CN102753438A - 具有最佳除霜处理的飞行器机舱的空气入口 - Google Patents

具有最佳除霜处理的飞行器机舱的空气入口 Download PDF

Info

Publication number
CN102753438A
CN102753438A CN2010800593581A CN201080059358A CN102753438A CN 102753438 A CN102753438 A CN 102753438A CN 2010800593581 A CN2010800593581 A CN 2010800593581A CN 201080059358 A CN201080059358 A CN 201080059358A CN 102753438 A CN102753438 A CN 102753438A
Authority
CN
China
Prior art keywords
air intake
pipeline
vortex generator
aircraft nacelle
air
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.)
Granted
Application number
CN2010800593581A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102753438B (zh
Inventor
阿尔努·奥尔米耶勒
阿兰·德高
斯特凡娜·盖洛特
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.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
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 Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of CN102753438A publication Critical patent/CN102753438A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102753438B publication Critical patent/CN102753438B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
    • B64D15/04—Hot gas application
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means

Abstract

本发明是一种飞行器机舱的空气入口，该空气入口包括一个在所述空气入口的周边上延伸并在后面由前框限定出的管道，局部设置的将热空气喷射到所述管道中由此确保热空气在管道中按照一个方向沿机舱的周边流动的喷射设备，其特征在于该空气入口在所述管道(22)中包括至少一个板材状或从所述管道(22)的壁上凸起形状的涡流发生器(38)，以便扰动热空气气流，从而补偿离心力的作用，减少所述管道(22)的内侧和外侧的温度梯度。

Description

具有最佳除霜处理的飞行器机舱的空气入口
技术领域
本发明涉及具有最佳除霜处理的飞行器机舱的空气入口。
背景技术
众所周知，如图1所示，例如通过杆12连接在机翼下面的飞行器的推进系统10包括一个机舱14，将一个机械装置基本同心地设置在该机舱中。机舱的纵轴是标号16。
机舱14包括一个与前方空气入口18一起限定出能够将空气引向机械装置的管道的内壁。
本发明主要涉及机舱，并且结合利用与空气入口18的内壁接触的热空气、特别是取自电机处的热空气进行除霜处理的方法。
根据文献FR-2813581和US-6443395所知道的实施模式，如图2和图3所示，机舱14的内部包括一个称做前框20的隔板，该隔板与空气入口18限定出在机舱的整个周边上延伸的管道22，该管道的截面大体为D型。
利用喷管系统或局部设置的供应管道24为该管道22提供热空气，在该管道中流动的空气通过图3中看到的排放件26排出。
被喷射出的热空气沿360o方向通过该管道。热空气利用离心力优先在图2中用标号28表示的空气入口的外侧流动。
如果在机舱的最下部的某一位置设置热空气喷射设备24，则在周边的除霜能力不均匀。这种能力首先迅速增加，以便获得最大值，然后在剩余的周边部分逐渐降低，而在最下方霜的处理不连续。
由于离心作用和/或周边温度分布不均匀，所以空气入口内侧30处的温度不可能足够高。
为了克服这种可能出现的不足，可以喷射更热的空气和/或用更大的流量。
但是这种方案并不令人满意，因为对于前框来讲，必须配备空气入口，可能的话还要配备用耐高温材料构成的声处理层。从这方面来看，会造成可用材料的选择性降低，而且通常必须使用相对较贵的重的材料。
为了限制被喷射的这种热空气的影响，文献FR-2813581和US-6443395提出在喷射设备24的后面布置一个将被喷射的热空气与已经存在的在管道22中流动的热空气进行混合的混合器32。这种方案的好处在于降低了管道22承受到的最大温度值。
但是，该喷射设备32不能使整个周边上的热空气的温度均匀化。这样，因为离心力的缘故，热空气总是会紧贴空气入口的外侧28。
因此，本发明旨在克服现有技术的这些缺陷，提出一种包括用于使霜处理达到最佳的设备的飞行器机舱的空气入口。
发明内容
为此，本发明的目的在于飞行器机舱的空气入口，该空气入口包括在所述空气入口的周边上延伸并在后面由前框限定出的管道，局部设置的将热空气喷射到所述管道中由此确保热空气在管道中按照一个方向沿机舱的周边流动的喷射设备，其特征在于该空气入口在所述管道中包括至少一个板状或从所述管道的壁上凸起形状的涡流发生器，以便扰动热空气气流，从而补偿离心力的作用，减少所述管道的内侧和外侧之间的温度梯度。
附图说明
通过结合附图阅读下面作为唯一例子给出的说明书的描述，将会更清楚地理解本发明的其他优点和特征，其中：
图1是飞行器机舱的透视图；
图2是沿机舱的前面的纵向平面作的剖视图；
图3是空气入口的管道的透视图；
图4是根据第一实施模式的透视图，说明设置在空气入口的管道中的涡流发生器；
图5是说明根据本发明第一实施模式的涡流发生器产生的涡流的示意图；
图6是本发明的涡流发生器的另一实施模式的示意图；
图7是本发明的涡流发生器的另一变型的侧示图；
图8是说明空气入口的示意图；
图9是曲线图，表示具有涡流发生器和没有涡流发生器时空气入口在内侧处的周边上的温度曲线；和
图10是曲线图，表示具有涡流发生器和没有涡流发生器时空气入口在外侧处的周边上的温度曲线。
具体实施方式
在图2中示出了飞行器机舱的空气入口18。
空气入口能够将箭头34表示的空气流引向机械装置。
空气入口22的前部基本为圆形，它在一个可以与纵轴基本垂直或不垂直的平面中延伸，前部位于12h稍前一点儿。但是，也可以考虑空气入口的其他形状。
本发明主要涉及用机械装置处引出的热空气对霜进行处理。
根据一个实施模式，机舱包括一个称作前框20的隔板，该前框与空气入口18限定出一个称作D管的管道22，该管道在机舱的整个周边延伸，其截面为D形。
根据一个实施模式，该D管22包括局部设置的热空气喷射设备24。
需要补充的是，D管22包括图3中可以看到的排放件26。
根据所示的例子，喷射设备24可以在管道22中产生沿顺时针(如图所示)或逆时针的气流。
可以在管道22内，顺着热空气的流流动方向刚好在喷射设备24的后面设置一个混合器32。该混合器可以使被喷射的热空气与已经存在于管道22中流动的不太热的空气混合。
该混合器以及喷射设备不再进行详细描述，因为它们是本领域技术人员公知的，特别是根据文献FR-2813581和US-6443395而公知。
此外，本发明不限于这种管道，也不限于热空气的这种供应方法。
根据这种方式，我们旨在在外侧28和内侧30之间得到温度梯度，就如图9所示的温度曲线34和图10所示的温度曲线36，图9所示的温度曲线对应于内侧30处的温度，图10所示的温度曲线对应于外侧28处的温度。这样，在对应于220°的位置处，内侧处的温度约为520°k，外侧处的温度约为570°k，而处理霜要求内侧处的温度高于外侧处的温度。
根据本发明，空气入口在管道22内包括至少一个用于扰动热空气流的涡流发生器38，如果没有涡流发生器，这种热空气流就有可能会在内侧和外侧之间产生温度梯度。涡流发生器是一种机械式元件，它为能够扰动热空气流的板状形式或从管道22的壁上凸起形式。
由于热空气流的扰动，涡流发生器38会补偿离心力的作用，并且降低内侧和外侧之间的温度梯度。
最好如图4和图5所示，利用合适的固定设备将涡流发生器38固定在前框20上或形成空气入口18的板材上。
根据变型，如图6所示，涡流发生器38可以不装到但可以包含在前框20中，以便不震动。在这种情况下，前框20变形，从而在管道中产生凸起形，其外形适合于产生涡流发生器。
根据图4和图5所示的实施模式，涡流发生器38包括一个相对于前框20凸起最好相对于该前框20垂直的基本为平面的板。该板包括朝向前框20的第一侧40和第二侧42，该第二侧与第一侧40分离的距离沿管道22中的热空气流的流动方向增加。将该板设置在一个既不与管道22中的热空气流的流动方向平行，也不与之垂直的平面中。
有利地，形成涡流发生器的板相对于管道22中的热空气流的流动方向成约20°-60°的角度。
根据一个实施模式，板由三侧限定，第一侧为贴紧前框的直边40，第二侧42为圆弧形，其沿流动方向在上游的第一端与第一侧相连，而在下游的第二端与第三侧44相连，该第三侧与第一侧40相连。
如图5所示，涡流发生器38在板的后面产生负压这种负压会将紧贴外侧28的非常热的空气脱开，引向管道22的中间，同时将紧贴内侧30的不太热的空气脱开，引向管道22的中间。
第二侧42相对于前框倾斜可以在涡流发生器38的后面产生涡流，如图5所示，这有助于搅动管道内的空气流。
根据图7所示的另一实施模式，形成涡流发生器的板材由四侧限定，第一侧为贴紧前框的直边40’，第二侧42’为圆弧形，其沿流动方向在上游的第一端与第一侧40’相连，而在下游的第二端与基本平行于第一侧40’的第三侧43’相连，以及将第一侧40’与第三侧43’相连的第四侧44’，并基本垂直于第一侧40’。
根据本发明的另一特征，构成涡流发生器的板与管道内流动的热空气流的方向形成一个角度，使得第一侧40的上游端比所述第一侧的下游端离机舱的轴更近。这种方式可以克服离心力的作用获得朝向机舱内的空气流的下降。
当涡流发生器和前框整块构成时，板的所有这些几何特征均可适合于前框20的凸起形状。在这种情况下，凸起形最好包括一个几何形状几乎可以与板的几何形状相同的表面。
在图9中，示出了在具有差不多与喷射设备24成180°布置的涡流发生器38的情况下空气入口的内侧30处的温度曲线46。应当注意相对于没有布置涡流发生器来讲在有涡流发生器38以后温度得到增加。
在图10中，示出了在具有涡流发生器的情况下空气入口的外侧28处的温度曲线48。应当注意的是，外侧和内侧之间的温差在有涡流发生器后显著减小。这样，在对应于220°的位置处，内侧处的温度约为570°k，外侧处的温度也约为570°k。
这样，涡流发生器38可以补偿离心力的作用，在其后面的内侧处的霜处理能力明显提高。因此，涡流发生器会使霜处理最佳化，在没有提高喷射热空气和/或其流量的情况下，霜处理能力得到提高。
可以沿管道22的周边设置多个涡流发生器38。
根据一个实施模式，形成涡流发生器的板材基本被设置在管道22内。
根据另一实施模式，涡流发生器38可以在至少一个部位与前框相连，或与空气入口的其他部分相连，以便空气流能够在所述涡流发生器和空气入口或与之相连的前框的表面之间流动。
根据本发明的另一方面，涡流发生器的设计简单，价格不高，不需要维护，与文献FR-2813581和US-6443395提出的喷射设备相比，质量明显要小。

Claims (9)

1.一种飞行器机舱的空气入口，所述空气入口包括在所述空气入口的周边上延伸并在后面由前框(20)限定出的管道，局部设置的将热空气喷射到所述管道(22)中由此确保热空气在管道中按照一个方向沿机舱的周边流动的喷射设备(24)，其特征在于，所述空气入口在所述管道(22)中包括至少一个板状或从所述管道(22)的壁上凸起形状的涡流发生器(38)，以便扰动热空气气流，从而补偿离心力的作用，减少所述管道(22)的内侧和外侧之间的温度梯度。
2.根据权利要求1所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，前框(20)在所述管道(22)中包括凸起变形，所述凸起的外形适合于构成涡流发生器(38)。
3.根据权利要求1所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述涡流发生器(38)包括相对于前框(20)凸起的基本为平面的板，该板与所述前框(20)相连。
4.根据权利要求2或3所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述涡流发生器包括朝向所述前框(20)的第一侧(40)和第二侧(42)，所述第二侧与所述第一侧(40)分离的距离沿所述管道(22)中的热空气流的流动方向增加。
5.根据权利要求4所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述涡流发生器由三侧限定，直边的第一侧(40)，第二侧(42)为圆弧形，其沿流动方向在上游的第一端与第一侧相连，而其在下游的第二端与第三侧(44)相连，所述第三侧与所述第一侧(40)相连。
6.根据权利要求4所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述涡流发生器由四侧限定，直边的第一侧(40’)，第二侧(42’)为圆弧形，其沿流动方向在上游的第一端与第一侧(40’)相连，而其在下游的第二端与基本平行于所述第一侧(40’)的第三侧(43’)相连，以及将所述第一侧(40’)与所述第三侧(43’)相连的第四侧(44’)，并基本垂直于所述第一侧(40’)。
7.根据权利要求2-6任一项所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述涡流发生器相对于所述管道(22)中流动的空气流的方向成约20°-60°的角度。
8.根据权利要求4-7任一项所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述涡流发生器(38)与管道内流动的热空气流形成一个角度，使得所述第一侧(40)的沿空气流流动方向的上游端比所述第一侧(40)的下游端离机舱的轴更近。
9.一种机舱，其包括有上述任一权利要求所述的空气入口。
CN201080059358.1A 2009-12-18 2010-12-14 飞行器机舱的空气入口以及具有该空气入口的机舱 Active CN102753438B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0959183A FR2954280B1 (fr) 2009-12-18 2009-12-18 Entree d'air d'une nacelle d'aeronef comprenant un traitement du givre optimise
FR0959183 2009-12-18
PCT/FR2010/052702 WO2011073561A1 (fr) 2009-12-18 2010-12-14 Entree d'air d'une nacelle d'aeronef comprenant un traitement du givre optimise

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102753438A true CN102753438A (zh) 2012-10-24
CN102753438B CN102753438B (zh) 2015-11-25

Family

ID=42489427

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201080059358.1A Active CN102753438B (zh) 2009-12-18 2010-12-14 飞行器机舱的空气入口以及具有该空气入口的机舱

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8783619B2 (zh)
EP (1) EP2512926B1 (zh)
CN (1) CN102753438B (zh)
FR (1) FR2954280B1 (zh)
WO (1) WO2011073561A1 (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105992867A (zh) * 2013-10-25 2016-10-05 肖特兄弟公司 用于飞机的防冰系统
CN107013333A (zh) * 2016-01-27 2017-08-04 通用电气公司 用于机舱防结冰的喷嘴和导叶系统
US10167086B2 (en) 2013-10-25 2019-01-01 Short Brothers Plc Anti-icing system for an aircraft

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2954279B1 (fr) * 2009-12-18 2014-08-22 Airbus Operations Sas Entree d'air d'une nacelle d'aeronef integrant des moyens d'injection en air chaud pour le traitement du givre optimises
JP5582927B2 (ja) * 2010-08-30 2014-09-03 三菱重工業株式会社 航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機
US20140263837A1 (en) * 2013-03-12 2014-09-18 Spirit Aerosystems, Inc. Nacelle inlet thermal anti-ice spray duct
US9488067B2 (en) * 2014-01-14 2016-11-08 The Boeing Company Aircraft anti-icing systems having deflector vanes
US10138811B2 (en) 2014-03-13 2018-11-27 The Boeing Company Enhanced temperature control anti-ice nozzle
US10393020B2 (en) * 2015-08-26 2019-08-27 Rohr, Inc. Injector nozzle configuration for swirl anti-icing system
US10513978B2 (en) 2016-05-02 2019-12-24 General Electric Company Directed flow nozzle swirl enhancer
US10189572B2 (en) * 2016-05-02 2019-01-29 The Boeing Company Systems and methods for preventing ice formation on portions of an aircraft
FR3060651B1 (fr) * 2016-12-20 2020-11-06 Airbus Operations Sas Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef
FR3072421B1 (fr) * 2017-10-18 2019-09-27 Airbus Operations Levre d'entree d'air d'un moteur d'aeronef comportant un systeme de degivrage
FR3077268A1 (fr) 2018-01-26 2019-08-02 Airbus Operations Dispositif de degivrage d'une surface configure pour ne pas generer d'interference electromagnetique
FR3079631B1 (fr) * 2018-03-27 2020-03-20 Airbus Operations Systeme et procede de controle de la trajectoire d'un aeronef.

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4688745A (en) * 1986-01-24 1987-08-25 Rohr Industries, Inc. Swirl anti-ice system
US5058837A (en) * 1989-04-07 1991-10-22 Wheeler Gary O Low drag vortex generators
US6267328B1 (en) * 1999-10-21 2001-07-31 Rohr, Inc. Hot air injection for swirling rotational anti-icing system
US20020027180A1 (en) * 2000-09-06 2002-03-07 Alain Porte Air inlet cowl for a jet engine equipped with de-icing means
US20090108134A1 (en) * 2007-10-25 2009-04-30 General Electric Company Icing protection system and method for enhancing heat transfer
WO2009060137A2 (fr) * 2007-10-08 2009-05-14 Aircelle Structure d'entree d'air apte a etre montee en amont d'une structure mediane de nacelle pour moteur d'aeronef, et nacelle equipee d'une telle structure d'entree d'air

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5088277A (en) * 1988-10-03 1992-02-18 General Electric Company Aircraft engine inlet cowl anti-icing system
US6227800B1 (en) * 1998-11-24 2001-05-08 General Electric Company Bay cooled turbine casing
US6354538B1 (en) * 1999-10-25 2002-03-12 Rohr, Inc. Passive control of hot air injection for swirling rotational type anti-icing system
US6688558B2 (en) * 1999-11-23 2004-02-10 The Boeing Company Method and apparatus for aircraft inlet ice protection
US6371411B1 (en) * 1999-11-23 2002-04-16 The Boeing Company Method and apparatus for aircraft inlet ice protection
GB0211800D0 (en) * 2002-05-22 2002-07-03 Short Brothers Plc An ice protection system for aircraft structures
IL165233A (en) * 2004-11-16 2013-06-27 Israel Hirshberg Energy conversion facility
FR2924407B1 (fr) * 2007-12-03 2010-05-14 Airbus France Systeme de sortie d'air pour un bord d'attaque d'aeronef
US8061657B2 (en) * 2008-12-31 2011-11-22 General Electric Company Method and apparatus for aircraft anti-icing

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4688745A (en) * 1986-01-24 1987-08-25 Rohr Industries, Inc. Swirl anti-ice system
US5058837A (en) * 1989-04-07 1991-10-22 Wheeler Gary O Low drag vortex generators
US6267328B1 (en) * 1999-10-21 2001-07-31 Rohr, Inc. Hot air injection for swirling rotational anti-icing system
US20020027180A1 (en) * 2000-09-06 2002-03-07 Alain Porte Air inlet cowl for a jet engine equipped with de-icing means
WO2009060137A2 (fr) * 2007-10-08 2009-05-14 Aircelle Structure d'entree d'air apte a etre montee en amont d'une structure mediane de nacelle pour moteur d'aeronef, et nacelle equipee d'une telle structure d'entree d'air
US20090108134A1 (en) * 2007-10-25 2009-04-30 General Electric Company Icing protection system and method for enhancing heat transfer

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105992867A (zh) * 2013-10-25 2016-10-05 肖特兄弟公司 用于飞机的防冰系统
CN105992867B (zh) * 2013-10-25 2018-01-30 肖特兄弟公司 用于飞机的防冰系统及其方法
US10167086B2 (en) 2013-10-25 2019-01-01 Short Brothers Plc Anti-icing system for an aircraft
CN107013333A (zh) * 2016-01-27 2017-08-04 通用电气公司 用于机舱防结冰的喷嘴和导叶系统
CN107013333B (zh) * 2016-01-27 2019-02-19 通用电气公司 用于机舱防结冰的喷嘴和导叶系统

Also Published As

Publication number Publication date
US20120248249A1 (en) 2012-10-04
FR2954280B1 (fr) 2012-03-23
WO2011073561A1 (fr) 2011-06-23
EP2512926A1 (fr) 2012-10-24
EP2512926B1 (fr) 2016-04-06
FR2954280A1 (fr) 2011-06-24
US8783619B2 (en) 2014-07-22
CN102753438B (zh) 2015-11-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102753438A (zh) 具有最佳除霜处理的飞行器机舱的空气入口
US8448901B2 (en) Aircraft nacelle including hot air discharge means
EP2162342B1 (en) Methods and apparatus for reduction of aerodynamic drag
CN204415546U (zh) 带有可调节的气流导向元件的机动车辆
CN102858632A (zh) 与除霜处理最佳化的热空气喷射设备结合的飞行器机舱的空气入口
EP2894096B1 (en) Aircraft anti-icing systems having deflector vanes
WO2010086560A3 (fr) Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise
US20160047333A1 (en) Thrust reverser cascade element of an aircraft gas turbine
CN105764767B (zh) 具有空气动力学优化的车头的车辆
US20150232170A1 (en) Active Aircraft Pylon Noise Control System
US20110121137A1 (en) Method and apparatus for directing waste away from aircraft
CN101896401A (zh) 用于减小飞机的尾涡的翼尖延长部
CN104554713A (zh) 一种可大幅度减阻的减阻外套
CN107438585A (zh) 用于连续切割玻璃的方法和设备
CN108909741B (zh) 一种出风口导流装置及列车
EP1699686B1 (en) Method and device for suctioning the boundary layer
CN201520395U (zh) 气泡减阻分舱变压式喷气装置
JP2013163478A (ja) 防氷装置および航空機主翼
CN104627317B (zh) 一种具有降噪功能的海工船艏侧推
RU2456196C1 (ru) Корпус судна туннельного типа
US20140076419A1 (en) Self adjusting deturbulator enhanced flap and wind deflector
CN101166664A (zh) 特别是在起飞和降落时的低噪声飞行器
JP5408220B2 (ja) 境界層制御装置
US20080164374A1 (en) Air discharge device for an aircraft
CN204677316U (zh) 一种非对称狭缝喷管扩散段

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