessa solução consiste na necessidade de colocar os turbo ventiladores na parte dianteira e superior das asas, o que está em desacordo com o posicionamento adotado na grande maioria das aeronaves comerciais acionadas por turbo 10 ventiladores, nas quais os citados turbo ventiladores são montados em suportes sob as asas.
A patente GB 1.071.764, de 14 de junho de 1967, descreve um veículo no qual o aumento ou melhoria na sustentação é obtido pela descarga dos gases dos motores a 15 jato sobre ou sob as asas do veículo, posicionando-se cada um dos dois motores a jato diante do bordo dianteiro de cada uma das duas asas do veículo. O veículo descrito na patente GB 1.071.764 tem uma configuração muito peculiar, completamente diferente da configuração adotada na grande 20 maioria das aeronaves comerciais acionadas por turbo ventiladores, nas quais os citados turbo ventiladores são montados em suportes sob as asas.
De forma diferente das técnicas acima descritas, a presente invenção não necessita de nenhum posicionamento 25 especial dos turbo ventiladores, podendo ser adotada em qualquer configuração de aeronave acionada por turbo ventiladores, que podem ser montados em suportes sob ou sobre as asas.
Outra técnica destinada a gerar sustentação adicional em aviões acionados por turbo ventiladores consiste em desviar o ar soprado pelo ventilador que passa externamente à câmara de combustão e levá-lo através de dutos para orifícios que liberam esse ar de forma tangencial à superfície superior das asas. Essa técnica é descrita nas patentes US 4.117.995 e 4.326.686.
As desvantagens dessa solução residem na redução da eficiência do turbo ventilador como meio de propulsão da aeronave durante o tempo em que o ar é desviado para gerar sustentação, conforme acima descrito, na perda de carga que ocorre quando um fluido é desviado de sua trajetória original, e na necessidade de dotar a aeronave de dutos e sistemas de controle que ocupam espaço interno.
Diferentemente das técnicas acima descritas, a presente invenção gera sustentação adicional em todas as fases do vôo, não desvia o ar soprado pelos turbo ventiladores de uma de suas funções prioritárias, que consiste em gerar propulsão para o avião, e não necessita de nenhum posicionamento especial dos turbo ventiladores, podendo ser adotada em qualquer configuração de avião acionado por turbo ventiladores. É composta de poucas peças, de baixo peso, e é de execução extremamente simples.
De acordo com a presente invenção, a disposição e a localização dos motores a jato das aeronaves (turbo ventiladores suportados por pilões presos às asas) não é alterada nem afetada.
SUMÁRIO DA INVENÇÃO
A presente invenção visa reduzir o esforço de sustentação das asas de uma aeronave resultando em uma menor resistência ao avanço da aeronave, com aumento da eficiência e redução do consumo de combustível.
Desse modo um objetivo da presente invenção é solucionar os problemas da técnica com a redução do ângulo de ataque necessário para aeronaves impulsionadas por turbo ventiladores manterem a sustentação com qualquer condição de peso, velocidade e densidade do ar. Essa redução do ângulo de ataque resulta em redução do arrasto aerodinâmico, com economia de combustível, resultando em melhor rendimento e eficiência. Essa economia é ainda maior na fase de decolagem e na fase de ascensão da aeronave até a altitude de cruzeiro. Nessas fases, o consumo de combustível é proporcionalmente maior porque a aeronave precisa de um efeito de sustentação maior que o próprio peso para ganhar altitude.
Um outro objetivo é a redução da necessidade de sustentação pelo estabilizador horizontal da aeronave, com redução do arrasto aerodinâmico, resultando em melhor rendimento e eficiência para as aeronaves impulsionadas por turbo ventiladores.
Ainda um outro objetivo da presente invenção é a diminuição dos esforços sobre as estruturas das asas de aeronaves, com prolongamento da vida útil dessas estruturas, com redução de riscos de acidentes por colapso das estruturas, e com redução dos custos de manutenção das mesmas.
Ainda um outro objetivo da presente invenção é a redução das distâncias necessárias para a decolagem e para o pouso das aeronaves impulsionadas por turbo ventiladores, uma vez que a presente invenção aumenta a capacidade de sustentação também na decolagem e no pouso com maior segurança.
BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS
A figura 1 é uma vista superior, em corte parcial, do interior de um turbo ventilador ilustrando os componentes da presente invenção.
A figura 2 é uma vista lateral, em corte parcial, do interior de um turbo ventilador.
A figura 3 é uma vista idêntica à da figura 2, exceto quanto à posição da asa esquerda. Nessa figura, a asa esquerda 5 está formando um ângulo de ataque X com uma linha imaginária que passa pelo eixo geométrico longitudinal do turbo ventilador.
A figura 4 é uma vista lateral, em corte parcial, do interior de um turbo ventilador. Nessa figura, as asas 5 são dotadas de dispositivos de hiper sustentação, no caso, flaps 8.
A figura 5 é uma vista em perspectiva do turbo ventilador, com alguns dos componentes da presente invenção.
Nas figuras 2, 3 e 4 é representado um vetor perpendicular ao eixo geométrico longitudinal do turbo ventilador relativo ao peso do turbo ventilador da asa esquerda da aeronave, bem como é representado um vetor também perpendicular ao eixo geométrico longitudinal do turbo ventilador e de sentido oposto ao vetor que representa o peso, relativo à força de sustentação gerada pelas duas pequenas asas 5 objeto da presente invenção.
DESCRIÇÃO DETALHADA DOS MODOS DE CONCRETIZAÇÃO DA
INVENÇÃO
Um turbo ventilador convencional é constituído por um ventilador 1, um estator 2, uma carenagem externa 3, que envolve o ventilador e o estator, e uma carenagem interna 4, que envolve os compressores, a câmara de combustão e as turbinas. 0 conjunto de aerofólio para turbo ventilador de avião da presente invenção, conforme ilustrado na Figura 1, compreende, adicionalmente, duas asas 5 e dois suportes articulados 6, para cada uma das asas 5.
É sabido que, quanto maior o peso total (peso próprio acrescido do peso do combustível mais o peso da carga transportada) de uma aeronave voando em uma determinada velocidade, maior será o ângulo de ataque necessário para obter a sustentação adequada. Por sua vez, a resistência ao avanço tende a aumentar com o aumento do ângulo de ataque, resultando em aumento do consumo de combustível.
Esse aumento da resistência é resultante do aumento do esforço momento que se opõe ao avanço. 0 esforço momento é proporcional à envergadura da aeronave, e ao valor do arrasto aerodinâmico de cada seção de asa. 0 valor do arrasto aerodinâmico D é calculado pela fórmula:
D= Cd x ^ p x V2 x S onde D é a força de arrasto aerodinâmico;
C0 é o coeficiente de resistência, que varia conforme a seção de asa, mas que aumenta de forma considerável com o aumento do ângulo de ataque;
p é a densidade do ar;
V é a velocidade em pés por segundo;
S é a área da asa em pés ao quadrado.
Como a força de sustentação gerada por uma asa é diretamente proporcional ao quadrado da velocidade do ar que passa pelas suas superfícies, o efeito de sustentação obtido da forma acima descrita é proporcionalmente muito elevado em relação à área das asas 5 objeto da presente invenção.
As duas asas 5 estão localizadas no interior do turbo ventilador, internamente à carenagem externa 3 do turbo ventilador e externamente aos outros componentes do turbo ventilador, tais como compressores, câmara de combustão e turbinas, que não serão aqui detalhados.
Cada uma das asas 5 é conectada por dois suportes articulados 6, que prendem cada uma das asas 5 na estrutura do turbo ventilador, sendo previstos servo mecanismos 7, um para cada uma das asas 5, que quando acionados permitem mudar o ângulo de ataque X (Figura 3) das asas 5 em relação ao eixo geométrico longitudinal do turbo ventilador na direção do fluxo de ar soprado pelo ventilador 1.
Os quatro suportes 6, dois para cada uma das asas 5, preferencialmente são localizados aproximadamente na 5 mesma seção transversal em que se localiza o centro de gravidade do turbo ventilador, e aproximadamente na mesma seção transversal em que se localiza o centro de sustentação de cada uma das duas asas 5.
Com essa disposição, as asas 5 aproveitam o ar "soprado", o ar soprado sendo representado nas figuras 2 e
3 por setas com direções substancialmente paralelas ao eixo geométrico longitudinal do turbo ventilador, pelo ventilador 1 em grande velocidade para gerar um efeito de sustentação predeterminado, o qual é representado nas 15 figuras 2 e 3 por um vetor de direção perpendicular ao eixo geométrico longitudinal do turbo ventilador, para compensar total ou parcialmente o peso do próprio turbo ventilador, o peso sendo representado nas figuras 2 e 3 por um vetor também perpendicular ao eixo geométrico longitudinal do 20 turbo ventilador, mas com sentido oposto ao vetor que representa a sustentação.
A variação do ângulo de ataque das asas 5 permite adequar a força de sustentação gerada às diversas fases de vôo e aos diversos regimes de operação dos turbo ventiladores.
Em uma outra forma de realização da invenção (Figura 2), o conjunto de aerofólio é constituído por duas asas 5 e dois suportes não articulados 6, um para cada uma das asas 5. As duas asas 5 estão localizadas no interior do 30 turbo ventilador, internamente à carenagem externa 3 do turbo ventilador e externamente aos outros componentes do turbo ventilador. Do mesmo modo que na modalidade anterior, cada uma das asas 5 é conectada à estrutura do turbo ventilador por dois suportes não articulados 6. Dessa forma, as asas 5 aproveitam o ar "soprado", que é representado na figura 2 5 por vetores com direções paralelas ao eixo geométrico longitudinal do turbo ventilador, pelo ventilador 1 em grande velocidade, para gerar um efeito de sustentação desejado, o qual é representado na figura 2 por um vetor perpendicular ao eixo geométrico longitudinal do turbo 10 ventilador, para compensar total ou parcialmente o peso do próprio turbo ventilador, sendo o peso representado, na figura 2, por um vetor perpendicular ao eixo geométrico longitudinal do turbo ventilador, mas de sentido oposto ao vetor que representa a sustentação.
Em uma outra forma de realização da invenção
(Figura 4), o conjunto de aerofólio é constituído por duas asas 5, dois suportes 6, um para cada uma das asas, e um flap 8, um para cada uma das asas 5. As duas asas 5 e seus respectivos flaps 8 ficam localizadas no interior do turbo 20 ventilador, internamente à carenagem externa 3 do turbo ventilador e externamente aos outros componentes do turbo ventilador.
Cada uma das asas 5 é conectada à estrutura do turbo ventilador por dois suportes 6. Dessa forma, as asas 25 5 aproveitam o ar "soprado", que é representado na figura 4 por vetores com direções paralelas ao eixo geométrico longitudinal do turbo ventilador, pelo ventilador 1 em grande velocidade, para gerar um efeito de sustentação desejado, o qual é representado na figura 4 por um vetor 30 perpendicular ao eixo geométrico longitudinal do turbo ventilador, para compensar total ou parcialmente o peso do próprio turbo ventilador, o qual é representado na figura 4 por um vetor perpendicular ao eixo geométrico longitudinal do turbo ventilado, mas de sentido oposto ao vetor que representa a sustentação.
Os flaps 8 são acionados por servo comandos (não ilustrados), que permitem alterar seus respectivos ângulos de inclinação com relação às duas asas 5, para adequar o efeito de sustentação às diversas fases de vôo da aeronave e aos diversos regimes de operação dos turbo ventiladores.
Aqueles versados na técnica irão observar que outros dispositivos para a modificação do perfil das asas podem ser usados em substituição e/ou em acréscimo aos flaps aqui exemplificados.
Voltando agora para a figura 2 é apresentada uma vista lateral da asa esquerda 5, bem como uma representação vetorial da força de sustentação gerada pela passagem do 15 fluxo de ar pela asa esquerda 5 e que compensa (total ou parcialmente) o peso do turbo ventilador, representado por um vetor com sentido oposto à força de sustentação acima citada.
Adicionalmente, a figura 3 é idêntica à figura 2, exceto quanto à posição da asa esquerda 5. Na figura 3, a asa esquerda 5 forma um ângulo de ataque X com o eixo geométrico longitudinal do turbo ventilador.
Adicionalmente, a figura 4 é uma vista lateral do interior de um turbo ventilador, na qual as asas 5 são dotadas de dispositivos de hiper sustentação, no presente caso, os flaps 8.
A descrição acima das modalidades preferenciais é fornecida para permitir que qualquer um versado na técnica crie ou faça utilização da presente invenção. Várias 30 modificações a essas modalidades serão prontamente aparentes aos versados na técnica, e os princípios gerais definidos aqui podem ser aplicados a outras modalidades sem se distanciar do espírito ou escopo da invenção. Dessa forma, a presente invenção não deve ser limitada às modalidades ilustradas e descritas aqui, mas deve estar de acordo com o escopo mais amplo consistente com os princípios e características novos aqui descritos.
Claims (7)
1. Conjunto de aerofólio para turbo ventilador de avião, o turbo ventilador sendo constituído por um ventilador (1), um estator (2), uma carenagem interna (4) e uma carenagem externa (3) , adequada para envolver o ventilador e o estator, caracterizado por compreender pelo menos duas asas (5) dispostas no interior do turbo ventilador, internamente à carenagem externa (3) do turbo ventilador e externamente à carenagem interna (4) do turbo ventilador, sendo destinadas a gerar um efeito de sustentação predeterminado para compensar total ou parcialmente o peso do próprio turbo ventilador.
2. Conjunto de aerofólio para turbo ventilador de avião, o turbo ventilador sendo constituído por um ventilador (1), um estator (2), uma carenagem interna (4) e uma carenagem externa (3), adequada para envolver o ventilador e o estator, caracterizado pelo fato de que são previstas pelo menos duas asas (5) com dispositivos para aumento de sustentação do tipo flaps (8) dotados de servo mecanismos (7) para alteração do ângulo de inclinação dos flaps com relação às duas asas (5) para proporcionar um efeito de sustentação diferenciado.
3. Conjunto de aerofólio para turbo ventilador de avião, de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que cada uma das asas (5) é provida com pelo menos dois suportes articulados (6) dispostos internamente à carenagem externa (3) do turbo ventilador.
4. Conjunto de aerofólio para turbo ventilador de avião, de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que cada uma das asas (5) é provida com pelo menos dois suportes não articulados (6) previstos internamente à carenagem externa (3) do turbo ventilador.
5.
Conjunto de aerofólio para turbo ventilador de
avião, de acordo com a reivindicação 1 ou 3, caracterizado pelo fato de que cada uma das asas (5) tendo pelo menos dois suportes articulados (6) é provida com servo mecanismos (7), os quais, quando acionados, permitem a mudança de um ângulo de ataque das asas (5) com relação à direção do fluxo de ar soprado pelo ventilador (1).
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| BRPI1001223-0A2A BRPI1001223A2 (pt) | 2010-04-27 | 2010-04-27 | Conjunto de aerofólio para turbo ventilador de avião |
| US13/643,448 US9222436B2 (en) | 2010-04-27 | 2011-04-27 | Airfoil combination for aircraft turbofan |
| EP11774209.8A EP2564051B1 (en) | 2010-04-27 | 2011-04-27 | Aircraft turbofan |
| ES11774209.8T ES2563437T3 (es) | 2010-04-27 | 2011-04-27 | Turboventilador de aeronave |
| PCT/BR2011/000122 WO2011134031A1 (en) | 2010-04-27 | 2011-04-27 | Airfoil combination for aircraft turbofan |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| BRPI1001223-0A2A BRPI1001223A2 (pt) | 2010-04-27 | 2010-04-27 | Conjunto de aerofólio para turbo ventilador de avião |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| BRPI1001223A2 true BRPI1001223A2 (pt) | 2014-03-25 |
Family
ID=44860682
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| BRPI1001223-0A2A BRPI1001223A2 (pt) | 2010-04-27 | 2010-04-27 | Conjunto de aerofólio para turbo ventilador de avião |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9222436B2 (pt) |
| EP (1) | EP2564051B1 (pt) |
| BR (1) | BRPI1001223A2 (pt) |
| ES (1) | ES2563437T3 (pt) |
| WO (1) | WO2011134031A1 (pt) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10730635B1 (en) * | 2019-08-23 | 2020-08-04 | Raytheon Technologies Corporation | Engine wing |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2991961A (en) | 1959-05-06 | 1961-07-11 | Francis M Rogallo | Jet aircraft configuration |
| US3248878A (en) * | 1963-09-18 | 1966-05-03 | Gen Electric | Thrust deflector and reverser |
| GB1071764A (en) | 1964-08-31 | 1967-06-14 | Graham Watt | Improvements in or relating to aircraft or other vehicles having a sustaining or lift effect airfoil |
| US3330500A (en) | 1965-03-22 | 1967-07-11 | Ltv Aerospace Corp | Propulsive wing airplane |
| FR2129994B1 (pt) * | 1971-03-25 | 1975-01-17 | Snecma | |
| US4019696A (en) | 1973-12-28 | 1977-04-26 | The Boeing Company | Method of and apparatus for enhancing Coanda flow attachment over a wing and flap surface |
| US3997132A (en) * | 1974-12-11 | 1976-12-14 | The Garrett Corporation | Method and apparatus for controlling tip vortices |
| US4117995A (en) | 1977-02-28 | 1978-10-03 | Runge Thomas M | Aircraft wing lift augmentation device |
| GB2019793B (en) * | 1978-04-29 | 1982-05-12 | British Aerospace | Flow detector blades |
| US4205813A (en) * | 1978-06-19 | 1980-06-03 | General Electric Company | Thrust vectoring apparatus for a VTOL aircraft |
| US4505443A (en) | 1978-12-29 | 1985-03-19 | General Dynamics Corporation | Propulsion system for a V/STOL airplane |
| US4326686A (en) | 1980-02-15 | 1982-04-27 | Runge Thomas M | Fan jet engine bypass air delivery system for blown wing aircraft lift augmentation device |
| US4392621A (en) | 1981-04-07 | 1983-07-12 | Hermann Viets | Directional control of engine exhaust thrust vector in a STOL-type aircraft |
| US4506850A (en) * | 1983-01-04 | 1985-03-26 | The Boeing Company | Engine installation for aircraft |
| US7293401B2 (en) * | 2002-03-20 | 2007-11-13 | The Regents Of The University Of California | Jet engine noise suppressor |
-
2010
- 2010-04-27 BR BRPI1001223-0A2A patent/BRPI1001223A2/pt not_active Application Discontinuation
-
2011
- 2011-04-27 US US13/643,448 patent/US9222436B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2011-04-27 EP EP11774209.8A patent/EP2564051B1/en not_active Not-in-force
- 2011-04-27 WO PCT/BR2011/000122 patent/WO2011134031A1/en active Application Filing
- 2011-04-27 ES ES11774209.8T patent/ES2563437T3/es active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2564051A4 (en) | 2013-12-25 |
| US9222436B2 (en) | 2015-12-29 |
| ES2563437T3 (es) | 2016-03-15 |
| EP2564051A1 (en) | 2013-03-06 |
| US20130045087A1 (en) | 2013-02-21 |
| EP2564051B1 (en) | 2015-12-16 |
| WO2011134031A1 (en) | 2011-11-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10246184B2 (en) | Aircraft with internally housed propellor units | |
| CA2758220C (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
| US9845152B2 (en) | Apparatus and method for providing control and augmenting thrust at reduced speed and ensuring reduced drag at increased speed | |
| US10625847B2 (en) | Split winglet | |
| US8752788B2 (en) | Wing and a multiple propeller aircraft | |
| BR102014029696B1 (pt) | Aeronave | |
| US20170197700A1 (en) | Electric distributed propulsion and high lift system | |
| BR112017016524B1 (pt) | aeronave acionada por hélice | |
| BR102016020094A2 (pt) | aeronave | |
| BR112019027805A2 (pt) | configuração de sistema de decolagem e aterrissagem vertical para veículos aéreos | |
| US20110309202A1 (en) | Wingtec Holding Limited | |
| US11242141B2 (en) | Method of drag reduction on vehicle with internal rotors | |
| BR112015005300B1 (pt) | Conjunto de um motor de propulsão de uma aeronave e de um sistema de engate de um pilar de montagem do motor na estrutura de uma aeronave | |
| US20210354804A1 (en) | Aircraft Design and Technology | |
| US2557522A (en) | Aerodynes equipped with reaction jet propulsion means | |
| CN107804469B (zh) | 飞机 | |
| US20170253322A1 (en) | Split Winglet Lateral Control | |
| US20110186679A1 (en) | Aircraft with at least two propeller drives arranged at a distance from one another in the span width direction of the wings | |
| US10814955B2 (en) | Aircraft having an AFT engine | |
| BRPI1001223A2 (pt) | Conjunto de aerofólio para turbo ventilador de avião | |
| US3285537A (en) | Vertical take off and landing aircraft | |
| RU192918U1 (ru) | Летательный аппарат | |
| BR112019026384A2 (pt) | configurações de ejetor de winglet | |
| JP6735022B2 (ja) | 翼型胴体無翼航空機 | |
| EP4155210B1 (en) | Aircraft with a combustion engine having an exhaust ahead of its air intake |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B03A | Publication of an application: publication of a patent application or of a certificate of addition of invention | ||
| B06F | Objections, documents and/or translations needed after an examination request according art. 34 industrial property law | ||
| B06U | Preliminary requirement: requests with searches performed by other patent offices: suspension of the patent application procedure | ||
| B11B | Dismissal acc. art. 36, par 1 of ipl - no reply within 90 days to fullfil the necessary requirements |