CN103612769B - 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构 - Google Patents

翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构 Download PDF

Info

Publication number
CN103612769B
CN103612769B CN201310509001.4A CN201310509001A CN103612769B CN 103612769 B CN103612769 B CN 103612769B CN 201310509001 A CN201310509001 A CN 201310509001A CN 103612769 B CN103612769 B CN 103612769B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wing
erect
hanging
trousers
leading edge
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
CN201310509001.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103612769A (zh
Inventor
于哲慧
张淼
张美红
薛飞
刘铁军
张冬云
汪君红
程攀
卢勇
刘晓燕
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.)
Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Original Assignee
Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
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 Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute, Commercial Aircraft Corp of China Ltd filed Critical Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute
Priority to CN201310509001.4A priority Critical patent/CN103612769B/zh
Publication of CN103612769A publication Critical patent/CN103612769A/zh
Priority to PCT/CN2014/085418 priority patent/WO2015058586A1/zh
Priority to EP14855661.6A priority patent/EP2987728B1/en
Priority to US14/893,717 priority patent/US9950803B2/en
Application granted granted Critical
Publication of CN103612769B publication Critical patent/CN103612769B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • 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
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Professional, Industrial, Or Sporting Protective Garments (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明提供了一种翼吊布局飞机中吊挂(20)的整流罩结构，所述整流罩包括位于机翼前缘(31)前方的前部整流罩和位于机翼前缘(31)后方的后部整流罩，其中，所述前部整流罩的纵向剖面线(G)为曲线，沿顺气流方向从靠近发动机短舱(10)的起始点(P)处升高至最大高度站位后下降并延伸至机翼下表面(32)下方。本发明通过将吊挂的整流罩前部的纵向剖面线设计为曲线，仅在需要较大内部空间的位置满足吊挂内部空间需求，因此，发动机可以近距离安装至机翼，不需增加额外装置；吊挂的整流罩气动面不会延伸至机翼上表面，避免了巡航飞行时吊挂对机翼产生干扰。

Description

翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构
技术领域
本发明总的涉及飞机气动外形设计领域，更具体地涉及翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构，尤其是前部整流罩结构。
背景技术
机翼是飞机的重要组成部分，用于为飞机提供升力。飞机在飞行过程中，机翼的上表面和下表面均产生升力，其中主要升力面是上表面。为了保持机翼产生升力的效率，一般应尽量避免对机翼上表面产生干扰。在翼吊布局飞机中，吊挂是连接发动机和机翼的部件。吊挂整流罩气动面是吊挂裸露在外的直接可视部分，如图1和图2所示，吊挂20的整流罩气动面G’通常从靠近发动机短舱10的前缘的起始点P沿顺气流向飞机后方延伸，具有内侧、外侧两个壁面，其后部在机翼下表面32靠近机翼30的后缘处收缩为一条线或形成一个具有较窄宽度的面。对翼吊布局飞机而言，发动机近距离安装至机翼的主要难点在于具备一定内部空间的吊挂的布置。在图1和图2所示的现有技术中，吊挂的整流罩气动面G’在上升至最高点后，以基本相同的最大高度Hmax向后一直延伸到机翼上表面，也就是整流罩气动面G’与机翼前缘31的相交点O’位于机翼上表面。这会对飞机机翼30，特别是机翼上表面产生干扰，从而减小飞机升力、降低飞机的性能。因此，如果希望发动机近距离安装至机翼成为可能，需要减弱吊挂对机翼上表面的干扰。
为方便说明，下面叙述中将吊挂的整流罩气动面简称为“吊挂”。
吊挂中包含吊装飞机发动机所需的结构以及维持发动机、飞机运转必不可少的内部系统、电子电气线缆、密封件及结构部件，这些部件通常对吊挂内部空间有一定要求。为保证吊挂内部空间，常常会采用以下几种方案：
1、加大发动机与机翼前缘线之间距离，从而增大吊挂的内部空间，保持吊挂在机翼前缘线之下；
2、吊挂采用较大的高度，向后一直延伸到机翼前缘线之上，即延伸到机翼上表面；
3、保持吊挂处于机翼前缘线以下，但需要增加吊挂的宽度。
这些方案各有优缺点。在第1种方案中，增加发动机与机翼前缘线之间的距离，势必会加长起落架，从而增加重量、增加飞机油耗、减小飞机商载，并影响飞机的运载能力。在第2种方案中，没有增加起落架高度，因而可以避免方案1中的不利影响，但会使飞机飞行特性变差。也就是说，当吊挂向后延伸到机翼上方，在较小攻角情况下吊挂会诱导机翼上表面气流分离，进而增加阻力，而在较大攻角情况下吊挂会使机翼上表面气流大面积分离，导致力矩上仰提前发生，危及飞机安全性，因此第2种方案对机翼上表面的影响较大。在第3种方案中，可以避免方案1中加长起落架带来的不利影响，也可以避免方案2中对飞机上翼面的干扰，但增加吊挂宽度会减小发动机出流流道的横截面积，形成对发动机出流的阻滞，减小发动机推力，从而降低发动机的推进效率。
为了消除或减轻吊挂延伸至机翼上方带来的不同程度的不利影响，专利W08401347A1中在吊挂整流罩附近安装辅助装置，通过在机翼上翼面诱导产生激波，来削弱吊挂延伸到机翼上方对飞机升力特性产生的不利影响。专利US3960345中在翼上短舱表面引入翼片，抑制由于发动机／吊挂延伸至机翼上方产生的漩涡，提高飞机升阻力特性，增加稳定性，减小下洗对飞机产生的不利影响。专利US3968946A中则是引入一种可移动的整流罩，来填补发动机／吊挂延伸至机翼上翼面时所采用的固定整流与飞机前缘缝翼之间产生的缝隙。这些专利所披露的方案通过增加额外的装置来克服吊挂延伸到机翼上方带来的不利影响，但都使得飞机增加额外的重量、减小飞机商载、降低飞机运载性能。
发明内容
本发明的目的在于克服上述现有技术中存在的缺点，提出一种针对翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构设计，在实现发动机近距离安装至机翼的同时，保持或提高飞机的气动性能。
在实际工程当中，飞机吊挂并非在每一处都需要较大的空间来容纳部件(如内部系统、电子电气线缆、密封件及结构部件)。实际上，常常在一些较为关键的位置需要比其他位置更大的空间。比如，在飞机吊挂火区和非火区界面处，由于存在防火墙，其包含的更大的密封组件需要更多的内部空间，因而只在特定位置(如吊挂防火墙位置)有较大内部空间要求。本发明的方案即针对类似的情况而提出，通过对飞机吊挂的整流罩结构加以改进，来避免上述各种现有技术带来的缺点。
根据本发明的一种实施方式，提出一种翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构，所述整流罩包括位于机翼前缘前方的前部整流罩和位于机翼前缘后方的后部整流罩，其中，所述前部整流罩的纵向剖面线为曲线，沿顺气流方向从靠近发动机短舱的起始点处升高至最大高度站位后下降并延伸至机翼下表面下方。
有利地，所述最大高度站位为所述吊挂的内部空间需求最大处。
根据一种实施方式，所述最大高度站位为第一站位，其高于机翼上表面。
根据一种实施方式，所述前部整流罩的纵向剖面线为S形，沿顺气流方向从所述第一站位下降至第二站位后曲率翻转，并在第三站位处降至最低，然后在第四站位处延伸至机翼下表面下方。
有利地，所述第一站位和所述第四站位之间的高度差与所述起始点和所述第四站位之间的距离的比值不大于0.016。
有利地，所述第一站位和所述第四站位之间的距离与所述起始点和所述第四站位之间的距离的比值不大于0.3。
本发明通过将吊挂的整流罩前部的纵向剖面线设计为曲线并优选为S形，仅在需要较大内部空间的位置(如防火墙附近)加大吊挂的整流罩高度，满足吊挂内部空间需求，在吊挂的整流罩气动面抵达机翼前缘时，吊挂纵向高度处于机翼前缘之下。因此，发动机可以近距离安装至机翼，且飞机起落架无需加长，不需增加额外装置，避免增加额外重量；吊挂的整流罩气动面不会延伸至机翼上表面，避免了巡航飞行时吊挂对机翼产生干扰；此外，没有增加吊挂宽度，对发动机推力效率不产生负面影响；而且，保证良好飞机飞行特性的同时，保证了吊挂具有必需的内部布置空间(包络结构、防火墙管路)。
附图说明
本发明的其它特征以及优点将通过以下结合附图详细描述的优选实施方式更好地理解，附图中，相同的附图标记标识相同或相似的部件，其中：
图1为翼吊布局飞机中用吊挂连接发动机和机翼的示意图，示出了现有技术中吊挂的整流罩结构；
图2为现有技术中吊挂的前部整流罩气动面的示意图；
图3为使用根据本发明的吊挂的整流罩结构连接发动机和机翼的示意图；
图4为根据本发明的吊挂的前部整流罩气动面的示意图；
图5与图4类似，示出了吊挂的前部整流罩气动面的曲率分布。
具体实施方式
下面具体描述根据本发明的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构。在下面的具体描述中，方向性的术语，例如上、下、左、右等均参考附图中描述的方向使用，这些方向性的术语仅用于示例而非限制。示例的结构设计图及以下描述本发明所结合的实施例并不旨在穷尽根据本发明的所有实施例。
参见图3和图4，在根据本发明的一种优选实施方式中，对吊挂20的整流罩结构的改进设计通过将吊挂的前部整流罩的纵向剖面线G设计成“S形”来实现。以这种方式，前部整流罩可高于机翼前缘线，吊挂20的纵向高度沿顺气流方向逐渐降低，机翼前缘31保持完整翼型头部，不受吊挂20的气动外形面影响。另外，吊挂20的表面气流顺吊挂表面流动，吊挂20将气流引导至机翼前缘31以下，能够有效减弱或避免吊挂20的表面气流对机翼上表面33的干扰。
具体的，吊挂20的纵向剖面线G起始于前部点P，并且纵向剖面线G渐渐升高，在吊挂20的内部空间需求最大处，同样也是吊挂20的最大高度站位，即第一站位S01(例如防火墙位置)处达到最大高度Hmax。在一些实施方式中，最大高度Hmax很可能高于机翼前缘31。纵向剖面线G随后缓慢下降，在第二站位S02处曲率翻转，即纵向剖面线G由凸曲线转变为凹曲线，在第三站位S03处吊挂20的高度降至最低，然后平缓上升并在第四站位S04处与机翼接触且处于机翼前缘31以下。这样吊挂20的纵向剖面线G被形成为“S形”。这种构造的有利之处在于，吊挂20在最高点位置之后，沿顺气流方向的区域预留有一定空间，使吊挂20的高度可以恢复过渡，并逐渐低于飞机的机翼前缘31，最终结束于机翼下表面32。如图3和图4中所示的，吊挂20的纵向剖面线G与机翼前缘31的相交点O位于机翼前缘31的下方。
下面结合图4和图5定义若干参数，用于进一步描述上述优选实施方式。
吊挂20的纵向剖面线G与机翼下表面32相交于点O，点O位于第四站位S04。吊挂20的纵向剖面线G的前部起始点P与第四站位S04之间的距离标识为L。曲率翻转的第二站位S02一般位于点O之前，并在点O之前预留距离LR，即吊挂20的第一站位S01与第四站位S04之间的距离标识为LR，吊挂20在第一站位S01的高度与在第四站位S04的高度之差标识为△H。
将△H／L定义为吊挂20的相对高度，其为无量纲量，用于描述S形前部整流罩的凸起程度。在一些实施方式中，参数△H／L一般取值不大于0.016。本参数的意义在于，限制吊挂20的纵向剖面线G向上凸起的高度，避免其产生的尾流过高，对下游机翼产生不利影响。
将LR/L定义为吊挂20的恢复空间系数，其为无量纲量，在一些实施方式中，参数LR／L一般取值不小于0.3。本参数用于描述S形前部整流罩在最高点(即第一站位S01)之后恢复到机翼前缘线以下的空间大小。其意义在于，使得吊挂20从最高点平缓地恢复高度至机翼下表面32，避免产生不利的压力梯度，保证飞机气动性能。
图5中还示出了吊挂20的前部整流罩的纵向剖面线G的一种示例性曲率分布，本领域技术人员可根据实际需要分别设计凸曲线和凹曲线的曲率大小，进而对第一站位S01和第三站位S03处的高度加以修改来实现不同的空间和／或气流分布目的。同时，应该理解的是，除了上述示例性的实施方式，根据本发明的前部整流罩的纵向剖面线还可被构造为任意合适的曲线形式，例如但不限于，抛物线、平滑曲线、曲线段、折线段等等。
本发明的技术内容及技术特点已揭示如上，应当理解的是，上述实施方式存在许多修改方式，这些方式对相关领域技术人员来说是很明显的。这些修改／变型落入本发明的相关领域中，也应当包括在所附的权利要求的范围中。

Claims (4)

1.翼吊布局飞机中吊挂(20)的整流罩结构，所述整流罩包括位于机翼前缘(31)前方的前部整流罩和位于机翼前缘(31)后方的后部整流罩，其特征在于，所述前部整流罩的纵向剖面线(G)为曲线，沿顺气流方向从靠近发动机短舱(10)的起始点(P)处升高至最大高度站位后下降并延伸至机翼下表面(32)下方；
其中，所述最大高度站位为第一站位(S01)，其在机翼之前并高于机翼上表面(33)；
其中，所述前部整流罩的纵向剖面线(G)为S形，沿顺气流方向从所述第一站位(S01)下降至第二站位(S02)后曲率翻转，并在第三站位(S03)处降至最低，然后在第四站位(S04)处延伸至机翼下表面(32)下方。
2.根据权利要求1所述的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构，其特征在于，所述最大高度站位为所述吊挂(20)的内部空间需求最大处。
3.根据权利要求1所述的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构，其特征在于，所述第一站位(S01)和所述第四站位(S04)之间的高度差(△H)与所述起始点(P)和所述第四站位(S04)之间的距离(L)的比值不大于0.016。
4.根据权利要求3所述的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构，其特征在于，所述第一站位(S01)和所述第四站位(S04)之间的距离(LR)与所述起始点(P)和所述第四站位(S04)之间的距离(L)的比值不大于0.3。
CN201310509001.4A 2013-10-24 2013-10-24 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构 Active CN103612769B (zh)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201310509001.4A CN103612769B (zh) 2013-10-24 2013-10-24 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构
PCT/CN2014/085418 WO2015058586A1 (zh) 2013-10-24 2014-08-28 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构
EP14855661.6A EP2987728B1 (en) 2013-10-24 2014-08-28 Airplane suspension cowling structure with wing-mounted arrangement
US14/893,717 US9950803B2 (en) 2013-10-24 2014-08-28 Airplane suspension cowling structure with wing-mounted arrangement

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201310509001.4A CN103612769B (zh) 2013-10-24 2013-10-24 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103612769A CN103612769A (zh) 2014-03-05
CN103612769B true CN103612769B (zh) 2016-09-21

Family

ID=50163499

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201310509001.4A Active CN103612769B (zh) 2013-10-24 2013-10-24 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9950803B2 (zh)
EP (1) EP2987728B1 (zh)
CN (1) CN103612769B (zh)
WO (1) WO2015058586A1 (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103612769B (zh) * 2013-10-24 2016-09-21 中国商用飞机有限责任公司 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构
FR3064605A1 (fr) * 2017-03-28 2018-10-05 Airbus Operations Systeme de joints feu metalliques pour une attache moteur d'un aeronef
CN113291457B (zh) * 2021-05-19 2023-09-05 中航西安飞机工业集团股份有限公司 一种飞机机头整流罩结构及飞机姿态控制方法
CN114516404B (zh) * 2022-02-14 2024-04-09 中国商用飞机有限责任公司 吊挂整流罩

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5930991A (en) * 1995-06-02 1999-08-03 Societe De Construcion Des Avions Hurel-Dubois (Societe Anonyme Double door thrust reverser assembly with strut-carrier door pivot pins
CN102849215A (zh) * 2011-06-28 2013-01-02 空中客车运营简化股份公司 飞行器发动机的连接支柱的后流线型整流罩

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3968946A (en) 1975-03-31 1976-07-13 The Boeing Company Extendable aerodynamic fairing
US3960345A (en) 1975-05-16 1976-06-01 Grumman Aerospace Corporation Means to reduce and/or eliminate vortices, caused by wing body combinations
US4410150A (en) 1980-03-03 1983-10-18 General Electric Company Drag-reducing nacelle
US4489905A (en) * 1981-09-30 1984-12-25 The Boeing Company Nacelle-pylon configuration for an aircraft and method of using the same
EP0120009B1 (en) 1982-09-30 1988-11-30 The Boeing Company Shock inducing pod for causing flow separation
US5524847A (en) * 1993-09-07 1996-06-11 United Technologies Corporation Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine
FR2899201B1 (fr) * 2006-03-31 2009-02-13 Airbus France Sas Agencement d'aile d'aeronef comportant un mat d'accrochage de moteur definissant en zone avant un canal lateral d'ecoulement d'air
FR2903666B1 (fr) * 2006-07-11 2008-10-10 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un capotage aerodynamique de jonction monte sur deux elements distincts
US20080296432A1 (en) * 2007-06-04 2008-12-04 Kernkamp Industries Corporation Method of extending length of aircraft to increase interior space
FR2921342B1 (fr) 2007-09-20 2010-03-12 Airbus France Carenage aerodynamique arriere inferieur pour dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef
US8469309B2 (en) * 2008-12-24 2013-06-25 General Electric Company Monolithic structure for mounting aircraft engine
US9057286B2 (en) * 2010-03-30 2015-06-16 United Technologies Corporation Non-circular aft nacelle cowling geometry
FR2981636B1 (fr) * 2011-10-19 2013-12-27 Airbus Operations Sas Carenage aerodynamique arriere pour dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef, comprenant un bouclier thermique capable de se dilater librement
CN103612769B (zh) 2013-10-24 2016-09-21 中国商用飞机有限责任公司 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5930991A (en) * 1995-06-02 1999-08-03 Societe De Construcion Des Avions Hurel-Dubois (Societe Anonyme Double door thrust reverser assembly with strut-carrier door pivot pins
CN102849215A (zh) * 2011-06-28 2013-01-02 空中客车运营简化股份公司 飞行器发动机的连接支柱的后流线型整流罩

Also Published As

Publication number Publication date
CN103612769A (zh) 2014-03-05
US20160114897A1 (en) 2016-04-28
EP2987728A1 (en) 2016-02-24
EP2987728A4 (en) 2016-12-14
US9950803B2 (en) 2018-04-24
EP2987728B1 (en) 2018-09-19
WO2015058586A1 (zh) 2015-04-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2522539C2 (ru) Самолет с оперением типа "хвост трески" и с задним двигателем
EP2418148B1 (en) Aircraft having a lambda-box wing configuration
JP6196795B2 (ja) 性能向上型ウイングレットシステムおよびその方法
US7900868B2 (en) Noise-shielding wing configuration
CN103612769B (zh) 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构
EP2718182A1 (en) The split blended winglet
EP3205581A1 (en) Aircraft and empennage section of an aircraft
US8302912B2 (en) Shock bump
CN103612746B (zh) 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构
CN103332288A (zh) 一种飞机主翼后缘处的边条及其设计方法
EP1371550B1 (en) Trailing edge shape of laminar-flow airfoil
CN106828872A (zh) 采用高后翼支撑尾翼的高空长航时串列翼飞行器气动布局
CN108016617A (zh) 一种飞翼布局隐身无人机
CN110562436B (zh) 一种飞机增升装置及具有其的飞机
CN110539882B (zh) 一种前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处流动优化方法及装置
CN209814263U (zh) 一种高升力机翼及具有其的飞机
EP2029427B1 (en) Method of and apparatus for producing aerodynamic resistance on an aircraft
CN102358417B (zh) 一种民用客机的机翼环形翼梢小翼
CN205738056U (zh) 一种战略大飞机的气动布局
CN207737500U (zh) 一种飞翼布局隐身无人机
CN106516082A (zh) 一种t型尾翼及配有t型尾翼的飞机
CN107745796B (zh) 一种背负式大型天线罩双支腿
CN218537082U (zh) 一种用于低阻电机臂外形结构
CN109484622A (zh) 一种采用前缘支撑翼的高亚声速后掠翼飞行器气动布局
CN216969987U (zh) 一种固定翼无人机的翼梢小翼

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 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