DE602004001201T2 - Verfahren zum Vermeiden von Flugzeugruderschwingungen - Google Patents
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Description
- Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Vermeiden der Seitenruderschwingungen eines Flugzeugs, das ohne Schieben fliegt.
- Es ist bekannt, dass ein Flugzeugseitenleitwerk eine feststehende senkrechte Leitwerksfläche und ein bewegliches Seitenruder aufweist. Dieses Seitenruder ist an der feststehenden senkrechten Leitwerksfläche mit Gelenkmitteln befestigt, die eine Drehachse bilden, und es kann sich unter der Wirkung von Betätigungsmitteln wie beispielsweise Zylinder um diese Drehachse drehen. Ferner ist bekannt, dass solch ein Seitenruder zwei seitliche aerodynamische Flächen aufweist, die zum Heck des Flugzeugs hin zusammentreffen und dort die Hinterkante des beweglichen Seitenruders bilden, die auch die Hinterkante des Seitenleitwerks ist.
- Je nach Betrieb des Seitenruders vergrößern Abnutzungserscheinungen das normale funktionsgerechte mechanische Spiel, das konstruktionsmäßig in den Gelenkmitteln und/oder in den Übertragungsmitteln zwischen den Betätigungsmitteln und dem Seitenruder vorgesehen ist.
- Bei normalem Flug des Flugzeugs, das heißt wenn der Schiebwinkel null beträgt, befindet sich das Seitenruder in aerodynamischer Verlängerung der feststehenden senkrechten Leitwerksfläche, in deren Achse, und ist praktisch keinem aerodynamischen Effekt ausgesetzt. Aufgrund des durch Abnutzung vergrößerten Spiels kann es jedoch geschehen, dass das Seitenruder, obwohl fast keine aerodynamischen Kräfte auf dieses wirken, durch den Effekt der Turbulenzen oder normalen Instabilitäten aerodynamischer Strömung zu schwingen beginnt.
- Mit zunehmendem Alter der Gelenkmittel und der Übertragungsmittel vergrößert sich das mechanische Spiel und somit auch die Amplitude der Schwingungen des Seitenruders. Solche Schwingungen stellen selbst bei großer Amplitude keine Gefahr für die Sicherheit des Flugzeugs dar, aber sie sind unangenehm für die Fluggäste, die die Schwingungen spüren, die in der Kabine aufkommen, und machen das Steuern für den oder die Piloten beschwerlich.
- Wenn die Schwingungen eine Amplitude erreichen, die für den Komfort der Fluggäste und der Piloten inakzeptabel ist, müssen die Verschleißteile der Gelenkmittel und/oder der Übertragungsmittel ausgetauscht werden, um wieder ein zuverlässiges funktionsgerechtes Spiel zu erhalten. Solch ein Austausch ist relativ komplex und erfordert in der Praxis eine Stilllegung des Flugzeugs, deren Dauer sich im Allgemeinen nicht mit der Dauer der Zwischenlandungen vereinbaren lässt.
- Selbstverständlich kann man präventive Wartungsmaßnahmen ergreifen, indem man die Verschleißteile austauscht, bevor die Amplitude der Schwingungen störend wird. Solche Präventivmaßnahmen können im Laufe von programmierten Einsatzzeiten am Flugzeug durchgeführt werden, aber es werden dann wohl oder übel auch Arbeiten ausgeführt und Austausche von Teilen vorgenommen, die nicht unbedingt notwendig sind.
- Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diese Nachteile zu beseitigen. Sie betrifft insbesondere in einfaches und schnell auszuführendes Verfahren, das es erlaubt, die Schwingungen eines Seitenruders bei normalem Betrieb zu unterdrücken und die Notwendigkeit, die Verschleißteile auszutauschen, auf einen späteren Zeitpunkt zu verschieben, beispielsweise bis zu einer späteren und programmierten Wartungsmaßnahme, so dass die betriebliche Nutzung des Flugzeugs nicht darunter leidet.
- Das Verfahren zum Vermeiden der Seitenruderschwingungen eines Flugzeugs, das ohne Schieben fliegt, wobei das Seitenruder
- – mit Gelenkmitteln, die eine Drehachse bilden, mit einer feststehenden senkrechten Leitwerksfläche verbunden ist,
- – sich unter der Wirkung von steuerbaren Betätigungsmitteln um die Drehachse drehen kann, und
- – zwei seitliche aerodynamische Flächen aufweist, die zum Heck des Flugzeugs hin zusammentreffen und dort eine Hinterkante bilden, wobei die Schwingungen durch das übergroße mechanische Spiel in den Gelenkmitteln oder in den Übertragungsmitteln, die die steuerbaren Betätigungsmittel und das Seitenruder verbinden, bedingt sind, zeichnet sich zu diesem Zweck gemäß der Erfindung dadurch aus, dass:
- – man auf einer der seitlichen aerodynamischen Flächen des Seitenruders ein überstehendes aerodynamisches Element befestigt, das geeignet ist, einen aerodynamischen Effekt zu erzeugen, der bewirkt, dass sich das Seitenruder um die Drehachse dreht; und
- – man die Betätigungsmittel so steuert, dass sie der Wirkung des überstehenden aerodynamischen Elements entgegenwirken und das Seitenruder in eine Gleichgewichtsposition in aerodynamischer Verlängerung der feststehenden senkrechten Leitwerksfläche zwingen.
- Das überstehende aerodynamische Element stellt also eine Asymmetrie der auf das Seitenruder wirkenden aerodynamischen Kräfte her und erzeugt eine Kraft, die bewirkt, dass sich das Seitenruder von der entgegengesetzten Seite des aerodynamischen Elements aus um die Drehachse dreht. Die Betätigungsmittel (Zylinder), die von dem Flugzeugpiloten gesteuert werden, erlauben es, das Seitenruder in die entgegengesetzte Richtung auszuschlagen, um es in einer aerodynamischen Gleichgewichtsposition zu halten, so dass das Flugzeug nicht in den Schiebeflug übergeht. Solch ein gegensätzlich wirkender Ausschlag des Seitenruders erzeugt in den Gelenkmitteln und in den Übertragungsmitteln eine seitliche Kraft, die das Seitenruder daran hindert, unter normalen Flugbedingungen zu schwingen.
- Man kann feststellen, dass in dem US-amerikanischen Patent 1,457,507 auf den Flächen, die aerodynamischen Kräften ausgesetzt sind, neigungsverstellbare Leisten vorgesehen sind, um die dynamischen Eigenschaften der Flächen anzupassen. Auf keinen Fall sind solche neigbaren Leisten dafür vorgesehen, Schwingungen zu vermeiden, die durch das mechanische Spiel bedingt sind.
- Das von der vorliegenden Erfindung vorgesehene aerodynamische Element kann von unterschiedlicher Form und Dimension sein, die zweckmäßig an die Dimensionen des Seitenruders und an die gewünschten aerodynamischen Effekte angepasst sind. Das überstehende aerodynamische Element kann eine langgezogene Form aufweisen, und es kann wenigstens annähernd parallel zu der Hinterkante des Seitenruders angeordnet sein. Das überstehende aerodynamische Element ist beispielsweise ein Winkeleisenstück, das mit einem seiner Schenkel an der seitlichen aerodynamischen Fläche befestigt ist, während der andere Schenkel des Winkeleisenstücks über die seitliche aerodynamische Fläche hinausragt.
- Es ist selbstverständlich von Vorteil, das aerodynamische Element so klein wie möglich zu dimensionieren, um negative Effekte auf den Luftwiderstand und den Kraftstoffverbrauch des Flugzeugs zu verhindern und gleichzeitig den gewünschten Effekt nicht zu beeinträchtigen. Zu diesem Zweck ist es günstig, wenn das überstehende aerodynamische Element in der Nähe der Hinterkante des Seitenruders befestigt ist. Die von dem aerodynamischen Element erzeugte aerodynamische Kraft kann dann von einem beträchtlichen Hebelarm profitieren, um zu bewirken, dass sich das Element um die Drehachse dreht.
- Tests haben gezeigt, dass unter diesen Bedingungen bei einem Seitenruder mit einer Spannweite von 6 m, ein Winkeleisenstück mit einer Länge im Bereich zwischen 400 und 800 mm, das Schenkel mit einer Höhe von 12 mm hat, zufriedenstellende Ergebnisse lieferte als aerodynamisches Element, das geeignet ist, die Schwingungen des Seitenruders zu vermeiden.
- Vorzugsweise ist das überstehende aerodynamische Element abnehmbar an dem Seitenruder befestigt. Das aerodynamische Element kann also provisorisch an dem Seitenruder befestigt werden, wenn ein großes mechanisches Spiel in den Gelenkmitteln und/oder in den Übertragungsmitteln auftritt, und es kann abmontiert werden, wenn die Teile, die dieses große Spiel aufweisen, ausgetauscht wurden. Zu diesem Zweck kann das überstehende aerodynamische Element mit Hilfe von komplementären Befestigungselementen an der seitlichen aerodynamischen Fläche befestigt werden, von denen einige zum dauerhaften Verbleib an dem beweglichen Seitenruder montiert sind. Diese komplementären Befestigungselemente weisen vorteilhafterweise Schrauben und Muttern auf, wobei die Muttern vorzugsweise so in der seitlichen aerodynamischen Fläche versenkt werden, dass sie mit dieser bündig sind.
- Aus den Figuren der beifolgenden Zeichnungen ist ersichtlich, wie die Erfindung ausgeführt sein kann. Ähnliche Elemente sind in diesen Figuren mit gleichen Bezugszeichen bezeichnet.
-
1 ist eine Seitenansicht eines zivilen Großraumflugzeugs. -
2 ist eine Seitenansicht, schematisch und ausschnittsweise, vergrößert und abgetrennt, des Seitenleitwerks des Flugzeugs von1 . -
3 ist ein schematischer waagrechter Schnitt des Seitenleitwerks entlang der Linien III-III der1 und2 . -
4 zeigt schematisch die erfindungsgemäße Funktionsweise des aerodynamischen Elements. -
5 zeigt schematisch ein Beispiel für die Befestigung des Elements an dem Seitenruder. - Das in
1 gezeigte zivile Großraumflugzeug1 weist in der Nähe seines Rumpfendes ein Seitenleitwerk2 auf, das eine feststehende senkrechte Leitwerksfläche3 und ein bewegliches Seitenruder4 umfasst. - An der vorderen Seite weist die feststehende senkrechte Leitwerksfläche
3 eine Vorderkante5 auf, die die Vorderkante des Seitenleitwerks2 bildet. - Außerdem weist das bewegliche Seitenruder
4 zwei seitliche aerodynamische Flächen6G und6D auf, die zum Heck des Flugzeugs1 hin zusammentreffen und dort die Hinterkante7 des Seitenruders4 und des Seitenleitwerks2 bilden. - Das Seitenruder
4 ist gegenüber der feststehenden senkrechten Leitwerksfläche3 um eine Drehachse8 herum drehbar angebracht, wobei die Drehachse8 von einer mit dem Seitenruder4 einstückig ausgebildeten Welle9 definiert wird und in Lagern10 drehen kann, die einstückig mit der senkrechten Leitwerksfläche3 ausgebildet sind. - Die Welle
9 – und somit das Seitenruder4 – kann von den Zylindern11 , die in der senkrechten Leitwerksfläche3 montiert sind und von dem Piloten des Flugzeugs1 mit Hilfe von Steuerleitungen11A gesteuert werden, drehend in beide Richtungen um die Drehachse8 angetrieben werden. Dazu sind die freien Stangenenden der Zylinder11 , beispielsweise durch Kugelgelenke12 , an Zapfen13 angelenkt, die mit der Welle9 einstückig ausgebildet sind. - Wenn das Flugzeug
1 ohne Schieben fliegt, befindet sich das Seitenruder4 in einer Gleichgewichtsposition4N in aerodynamischer Verlängerung der senkrechten Leitwerksfläche3 , wie dies in den3 und4 dargestellt ist. Bei zu großem mechanischem Spiel in den Kugelgelenken12 und/oder in den Lagern10 , bedingt durch Verschleiß, kann das Seitenruder4 anfangen, um diese Gleichgewichtsposition4N zu schwingen. - Wenn die Effekte dieser Schwingungen für den Komfort der Fluggäste des Flugzeugs
1 und/oder für das Steuern des Flugzeuges1 inakzeptabel werden, befestigt man gemäß der Erfindung an einer der seitlichen aerodynamischen Flächen des beweglichen Ruders4 , beispielsweise an der seitlichen aerodynamischen Fläche6G , ein aerodynamisches Element14 , das über diese seitliche aerodynamische Fläche hinausragt. - Dadurch stellt man eine Asymmetrie der aerodynamischen Kräfte her, die auf das Seitenruder
4 wirken, das dann dazu neigt, sich unter der Wirkung einer Querkraft F, die von dem aerodynamischen Element14 erzeugt wird, um die Drehachse8 zu drehen, wie dies durch die gestrichelte Linie in4 dargestellt ist. - Um das Seitenruder
4 in der Gleichgewichtsposition4N zu halten, muss der Pilot die Zylinder11 (durch die Leitungen11A ) in die Gegenrichtung des Ausschlags des Seitenruders4 steuern. Dadurch entsteht eine seitliche Kraft, die verhindert, dass das Seitenruder4 schwingt, indem sie auf die Gelenke9 ,10 und auf die Kugelgelenke12 wirkt. - Damit bei einem kleinen aerodynamischen Element
14 das von der Kraft F ausgeübte Drehmoment groß genug ist, damit ein gegensätzlich wirkender Ausschlag des Seitenruders4 erforderlich ist, der geeignet ist, die Schwingungen zu beseitigen, ist das aerodynamische Element in der Nähe der Hinterkante7 angeordnet. - Dieses aerodynamische Element
14 kann aus einem Winkeleisenstück bestehen, dessen einer Schenkel15 wenigstens im Wesentlichen orthogonal zu der aerodynamischen Fläche6G ist, während der andere Schenkel16 des Winkeleisenstücks für die Befestigung des Winkeleisenstücks an der aerodynamischen Fläche6G dient, beispielsweise mit Hilfe von Schrauben17 , die mit Muttern18 zusammenwirken, die zum dauerhaften Verbleib in der aerodynamischen Fläche6G versenkt werden (siehe5 ). - Es ist leicht zu erkennen, dass das aerodynamische Element
14 mit einem solchen Befestigungssystem mühelos an dem Seitenruder4 montiert und von diesem abmontiert werden kann. Somit kann es provisorisch montiert werden, solange das Spiel in den Gelenken9 ,10 und/oder in den Lagern12 zu groß ist, aber es kann abmontiert werden, sobald dieses übergroße Spiel beseitigt und durch ein normales funktionsgerechtes Spiel ersetzt wurde.
Claims (8)
- Verfahren zum Vermeiden der Schwingungen eines Seitenruders (
4 ) eines Flugzeugs (1 ), das ohne Schieben fliegt, wobei das Seitenruder (4 ) – mit Gelenkmitteln (9 ,10 ), die eine Drehachse (8 ) bilden, mit einer feststehenden senkrechten Leitwerksfläche (3 ) verbunden ist, – sich unter der Wirkung von steuerbaren Betätigungsmitteln (11 ) um die Drehachse (8 ) drehen kann, und – zwei seitliche aerodynamische Flächen (6G und6D ) aufweist, die zum Heck des Flugzeugs (1 ) hin zusammentreffen und dort eine Hinterkante (7 ) bilden, wobei die Schwingungen durch zu großes mechanisches Spiel in den Gelenkmitteln (9 ,10 ) oder in Übertragungsmitteln (12 ), die die steuerbaren Betätigungsmittel (11 ) und das Seitenruder (4 ) verbinden, bedingt sind, wobei – auf einer (6G ) der seitlichen aerodynamischen Flächen (6G und6D ) des Seitenruders (4 ) ein überstehendes aerodynamisches Element (14 ) befestigt wird, das geeignet ist, einen aerodynamischen Effekt zu erzeugen, der bewirkt, dass sich das Seitenruder (4 ) um die Drehachse (8 ) dreht; und – die Betätigungsmittel (11 ) so gesteuert werden, dass sie der Wirkung des überstehenden aerodynamischen Elements (14 ) entgegenwirken und das Seitenruder (4 ) in eine Gleichgewichtsposition (4N ) in aerodynamischer Verlängerung der feststehenden senkrechten Leitwerksfläche (3 ) zwingen. - Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das überstehende aerodynamische Element (
14 ) in der Nähe der Hinterkante (7 ) des Seitenruders (4 ) befestigt wird. - Verfahren nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das überstehende aerodynamische Element (
14 ) abnehmbar an dem Seitenruder (4 ) befestigt wird. - Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass das überstehende aerodynamische Element (
14 ) provisorisch an dem Seitenruder (4 ) montiert wird, wenn das mechanische Spiel zu groß ist, und es von diesem abmontiert, wenn das mechanische Spiel dem normalen funktionsgerechten Spiel entspricht. - Verfahren (
1 ) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das überstehende aerodynamische Element (14 ) mit Hilfe von komplementären Befestigungselementen (17 ,18 ) an der seitlichen aerodynamischen Fläche (6G ) befestigt wird, von denen einige (18 ) zum dauerhaften Verbleib an dem beweglichen Seitenruder (4 ) montiert sind. - Verfahren (
1 ) nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass komplementäre Befestigungselemente verwendet werden, die Schrauben (17 ) und Muttern (18 ) aufweisen, und dass man die Muttern (18 ) in der seitlichen aerodynamischen Fläche (6G ) versenkt. - Verfahren (
1 ) nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass ein überstehendes aerodynamisches Element (14 ) von langgezogener Form verwendet wird, und dass es auf der seitlichen aerodynamischen Fläche (6G ) wenigstens annähernd parallel zu der Hinterkante (7 ) des Seitenruders (4 ) angeordnet wird. - Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass ein überstehendes aerodynamisches Element (
14 ) verwendet wird, das aus einem Winkeleisenstück besteht, das mit einem seiner Schenkel (16 ) an der seitlichen aerodynamischen Fläche (6G ) befestigt wird, während der andere Schenkel (15 ) des Winkeleisenstücks über die seitliche aerodynamische Fläche (6G ) hinausragt.
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---|---|---|---|
FR0313912A FR2862941B1 (fr) | 2003-11-27 | 2003-11-27 | Procede permettant d'eviter les vibrations d'une gouverne de direction d'un aeronef et aeronef mettant en oeuvre ce procede |
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Publications (2)
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---|---|
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---|---|
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Families Citing this family (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2853094B1 (fr) * | 2003-03-26 | 2005-05-27 | Airbus France | Procede pour contrer les vibrations induites dans un aeronef par le fonctionnement en moulinet d'une soufflante et systeme de commandes de vol electriques mettant en oeuvre ce procede |
US20090302167A1 (en) * | 2006-08-23 | 2009-12-10 | Desroche Robert J | Apparatus and method for use on aircraft with spanwise flow inhibitors |
US8090485B2 (en) * | 2007-11-27 | 2012-01-03 | Embraer S.A. | Low-frequency flight control system oscillatory faults prevention via horizontal and vertical tail load monitors |
EP2514669B1 (de) * | 2011-04-18 | 2014-09-10 | Claverham Limited | Aktive Gurney-Klappe |
DE102012112405B4 (de) * | 2012-12-17 | 2017-06-08 | Airbus Defence and Space GmbH | Gekrümmter Flügelabschnitt mit einer schwenkbaren Hinterkantenklappe |
US8991747B2 (en) | 2012-12-18 | 2015-03-31 | Blr Aerospace, L.L.C. | Aircraft stabilization systems and methods of modifying an aircraft with the same |
US8985503B2 (en) | 2013-04-26 | 2015-03-24 | Blr Aerospace, L.L.C. | Aircraft stabilization systems and methods of modifying an aircraft with the same |
US9611031B2 (en) | 2013-08-30 | 2017-04-04 | Rosemount Aerospace Inc. | Flutter control actuator |
US9278752B2 (en) | 2014-03-17 | 2016-03-08 | Lockheed Martin Corporation | Apparatus and system for preventing wear to a component |
ES2969223T3 (es) | 2015-07-02 | 2024-05-17 | Blr Aerospace Llc | Helicóptero y método de fabricación de un helicóptero |
GB2540953A (en) | 2015-07-31 | 2017-02-08 | Airbus Operations Ltd | A control surface for an aircraft |
Family Cites Families (44)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
USRE19412E (en) * | 1935-01-01 | Aircraft and control thereof | ||
US2934291A (en) * | 1960-04-26 | Relay control circuit for aircraft | ||
US1457507A (en) * | 1920-10-06 | 1923-06-05 | Nieuport Sa Des Ets | Method permitting to regulate and adjust the dynamic characteristics of surfaces moving through a fluid |
US1439463A (en) * | 1922-05-06 | 1922-12-19 | Zaparka Eduard | Steering arrangement for motor vehicles |
US1886143A (en) * | 1928-12-11 | 1932-11-01 | Edward F Zaparka | Automatic take-up bushing |
US1893065A (en) * | 1931-04-03 | 1933-01-03 | Zap Dev Company | Aircraft and control thereof |
US1893064A (en) * | 1931-04-03 | 1933-01-03 | Zap Dev Company | Aircraft |
US2253025A (en) * | 1938-07-07 | 1941-08-19 | Bristol Aeroplane Co Ltd | Vibration damping means |
US2373236A (en) * | 1943-05-11 | 1945-04-10 | Jr William Louis Effinger | Tow control for gliders |
US2492252A (en) * | 1945-03-10 | 1949-12-27 | Curtiss Wright Corp | Automatic control for aircraft |
US2516406A (en) * | 1945-04-23 | 1950-07-25 | Curtiss Wright Corp | Aircraft wing flap control |
US2556351A (en) * | 1947-07-17 | 1951-06-12 | Curtiss Wright Corp | Mass load applying means for airfoils |
US2797882A (en) * | 1952-06-04 | 1957-07-02 | Sncaso | Aircraft control system |
US3047253A (en) * | 1952-11-07 | 1962-07-31 | David D Grimes | Wing vibration damper |
US2996267A (en) * | 1954-12-06 | 1961-08-15 | James R Warren | Vibration damping mechanism |
US2852210A (en) * | 1955-11-03 | 1958-09-16 | Aerophysics Dev Corp | Inertia spoiler control for aircraft |
US3018071A (en) * | 1957-08-01 | 1962-01-23 | Lear Inc | Trim control system for autopilots |
US3202383A (en) * | 1961-10-25 | 1965-08-24 | Bel John P Le | Aircraft |
US3568618A (en) * | 1969-04-29 | 1971-03-09 | Graham P Olson | Trim tab |
US3734432A (en) * | 1971-03-25 | 1973-05-22 | G Low | Suppression of flutter |
US4560304A (en) * | 1983-07-14 | 1985-12-24 | The Regents Of The University Of California | Method and apparatus for impeding sediment deposition in harbors and navigation channels |
US5076516A (en) * | 1984-10-29 | 1991-12-31 | Wheat Robert B | High drag airfoil apparatus |
US4708305A (en) * | 1987-01-30 | 1987-11-24 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Helicopter anti-torque system using fuselage strakes |
US4884748A (en) * | 1988-09-02 | 1989-12-05 | United Technologies Corporation | Fairing flap arrangement |
US5058837A (en) * | 1989-04-07 | 1991-10-22 | Wheeler Gary O | Low drag vortex generators |
US5088665A (en) * | 1989-10-31 | 1992-02-18 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Serrated trailing edges for improving lift and drag characteristics of lifting surfaces |
US5385110A (en) * | 1990-09-07 | 1995-01-31 | Bennett Marine, Incorporated Of Deerfield Beach | Boat trim control and monitor system |
EP0488428A3 (en) * | 1990-09-24 | 1992-10-14 | The Boeing Company | Apparatus and method for reducing aircraft loads resulting from atmospheric turbulence and gusts |
JP2577170B2 (ja) * | 1992-11-25 | 1997-01-29 | 川崎重工業株式会社 | 回転翼航空機用ピッチリンク及びその自動調整装置 |
US5294080A (en) * | 1993-02-08 | 1994-03-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration | Lift enhancing tabs for airfoils |
EP0615903B1 (de) * | 1993-03-13 | 1999-09-15 | GKN Westland Helicopters Limited | Drehbare Blätter |
US5549260A (en) * | 1995-01-27 | 1996-08-27 | Dynamic Engineering, Inc. | Active control device for aircraft tail buffet alleviation |
US6015115A (en) * | 1998-03-25 | 2000-01-18 | Lockheed Martin Corporation | Inflatable structures to control aircraft |
AUPP341698A0 (en) * | 1998-05-06 | 1998-06-04 | Elms Australia Pty Ltd | Improved hydrofoil device |
US6070545A (en) * | 1998-10-08 | 2000-06-06 | Keenan; Paul B. | Sails for sailboats having self-tacking leech flaps |
US6322324B1 (en) * | 2000-03-03 | 2001-11-27 | The Boeing Company | Helicopter in-flight rotor tracking system, method, and smart actuator therefor |
US6375127B1 (en) * | 2000-07-07 | 2002-04-23 | Kari Appa | Active control surface modal system for aircraft buffet and gust load alleviation and flutter suppression |
AU2002237648A1 (en) * | 2000-10-10 | 2002-05-21 | The Regents Of The University Of California | Microfabricated translational stages for control of aerodynamic loading |
US6493689B2 (en) * | 2000-12-29 | 2002-12-10 | General Dynamics Advanced Technology Systems, Inc. | Neural net controller for noise and vibration reduction |
DE10147827A1 (de) * | 2001-09-27 | 2003-04-24 | Airbus Gmbh | Vorrichtung zur Änderung der Quertriebsgröße eines Flugzeughauptelementes mit vorzugsweise flächenförmiger Hinterkante |
DE10156733B4 (de) * | 2001-11-19 | 2006-04-20 | Eads Deutschland Gmbh | Aerodynamisches Profil mit verstellbarer Klappe |
US7059833B2 (en) * | 2001-11-26 | 2006-06-13 | Bonus Energy A/S | Method for improvement of the efficiency of a wind turbine rotor |
US6942455B2 (en) * | 2003-06-12 | 2005-09-13 | Sikorsky Aircraft Corporation | Strain isolated trim tab |
US7083383B2 (en) * | 2004-04-26 | 2006-08-01 | The Boeing Company | Segmented rotor blade trim tab |
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