RU2011135407A - Закрылок для обеспечения большой подъемной силы, структура закрылка для обеспечения большой подъемной силы с устройством для оказания влияния на поток на нем, а также самолет с таким устройством - Google Patents

Закрылок для обеспечения большой подъемной силы, структура закрылка для обеспечения большой подъемной силы с устройством для оказания влияния на поток на нем, а также самолет с таким устройством Download PDF

Info

Publication number
RU2011135407A
RU2011135407A RU2011135407/11A RU2011135407A RU2011135407A RU 2011135407 A RU2011135407 A RU 2011135407A RU 2011135407/11 A RU2011135407/11 A RU 2011135407/11A RU 2011135407 A RU2011135407 A RU 2011135407A RU 2011135407 A RU2011135407 A RU 2011135407A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
control
flow
hole
flap
chord
Prior art date
Application number
RU2011135407/11A
Other languages
English (en)
Inventor
Буркхард ГЁЛЛИНГ
Хайнц ХАНЗЕН
Рольф РАДЕШПИЛЬ
Кристоф ЙЕНШ
Кай-Кристоф ПФИНГСТЕН
Клаус-Петер НАЙТЦКЕ
Original Assignee
Эрбус Оперейшнс Гмбх
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 Эрбус Оперейшнс Гмбх filed Critical Эрбус Оперейшнс Гмбх
Publication of RU2011135407A publication Critical patent/RU2011135407A/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B64C9/18—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by single flaps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B64C21/025—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for simultaneous blowing and sucking
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B64C21/08—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like adjustable
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/04—Boundary layer controls by actively generating fluid flow
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/06—Boundary layer controls by explicitly adjusting fluid flow, e.g. by using valves, variable aperture or slot areas, variable pump action or variable fluid pressure
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Lift Valve (AREA)
  • Air-Flow Control Members (AREA)
  • Mobile Radio Communication Systems (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

1. Аэродинамическое тело (К) самолета, которое имеет первую боковую поверхность и вторую боковую поверхность, которые соответственно проходят вдоль направления (КТ) хорды тела и согласно назначению обтекаются в направлении (S) потока,при этом первая боковая поверхность у аэродинамического тела (К) согласно назначению является проходящей вдоль стороны разрежения верхней стороной (11) и при этом вторая сторона является проходящей вдоль стороны (В) давления аэродинамического тела (К) нижней стороной (12),при этом на аэродинамическом теле (К) расположено по меньшей мере одно отверстие для выдувания воздуха и по меньшей мере одно находящееся посредством по меньшей мере одного воздуховода (30, 31, 32, 33, 34, 35, 36) в соединении с отверстием для выдувания воздуха отверстие для впуска воздуха,отличающееся тем, чтос воздуховодом (30, 31, 32, 33, 34, 35, 36) интегрирован привод (40, 41, 42) нагнетания потока для оказания влияния на поток внутри воздуховода (30, 31, 32, 33, 34, 35, 36) и что на боковых поверхностях аэродинамического тела (К) при рассмотрении в направлении (КТ) хорды тела предусмотрены следующие отверстия:- по меньшей мере одно отверстие для выдувания воздуха, которое при рассмотрении в направлении потока расположено в передней и простирающейся на величину до 15% хорды (КТ) тела области (10а) аэродинамического тела (К), и- по меньшей мере одно отверстие (23) для впуска воздуха, которое расположено на верхней стороне аэродинамического тела (К) и при рассмотрении в направлении потока в задней простирающейся на величину от 30 до 90% хорды (КТ) тела области (10b) аэродинамического тела (К), и/или на верхней стороне аэродинамического тела (К) в простирающейся на вел

Claims (20)

1. Аэродинамическое тело (К) самолета, которое имеет первую боковую поверхность и вторую боковую поверхность, которые соответственно проходят вдоль направления (КТ) хорды тела и согласно назначению обтекаются в направлении (S) потока,
при этом первая боковая поверхность у аэродинамического тела (К) согласно назначению является проходящей вдоль стороны разрежения верхней стороной (11) и при этом вторая сторона является проходящей вдоль стороны (В) давления аэродинамического тела (К) нижней стороной (12),
при этом на аэродинамическом теле (К) расположено по меньшей мере одно отверстие для выдувания воздуха и по меньшей мере одно находящееся посредством по меньшей мере одного воздуховода (30, 31, 32, 33, 34, 35, 36) в соединении с отверстием для выдувания воздуха отверстие для впуска воздуха,
отличающееся тем, что
с воздуховодом (30, 31, 32, 33, 34, 35, 36) интегрирован привод (40, 41, 42) нагнетания потока для оказания влияния на поток внутри воздуховода (30, 31, 32, 33, 34, 35, 36) и что на боковых поверхностях аэродинамического тела (К) при рассмотрении в направлении (КТ) хорды тела предусмотрены следующие отверстия:
- по меньшей мере одно отверстие для выдувания воздуха, которое при рассмотрении в направлении потока расположено в передней и простирающейся на величину до 15% хорды (КТ) тела области (10а) аэродинамического тела (К), и
- по меньшей мере одно отверстие (23) для впуска воздуха, которое расположено на верхней стороне аэродинамического тела (К) и при рассмотрении в направлении потока в задней простирающейся на величину от 30 до 90% хорды (КТ) тела области (10b) аэродинамического тела (К), и/или на верхней стороне аэродинамического тела (К) в простирающейся на величину от 90 до 100% хорды (КТ) тела области (10с) задней кромки, и/или на нижней стороне аэродинамического тела (К) в простирающейся на величину от 90 до 100% хорды (КТ) тела области (10с) задней кромки аэродинамического тела (К).
2. Аэродинамическое тело (К) по п.1, отличающееся тем, что по меньшей мере одно отверстие для выдувания воздуха и по меньшей мере одно отверстие (21, 26) для выдувания воздуха расположены в пределах участка, который имеет простирающуюся в направлении размаха аэродинамического тела (К) ширину 80% хорды (КТ) тела, при этом хорда (КТ) тела проходит по одному из отверстия для выдувания воздуха или отверстия (21, 26) для выдувания воздуха.
3. Аэродинамическое тело (К) по п.1, отличающееся тем, что аэродинамическое тело (К) имеет ровно одно отверстие (21, 26) для выдувания воздуха, которое расположено на верхней стороне (11) аэродинамического тела (К) и в передней простирающейся на величину от 0 до 15% хорды (КТ) тела области (10а).
4. Аэродинамическое тело (К) по п.1, отличающееся тем, что аэродинамическое тело (К) имеет первое переднее отверстие (26) для выдувания воздуха и по меньшей мере одно второе заднее отверстие (21) для выдувания воздуха, при этом второе заднее отверстие (21) для выдувания воздуха при рассмотрении в направлении (S) потока расположено за первым передним отверстием (26) для выдувания воздуха и в передней простирающейся на величину от 3 до 15% хорды (КТ) тела области (10а) аэродинамического тела (К), и
что первое переднее отверстие (26) для выдувания воздуха расположено в передней простирающейся на величину от 0 до 3% хорды (КТ) тела области (10а) аэродинамического тела (К) и на самом переднем конце (К1) или верхней стороне аэродинамического тела (К).
5. Аэродинамическое тело (К) по п.1, отличающееся тем, что аэродинамическое тело является регулирующим щитком (К) и что выпускное отверстие (26) расположено в передней области (10а) регулирующего щитка, которая при положении регулирующего щитка (К) в 60° ±8° или при полностью выпущенном положении регулирующего щитка (К) при рассмотрении в направлении (FD-H) толщины основного крыла (1) расположена под задней верхней кромкой (3) основного крыла (1) и которая простирается от места, которое расположено точно под задней верхней кромкой (3) основного крыла (1), в двух взаимно противоположных направлениях направления потока на 3% хорды (КТ) щитка.
6. Аэродинамическое тело (К) по п.1, отличающееся тем, что регулирующий щиток (К) при рассмотрении по хорде (КТ) щитка имеет линию (KL) контура передней области (10а) регулирующего щитка (К), которая непрерывно изменяется с возрастанием вдоль верхней стороны (11) при рассмотрении в направлении (S) потока или направлении (КТ) хорды щитка от радиуса кривизны, который имеет величину 3% хорды профиля (Р-К) регулирующего щитка (К), до радиуса кривизны, который имеет величину 12% хорды (Р-К) профиля регулирующего щитка (К), при этом хорда (Р-К) профиля является соответственно определяющей в том месте в направлении (SW-K) размаха регулирующего щитка (К), в котором расположено по меньшей мере одно из обоих выпускных отверстий (21, 26).
7. Аэродинамическое тело (К) по п.1, отличающееся тем, что аэродинамическое тело является основным крылом (1) самолета.
8. Аэродинамическое тело (К) по п.1, отличающееся тем, что аэродинамическое тело (К) является закрылком для обеспечения большой подъемной силы, который может быть отрегулирован относительно основного крыла.
9. Руль (К) направления самолета, который имеет первую боковую поверхность и вторую боковую поверхность, которые соответственно проходят вдоль направления (КТ) хорды щитка и которые согласно назначению обтекаются в направлении (S) потока,
отличающийся тем, что
на руле (К) направления на каждой из расположенных противоположно друг другу боковых поверхностей расположено по меньшей мере одно отверстие для выдувания воздуха и по меньшей мере одно соединенное посредством по меньшей мере одного воздуховода (30, 31, 32, 33, 34, 35, 36) с отверстием для выдувания воздуха отверстие для впуска воздуха, при этом с воздуховодом (30, 31, 32, 33, 34, 35, 36) интегрирован привод (40, 41, 42) нагнетания потока для оказания влияния на поток внутри воздуховода (30, 31, 32, 33, 34, 35, 36), и что на боковых поверхностях руля (К) направления при рассмотрении в направлении (КТ) хорды щитка предусмотрены следующие отверстия:
- по меньшей мере одно отверстие для выдувания воздуха при рассмотрении в направлении потока в передней и простирающейся на величину до 15% хорды (КТ) щитка области (10а) руля (К) направления и
- по меньшей мере одно отверстие (23) для впуска воздуха, которое расположено при рассмотрении в направлении потока в задней простирающейся на величину от 30 до 90% хорды (КТ) щитка области (10b) и/или в простирающейся на величину от 90 до 100% хорды (КТ) щитка области (10с) задней кромки руля (К) направления.
10. Структура регулирующего щитка (К) с устройством для оказания влияния на поток на нем, отличающаяся тем, что устройство для оказания влияния на поток имеет:
- по меньшей мере на одном выдувном отверстии на регулирующем щитке (К) и/или по меньшей мере на одном впускном отверстии регулирующего щитка (К) соответственно одно устройство (80) для изменения отверстия для открывания и закрывания по меньшей мере одного выдувного отверстия и/или по меньшей мере одного впускного отверстия с механикой (83) изменения отверстия и соединенное с ней исполнительное устройство (81) для приведения в действие соответствующей механики (83) изменения отверстия,
- управляющее устройство (50) для управления исполнительным устройством (81) соответствующего устройства (80) для изменения отверстия функционально связано с устройством для изменения положения регулирующего щитка и от него в качестве входного параметра получает состояние, в котором находится регулирующий щиток (К), при этом управляющее устройство (50) имеет функционально связанную с соответствующим исполнительным устройством (81) управляющую функцию для формирования командного сигнала для управления исполнительным устройством (81), которая из состояния, в котором находится регулирующий щиток (К), формирует и передает на исполнительное устройство (81) соответствующий сигнал для открывания и закрывания по меньшей мере одного выдувного отверстия и/или по меньшей мере одного выпускного отверстия.
11. Структура регулирующего щитка (К) с устройством для оказания влияния на поток на нем по п.10, отличающаяся тем, что устройство для оказания влияния на поток имеет:
- привод (40, 41, 42) нагнетания потока для оказания влияния на поток внутри воздуховода (30, 31, 32, 33, 34, 35, 36), который находится в соединении по меньшей мере с одним выдувным отверстием на регулирующем щитке (К) и по меньшей мере с одним впускным отверстием на регулирующем щитке (К),
- сенсорное устройство (70) по меньшей мере с одним расположенным на верхней стороне (11) регулирующего щитка (К) датчиком (71) для регистрации фактических параметров потока на верхней стороне (11) регулирующего щитка (К),
- регулировочное устройство (60) с регулировочной функцией для регулирования заданного параметра потока регулирующего щитка (К), которое функционально связано с сенсорным устройством (70) для приема фактических параметров потока, с устройством для изменения положения регулирующего щитка для приема параметра для состояния, в котором находится регулирующий щиток (К), и с приводом (40, 41, 42) нагнетания потока для формирования управляющего сигнала для управления производительностью привода (40, 41, 42) нагнетания потока.
12. Структура регулирующего щитка (К) с устройством для оказания влияния на поток на нем, отличающаяся тем, что регулирующий щиток (К) выполнен по п.10 и что устройство для оказания влияния на поток имеет:
- по меньшей мере на одном выдувном отверстии на регулирующем щитке (К) и по меньшей мере на одном впускном отверстии регулирующего щитка (К) соответственно устройство (80) для изменения отверстия для открывания и закрывания по меньшей мере одного выдувного отверстия и/или по меньшей мере одного впускного отверстия с механикой (83) изменения отверстия и соединенное с ней исполнительное устройство (81) для приведения в действие соответствующей механики (83) изменения отверстия,
- сенсорное устройство (70) по меньшей мере с одним расположенным на верхней стороне (11) регулирующего щитка (К) датчиком (71) для регистрации фактических параметров потока на верхней стороне (11) регулирующего щитка (К),
- регулировочное устройство (60) с регулировочной функцией для регулирования заданного параметра потока регулирующего щитка (К), которое функционально связано с: сенсорным устройством (70) для приема фактических параметров потока от сенсорного устройства (70), устройством для изменения положения регулирующего щитка для приема параметра для состояния, в котором находится регулирующий щиток (К), от устройства для изменения положения регулирующего щитка, и по меньшей мере одним исполнительным устройством (81) для формирования командного сигнала регулировочным устройством и для передачи командного сигнала на исполнительное устройство (81) для установки открытого и закрытого положения соответствующего устройства (80) для изменения отверстия.
13. Структура основного крыла и структуры регулирующего щитка (К) с устройством для оказания влияния на поток на нем по п.10, отличающаяся тем, что основное крыло (1) имеет канал (37), который проходит от расположенного на стороне (1b) давления основного крыла (1) впускного отверстия (28) к расположенному на задней обращенной к регулирующему закрылку (К) поверхности (1с) основного крыла (1) отверстию (27) для выдувания воздуха, так что возникающий между выдувным отверстием (28) и отверстием (27) для выдувания воздуха воздушный поток (28) оказывает влияние на поток в щели (G) между основным крылом (1) и регулирующим щитком (К).
14. Структура основного крыла и структуры регулирующего щитка (К) с устройством для оказания влияния на поток на нем по п.13, отличающаяся тем, что
- в расположенном в основном крыле (1) канале (37) установлен управляемый управляющим устройством (50) привод (47) нагнетания потока, с помощью которого может быть оказано влияние на поток в канале (37) и в щели (G) между основным крылом (1) и регулирующим щитком (К) и который управляется управляющим устройством (50), и/или
- на выдувном отверстии (28) основного крыла (1) расположено управляемое управляющим устройством (50) устройство (80) для изменения отверстия для открывания и закрывания выдувного отверстия для того, чтобы оказывать влияние на поток в канале (37) и в щели (G) между основным крылом (1) и регулирующим щитком (К).
15. Самолет с аэродинамическим телом и выполненным с возможностью перемещения на нем регулирующим щитком с управляющим устройством с функцией управления щитком для установки регулирующих щитков (К),
при этом регулирующие щитки (К) имеют соответственно первую боковую поверхность и вторую боковую поверхность, которые соответственно проходят вдоль направления (КТ) хорды щитков и которые согласно назначению обтекаются в направлении (S) потока, при этом первая боковая поверхность регулирующего щитка согласно назначению является проходящей вдоль стороны разрежения верхней стороной (11) и при этом вторая сторона является проходящей вдоль стороны (В) давления регулирующего щитка (К) нижней стороной (12), при этом на регулирующих щитках (К) расположено соответственно по меньшей мере одно отверстие для выдувания воздуха и по меньшей мере одно посредством по меньшей мере одного воздуховода (30, 31, 32, 33, 34, 35, 36) находящееся в соединении с отверстием для выдувания воздуха отверстие для впуска воздуха,
отличающийся тем, что
- с воздуховодом (30, 31, 32, 33, 34, 35, 36) интегрирован привод (40, 41, 42) нагнетания потока для оказания влияния на поток внутри воздуховода (30, 31, 32, 33, 34, 35, 36) и
- на основе управляющих команд управляющее устройство формирует управляющие команды для установки состояния, в котором должны находиться регулирующие щитки (К), и управляющие команды на привод (40, 41, 42) нагнетания потока для установки производительности привода (40, 41, 42) нагнетания потока и передает на них.
16. Самолет по п.15, отличающийся тем, что регулирующий щиток (К) имеет первое переднее отверстие (26) для выдувания воздуха и по меньшей мере одно второе заднее отверстие (21) для выдувания воздуха, при этом второе заднее отверстие (21) для выдувания воздуха при рассмотрении в направлении (S) потока расположено за первым передним отверстием (26) для выдувания воздуха и в передней, простирающейся на величину от 3 до 15% хорды (КТ) щитка области (10а) регулирующего щитка (К).
17. Самолет по п.15, отличающийся тем, что
- на первом выдувном отверстии (26) и по меньшей мере на одном втором выдувном отверстии (21) регулирующего щитка (К) расположено устройство (80) для изменения отверстия для открывания и закрывания соответствующего выдувного отверстия,
- управляющее устройство (50) находится в функциональной связи с устройствами (80) для изменения отверстия для управления соответствующим устройством (80) для изменения отверстия и от него в качестве входного параметра получает состояние, в котором находится регулирующий щиток (К), и которое имеет находящуюся в функциональной связи с соответствующим исполнительным устройством (81) управляющую функцию для формирования командного сигнала для управления исполнительным устройством (81), которая из состояния, в котором находится регулирующий щиток (К), формирует соответствующий сигнал для открывания и закрывания по меньшей мере одного выдувного отверстия и/или по меньшей мере одного выпускного отверстия и передает на исполнительное устройство (81).
18. Самолет по п.15, отличающийся тем, что управляющее устройство (50) для установки состояния, в котором должны находиться регулирующие щитки (К), на основе управляющих команд при выдаче команд состояний, в которых должны находиться регулирующие щитки (К), устанавливает производительность привода (40, 41, 42) нагнетания потока и состояние соотнесенных с отверстиями (21, 26) для выдувания воздуха устройств (80) для изменения отверстия,
- при этом при выдаче команды первого перестановочного диапазона регулирующих щитков (К) для первого переднего отверстия (26) для выдувания воздуха посредством управления соотнесенным с ним устройством (80) для изменения отверстия предусмотрено закрытое состояние, а
- при выдаче команды второго перестановочного диапазона регулирующих щитков (К) для первого переднего отверстия (26) для выдувания воздуха посредством управления соотнесенным с ним устройством (80) для изменения отверстия предусмотрено открытое состояние.
19. Самолет по п.15, отличающийся тем, что на боковых поверхностях регулирующего щитка (К) при рассмотрении в направлении (КТ) хорды щитка предусмотрены следующие отверстия:
- по меньшей мере одно отверстие для выдувания воздуха расположено при рассмотрении в направлении потока в передней и простирающейся на величину до 15% хорды (КТ) щитка области (10а) регулирующего щитка (К) и
- по меньшей мере одно отверстие (23, 24, 25) для впуска воздуха, которое расположено на верхней стороне регулирующего щитка и при рассмотрении в направлении потока в задней, простирающейся на величину от 30 до 90% хорды (КТ) щитка области (10b) регулирующего щитка (К) и/или на верхней стороне регулирующего щитка в простирающейся на величину от 90 до 100% хорды (КТ) щитка области (10с) задней кромки и/или на нижней стороне регулирующего щитка в простирающейся на величину от 90 до 100% хорды (КТ) щитка области (10с) задней кромки регулирующего щитка.
20. Самолет по п.15, отличающийся тем, что управляющее устройство с функцией управления щитками для установки регулирующих щитков (К) имеет управляющее устройство (50) для управления приводом (40, 41, 42) нагнетания потока.
RU2011135407/11A 2009-01-26 2010-01-26 Закрылок для обеспечения большой подъемной силы, структура закрылка для обеспечения большой подъемной силы с устройством для оказания влияния на поток на нем, а также самолет с таким устройством RU2011135407A (ru)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14719609P 2009-01-26 2009-01-26
DE102009006145.2 2009-01-26
DE102009006145A DE102009006145A1 (de) 2009-01-26 2009-01-26 Hochauftriebsklappe, Anordnung einer Hochauftriebsklappe mit einer Vorrichtung zur Strömungsbeeinflussung an derselben sowie Flugzeug mit einer derartigen Anordnung
US61/147,196 2009-01-26
PCT/EP2010/000447 WO2010084025A2 (de) 2009-01-26 2010-01-26 Hochauftriebsklappe, anordnung einer hochauftriebsklappe mit einer vorrichtung zur strömungsbeeinflussung an derselben sowie flugzeug mit einer derartigen anordnung

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2011135407A true RU2011135407A (ru) 2013-03-10

Family

ID=42317311

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011135407/11A RU2011135407A (ru) 2009-01-26 2010-01-26 Закрылок для обеспечения большой подъемной силы, структура закрылка для обеспечения большой подъемной силы с устройством для оказания влияния на поток на нем, а также самолет с таким устройством

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10173768B2 (ru)
EP (1) EP2389313B1 (ru)
CN (1) CN102438897B (ru)
DE (1) DE102009006145A1 (ru)
RU (1) RU2011135407A (ru)
WO (1) WO2010084025A2 (ru)

Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009006145A1 (de) 2009-01-26 2010-08-12 Airbus Deutschland Gmbh Hochauftriebsklappe, Anordnung einer Hochauftriebsklappe mit einer Vorrichtung zur Strömungsbeeinflussung an derselben sowie Flugzeug mit einer derartigen Anordnung
CN101602404B (zh) * 2009-07-03 2013-12-25 朱晓义 一种新型结构的飞行器
DE102009060325A1 (de) * 2009-12-23 2011-06-30 Airbus Operations GmbH, 21129 Hochauftriebssystem für ein Flugzeug
DE102009060326A1 (de) 2009-12-23 2011-06-30 Airbus Operations GmbH, 21129 Hochauftriebssystem für ein Flugzeug
DE102010010577A1 (de) 2010-03-08 2011-09-08 Airbus Operations Gmbh Hochauftriebssystem für ein Flugzeug
US10556670B2 (en) 2010-08-15 2020-02-11 The Boeing Company Laminar flow panel
US8783624B2 (en) * 2010-08-15 2014-07-22 The Boeing Company Laminar flow panel
US10928839B2 (en) * 2013-02-06 2021-02-23 Georgia Tech Research Corporation System and method for distributed active fluidic bleed control
CN103879550A (zh) * 2014-01-16 2014-06-25 李竟儒 一种在飞机机翼下设置有举力装置的飞机
CN104386236A (zh) 2014-11-17 2015-03-04 朱晓义 具有更大升力的飞行器
CN104608919A (zh) * 2015-02-16 2015-05-13 西北工业大学 一种有引流槽的前缘缝翼及引流槽的设计方法
US10005544B2 (en) * 2015-04-18 2018-06-26 The Boeing Company System and method for enhancing the high-lift performance of an aircraft
GB2540953A (en) * 2015-07-31 2017-02-08 Airbus Operations Ltd A control surface for an aircraft
US10106246B2 (en) * 2016-06-10 2018-10-23 Coflow Jet, LLC Fluid systems that include a co-flow jet
US10315754B2 (en) 2016-06-10 2019-06-11 Coflow Jet, LLC Fluid systems that include a co-flow jet
EP3290333A1 (de) * 2016-09-05 2018-03-07 Airbus Defence and Space GmbH Fluidaktuator mit strahlvektorkontrolle und strömungskörper
US9815545B1 (en) * 2017-02-28 2017-11-14 Steering Financial Ltd. Aerodynamic lifting system
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
US10683076B2 (en) * 2017-10-31 2020-06-16 Coflow Jet, LLC Fluid systems that include a co-flow jet
US11293293B2 (en) 2018-01-22 2022-04-05 Coflow Jet, LLC Turbomachines that include a casing treatment
US11111025B2 (en) 2018-06-22 2021-09-07 Coflow Jet, LLC Fluid systems that prevent the formation of ice
US11192637B2 (en) * 2018-10-12 2021-12-07 Aurora Flight Sciences Corporation Boundary layer control system and device
JP7206129B2 (ja) * 2019-02-26 2023-01-17 三菱重工業株式会社 翼及びこれを備えた機械
US11920617B2 (en) 2019-07-23 2024-03-05 Coflow Jet, LLC Fluid systems and methods that address flow separation
JP7346165B2 (ja) 2019-08-29 2023-09-19 三菱重工業株式会社 クロスフローファン、これを備えた揚力発生装置およびこれを備えた航空機
CN111017198B (zh) * 2019-12-24 2023-05-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种用于高空飞行飞机机翼混合层流流动控制的吊舱
WO2021183768A1 (en) * 2020-03-11 2021-09-16 Triton Systems, Inc. Methods of use of flow sensors on aerial vehicles and devices thereof
CN112977803B (zh) * 2021-03-12 2023-02-10 南京航空航天大学 吹吸协同高升力增强的变形襟翼
CN113479318B (zh) * 2021-07-02 2023-10-31 北京航空航天大学 一种具有气流控制增升的运动机翼飞行器
US20230075112A1 (en) * 2021-07-02 2023-03-09 Coflow Jet, LLC Deflected Slip Stream Wing System with Coflow Jet Flow Control
CN115571329B (zh) * 2022-12-09 2023-03-21 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 翼型结构及其流动控制方法、飞行器和流动控制试验模型

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE584585C (de) 1929-07-28 1933-09-21 Kaeser Ernst Einrichtung zur Erhoehung des Quertriebes von sich relativ zu dem umgebenden Medium bewegenden Koerpern, wie Flugzeugtragfluegeln u. dgl.
US2427972A (en) * 1944-02-01 1947-09-23 Frederick C Melchior Self-energizing airfoil
DE1147850B (de) 1956-05-31 1963-04-25 United Aircraft Corp Flugzeugtragfluegel mit niedrigem Seitenverhaeltnis
DE1165419B (de) 1960-07-29 1964-03-12 Ryan Aeronautical Co Flugzeugfluegel mit Schlitzen zum Absaugen und Abblasen der Grenzschicht
US3949956A (en) * 1973-07-09 1976-04-13 Alvarez Calderon Alberto Parametrically shaped leading edge flaps
DE4207103C1 (ru) 1992-03-06 1993-09-16 Deutsche Aerospace Airbus Gmbh, 21129 Hamburg, De
US5366177A (en) 1992-10-05 1994-11-22 Rockwell International Corporation Laminar flow control apparatus for aerodynamic surfaces
US5687934A (en) * 1995-08-04 1997-11-18 Owens; Phillip R. V/STOL aircraft and method
EP0785125B1 (de) 1996-01-18 2001-05-23 Günter Dr.-Ing. Schröder Vorrichtung zur externen Sicherung gegen Verdrehung, zur Ausfahrbegrenzung und zur Diebstahlsicherung einer hydraulisch positionierbaren Sattelstütze
US6622973B2 (en) * 2000-05-05 2003-09-23 King Fahd University Of Petroleum And Minerals Movable surface plane
US20030150962A1 (en) * 2002-02-12 2003-08-14 Bela Orban Method for controlling and delaying the separation of flow from a solid surface by suction coupling (controlling separation by suction coupling, CSSC)
US7255309B2 (en) * 2004-07-14 2007-08-14 The Boeing Company Vernier active flow control effector
US8485476B2 (en) * 2004-08-20 2013-07-16 University Of Miami Discrete co-flow jet (DCFJ) airfoil
EP1778539A2 (en) * 2004-08-20 2007-05-02 University of Miami High performance airfoil with co-flow jet flow control
US20060102801A1 (en) 2004-11-01 2006-05-18 The Boeing Company High-lift distributed active flow control system and method
GB0514338D0 (en) * 2005-07-13 2005-08-17 Univ City Control of fluid flow separation
US7635107B2 (en) * 2005-08-09 2009-12-22 The Boeing Company System for aerodynamic flows and associated method
US8033510B2 (en) * 2005-08-09 2011-10-11 The Boeing Company Lift augmentation system and associated method
DE602006008351D1 (de) 2005-12-20 2009-09-17 Univ Northwest Steuerung der grenzschicht eines flügels
US7708229B1 (en) * 2006-03-22 2010-05-04 West Virginia University Circulation controlled airfoil
DE102006028167A1 (de) 2006-06-16 2007-12-20 Daubner & Stommel Gbr Bau-Werk-Planung Verfahren zum Betreiben einer zumindest einen fluiddynamischen Auftriebskörper aufweisenden Vorrichtung, insbesondere einer Windenergieanlage
US7866609B2 (en) * 2007-06-15 2011-01-11 The Boeing Company Passive removal of suction air for laminar flow control, and associated systems and methods
DE102009006145A1 (de) 2009-01-26 2010-08-12 Airbus Deutschland Gmbh Hochauftriebsklappe, Anordnung einer Hochauftriebsklappe mit einer Vorrichtung zur Strömungsbeeinflussung an derselben sowie Flugzeug mit einer derartigen Anordnung
US8651813B2 (en) * 2009-05-29 2014-02-18 Donald James Long Fluid dynamic body having escapelet openings for reducing induced and interference drag, and energizing stagnant flow

Also Published As

Publication number Publication date
CN102438897B (zh) 2015-12-02
EP2389313B1 (de) 2013-12-25
WO2010084025A3 (de) 2011-12-08
CN102438897A (zh) 2012-05-02
WO2010084025A2 (de) 2010-07-29
DE102009006145A1 (de) 2010-08-12
US10173768B2 (en) 2019-01-08
EP2389313A2 (de) 2011-11-30
US20120043428A1 (en) 2012-02-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2011135407A (ru) Закрылок для обеспечения большой подъемной силы, структура закрылка для обеспечения большой подъемной силы с устройством для оказания влияния на поток на нем, а также самолет с таким устройством
CN102341305B (zh) 飞机的机翼以及具有用于影响流动的装置的机翼组件
RU2010129552A (ru) Система обеспечения большой подъемной силы для самолета с основным крылом и переустанавливаемым предкрылком
US8251317B2 (en) System and method for varying the porosity of an aerodynamic surface
US7143983B2 (en) Passive jet spoiler for yaw control of an aircraft
JP2011506189A5 (ru)
RU2013122394A (ru) Приводимый в действие поворотом элерон, установленный с зазором и создающий большую подъемную силу
WO2011110327A3 (en) A high lift system for an aircraft
US20130277502A1 (en) Flow body having a leading edge, a surface and an active flow control system and vehicle comprising at least one such flow body and an air source
WO2011076428A3 (en) A high lift system for an aircraft
RU2009126419A (ru) Крыло для летательного аппарата
CN103939626A (zh) 双闸门风扇空气调节阀
CN104729825A (zh) 一种辅助控制高速风洞亚跨声速流场的喷流系统
US8690107B2 (en) High-lift system for an aircraft
CN102303703A (zh) 飞行器前体非对称涡控制装置及控制方法
US12005759B2 (en) Mesh type air vent apparatus for vehicle
CN105620755B (zh) 一种基于naca进气口的空气流量调节装置
US20170036755A1 (en) Gust Alleviator
CN202244076U (zh) 飞行器前体非对称涡控制装置
CN101818703A (zh) 垂直起降飞机的前低压风扇输出矢量可变的涡轮风扇发动机
KR20050068070A (ko) 자동차의 가변익 구조를 갖는 쓰로틀 밸브
UA94179U (ru) Вихревой предкрылок
JPH04201694A (ja) 航空機のスパンワイズブローイング装置

Legal Events

Date Code Title Description
FA92 Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted)

Effective date: 20140328