ES2267271T3 - Superficie unica multieje de control de aeronaves. - Google Patents

Superficie unica multieje de control de aeronaves. Download PDF

Info

Publication number
ES2267271T3
ES2267271T3 ES99925548T ES99925548T ES2267271T3 ES 2267271 T3 ES2267271 T3 ES 2267271T3 ES 99925548 T ES99925548 T ES 99925548T ES 99925548 T ES99925548 T ES 99925548T ES 2267271 T3 ES2267271 T3 ES 2267271T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
outer member
aircraft
aerodynamic
control device
control
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.)
Expired - Lifetime
Application number
ES99925548T
Other languages
English (en)
Inventor
Allen A. Arata
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.)
Northrop Grumman Corp
Original Assignee
Northrop Grumman Corp
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 Northrop Grumman Corp filed Critical Northrop Grumman Corp
Application granted granted Critical
Publication of ES2267271T3 publication Critical patent/ES2267271T3/es
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • B64C9/26Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing by multiple flaps
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00Wings
    • B64C3/38Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/44Varying camber
    • B64C3/50Varying camber by leading or trailing edge flaps
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/10All-wing aircraft
    • B64C2039/105All-wing aircraft of blended wing body type
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10Drag reduction
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30Wing lift efficiency

Landscapes

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

Abstract

Un dispositivo de control aerodinámico (10) para un uso integrado en una aeronave (12) que tiene un miembro sustentador interior (18) dotado de un borde de ataque (20), un par de bordes distales opuestos (22a, 22b) y un borde de salida (24), caracterizado porque: se extiende sustancialmente un miembro exterior movible (30) sobre los bordes de ataque, distales y salida (20, 22a, 22b, 24) del miembro sustentador interior (18) y están separados del mismo, siendo el miembro exterior (30) un miembro unitario ininterrumpido, teniendo el miembro exterior (30) una porción de borde de ataque (32), un par de porciones de bordes distales opuestos (34a, 34b), y una porción de borde de salida (36) que se mueven colectivamente al unísono con respecto del miembro sustentador interior (18) para formar una superficie sustentadora ininterrumpida que se extiende sobre el miembro sustentador interior (18) y el miembro exterior (30) para conseguir el control aerodinámico deseado de la aeronave.

Description

Superficie única multieje de control de aeronaves.
Campo de la invención
La presente invención versa grosso modo acerca de superficies de control aerodinámicas de aeronaves, y más particularmente acerca de una aeronave que tiene un miembro sustentador interior aerodinámico y un miembro exterior que se mueve con respecto al miembro sustentador interior.
Antecedentes de la invención
Se proporcionan una variedad de superficies de control aerodinámicas a las aeronaves de ala rígida convencional que incluyen, por ejemplo, aletas hipersustentadoras, timones de profundidad, alerones, compensadores dinámicos, y timones de dirección. Estas superficies de control operan cooperativamente para incrementar o reducir la sustentación en una superficie de control aerodinámica localizada para conseguir un control de cabeceo, guiñada y balanceo de la aeronave. Dichas superficies de control se usan tanto en las aeronaves con ala tradicional como en los diseños furtivos modernos, tales como el ala en delta y el F-117.
Estas superficies de control son típicamente estructuras rígidas que están acopladas de manera rotatoria a las alas o al cuerpo (o sea, superficies sustentadoras aerodinámicas) de la aeronave de una forma similar a una bisagra. El accionamiento de las superficies de control forma típicamente huecos y/o cambios bruscos en los contornos de las superficies en o alrededor del área de la bisagra. Dichos huecos y cambios bruscos son indeseables por un número de razones. Los huecos y cambios bruscos tienden a incrementar la resistencia de la aeronave, dando lugar a la potencialidad de que puedan recogerse en los mismos objetos extraños y/o restos, e incrementan la señal de radar de la aeronave.
Además, las superficies de control convencionales están normalmente ubicadas en los bordes de salida de las alas y aletas de la aeronave. Para accionar las superficies de control, los accionadores asociados y tubería neumática de apoyo y/o el cableado eléctrico deben también estar ubicados en estos puntos. Debido a que estos puntos están típicamente restringidos espacialmente, el ensamblaje y mantenimiento subsiguiente de las superficies de control y de sus mecanismos accionadores son operaciones complejas y laboriosas.
El documento US-A-5.794.893 revela dicho dispositivo de control y método de la situación previa dentro de la especialidad.
Es por lo tanto evidente que existe una necesidad en la especialidad de una superficie de control aerodinámica de aeronave que mitigue huecos y cambios bruscos de contorno de la superficie, y mitigue la señal equivalente de radar del avión, reduzca la complejidad del montaje y las operaciones de mantenimiento asociadas con los diseños de superficies de control convencionales.
Resumen de la invención
La presente invención es un dispositivo de control aerodinámico como se define en la Reivindicación 1, y un método para el control aerodinámico de una aeronave, como se define en la Reivindicación 18 de las reivindicaciones adjuntas.
En conformidad con la presente invención, se proporciona un dispositivo de control aerodinámico para un uso integrado con una aeronave que tenga un miembro sustentador interior, teniendo el miembro sustentador interior un borde de ataque, un par de bordes distales opuestos y un borde de salida. El dispositivo de control consta de un miembro movible exterior que se extiende sustancialmente a lo largo de los bordes de ataque, distal, y salida del miembro sustentador interior y está distanciado del mismo. El miembro exterior consta de una porción de borde de ataque, un par opuesto de porciones de bordes distales, y una porción de borde de salida que se pueden mover unidas en conjunto con respecto al miembro sustentador interior para formar una superficie sustentadora sin interrupciones que se extiende sobre el miembro sustentador interior y el miembro exterior para conseguir el control aerodinámico deseado de la aeronave.
En el ejemplo de realización preferido de la presente invención, el dispositivo de control consta de una sección de transición flexible. La sección de transición se extiende entre el miembro sustentador interior y el miembro exterior para formar una superficie sustentadora sin interrupciones que se extiende sobre el miembro sustentador interior y el miembro exterior para conseguir el control aerodinámico deseado de la aeronave. La sección de transición puede estar formada de un material elastomérico. La sección de transición está sujeta al miembro exterior y a la superficie sustentadora interior de forma que no produce ningún cambio brusco de contorno de la superficie, tales como escalones o huecos. Así, la superficie sustentadora es continua y lisa. El contorneado selectivo de la superficie sustentadora, mediante el movimiento del miembro exterior, permite el control del cabeceo, de la guiñada y del balanceo de la aeronave. Por lo tanto, se contempla que la presente invención facilite el control de la aeronave mediante una única superficie multieje.
Preferiblemente, el dispositivo de control aerodinámico consta de una pluralidad de accionadores que acoplan mecánicamente el miembro exterior con la superficie sustentadora interior para mover selectivamente el miembro exterior con respecto al miembro sustentador interior. Los accionadores pueden ser dispositivos eléctricos, hidráulicos y neumáticos y combinaciones de los mismos.
En el ejemplo de realización preferido de la presente invención, el miembro exterior es un miembro unitario ininterrumpido y abarca lateralmente el miembro sustentador interior. Adicionalmente, el miembro exterior es sustancialmente rígido y puede estar formado de materiales compuestos no metálicos. En contraste, la sección de transición consta de un material elastomérico.
Se contempla que la aeronave en la que la presente invención se practica puede tener una forma de ala en delta. Se contemplan otras formas de aeronave que incluyen diseños más tradicionales que tengan un fuselaje con alas fijas. Otros ejemplos de realización de la presente invención incluyen incorporar el dispositivo de control aerodinámico descrito anteriormente a un fuselaje y alas de una aeronave, así como a una aeronave tipo ala volante. Las alas de la aeronave están provistas de extremos de alas. Los bordes distales del miembro sustentador interior y las porciones de los bordes distales del miembro exterior están dispuestos en los extremos de las alas.
Además, se proporciona un método de control aerodinámico de una aeronave que consta de un paso inicial de proporcionar una aeronave como se ha explicado anteriormente. El control aerodinámico de la aeronave se establece moviendo selectivamente el miembro exterior con respecto al miembro sustentador interior, contorneando así la superficie sustentadora. El miembro exterior se mueve selectivamente con respecto al miembro sustentador interior mediante una pluralidad de accionadores que acoplan mecánicamente el miembro exterior al miembro sustentador interior.
El movimiento vertical del miembro exterior con respecto al miembro sustentador interior da como resultado el control del cabeceo de la aeronave. La aeronave define un eje lateral y un movimiento rotatorio del miembro exterior alrededor de este eje también da como resultado un control del cabeceo de la aeronave. Además, la aeronave define un eje longitudinal y un movimiento rotatorio del miembro exterior alrededor de este eje da como resultado un control de la guiñada y del balanceo de la aeronave.
Como tal, basado en lo anterior, la presente invención mitiga las ineficiencias y limitaciones asociadas a los sistemas de control aerodinámico de las aeronaves de la situación previa de la especialidad. Resulta de gran importancia porque la sección de transición une el miembro exterior y el miembro sustentador interior de una manera continua y suave, y se mitigan los huecos y cambios bruscos indeseables de contorno de las superficies. Así se mitigan los huecos y cambios bruscos en los contornos de las superficies de la aeronave que se dan en las superficies de control convencionales. Como tal, la presente invención tiende a reducir la resistencia, reducir o eliminar la potencialidad de que objetos extraños queden atrapados, y disminuir la señal equivalente de radar de la aeronave, en comparación con aeronaves de control convencional.
Además, las superficies de control convencional están ubicadas habitualmente en los bordes de salida de las alas y aletas de la aeronave. Para accionar las superficies de control, los accionadores asociados y la tubería neumática de apoyo y/o cableado eléctrico deben estar alojados en estas ubicaciones restringidas espacialmente. El montaje y el mantenimiento del miembro exterior integrado en la aeronave de la presente invención son relativamente simples en comparación a las operaciones complejas y laboriosas asociadas a las superficies de control convencionales debido a su integración en espacios constreñidos. Se contempla que la sección de transición sea extraíble, permitiendo por lo tanto acceso libre desde el exterior de la aeronave a los accionadores contenidos en la misma.
Ventajosamente, la aeronave construida en conformidad con la presente invención tiende a mitigar los efectos de los rayos u otros fenómenos eléctricos que entren en contacto con la aeronave. En aeronaves que tengan superficies sustentadoras convencionales (o sea, timones de profundidad, compensadores dinámicos, etc.), al ser alcanzadas por ondas electromagnéticas, la descarga eléctrica tiende a concentrarse en varias regiones alrededor de la aeronave. Esto se debe en parte a la naturaleza discontinua de las superficies sustentadoras con respecto a su integración con el resto de la aeronave. Dichas concentraciones tienen el potencial de dañar equipos electrónicos a bordo. El dispositivo de control aerodinámico de la presente invención, sin embargo, tiene relativamente pocas piezas componentes y están integradas suavemente con el resto de la aeronave. Adicionalmente, el miembro exterior se extiende a lo largo de una porción significativa de la aeronave, especialmente en el caso en el que es de un diseño unitario ininterrumpido, y distribuye la descarga eléctrica en vez de concentrar la descarga eléctrica localmente.
En consecuencia, la presente invención representa un avance significativo en la especialidad.
Breve descripción de los dibujos
Estas, igual que otras características de la presente invención, se harán más evidentes tras hacer referencia a los dibujos, donde:
la Figura 1 es una vista en planta de un ejemplo de realización de la aeronave de la presente invención;
la Figura 2 es una vista de corte transversal de la aeronave mostrada en la Figura 1 a lo largo del eje A-A con el miembro exterior en un estado no deflectado;
la Figura 3 es una vista de corte transversal de la aeronave mostrada en la Figura 1 a lo largo del eje A-A con el miembro exterior movido verticalmente hacia abajo;
la Figura 4 es una vista de corte transversal de la aeronave mostrada en la Figura 1 a lo largo del eje A-A con el miembro exterior rotado en sentido contrario a las agujas del reloj alrededor del eje longitudinal
Y;
la Figura 5 es una vista en planta parcialmente ampliada de la aeronave de la Figura 1 mostrada sin la sección de transición y con accionadores ilustrados simbólicamente;
la Figura 6 es una vista de corte transversal parcialmente ampliada de la aeronave, como se muestra en la Figura 5, a lo largo del eje B-B con el miembro exterior en un estado no deflectado;
la Figura 7 en una vista de corte transversal parcialmente ampliada de la aeronave, como se muestra en la Figura 5, a lo largo del eje B-B con el miembro exterior movido verticalmente hacia arriba;
la Figura 8 es una vista de corte transversal parcialmente ampliada de la aeronave, como se muestra en la Figura 5, a lo largo del eje B-B con el miembro exterior rotado en sentido contrario a las agujas del reloj alrededor del eje longitudinal Y;
la Figura 9 es un gráfico que representa los datos de coeficiente del momento de cabeceo asociados con un ejemplo de realización modélico de la presente invención;
la Figura 10 es un gráfico que representa los datos de coeficiente del momento de guiñada asociados con un ejemplo de realización modélico de la presente invención;
la Figura 11 es un gráfico que representa los datos de coeficiente del momento de balanceo asociados con un ejemplo de realización modélico de la presente invención;
la Figura 12 es una vista en planta de un ejemplo alternativo de la presente invención.
Descripción detallada del ejemplo de realización preferido
Haciendo referencia ahora a los dibujos, donde lo mostrado tiene como único objetivo ilustrar un ejemplo de realización preferido de la presente invención, y no para limitar esta, las Figuras 1-8 ilustran una aeronave que está construida en conformidad con la presente invención. Como se describirá de forma más detallada más adelante, la aeronave consta de un miembro exterior para el control aerodinámico de la misma. Además, las Figuras 9-11 presentan datos de pruebas asociados con un ejemplo de realización modélico de la presente invención.
En conformidad con la presente invención, se proporciona un dispositivo de control aerodinámico 10 para un uso integrado con una aeronave 12 que tiene un miembro sustentador interior 18. El miembro sustentador interior 18 consta de una cubierta superior 26 y una inferior 28. El miembro sustentador interior consta adicionalmente de un borde de ataque 20, un par de bordes opuestos distales 22a-b, y un borde de salida 24. El dispositivo de control 10 consta de un miembro exterior extraíble 30 que se extiende sustancialmente sobre los bordes de ataque, distales y salida 20, 22a-b, 24 del miembro sustentador interior 18 y que está separado del mismo. El miembro exterior 30 consta de porciones de bordes de ataque, distales y salida 32, 34a-b, 36. Las porciones de bordes de ataque, distales y salida 32, 34a-b, 36 son movibles en conjunto colectivamente con respecto al miembro de sustentación interior 18. Preferiblemente, el dispositivo de control 10 consta adicionalmente de una sección de transición flexible 38 que tiene superficies superior e inferior 40, 42. La superficie superior 40 de la sección de transición 38 se extiende entre el miembro exterior 30 y la cubierta superior 26 del miembro sustentador interior 18. La superficie inferior 42 de la sección de transición 38 se extiende entre el miembro exterior 30 y la cubierta inferior 28 del miembro sustentador interior 18. Así, el miembro exterior 30 está interpuesto verticalmente entre las cubiertas superior e inferior 26, 28 del miembro sustentador interior 18. El miembro exterior 30 es susceptible de sujeción al miembro sustentador interior 18, de tal modo que las porciones de bordes de ataque, distales y salida 32, 34a-b, 36 sean movibles verticalmente en una dirección uniforme con respecto al miembro sustentador interior 18.
Resulta significativo que la aeronave define un eje lateral y que el miembro exterior 30 puede rotar alrededor de este eje. Las porciones de bordes de ataque y salida 32, 36 son movibles verticalmente en direcciones opuestas con respecto al miembro sustentador interior 18. Dicho movimiento vertical opuesto rota al miembro exterior 30 alrededor del eje lateral. Similarmente, la aeronave define un eje longitudinal y las porciones de bordes distales opuestos 34a-b del miembro exterior 30 son movibles verticalmente en direcciones opuestas con respecto al miembro sustentador interior 18. Las cubiertas superior e inferior 26, 28 del miembro sustentador interior 18, las superficies superior e inferior 40, 42 de la sección de transición 38, y el miembro exterior 30 definen colectivamente una superficie sustentadora continua que puede ser contorneada selectivamente mediante el movimiento del miembro exterior 30 con respecto al miembro sustentador interior 18 para conseguir el control aerodinámico deseado de la aeronave 12. La sección de transición 38 está sujeta al miembro exterior 30 y al miembro sustentador interior 18 de forma que no se produzca ningún cambio brusco del contorno de la superficie, tales como huecos. Así, la superficie sustentadora es continua y lisa. El contornear selectivamente la superficie sustentadora, mediante el movimiento del miembro exterior, permite el control del cabeceo, guiñada y balanceo de la aeronave 12. Por lo tanto, se contempla que la presente invención facilite el control de la aeronave mediante una única superficie multieje.
En el ejemplo de realización preferido de la presente invención, el dispositivo de control aerodinámico 10 consta de una pluralidad de accionadores 44 que acoplan mecánicamente el miembro exterior 30 con el miembro sustentador interior 18 para mover selectivamente el miembro exterior 30 con respecto al miembro sustentador interior 18. Preferiblemente, los accionadores 44 soportan la mayoría de las cargas asociadas con soportar al miembro exterior 30. Así, la sección de transición 38 soporta poca o ninguna carga asociada al miembro exterior 30. Está contemplado que los accionadores 44 estén seleccionados de entre aquellos bien conocidos para una persona de destreza normal en la especialidad y que puedan ser, por ejemplo, dispositivos electromecánicos, hidráulicos o neumáticos. Además, una persona de destreza normal en la especialidad se dará cuenta de los métodos apropiados para la sujeción de los accionadores 44.
Preferiblemente, el miembro exterior 30 es sustancialmente rígido y puede estar hecho, por ejemplo, de un material compuesto no metálico. En contraste, la sección de transición 38 está formada de un material elastomérico. En la práctica, el tipo de material utilizado para el miembro exterior 30 se contempla que sea seleccionado de entre aquellos bien conocidos para una persona de destreza normal en la especialidad.
El miembro exterior 30 está formado por un miembro unitario ininterrumpido y se extiende lateralmente a lo ancho del miembro sustentador interior 18. Aunque, en el ejemplo de realización mostrado en las Figuras 1-9, el miembro exterior 30 se extiende completamente alrededor del miembro sustentador interior 18, el miembro exterior 30 no tiene por qué circunscribir completamente al miembro sustentador interior 18 de esta forma. Adicionalmente, aunque el miembro exterior 30 está mostrado como un miembro único, está contemplado que el miembro exterior 30 pueda estar formado por varios componentes que actúen cooperativamente. En cualquiera de los ejemplos de realización, está contemplado que los accionadores 44 controlen el/los movimiento(s) del miembro exterior 30. Aunque no se muestra, en la práctica, los accionadores 44 se comunican con el dispositivo de control central 48 y son gobernados por el mismo, que puede adoptar la forma, por ejemplo, de un procesador de ordenador. El dispositivo de control central 48 estaría conectado a un conjunto de controles para los pilotos 50.
Como se puede ver, en el ejemplo de realización de la presente invención mostrado en las Figuras 1-9, el miembro sustentador interior 18 tiene forma de ala en delta. Como se puede ver, los bordes de ataque 20a, 20b están dispuestos angularmente. Los bordes de ataque 20a, 20b encajan con los bordes distales 22a, 22b y los bordes distales 22a, 22b encajan con los bordes de salida 24a, 24b. Se contemplan otras formas de aeronaves, incluyendo aquellas que tengan un fuselaje más tradicional con una forma de ala fija. La Figura 12 muestra un ejemplo de realización alternativo de la presente invención, en el caso de un diseño tradicional que tenga un fuselaje 14 con alas fijas 46a-b. Cada una de las alas 46a-b consta de un miembro sustentador interior 18. Sobre cada miembro sustentador interior 18 se extiende sustancialmente un miembro exterior 30. En tal ejemplo de realización, se contempla que cada miembro exterior 30 pueda pasar por el fuselaje 14 para formar un miembro unitario ininterrumpido. Aunque el miembro exterior 30 se muestra en las alas 16, el miembro exterior puede estar integrado con otras superficies sustentadoras aerodinámicas, tales como, por ejemplo, colas y canards.
Adicionalmente, se proporciona un método de control aerodinámico de una aeronave 10 que consta de un paso inicial que proporciona una aeronave 10, como se ha descrito anteriormente. El control aerodinámico de la aeronave 10 se consigue mediante el movimiento selectivo de las porciones de bordes de ataque, laterales y salida 32, 34a-b, 36 del miembro exterior 30 con respecto al miembro sustentador interior 18, contorneando así la superficie sustentadora. El miembro exterior 30 se mueve selectivamente con respecto al miembro sustentador interior 18 mediante una pluralidad de accionadores 44 que acoplan mecánicamente el miembro exterior 30 con el miembro sustentador interior 18.
Haciendo referencia ahora a las Figuras 2 y 6, el miembro exterior 30 se muestra en un estado deflectado. Así mismo, las superficies superior e inferior 40, 42 de la sección de transición 38 se muestran en un estado sin flexionar. El miembro exterior 30 puede ser movido verticalmente de manera uniforme con respecto al miembro sustentador interior 18 para así lograr el control del cabeceo de la aeronave 12. La Figura 3 muestra el miembro exterior 30, que incluye las porciones de bordes de ataque, distales y salida 32, 34a-b, 36, deflectadas hacia abajo a lo largo del eje Z. La Figura 7 muestra el miembro exterior 30 deflectado hacia arriba a lo largo del eje Z. La aeronave 12 define un eje lateral (eje X) y el miembro exterior 30 puede ser rotado alrededor de este eje. Así, el miembro exterior 30 puede ser rotado hacia delante y hacia atrás. Este movimiento rotatorio del miembro exterior 30 también tiene como resultado un control del cabeceo de la aeronave 10.
Además, la aeronave 12 define un eje longitudinal (eje Y) y el miembro exterior 30 puede ser rotado alrededor de este eje. Haciendo referencia ahora a las Figuras 4 y 8, el miembro exterior 30 se muestra rotado en sentido contrario a las agujas del reloj alrededor del eje longitudinal Y de la aeronave 12. Este movimiento rotatorio tiene como resultado un control de la guiñada y del balanceo de la aeronave 12.
Las cubiertas superior e inferior 26, 28 del miembro sustentador interior 18, las superficies superior e inferior 40, 42 de la sección de transición 38, y el miembro exterior 30 definen colectivamente la superficie sustentadora de la aeronave 10. El uso de la sección de transición 38 para integrar el miembro exterior 30 con el miembro sustentador interior 18 da como resultado una superficie sustentadora continua y lisa. Como se puede ver en las Figuras 3, 4, 7 y 8, al mover o deflectar el miembro exterior 30 con respecto al miembro sustentador interior 18, las superficies superior e inferior 40, 42 de la sección de transición 38 adquieren una forma de S. El contorno de la superficie de la cubierta superior 26 del miembro sustentador interior 18 continúa suavemente a lo largo de la superficie superior 40 de la sección de transición 38 y encaja con el miembro exterior 30. Se observa una continuidad similar con la cubierta inferior 28, la superficie inferior de la sección de transición 42 y el miembro exterior 30. Así, la presente invención evita huecos y cambios bruscos de contorno de la superficie que pueden estar presentes en aviones controlados convencionalmente.
Preferiblemente, la sección de transición 38 consta de un material elastomérico. El material debería ser flexible y no obstante duradero para soportar las condiciones a las que estará expuesto durante el vuelo. Se contempla que el material se escoja entre aquellos bien conocidos para una persona de destreza normal en la especialidad y, por ejemplo, puede ser goma o silicona. En el ejemplo de realización preferido, las superficies superior e inferior 40, 42 de la sección de transición 38 son extraíbles, permitiendo, por lo tanto, libre acceso desde el exterior de la aeronave 12 a los accionadores 44 contenidos en la misma. El método de sujeción de la sección de transición 38 se escoge de entre los bien conocidos para una persona de destreza normal en la especialidad.
Para obtener datos de prueba del túnel de viento, se construyeron cuatro aeronaves modelos de prueba en conformidad con la presente invención. Estos modelos de prueba eran similares en configuración a aquellos mostrados en las Figuras 1-8. Se contempla que los modelos de aeronaves usados para generar los datos del túnel de viento representen un ejemplo de realización de la presente invención y se comenta en este documento únicamente por razones ilustrativas. Se construyó un modelo de prueba a escala reducida para representar las siguientes dimensiones de tamaño natural: envergadura máxima (W) de 12,19 m (40 pies) paralelos al eje X; longitud (L) de 11,58 m (38 pies) a lo largo del eje Y; profundidad del ala X-Y (A) del miembro exterior 30 de 30,48 cm (1 pie); profundidad del ala X-Y (B) del miembro exterior 30 de 45,72 cm (1,5 pies); profundidad del ala X-Y (C) del miembro exterior 30 de 45,72 cm (1,5 pies); profundidad del ala X-Y (D) de la sección de transición 38 de 30,48 cm (1 pie); profundidad del ala X-Y (E) de la sección de transición 38 de 76,2 cm (2,5 pies); y profundidad del ala X-Y (F) de la sección de transición 38 de 76,2 cm (2,5 pies); profundidad del ala X-Y (G) del miembro exterior 30 de 45,72 cm (1,5 pies); y profundidad del ala X-Y (H) de la sección de transición 38 de 45,72 cm (1,5 pies). El modelo representaba una escala natural X-Y con una superficie de ala de aproximadamente 86,86 m^{2} (935 pies cuadrados).
Los modelos de prueba variaban en función de la deflexión del miembro exterior 30. El primer modelo se construyó sin ninguna deflexión. Los modelos segundo y tercero se construyeron con todo el miembro exterior 30 verticalmente deflectado 15,24 cm (seis [6] pulgadas) hacia arriba y hacia abajo, respectivamente. En el cuarto modelo de prueba, el miembro exterior rígido 30 se rotó alrededor del eje Y, de tal modo que la porción del borde distal 22b se deflectó hacia arriba 15,24 cm (seis [6] pulgadas) y la otra porción de borde distal 22a se deflectó hacia abajo 15,24 cm (seis [6] pulgadas).
Haciendo referencia ahora al gráfico presentado en la Figura 9, el eje vertical representa el coeficiente del momento de cabeceo y el eje horizontal representa el ángulo de ataque de la aeronave. Como se puede ver, hay trazadas tres curvas de datos de pruebas. La curva del medio representa el coeficiente del momento de cabeceo del modelo de aeronave sin ninguna deflexión del miembro exterior 30. La curva superior traza el coeficiente del momento de cabeceo que se corresponde con el modelo con el miembro exterior 30 deflectado hacia arriba 15,24 cm (seis [6] pulgadas). La curva inferior traza el coeficiente del momento de cabeceo que se corresponde con el modelo con el miembro exterior 30 deflectado hacia abajo 15,24 cm (seis [6] pulgadas).
Un coeficiente del momento de cabeceo igual a cero corresponde a una aeronave que está en crucero sin maniobrar. Por ejemplo, haciendo referencia a la curva del medio, los datos indican que la aeronave podría volar a cuatro grados de ángulo de ataque sin ningún movimiento o deflexiones de los miembros de control porque la curva cruza el eje del coeficiente del momento de cabeceo con un valor de cero a cuatro grados de ángulo de ataque. Haciendo referencia a la curva superior, los datos indican que la aeronave podría volar a veinticinco grados de ángulo de ataque con 15,24 cm (seis pulgadas) de movimiento vertical o deflexión del miembro exterior 30, porque la curva cruza el eje del coeficiente del momento de cabeceo con un valor de cero a veinticinco grados de ángulo de ataque. Así, el vuelo compensado a cualquier ángulo de ataque entre cuatro y veinticinco grados se puede conseguir con un movimiento de menos de 15,24 cm (seis pulgadas) hacia arriba del miembro de control. Así mismo, el vuelo compensado de menos de cuatro grados de ángulo de ataque puede conseguirse con un movimiento de menos de 15,24 cm (seis pulgadas) hacia abajo del miembro de control.
Además, los datos de prueba indican que la desviación o separación entre las curvas superior e inferior es relativamente constante a un valor de coeficiente del momento de cabeceo de aproximadamente 0,2. Así, desde un ángulo de ataque de -2,5 grados hasta 27,5 grados (un ángulo de ataque relativamente alto), hay disponible un entorno de vuelo para la aeronave moviendo el miembro exterior 30 hasta 15,24 cm (seis pulgadas) hacia arriba o hacia abajo. La naturaleza constante de las curvas de coeficiente del momento de cabeceo es particularmente interesante porque se ha observado que con algunas superficies de control convencionales curvas comparables tienden a
converger a altos ángulos de ataque.
Como se ha mencionado anteriormente, los datos de prueba del túnel de viento se obtuvieron a partir de un modelo de aeronave que tenía un miembro exterior 30 rotado alrededor del eje Y, de tal modo que el borde lateral 26a estaba deflectado 15,24 cm (seis [6] pulgadas) hacia arriba y el otro borde lateral 26b estaba deflectado 15,24 cm (seis [6] pulgadas) hacia abajo.
Los datos de prueba para este modelo se presentan en las Figuras 10 y 11. Haciendo referencia ahora al gráfico presentado en la Figura 10, el eje vertical representa un coeficiente del momento delta de guiñada, y el eje horizontal representa el ángulo de ataque de la aeronave. El coeficiente del momento delta de guiñada representa aquella diferencia entre el coeficiente del momento de guiñada con o sin deflexión del miembro de control. Haciendo referencia ahora al gráfico presentado en la Figura 11, el eje vertical representa un coeficiente del momento delta de balanceo, y el eje horizontal representa el ángulo de ataque de la aeronave. El coeficiente del momento delta de balanceo representa aquella diferencia entre el coeficiente del momento de balanceo con o sin deflexión del miembro exterior.
También pueden ser evidentes para las personas de destreza normal en la especialidad modificaciones adicionales y mejoras de la presente invención. Por lo tanto, la combinación particular de las partes descritas e ilustradas en este documento solo tiene la intención de representar un ejemplo de realización de la presente invención, y no se pretende que sirva de limitación para dispositivos alternativos dentro del ámbito de la especialidad, como se define en las reivindicaciones adjuntas.

Claims (23)

1. Un dispositivo de control aerodinámico (10) para un uso integrado en una aeronave (12) que tiene un miembro sustentador interior (18) dotado de un borde de ataque (20), un par de bordes distales opuestos (22a, 22b) y un borde de salida (24), caracterizado porque:
se extiende sustancialmente un miembro exterior movible (30) sobre los bordes de ataque, distales y salida (20, 22a, 22b, 24) del miembro sustentador interior (18) y están separados del mismo, siendo el miembro exterior (30) un miembro unitario ininterrumpido, teniendo el miembro exterior (30) una porción de borde de ataque (32), un par de porciones de bordes distales opuestos (34a, 34b), y una porción de borde de salida (36) que se mueven colectivamente al unísono con respecto del miembro sustentador interior (18) para formar una superficie sustentadora ininterrumpida que se extiende sobre el miembro sustentador interior (18) y el miembro exterior (30) para conseguir el control aerodinámico deseado de la aeronave.
2. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, que consta además de una sección de transición flexible (38), que se extiende entre el miembro sustentador interior (18) y el miembro exterior (30) para formar una superficie sustentadora ininterrumpida que se extiende sobre el miembro sustentador interior (18) y el miembro exterior (30) para conseguir el control aerodinámico deseado de la aeronave.
3. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, donde la sección de transición flexible (38) consta de una porción superior (40) que se extiende entre el miembro exterior (30) y el miembro sustentador interior (18) para formar una superficie sustentadora ininterrumpida que se extiende sobre el miembro sustentador interior (18) y el miembro exterior (30) para conseguir el control aerodinámico deseado de la aeronave.
4. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, donde la sección de transición flexible (38) está formada de un material elastomérico.
5. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, que consta además de una pluralidad de accionadores (44) que acoplan mecánicamente el miembro exterior (30) con el miembro sustentador interior (18) para mover selectivamente el miembro exterior (30) con respecto al miembro sustentador interior (18).
6. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 5, donde la pluralidad de accionadores (44) son dispositivos electromecánicos.
7. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 5, donde el miembro sustentador interior (18) define un eje vertical, y los accionadores (44) tienen las dimensiones y están configurados para mover el miembro exterior (30) en una dirección uniforme con respecto al miembro sustentador interior (18) a lo largo del eje vertical.
8. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 5, donde el miembro sustentador interior (18) define un eje vertical, y los accionadores (44) tienen las dimensiones y están configurados para mover las porciones de los bordes de ataque y salida (20, 24) del miembro exterior (30) en direcciones opuestas con respecto al miembro sustentador interior (18) a lo largo del eje vertical.
9. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 5, donde el miembro sustentador interior (18) define un eje lateral, y los accionadores (44) tienen las dimensiones y están configurados para rotar al miembro exterior (30) alrededor del eje lateral.
10. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 5, donde los accionadores (44) tienen las dimensiones y están configurados para mover las porciones de los bordes distales (34a, 34b) en direcciones opuestas con respecto al miembro sustentador interior (18).
11. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 5, donde el miembro sustentador interior (18) define un eje longitudinal, y los accionadores (44) tienen las dimensiones y están configurados para rotar al miembro exterior (30) alrededor del eje longitudinal.
12. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, donde el miembro exterior (30) se extiende lateralmente a lo largo del miembro sustentador interior (18).
13. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, donde el miembro exterior (30) es sustancialmente rígido.
14. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 13, donde el miembro exterior (30) está hecho de un material de resina compuesta.
15. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, donde el miembro sustentador interior (18) consiste en un ala (16).
16. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 15, donde el ala (16) tiene un par de extremos de ala opuestos y las porciones de bordes distales (34a, 34b) del miembro exterior (30) están dispuestos respectivamente en el mismo.
17. Un dispositivo de control aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 14, donde el ala tiene forma de ala en delta.
18. Un método para el control aerodinámico de la aeronave (12) que consta de los pasos de:
(a)
proporcionar la aeronave (12) con un miembro sustentador interior aerodinámico (18) que tenga un borde de ataque (20), un borde distal (22) y un borde de salida (24);
(b)
proporcionar la aeronave (12) con un miembro exterior movible (30) que se extiende sustancialmente sobre los bordes de ataque, distal y salida (20, 22, 24) del miembro sustentador interior (18) y separado del mismo, teniendo el miembro exterior (30) porciones de borde de ataque, distales y salida (32, 34a, 34b, 36) que forman un miembro unitario ininterrumpido, estando hecho el miembro exterior (30) de un material de resina compuesta;
(c)
sujetar el miembro exterior (30) al miembro sustentador interior (18) de tal modo que las porciones de los bordes de ataque, distales y salida (32, 34a, 34b, 36) del miembro exterior (30) se puedan mover colectivamente al unísono con respecto al miembro sustentador interior (18) para formar una superficie sustentadora ininterrumpida que se extienda sobre el miembro sustentador interior (18) y el miembro exterior (30); y
(d)
mover selectivamente el miembro exterior (30) con respecto al miembro sustentador interior (18), contorneando así la superficie sustentadora para conseguir el control aerodinámico deseado de la aeronave (12).
19. Un método de control aerodinámico, como se reivindica en la Reivindicación 18, donde el paso (d) consiste en mover selectivamente el miembro exterior (30) con respecto al miembro sustentador interior (18) mediante una pluralidad de accionadores (44) que acoplan mecánicamente el miembro exterior (30) con el miembro sustentador interior (18).
20. Un método de control aerodinámico, como se reivindica en la Reivindicación 18, donde la aeronave (12) define un eje vertical y el paso (d) consiste en mover el miembro exterior (30) con respecto al miembro sustentador interior (18) a lo largo del eje vertical para conseguir el control del cabeceo de la aeronave (12).
21. Un método de control aerodinámico, como se reivindica en la Reivindicación 18, donde la aeronave (12) define un eje vertical y donde el paso (d) consiste en mover las porciones de bordes de ataque y salida (32, 36) del miembro exterior (30) en direcciones opuestas con respecto al miembro sustentador interior (18) a lo largo del eje vertical para conseguir el control del cabeceo de la aeronave (12).
22. Un método de control aerodinámico, como se reivindica en la Reivindicación 18, donde la aeronave (12) define un eje longitudinal y donde el paso (d) consiste en rotar el miembro exterior (30) alrededor del eje longitudinal para conseguir el control de guiñada de la aeronave (12).
23. Un método de control aerodinámico, como se reivindica en la Reivindicación 18, donde la aeronave (12) define un eje longitudinal y donde el paso (d) consiste en rotar el miembro exterior (30) alrededor del eje longitudinal para conseguir el control del balanceo de la aeronave (12).
ES99925548T 1998-04-13 1999-04-06 Superficie unica multieje de control de aeronaves. Expired - Lifetime ES2267271T3 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US59471 1979-07-20
US09/059,471 US6068219A (en) 1998-04-13 1998-04-13 Single surface multi axis aircraft control

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2267271T3 true ES2267271T3 (es) 2007-03-01

Family

ID=22023167

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES99925548T Expired - Lifetime ES2267271T3 (es) 1998-04-13 1999-04-06 Superficie unica multieje de control de aeronaves.

Country Status (7)

Country Link
US (2) US6068219A (es)
EP (1) EP1071607B1 (es)
AU (1) AU4180699A (es)
DE (1) DE69932237T2 (es)
ES (1) ES2267271T3 (es)
IL (1) IL138967A (es)
WO (1) WO1999052768A2 (es)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010121384A1 (en) * 2009-04-24 2010-10-28 Solarship Splitter plate for hybrid airship control

Families Citing this family (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6607164B2 (en) 2001-10-22 2003-08-19 Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. Wing airfoil
US20050178884A1 (en) * 2001-11-06 2005-08-18 Konrad Schafroth Flight device with a lift-generating fuselage
US7258308B2 (en) * 2002-07-02 2007-08-21 The Boeing Company Method and apparatus for controlling airflow with a gapped trailing edge device having a flexible flow surface
WO2004026689A1 (en) * 2002-09-17 2004-04-01 Bell Helicopter Textron Inc. Torsionally de-coupled engine mount system
BRPI0408101A (pt) * 2003-03-03 2006-05-23 Flexsys Inc asa complacente adaptável e sistema de rotor
DE10317258B4 (de) * 2003-04-14 2006-09-07 Eads Deutschland Gmbh Verstellmechanismus für einen formvariablen Flügel
WO2004098992A1 (de) * 2003-05-05 2004-11-18 Team Smartfish Gmbh Fluggerät mit auftrieb erzeugendem rumpf
US7243881B2 (en) * 2003-06-03 2007-07-17 The Boeing Company Multi-function trailing edge devices and associated methods
US6799739B1 (en) 2003-11-24 2004-10-05 The Boeing Company Aircraft control surface drive system and associated methods
US7357358B2 (en) * 2004-02-27 2008-04-15 The Boeing Company Aircraft leading edge device systems and corresponding sizing methods
US7494094B2 (en) 2004-09-08 2009-02-24 The Boeing Company Aircraft wing systems for providing differential motion to deployable lift devices
US7264206B2 (en) 2004-09-30 2007-09-04 The Boeing Company Leading edge flap apparatuses and associated methods
US20060144992A1 (en) * 2004-12-07 2006-07-06 Jha Akhllesh K Transformable fluid foil with pivoting spars
ATE372923T1 (de) * 2004-12-22 2007-09-15 Airbus Deutschland Gmbh Hrb 43527 Tragwerk einer aerodynamischen wirkfläche eines flugzeugs
US7614588B2 (en) 2004-12-23 2009-11-10 David Birkenstock Apparatus system and method for drag reduction
US7338018B2 (en) 2005-02-04 2008-03-04 The Boeing Company Systems and methods for controlling aircraft flaps and spoilers
US7216835B2 (en) * 2005-02-25 2007-05-15 Northrop Grumman Corporation Aircraft with extendable leading edge of fuselage and wings
US7204454B2 (en) * 2005-02-25 2007-04-17 Northrop Grumman Corporation Aircraft with articulated leading edge of fuselage and wings
US7246770B2 (en) * 2005-02-25 2007-07-24 Northrop Grumman Corporation Aircraft with rotatable leading edge of fuselage and wings
US7721999B2 (en) 2005-05-20 2010-05-25 The Boeing Company Aerospace vehicle fairing systems and associated methods
US7475854B2 (en) 2005-11-21 2009-01-13 The Boeing Company Aircraft trailing edge devices, including devices with non-parallel motion paths, and associated methods
CA2542920A1 (en) * 2006-04-04 2007-10-04 Mark Davis Method of improving lift of an aircraft wing
GB0707512D0 (en) 2007-04-18 2007-05-30 Go Science Ltd Annular airborne vehicle
US7954769B2 (en) 2007-12-10 2011-06-07 The Boeing Company Deployable aerodynamic devices with reduced actuator loads, and related systems and methods
US7766282B2 (en) 2007-12-11 2010-08-03 The Boeing Company Trailing edge device catchers and associated systems and methods
US8128025B2 (en) * 2008-03-21 2012-03-06 The Boeing Company Providing skins for aircraft fuselages
FR2937617B1 (fr) * 2008-10-29 2011-05-13 Airbus France Procede pour ameliorer les performances d'un aeronef
US8382045B2 (en) 2009-07-21 2013-02-26 The Boeing Company Shape-changing control surface
US8342447B2 (en) 2010-06-15 2013-01-01 The Boeing Company Morphing control surface transition
US9975623B2 (en) * 2016-03-08 2018-05-22 Northrop Grumman Systems Corporation Elastomeric transition
US10549838B2 (en) 2017-03-08 2020-02-04 The Boeing Company Flexible control surfaces and related methods
CN107150788A (zh) * 2017-04-26 2017-09-12 朱晓义 一种产生更大升力的固定翼飞行器
US10773817B1 (en) 2018-03-08 2020-09-15 Northrop Grumman Systems Corporation Bi-directional flow ram air system for an aircraft
JP7474025B2 (ja) * 2018-05-10 2024-04-24 川崎重工業株式会社 無垂直尾翼機
CN112730906B (zh) * 2020-12-18 2021-12-03 北京航空航天大学 一种模拟动态飞行器的雷电试验装置

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR573411A (fr) * 1923-01-31 1924-06-23 Appareil d'aviation
US2191842A (en) * 1937-03-13 1940-02-27 Back William Edward Airplane and control apparatus therefor
US2209863A (en) * 1937-12-22 1940-07-30 Tupta Frank Airplane wing
US2343986A (en) 1943-05-24 1944-03-14 Marquctte Metal Products Compa Airfoil control
US2665085A (en) * 1950-06-13 1954-01-05 Blackburn & Gen Aircraft Ltd Selective dual aileron control for aircraft
US3109613A (en) 1960-11-28 1963-11-05 Mabel Wilson Raspet Variable-camber airfoil
US3193215A (en) * 1963-01-24 1965-07-06 Mcmullen Ass John J Aerodynamically designed amphibious vehicle
US3994451A (en) 1974-03-28 1976-11-30 The Boeing Company Variable camber airfoil
US4026500A (en) * 1975-06-05 1977-05-31 Mark S. Grow Aircraft wing with internal flow control propulsion
US4171787A (en) 1977-07-21 1979-10-23 Zapel Edwin J Variable camber leading edge for airfoil
CH634516A5 (de) * 1977-10-31 1983-02-15 Tech Geraete Entwicklung Ges Flugkoerper.
DE2755442C2 (de) 1977-12-13 1985-07-25 Richard Prof. Dr. 7000 Stuttgart Eppler Vorrichtung zur Lagerung von Rudern und Wölbungsklappen von Flugzeugen und Wasserfahrzeugen
US4247066A (en) * 1978-02-21 1981-01-27 General Dynamics Corporation Airfoil variable cambering device and method
US4166595A (en) * 1978-03-30 1979-09-04 Ango Alvino J Variable lift advancing wing aircraft
US4208025A (en) * 1978-09-11 1980-06-17 Raymond Jefferson Rotary wing aircraft
US4651953A (en) * 1981-03-05 1987-03-24 Kyusik Kim Induction lift aircraft
US4667898A (en) * 1985-08-02 1987-05-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Aircraft with single surface membranous airfoils
US4865275A (en) * 1986-08-11 1989-09-12 Alpha Images, Ltd. Land, water and air craft
US5156358A (en) * 1991-04-11 1992-10-20 Northrop Corporation Aircraft outboard control
US5897076A (en) * 1991-07-08 1999-04-27 Tracy; Richard R. High-efficiency, supersonic aircraft
US5322242A (en) * 1991-07-08 1994-06-21 Tracy Richard R High efficiency, supersonic aircraft
US5170963A (en) * 1991-09-24 1992-12-15 August H. Beck Foundation Company VTOL aircraft
US5255881A (en) * 1992-03-25 1993-10-26 Vigyan, Inc. Lift augmentation for highly swept wing aircraft
US5538201A (en) * 1993-12-14 1996-07-23 Northrop Grumman Corporation Supersonic natural laminar flow wing
US5503351A (en) * 1994-09-06 1996-04-02 Vass; Gabor I. Circular wing aircraft
US5794893A (en) * 1995-06-07 1998-08-18 Northrop Grumman Corporation Elastomeric transition for aircraft control surface
US5839698A (en) 1997-10-23 1998-11-24 Northrop Grumman Corporation Control surface continuous seal

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010121384A1 (en) * 2009-04-24 2010-10-28 Solarship Splitter plate for hybrid airship control

Also Published As

Publication number Publication date
WO1999052768A2 (en) 1999-10-21
EP1071607B1 (en) 2006-07-05
US6068219A (en) 2000-05-30
IL138967A (en) 2004-01-04
IL138967A0 (en) 2001-11-25
AU4180699A (en) 1999-11-01
DE69932237T2 (de) 2007-06-14
WO1999052768A3 (en) 1999-12-16
US6227498B1 (en) 2001-05-08
EP1071607A4 (en) 2005-04-20
EP1071607A2 (en) 2001-01-31
DE69932237D1 (de) 2006-08-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2267271T3 (es) Superficie unica multieje de control de aeronaves.
JP7414310B2 (ja) 航空機及び航空機を飛行させる方法
US10293933B2 (en) Rotating wing assemblies for tailsitter aircraft
US10870485B2 (en) Multicopter with wide span rotor configuration
ES2953004T3 (es) Sistema de accionamiento de inclinación de las alas para aeronaves eléctricas de despegue y aterrizaje en vertical (VTOL)
ES2613202T3 (es) Configuración de forma plana para la estabilidad de una cometa motorizada y un sistema y un procedimiento de utilización de la misma
US9725158B2 (en) Self-righting frame and aeronautical vehicle and method of use
ES2211795T3 (es) Aeronave de ala anular.
US20180057135A1 (en) Self-righting aeronautical vehicle and method of use
US7963485B2 (en) Trimmable horizontal stabilizer
US9067667B2 (en) Self-righting frame and aeronautical vehicle
CN104260885B (zh) 一种适用于微型扑翼飞行器的鱼尾式扑动机构
RU98110060A (ru) Гибридное воздушное судно
EP1531126B1 (en) Wing tip device
WO2019086742A1 (es) Conjunto de tres alas compuestas para vehículos aéreos, acuáticos, terrestres o espaciales
US20220281593A1 (en) Vtol aircraft
ES2904842T3 (es) Una cometa
US2210190A (en) Fairing for aircraft sustaining rotors
CN104260883A (zh) 一种微型扑翼飞行器的分离式倒v型尾翼操纵机构
CN106956767B (zh) 飞行器
CN202163617U (zh) 多轴飞行器
ES2387365A1 (es) Superficie estabilizadora pivotante de aeronave
CN116729658B (zh) 一种机翼可伸缩的飞行装置及其使用方法
ES2961961T3 (es) Vehículo acuático con un hidroala y un segundo estabilizador adicional
RU98105234A (ru) Аэродинамическая схема летательного аппарата