CN101415605B - 升力增加系统以及关联的方法 - Google Patents

升力增加系统以及关联的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN101415605B
CN101415605B CN200680033806.4A CN200680033806A CN101415605B CN 101415605 B CN101415605 B CN 101415605B CN 200680033806 A CN200680033806 A CN 200680033806A CN 101415605 B CN101415605 B CN 101415605B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wing
port
slat
host
flap
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Active
Application number
CN200680033806.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101415605A (zh
Inventor
阿温·施米洛维克
约拉姆·亚德林
罗杰·W·克拉克
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=37829186&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=CN101415605(B) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN101415605A publication Critical patent/CN101415605A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101415605B publication Critical patent/CN101415605B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B64C21/025—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for simultaneous blowing and sucking
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/04—Boundary layer controls by actively generating fluid flow
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/06—Boundary layer controls by explicitly adjusting fluid flow, e.g. by using valves, variable aperture or slot areas, variable pump action or variable fluid pressure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/18—Boundary layer controls by using small jets that make the fluid flow oscillate
    • 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
    • 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
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency
    • 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
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

一种由多元件飞行器机翼产生升力的系统和方法。所述系统包括主机翼元件；互联到所述主机翼元件的缝翼；和互连到所述主机翼元件的襟翼。所述系统还包括限定在所述缝翼、主机翼元件和襟翼至少其中之一上的至少一个端口。此外，所述系统包括至少一个流体设备，其可操作来调节进出所述至少一个端口的流体流，从而控制所述缝翼、主机翼元件和襟翼至少其中之一上的边界层流。

Description

升力增加系统以及关联的方法
技术领域
本发明涉及飞行器机翼，更具体地说，涉及通过控制飞行器机翼上的边界层流增加多元件飞行器机翼升力的升力增加系统。
背景技术
目前飞行器存在许多问题，本发明着眼于解决这些问题。所述问题中的某一些在以下段落中述及。起飞和着陆性能是运输飞行器的两个基本设计目标。任何飞行器设计受限于最大起飞重量，该重量与跑道长度有关。对于给定的跑道长度来说，较高的升力水平允许增大最大起飞重量。同样，对于给定重量来说，较高的升力允许降低失速速度(stall speed)并缩短滑行距离。从操作的角度来看，高升力能力能进入更多的机场。无论要求净载重量更大还是滑行距离更短，优良的高升力能力都是飞行器制造商追求的关键目标。
对于给定飞行器重量来说，通过增加机翼面积或增大最大升力系数(CLmax)，可以降低失速速度。增加机翼面积不理想，因为导致巡航阻力更大。因此，更希望增大CLmax。
有效的高升力系统为军用和商用飞行器两者提供了重要的性能优势。在军用飞行器领域，要求能在偏远简陋的地方着陆的能力，以使具有短途滑行能力的军事运输能有效扩展军事力量的全球可及性。针对商用运输来说，高升力系统关键是经济影响。例如，增大CLmax导致对于固定进场速度增大了净载重能力，起飞L/D增大将增加净载重量或增大航程，且在迎角不变情况下增大升力系数将降低进场高度(approach attitude)并导致起落架缩短，即减小飞行器重量。
由高升力能力改善带来的经济优势的另一方面涉及环境规定。越来越多的国家强调机场环境中的严格噪音极限，导致飞行器操作小时受限。而且，不在允许噪音极限内操作的飞行器将受到经济制裁或者甚至禁止进出特定机场。例如，为了符合环境规定，一些飞行器被迫降低净载重量，以及在初始爬升过程中减小起飞和离地(lift-off)速度。但是，如果搭载的乘客较少，则飞行器运营就不再具有经济可行性。因此，巨大的利益驱动着研制起飞和着陆性能改善的飞行器。
空气动力学设计尤其对于起飞和着陆条件是一种挑战，此时流体流被粘滞效应所左右。由于增大了改善效率的潜在可能性，所以非常希望能有在这些高升力条件下改变粘性流结构的技术。这些年来，已经为广泛的空气动力学应用场合研制了各种气流控制策略，诸如改变机翼上的气流或者延迟边界层分离的各种主动或被动系统、促动器和机构。例如，授予Somers的美国专利No.6,905,092公开了一种层流翼型(airfoil)，其包括前后翼型元件以及位于其间的狭槽区域。所述前后翼型元件在基本上整个前翼型元件上引发层流，并在狭槽区域引发层流。
目前的飞行器通过采用仅在起飞和着陆过程中展开的系统实现高升力水平。这些系统通常包括可动前缘缝翼和一个或多个尾缘襟翼。展开后，机翼变形成多元件结构，有效增大弯曲度和弦长并导致升力增加。多元件高升力系统上的气流高度相互作用。例如，尾缘襟翼受到主机翼上升力所产生的滑流的强烈影响。
这种多元件系统所产生的最大升力受到强反压力梯度所导致的粘滞效应的制约。所实现的最大升力水平可能受限于缝翼和主机翼前缘附近边界层分离，以及受限于主机翼尾缘或襟翼上边界层增厚或分离。升力可能还受限于主机翼尾缘或襟翼上边界层增厚或分离。此外，来自缝翼或主机翼的粘性尾流喷发在其经过襟翼导致的高压力梯度时，可能限制最大升力水平。在这种情况下，每个高升力部件上的边界层可能连接，但是粘性尾流的迅速传播限制了所能实现的最大升力。
因此，提供一种能通过控制多元件飞行器机翼上的边界层流而解决这些问题的系统，对于改善多元件机翼空气动力学性能来说，是具有优势的。而且，提供一种能适应广泛的迎角和飞行条件的系统，是具有优势的。
发明内容
通过提供一种增加多元件飞行器机翼升力的系统，本发明的实施例解决了上述问题，并实现了其他方案。所述系统采用多个端口和流体设备来调节飞行器机翼上的流体流。因此，所述端口和流体设备可以位于多元件飞行器机翼上的各种位置来控制机翼上的边界层流并减小粘滞效应。计算结果已经示出促动特定位置上的多个端口导致CL增大，以及更为流线型的气流。如果促动飞行器机翼具体元件上关键位置的端口，则在所述迎角范围内获得接近无粘性的升力水平。
在本发明一种实施例中，提供了一种从多元件飞行器机翼产生升力的系统。所述系统包括互联到主机翼元件的襟翼和缝翼。所述系统还包括至少一个限定在所述缝翼、主机翼元件和/或襟翼的端口。此外，所述系统还包括至少一个流体设备，其可操作来调节进出所述端口的流体流，从而控制所述缝翼、主机翼元件和/或襟翼上的边界层流。
在本发明的各个方面，所述流体设备可以是电磁促动器、压电促动器、基于燃烧的促动器、隔膜或活塞。所述流体设备可以采用零净重流来调节穿过所述端口的流体流。所述流体设备可以促动单个端口或多个端口，以使流体同时流过每个被促动的端口。此外，所述流体设备可以促动与所述缝翼、主机翼元件和/或襟翼关联的一个或多个端口。所述端口可以限定在所述缝翼、主机翼元件和/或襟翼上表面中，且可以限定在所述缝翼和/或主机翼元件的尾部。所述缝翼和襟翼可以可操作地互联到所述主机翼元件，以使所述缝翼和襟翼的偏转角可以相对于所述主机翼元件进行调节。
本发明进一步的方面提供一种从多元件飞行器机翼产生升力的额外系统。所述系统包括多个机翼元件(例如，缝翼、主机翼元件和/或襟翼)，其中每个所述机翼元件可操作地彼此互联。所述机翼元件可以互联，以使一个机翼元件的偏转角可以相对于另一个机翼元件进行调节。所述系统还包括至少一个端口，限定在至少其中一个机翼元件上；和至少一个流体设备，可操作来调节进出所述端口的流体流，以控制至少其中一个机翼元件上的边界层流。
本发明的实施例还提供一种增加飞行器升力的方法。所述方法包括：在包括多个机翼元件的多元件飞行器机翼上激发流体流，并调节至少其中一个机翼元件上所限定的至少一个端口中流经的流体流，以控制所述机翼元件上的边界层流。激发流体流可能包括开始飞行器起飞或着陆，以使机翼元件上激发出气流运动。而且，所述方法进一步包括调节至少一个机翼元件相对于另一个机翼元件的偏转角。
在本发明的各个方面，所述调节步骤包括促动与至少一个端口关联的流体设备。所述促动步骤可以包括同时促动多个端口。此外，所述促动步骤可以包括促动与一个或多个机翼元件关联的至少一个端口。所述调节步骤可以包括将流体吸入各端口或从各端口排出流体。
附图说明
在以一般术语说明本发明之后，现在将参照附图进行说明，这些附图并未按比例绘制，且其中：
图1A-B是根据本发明一种实施例的多元件飞行器机翼透视图；
图2是根据本发明一种实施例的多元件飞行器机翼的截面图；
图3A是根据本发明另一种实施例的多元件飞行器机翼截面图；
图3B-D是描绘图3A所示多元件飞行器机翼各种空气动力学特性的曲线图；
图4A是根据本发明另一种实施例的多元件飞行器机翼截面图；
图4B-D是描绘图4A所示多元件飞行器机翼各种空气动力学特性的曲线图；
图5A是图示基线多元件飞行器机翼上总压力场的图形；
图5B是图示带有根据本发明一种实施例的气流控制的多元件飞行器机翼上总压力场的图形；
图6A是根据本发明一种实施例的多元件飞行器机翼截面图；
图6B-F是描绘图6A所示多元件飞行器机翼上总压力曲线的曲线图；
图7A是根据本发明一种实施例的多元件飞行器机翼截面图；
图7B-D是描绘图7A所示多元件飞行器机翼各种空气动力学特性的曲线图；
图8A是根据本发明另一种实施例的多元件飞行器机翼截面图；
图8B-D是描绘图8A所示多元件飞行器机翼各种空气动力学特性的曲线图；
图9A是图示基线多元件飞行器机翼上总压力场的图形；
图9B是带有根据本发明另一种实施例的气流控制的多元件飞行器机翼上总压力场的图形。
具体实施方式
以下将参照附图更为全面地说明本发明，其中示出了本发明的一些实施例，但并非全部。实际上，本发明可以以许多形式实施，不应理解为限制于本发明所述的实施例，而提供这些实施例是为了让本公开满足适当的法律要求。类似数字始终指代类似元件。
现在参照附图，且具体参照图1A-B，示出了用来增加多元件飞行器机翼10升力的系统。飞行器机翼10通常包括多个机翼元件12、14和16。每个机翼元件12、14和16都包括多个限定于其中的端口11。采用流体设备(未示出)调节流体流进出端口11，以控制每个机翼元件12、14和16上的边界层流。通常所述流体设备可以选择性地操作，以控制起飞和着陆过程中流经端口11的流体流，以改善飞行器机翼10的性能。于是，飞行器机翼的空气动力学特性，特别是升力可以在一定的迎角范围内并在各种飞行条件下得到改善。
多元件飞行器机翼10或翼型，通常包括多个机翼元件，即缝翼12、主机翼元件14和襟翼16。多元件机翼10，正如本领域普通技术人员所知，可以具有各种结构。例如，虽然缝翼12和襟翼16示于图1A-B，但是多元件机翼10可以包括主机翼元件14和一个或多个缝翼12和/或一个或多个襟翼16。而且，缝翼12可以为各种结构，诸如克鲁格(Krueger)缝翼、通风缝翼、密封缝翼或垂头(droop-nose)缝翼。另外，襟翼16可以是无狭槽的，即使用简单铰链模式的偏转。通过改变前缘弯曲度，缝翼12可以用来降低飞行器机翼前缘附近的压力峰值。襟翼16也可以具有各种结构，诸如富勒(Fowler)襟翼或单槽襟翼、双槽襟翼或三槽襟翼。通过增加飞行器机翼的弯曲度并允许更多升力施加在机翼后部，襟翼16可以用来改变压力分布。而且，主机翼元件14可以具有各种结构(即，弯曲度、弦长、前缘半径等)，取决于所希望的飞行器类型或空气动力学特性。于是，多元件飞行器机翼10可以包括各种结构的缝翼12、主机翼元件12和襟翼16，以使所述多元件飞行器机翼可以具有各种翼型轮廓，用来实现希望的空气动力学特性，诸如最大升力系数。虽然示出了多元件飞行器机翼10，但是应该理解，可以在许多多元件提升表面调节气流，以改善空气动力学特性。例如，可以在扰流板或副翼或其它能产生升力的多元件翼型机构中限定端口。
每个缝翼12、主机翼元件14和襟翼16包括一个或多个端口，用来控制沿着多元件飞行器机翼10表面的边界层。具体来说，图2图示了缝翼12包括一对端口s1-s2，主机翼元件14包括多个端口m1、m2、m3、m4和m5，襟翼16包括多个端口f1、f2、f3、f4和f5。每个端口限定在各缝翼12、主机翼元件14和襟翼16的上表面中。但是所述端口可以限定在多元件飞行器机翼10的下表面上，或上下表面两者上。所述端口基本上限定为延伸到各缝翼12、主机翼元件14或襟翼16中，以使流体可以穿过所述端口吸入或排出。于是，所述端口通常包括靠近缝翼12、主机翼元件14和襟翼16的孔或开口，它们各自进一步延伸到所述缝翼、主机翼元件和襟翼中。而且，限定在各缝翼12、主机翼元件14和襟翼16中的端口可以互相连接，以便一个端口可以促使流体在一个位置进入该端口，而第二端口促使流体在不同位置流出该端口。但是，流体也可能从第一端口流入暂时保持区域，以便可以经由该第一端口排出，或一个或多个额外的端口排出。通常端口s1-s2和m1-m5各自限定在各缝翼12、主机翼元件14的尾部，但是，所述端口可以限定在缝翼、主机翼元件或襟翼的各种位置，以实现希望的空气动力学特性。而且，虽然示出了多元件飞行器机翼10的截面图，但是应该理解，所述端口可以限定成沿着机翼的各种翼展结构(例如，对准、交错、不对准等)。而且，所述端口可以具有各种尺寸和结构，诸如圆形、卵形或任何其他希望的形状。
多个流体设备(未示出)用来调节流体流进出所述端口。所述流体设备通常采用零净重流(即，不需要外部流体源)来调节穿过所述端口的流体流，并且可以使用各种机构来促动一个或多个端口。例如，电磁促动器、压电促动器、基于燃烧的促动器、隔膜、活塞或泵可以用来促动所述端口。流体设备可以促动单个端口，或者可以操作来促动多个开口，以影响多元件飞行器机翼10上的边界层流。此外，可以同时促动若干端口。如本发明所用，促动包括打开端口和/或迫使流体进入或离开端口，诸如经由该端口吸入或喷出流体。因此，通过将流体吸入一个或多个端口或将流体从一个或多个端口排出，流体设备能调节经过这些端口的流体流。对于吸入或排出流体的示例系统的进一步说明，参见美国专利申请No._______名称为“System for AerodynamicFlows and Associated Method”，该申请与本发明同时提交，并转让给本受让人并通过引用包含在本发明中。此外，本发明实施例可以采用流体源诸如压缩机或飞行器引擎排放气体。
而且，所述流体设备能促动与缝翼12、主机翼元件14或襟翼16关联的端口。而且，所述流体设备也能促动与每一个缝翼12、主机翼元件14和襟翼16关联的端口，从而为获得更高的升力水平而实现流体流协同控制。通常在飞行器起飞和着陆过程中促动所述端口，此时实现大升力是关键。此外，促动通常是连续性的，尽管在起飞和着陆过程中可以有选择地调节所述端口来实现性能改善。
图3A图示了多元件飞行器机翼20，其包括限定在每一个缝翼22、主机翼元件24和襟翼26中的端口。缝翼22包括端口s1-s2，主机翼元件24包括端口m1-m3，而襟翼26包括端口f1-f5。图3B-D提供多元件飞行器机翼20各种空气动力学特性的曲线。由于所述曲线基于二维模拟，所以未考虑感生阻力(induced drag)。为了模拟起飞条件，缝翼22展开，且襟翼偏转成24°角。
图3B示出了无粘性气流、基线多元件飞行器机翼(即，未促动端口)上的气流以及缝翼12、主机翼元件14或襟翼16其中之一的端口被促动(参见与图3B一起示出的图例，用来辨别被促动的端口)的多元件飞行器机翼上的气流的升力系数CL，相对于迎角α进行绘图。如图3A所示，在迎角小于15°时，促动襟翼26的端口f1-f5使CL增大最大，而促动缝翼的端口s1-s2的结果略好于促动主机翼元件的端口m1-m5。而且，在迎角大于17°时，缝翼22、主机翼元件24和襟翼26各自的表现大致相同，不过在迎角大于约14°时，缝翼、主机翼元件和襟翼的表现都强于基线。图3C(阻力曲线)和3D也示出促动缝翼22、主机翼元件24或襟翼26其中任一的端口通常导致CL和L/D较之基线机翼升高。如图3C所示，对于给定的阻力系数(CD)来说，促动多元件飞行器机翼20中的端口导致CL相对于基线飞行器机翼升高。如上所述，增大CLmax，即CL的最大可获得值，将降低失速速度(stall speed)，从而有利于缩短起飞和着陆距离。而且，可以增加净载重能力并降低进场高度(approach attitude)。
图4A也示出了一种多元件飞行器机翼20，具有限定在缝翼22、主机翼元件24和襟翼26中的端口。此外，图4B-4C描绘了与图3B-3C所示相同的空气动力学特性。但是，图4B-4C表明促动缝翼22、主机翼元件24和襟翼26中的端口组合，在迎角小于约6°时达到无粘性气流，而在约6°以上接近无粘性气流。而且，图4B示出单独促动m1-m3或f1-f5不能导致CL相对于基线多元件飞行器机翼显著升高。但是，促动m1-m3和f1-f5两者或s1-s2、m1-m3和f1-f5导致CL相对于基线机翼来说，在迎角整个线性范围内显著升高。因此，促动m1-m3激活了主机翼元件24尾部的减速粘性层，并推升了整个多元件飞行器机翼20上的载荷。此外，图4C-4D表明了促动相同组合的端口相对于个别促动缝翼22、主机翼元件24或襟翼26上的端口时，CL和L/D的增大。
图5A-5B表示起飞条件，此时襟翼26偏转到24°，且迎角为19°。图5A描绘了基线多元件飞行器机翼上的总压力场，而图5B图示了图4A中所示的多元件飞行器机翼20，此时促动了端口s1-s2、m1-m3和f1-f5。图形图示了边界粘性层以及离开各元件的尾流，此时对于基线机翼来说，CL等于约4.06，而对于多元件飞行器机翼20进行了气流控制来说，等于5.12。图5B表明缝翼22、主机翼元件24和襟翼26尾流尺寸和强度减小。图5B所示的缝翼尾流横穿主机翼元件24和襟翼26的反压力梯度区域，而不会使气流质量显著变差(即，脱离表面的反流倾向更小)。总压力损失是空气动力学无效性的量度，且其水平降低是受促动气流情况下性能改善的表示。具体来说，受促动气流导致升力升高、阻力减小。促动导致更为流线形的气流，多元件飞行器机翼20前后部转向角更大(循环更高)且升力水平增高。
图6A-6F提供了A-E位置处的总压力曲线的曲线图，用来跟踪相应于缝翼22、主机翼元件24和襟翼26的尾流。如图6B所示，促动了缝翼22、主机翼元件24和襟翼26每一个上的端口的多元件机翼20的缝翼尾流减小了多元件机翼上A位置的总压力损失。尾流强度和宽度减小是空气动力学效率提高的表示。类似地，图6C-6F描绘了各位置B-E尾流的总压力曲线，此时每一幅图表明相应于基线多元件机翼的尾流比采用气流控制的多元件机翼20更宽且距离更长。
图7A-7D图示了襟翼偏转13°和24°的基线多元件飞行器机翼与襟翼偏转相同但每一个缝翼22、主机翼元件24和襟翼26上的端口(s1-s2、m1-m3和f1-f5)被促动情况下的多元件飞行器机翼20之间的对比。图7B表明促动多元件飞行器机翼20中的端口不仅产生更大的CL，而且在更高的迎角时产生更大的CL。例如，在δ＝24°的襟翼偏转情况下，促动端口s1-s2、m1-m3和f1-f5导致在迎角约为22°时产生的CLmax约为4.1。因而，升力增加，延迟了失速，直到到达更高的迎角，并且在较低的迎角时，气流接近无粘性气流。而且，图7B示出襟翼偏转增大(即，δ＝24°)导致CL增大，但是导致气流比13°的襟翼偏转更快地偏离无粘性气流。图7C-7D进一步表明促动端口，增大了CL，而阻力CD显著减小。因此，L/D随着气流促动而增大。
图8A描绘了根据本发明另一种实施例的多元件飞行器机翼30。在该具体实施例中，多元件飞行器机翼30是示例运输机翼。多元件飞行器机翼30包括克鲁格缝翼32、主机翼元件34和进行富勒运动的35％襟翼36。而且，缝翼32包括端口s1-s2，主机翼元件34包括端口m1-m5，且襟翼36包括端口f1-f5。襟翼36偏转50°，以表示着陆条件，此时即使在较低迎角时，气流也在大部分襟翼上分离。如前所述，图8B表明，单独/个别促动端口s1-s2、m1-m5或f1-f5在增大CL方面并不像促动端口m1-m5和f1-f5两者或全部端口s1-s2、m1-m5和f1-f5那样有效。一般来说，促动多元件飞行器机翼30的全部端口在低迎角(即，小于16°)时接近无粘性气流，且实现了比基线多元件飞行器机翼(即，不促动端口)更高的CL。而且，显然，促动端口s1-s2、m1-m5和f1-f5的组合导致CL增大最多。而且，在图7C和7D中分别表明了阻力显著减小而L/D显著增大。
图9A和9B分别图示了基线多元件飞行器机翼(CL＝4.42)和图8A所示的多元件飞行器机翼30(CL＝6.61)上，在δ＝50°和α＝22°时的总压力场图形，其中分别促动了每一个端口s1-s2、m1-m5和f1-f5。如图所示，图9B还表明多元件飞行器机翼30上，特别是靠近主机翼元件34和襟翼36尾部的地方，气流更为流线性。而且在襟翼36附近消除了反流。因此，促动多元件飞行器机翼30的端口有利于改进升力特性、缓解机翼上各区域的粘滞效应。
本发明的实施例提供了若干优势。具体来说，所述多元件飞行器机翼包括流体设备和端口，用来控制机翼上流体的边界层流。通过将所述端口设置在多元件飞行器机翼上的关键位置(即，反压力梯度位置、气流分离位置或复环流位置)并在预定飞行条件下促动特定端口，可以向在一定的迎角范围内改善机翼的空气动力学特性，包括升力。促动多元件飞行器机翼上的端口可以导致通常与襟翼关联的气流效应，但是阻力减小并且失速特性改善。而且，多元件飞行器机翼上的促动导致接近无粘性流场，从而缓解了粘滞效应并减小了机翼各区域的边界层分离倾向。所述端口和流体设备可以用来管理多元件飞行器机翼上的载荷，为起飞(翼展方向椭圆载荷，以减小阻力)和着陆(翼展方向三角形载荷，以使进场角更陡峭)控制感生阻力。另外，可以适当使用这种促动，以减小结构扰动并制约结构疲劳。此外，所述流体设备可以采用零净重流，以使不需要额外流体源或者复杂的管道。
这里所述的本发明的许多改动和其他实施例将进入本发明所述领域技术人员的脑海，并具有前述说明书以及相关附图中的教导的益处。因此，应该理解，本发明并未限于所披露的具体实施例，而改动和其他实施例也应包括在附带的权利要求书的范围内。虽然本发明采用了特定的术语，但是它们作上位使用并仅具说明的意思，而不是用于限制的目的。

Claims (14)

1.一种由多元件飞行器机翼(10)产生升力的系统，包括：
主机翼元件(14)；
互联到所述主机翼元件(14)的缝翼(12)；
互连到所述主机翼元件(14)的襟翼(16)；
限定在所述缝翼(12)、主机翼元件(14)和襟翼(16)每个中的多个端口(s1、m1、f1)；和
至少一个流体设备，其可操作来在预定飞行条件选择地调节进出在关键位置的所述主机翼元件(14)和襟翼(16)二者的端口或者所述缝翼(12)、主机翼元件(14)和襟翼(16)三者的端口的流体流，从而控制所述主机翼元件(14)和襟翼(16)二者或者所述缝翼(12)、主机翼元件(14)和襟翼(16)三者上的边界层流并且减小粘滞效应；
其中，所述至少一个流体设备可操作来选择地调节进出所述主机翼元件(14)和襟翼(16)二者中的端口或者所述缝翼(12)、主机翼元件(14)和襟翼(16)三者中的端口的流体流，以便相对于独立地调节进出每个所述缝翼(12)、主机翼元件(14)和襟翼(16)的多个端口的流体流获得升力系数的非线性增加。
2.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述至少一个流体设备包括电磁促动器、压电促动器、基于燃烧的促动器、隔膜、活塞和泵其中之一。
3.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述至少一个流体设备采用零净重流来调节经过所述端口(s1、m1、f1)的流体流。
4.如权利要求1所述的系统，其特征在于，还包括多个流体设备，其中的至少一个流体设备可操作来同时促动与所述缝翼、主机翼元件和襟翼中的每一个关联的至少一个对应端口(s1、m1、f1)。
5.如权利要求1所述的系统，其特征在于，每一个端口(s1、m1、f1)限定在对应的缝翼(12)、主机翼元件(14)和襟翼(16)的上表面中，并且延伸到对应的缝翼(12)、主机翼元件(14)和襟翼(16)中。
6.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述至少一个端口(s1、m1、f1)限定在所述缝翼和主机翼元件至少其中之一的尾部。
7.如权利要求1所述的系统，其特征在于，每个流体设备可以操作来促动各端口(s1、m1、f1)。
8.一种增加飞行器升力的方法，包括：
在包括主机翼元件(14)、缝翼(12)和襟翼(16)的多元件飞行器机翼(10)上激发流体流，其中多个端口(s1、m1、f1)限定在所述缝翼(12)、主机翼元件(14)和襟翼(16)中的每个中；和
在预定飞行条件选择地调节限定在关键位置的所述主机翼元件(14)和襟翼(16)二者的端口或者所述主机翼元件(14)、缝翼(12)和襟翼(16)三者的端口中流经的流体流，从而控制所述主机翼元件(14)和襟翼(16)二者或者所述主机翼元件(14)、缝翼(12)和襟翼(16)三者上的边界层流并且减小粘滞效应；
其中所述流体流被选择地调节进出所述主机翼元件(14)和襟翼(16)二者中的端口或者所述缝翼(12)、主机翼元件(14)和襟翼(16)三者中的端口，以便相对于独立地调节进出每个所述缝翼(12)、主机翼元件(14)和襟翼(16)的多个端口的流体流获得升力系数的非线性增加。
9.如权利要求8所述的方法，其特征在于，所述激发包括启动飞机起飞和着陆。
10.如权利要求8所述的方法，其特征在于，所述调节包括促动与至少一个端口(s1、m1、f1)关联的流体设备。
11.如权利要求10所述的方法，其特征在于，所述促动包括同时促动多个流体设备。
12.如权利要求10所述的方法，其特征在于，所述促动包括促动与主机翼元件(14)、缝翼(12)和襟翼(16)关联的至少一个端口(s1、m1、f1)。
13.如权利要求10所述的方法，其特征在于，所述调节包括将流体吸入各端口(s1、m1、f1)或从各端口(s1、m1、f1)排出流体。
14.如权利要求10所述的方法，进一步包括：调节所述主机翼元件(14)、缝翼(12)和襟翼(16)中的至少一个相对于另一个的偏转角。
CN200680033806.4A 2005-08-09 2006-07-26 升力增加系统以及关联的方法 Active CN101415605B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/200,506 2005-08-09
US11/200,506 US8033510B2 (en) 2005-08-09 2005-08-09 Lift augmentation system and associated method
PCT/US2006/029092 WO2008057065A2 (en) 2005-08-09 2006-07-26 Lift augmentation system and associated method

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101415605A CN101415605A (zh) 2009-04-22
CN101415605B true CN101415605B (zh) 2014-04-23

Family

ID=37829186

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200680033806.4A Active CN101415605B (zh) 2005-08-09 2006-07-26 升力增加系统以及关联的方法

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8033510B2 (zh)
EP (1) EP1951568B2 (zh)
JP (2) JP5358185B2 (zh)
CN (1) CN101415605B (zh)
ES (1) ES2398370T5 (zh)
WO (1) WO2008057065A2 (zh)

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8016244B2 (en) * 2004-02-20 2011-09-13 The Boeing Company Active systems and methods for controlling an airfoil vortex
US7661629B2 (en) * 2004-02-20 2010-02-16 The Boeing Company Systems and methods for destabilizing an airfoil vortex
US7100875B2 (en) * 2004-02-20 2006-09-05 The Boeing Company Apparatus and method for the control of trailing wake flows
US7686253B2 (en) * 2006-08-10 2010-03-30 The Boeing Company Systems and methods for tracing aircraft vortices
US8232706B2 (en) * 2009-01-09 2012-07-31 The Boeing Company Autonomous power generation unit for auxiliary system on an airborne platform
DE102009006145A1 (de) * 2009-01-26 2010-08-12 Airbus Deutschland Gmbh Hochauftriebsklappe, Anordnung einer Hochauftriebsklappe mit einer Vorrichtung zur Strömungsbeeinflussung an derselben sowie Flugzeug mit einer derartigen Anordnung
DE102009011662A1 (de) * 2009-03-04 2010-09-09 Airbus Deutschland Gmbh Tragflügel eines Flugzeugs sowie Anordnung eines Tragflügels mit einer Vorrichtung zur Strömungsbeeinflussung
DE102009060327A1 (de) * 2009-12-23 2011-06-30 Airbus Operations GmbH, 21129 Flugzeug mit einer Steuerungsvorrichtung
DE102010026162A1 (de) * 2010-07-06 2012-01-12 Airbus Operations Gmbh Flugzeug mit Tragflügeln und einem System zur Minimierung des Einflusses von instationären Anströmzuständen
GB201101335D0 (en) * 2011-01-26 2011-03-09 Airbus Uk Ltd Aircraft slat assembly with anti-icing system
US20170088254A1 (en) * 2011-03-10 2017-03-30 RuiQing Hong Ultra-High-Pressure Fluid Injection Dynamic Orbit-Transfer System and Method
US8695915B1 (en) * 2011-03-11 2014-04-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Flap side edge liners for airframe noise reduction
US9132909B1 (en) 2011-03-11 2015-09-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Flap edge noise reduction fins
US9227719B2 (en) 2011-03-11 2016-01-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Reactive orthotropic lattice diffuser for noise reduction
DE102011112555B4 (de) 2011-09-08 2019-10-31 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Einsaugen und Ausblasen von Fluid durch eine Mehrzahl von Öffnungen in einen Strömungsoberflächen-Abschnitt eines Strömungskörpers
EP2644497B1 (en) * 2012-03-29 2016-01-20 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft, aircraft and method for reducing aerodynamic drag and improving maximum lift
EP2644496B1 (en) 2012-03-29 2015-07-01 Airbus Operations GmbH Surface element for an aircraft, aircraft and method for improving high-lift generation on a surface element
US9162754B2 (en) 2012-04-27 2015-10-20 General Electric Company Method of using an active flow control system for lift enhancement or destruction in a wind turbine blade
IL226859A (en) * 2013-06-10 2017-09-28 Abramov Danny Slot wing with groove and wings for aircraft
CN103625639B (zh) * 2013-09-25 2017-12-05 中国商用飞机有限责任公司 飞机前缘缝翼噪声控制方法
EP2889217A1 (en) * 2013-12-24 2015-07-01 BAE Systems PLC Tile assembly for boundary layer modification
ES2752550T3 (es) 2013-12-24 2020-04-06 Bae Systems Plc Conjunto de losetas para modificar la capa límite
EP2995553B1 (en) * 2014-09-09 2017-02-01 Airbus Defence and Space GmbH Air generation unit for an aircraft and method for its operation
US10099771B2 (en) * 2016-03-14 2018-10-16 The Boeing Company Aircraft wing structure and associated method for addressing lift and drag
EP3231702B1 (en) 2016-04-11 2020-06-17 Asco Industries NV High-lift device
GB2557341A (en) 2016-12-07 2018-06-20 Airbus Operations Ltd Aircraft wing assembly
CA3150821A1 (en) * 2019-09-03 2021-03-11 Bae Systems Plc Fluidic control

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2271321A (en) * 1938-12-09 1942-01-27 Messerschmitt Boelkow Blohm Airplane wing structure
US2478793A (en) * 1946-08-03 1949-08-09 Trey Serge Variable camber airfoil
US2945644A (en) * 1953-10-09 1960-07-19 Lockheed Aircraft Corp Wing structure incorporating boundary layer control
US2951662A (en) * 1958-04-21 1960-09-06 Republic Aviat Corp Boundary layer control means for obtaining high lift for aircraft
US3142457A (en) * 1962-07-16 1964-07-28 Boeing Co Stall pattern lift regulator for airplanes
US3917193A (en) * 1974-01-21 1975-11-04 Boeing Co Boundary layer control and anti-icing apparatus for an aircraft wing
US3920203A (en) * 1974-12-23 1975-11-18 Boeing Co Thrust control apparatus for obtaining maximum thrust reversal in minimum time upon landing of an aircraft
EP0068737A1 (en) * 1981-06-18 1983-01-05 Lockheed Corporation Leading edge flap for an airfoil
DE3320481A1 (de) * 1983-06-07 1984-12-13 Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5000 Köln Verfahren und vorrichtung zur beeinflussung der stroemung an aerodynamischen profilen

Family Cites Families (58)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2406920A (en) * 1940-10-30 1946-09-03 Edward A Stalker Wing
FR952926A (fr) 1947-07-31 1949-11-28 Onera (Off Nat Aerospatiale) Dispositif d'aspiration et soufflage combinés sur un profil d'aile par l'intermédiaire d'une trompe à induction
US2585676A (en) 1947-07-31 1952-02-12 Poisson-Quinton Philippe Aircraft wing and flap with boundary layer control
GB675994A (en) 1947-07-31 1952-07-23 Onera (Off Nat Aerospatiale) Improvements in or relating to aircraft wings
GB675944A (en) 1951-01-10 1952-07-16 Svenska Turbinfab Ab Method of cooling compressors
US3887146A (en) * 1971-08-23 1975-06-03 Univ Rutgers Aircraft with combination stored energy and engine compressor power source for augmentation of lift, stability, control and propulsion
US3831886A (en) * 1973-01-26 1974-08-27 Lockheed Aircraft Corp Airfoil with extendible and retractable leading edge
JPS54151298A (en) * 1978-05-16 1979-11-28 Boeing Co Aircraft boundary layer controller
JPS554203A (en) * 1978-06-21 1980-01-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Aircraft wing
JPS5924038B2 (ja) * 1980-11-05 1984-06-06 航空宇宙技術研究所長 航空機の可動翼の境界層制御装置
GB2088521A (en) 1980-11-26 1982-06-09 Walmsley Sidney Inducing lift on a stationary wing
US4392621A (en) * 1981-04-07 1983-07-12 Hermann Viets Directional control of engine exhaust thrust vector in a STOL-type aircraft
JPS58164499A (ja) * 1982-03-23 1983-09-29 三菱重工業株式会社 航空機の可動翼の境界層制御装置
DE3228939C1 (de) * 1982-08-03 1983-11-24 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Verfahren und Einrichtung zur Beeinflussung der Grenzschicht von umstroemten Koerpern
US4575030A (en) 1982-09-13 1986-03-11 The Boeing Company Laminar flow control airfoil
US4813631A (en) 1982-09-13 1989-03-21 The Boeing Company Laminar flow control airfoil
DE3342421A1 (de) 1983-11-24 1985-06-05 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Verfahren zur stabilisierenden beeinflussung abgeloester laminarer grenzschichten
US4600172A (en) * 1984-01-09 1986-07-15 Loth John L Retractable rounded trailing edge for circulation control wing
JPH01132499U (zh) * 1988-03-07 1989-09-08
US5209438A (en) * 1988-06-20 1993-05-11 Israel Wygnanski Method and apparatus for delaying the separation of flow from a solid surface
US4863118A (en) 1988-09-30 1989-09-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Passive venting technique for shallow cavities
JPH04314692A (ja) * 1991-04-11 1992-11-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機主翼の気流剥離防止装置
US5348256A (en) 1992-05-13 1994-09-20 The Boeing Company Supersonic aircraft and method
US5755408A (en) * 1995-04-03 1998-05-26 Schmidt; Robert N. Fluid flow control devices
AU5923096A (en) 1995-05-19 1996-11-29 Mcdonnell Douglas Corporation Airfoil lift management device
US6457654B1 (en) * 1995-06-12 2002-10-01 Georgia Tech Research Corporation Micromachined synthetic jet actuators and applications thereof
US6123145A (en) 1995-06-12 2000-09-26 Georgia Tech Research Corporation Synthetic jet actuators for cooling heated bodies and environments
US5758823A (en) * 1995-06-12 1998-06-02 Georgia Tech Research Corporation Synthetic jet actuator and applications thereof
WO1997004280A1 (en) * 1995-07-19 1997-02-06 Vida, Nikolaus Method and apparatus for controlling the boundary or wall layer of a continuous medium
US5806807A (en) 1995-10-04 1998-09-15 Haney; William R. Airfoil vortex attenuation apparatus and method
US5803410A (en) 1995-12-01 1998-09-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Skin friction reduction by micro-blowing technique
US5813625A (en) 1996-10-09 1998-09-29 Mcdonnell Douglas Helicopter Company Active blowing system for rotorcraft vortex interaction noise reduction
GB2324351A (en) * 1997-04-18 1998-10-21 British Aerospace Reducing drag in aircraft wing assembly
US5938404A (en) 1997-06-05 1999-08-17 Mcdonnell Douglas Helicopter Company Oscillating air jets on aerodynamic surfaces
US6092990A (en) 1997-06-05 2000-07-25 Mcdonnell Douglas Helicopter Company Oscillating air jets for helicopter rotor aerodynamic control and BVI noise reduction
DE19735269C1 (de) * 1997-08-14 1999-01-28 Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt Vorrichtung zur Beeinflussung der Ablösung einer Strömung von einem umströmten Körper
US6079674A (en) * 1998-04-08 2000-06-27 Snyder; Darryl L. Suspension clamp having flexible retaining arm
US6109565A (en) 1998-07-20 2000-08-29 King, Sr.; Lloyd Herbert Air craft wing
US6109566A (en) 1999-02-25 2000-08-29 United Technologies Corporation Vibration-driven acoustic jet controlling boundary layer separation
GB9914652D0 (en) * 1999-06-24 1999-08-25 British Aerospace Laminar flow control system and suction panel for use therein
US7537197B2 (en) * 1999-07-20 2009-05-26 Sri International Electroactive polymer devices for controlling fluid flow
US6425553B1 (en) 1999-08-20 2002-07-30 West Virginia University Piezoelectric actuators for circulation controlled rotorcraft
US6554607B1 (en) 1999-09-01 2003-04-29 Georgia Tech Research Corporation Combustion-driven jet actuator
US6471477B2 (en) 2000-12-22 2002-10-29 The Boeing Company Jet actuators for aerodynamic surfaces
WO2002072421A2 (en) * 2001-03-10 2002-09-19 Georgia Tech Research Corporation Modification of fluid flow about bodies and surfaces through virtual aero-shaping of airfoils with synthetic jet actuators
US6796533B2 (en) 2001-03-26 2004-09-28 Auburn University Method and apparatus for boundary layer reattachment using piezoelectric synthetic jet actuators
US6722581B2 (en) 2001-10-24 2004-04-20 General Electric Company Synthetic jet actuators
US6629674B1 (en) 2002-07-24 2003-10-07 General Electric Company Method and apparatus for modulating airfoil lift
US6905092B2 (en) 2002-11-20 2005-06-14 Airfoils, Incorporated Laminar-flow airfoil
US6866233B2 (en) * 2003-01-03 2005-03-15 Orbital Research Inc. Reconfigurable porous technology for fluid flow control and method of controlling flow
DE10313728B4 (de) * 2003-03-27 2011-07-21 Airbus Operations GmbH, 21129 Klappensystem am Tragflügel eines Starrflügel-Flugzeuges
US6866234B1 (en) * 2003-07-29 2005-03-15 The Boeing Company Method and device for altering the separation characteristics of air-flow over an aerodynamic surface via intermittent suction
US6899302B1 (en) * 2003-12-12 2005-05-31 The Boeing Company Method and device for altering the separation characteristics of flow over an aerodynamic surface via hybrid intermittent blowing and suction
US7255309B2 (en) * 2004-07-14 2007-08-14 The Boeing Company Vernier active flow control effector
US7510149B2 (en) * 2004-08-02 2009-03-31 Lockheed Martin Corporation System and method to control flowfield vortices with micro-jet arrays
US6994297B1 (en) 2004-10-27 2006-02-07 The Boeing Company Method and apparatus for controlling a vehicle
US20060102801A1 (en) * 2004-11-01 2006-05-18 The Boeing Company High-lift distributed active flow control system and method
US7635107B2 (en) 2005-08-09 2009-12-22 The Boeing Company System for aerodynamic flows and associated method

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2271321A (en) * 1938-12-09 1942-01-27 Messerschmitt Boelkow Blohm Airplane wing structure
US2478793A (en) * 1946-08-03 1949-08-09 Trey Serge Variable camber airfoil
US2945644A (en) * 1953-10-09 1960-07-19 Lockheed Aircraft Corp Wing structure incorporating boundary layer control
US2951662A (en) * 1958-04-21 1960-09-06 Republic Aviat Corp Boundary layer control means for obtaining high lift for aircraft
US3142457A (en) * 1962-07-16 1964-07-28 Boeing Co Stall pattern lift regulator for airplanes
US3917193A (en) * 1974-01-21 1975-11-04 Boeing Co Boundary layer control and anti-icing apparatus for an aircraft wing
US3920203A (en) * 1974-12-23 1975-11-18 Boeing Co Thrust control apparatus for obtaining maximum thrust reversal in minimum time upon landing of an aircraft
EP0068737A1 (en) * 1981-06-18 1983-01-05 Lockheed Corporation Leading edge flap for an airfoil
DE3320481A1 (de) * 1983-06-07 1984-12-13 Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5000 Köln Verfahren und vorrichtung zur beeinflussung der stroemung an aerodynamischen profilen

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Rusovici, R etc..Design of a single-crystal piezoceramic-driven synthetic-jetactuator.Smart Structures and Materials 2004 Conference- -.2004,-(-),276-283.
Rusovici, R etc..Design of a single-crystal piezoceramic-driven synthetic-jetactuator.Smart Structures and Materials 2004 Conference- -.2004,-(-),276-283. *

Also Published As

Publication number Publication date
ES2398370T5 (es) 2020-07-08
WO2008057065A2 (en) 2008-05-15
EP1951568B1 (en) 2012-10-31
JP5544441B2 (ja) 2014-07-09
ES2398370T3 (es) 2013-03-15
US8033510B2 (en) 2011-10-11
CN101415605A (zh) 2009-04-22
WO2008057065A3 (en) 2008-09-25
US20070051855A1 (en) 2007-03-08
EP1951568A2 (en) 2008-08-06
EP1951568B2 (en) 2019-11-13
JP5358185B2 (ja) 2013-12-04
JP2009504511A (ja) 2009-02-05
JP2013216316A (ja) 2013-10-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101415605B (zh) 升力增加系统以及关联的方法
US7048228B2 (en) Slotted aircraft wing
US8016246B2 (en) Plasma actuator system and method for use with a weapons bay on a high speed mobile platform
EP0932548B1 (en) Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil
US8579237B2 (en) System for setting the span load distribution of a wing
US20050017126A1 (en) Slotted aircraft wing
WO1998017529A9 (en) Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil
EP3197770A1 (en) Morphing skin for an aircraft
US7992827B2 (en) Wings for aircraft
US8109473B2 (en) Slotted high lift aerofoils
EP3842336B1 (en) Variable wing leading edge camber
EP3551534B1 (en) Aircraft wing assembly
Pfeiffer Slotted airfoil with control surface
Steinbuch et al. Development of uav wings-subsonic designs
US10967957B2 (en) Methods and apparatus to extend a leading-edge vortex of a highly-swept aircraft wing
CN100408428C (zh) 开缝的飞行器机翼
US20190256188A1 (en) Airfoil Modification To Improve Fuel Efficiency
EP2032433A2 (en) Airfoil having a movable control surface
CA2516283C (en) System for setting the span load distribution of a wing
Shepshelovich UAV Wing Design-A New Challenge
McLean et al. Slotted Aircraft Wing
IL183499A (en) Wing cut with a groove

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant