RU2011140059A - Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток - Google Patents

Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток Download PDF

Info

Publication number
RU2011140059A
RU2011140059A RU2011140059/11A RU2011140059A RU2011140059A RU 2011140059 A RU2011140059 A RU 2011140059A RU 2011140059/11 A RU2011140059/11 A RU 2011140059/11A RU 2011140059 A RU2011140059 A RU 2011140059A RU 2011140059 A RU2011140059 A RU 2011140059A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
main wing
spoiler
flow
span
Prior art date
Application number
RU2011140059/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2488521C2 (ru
Inventor
Юрген ФРЕЙ
Буркхард ГЁЛЛИНГ
Хайнц ХАНЗЕН
Файт ХИЛЬДЕБРАНД
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 RU2011140059A publication Critical patent/RU2011140059A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2488521C2 publication Critical patent/RU2488521C2/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
    • 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
    • B64C21/04—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for blowing
    • 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
    • B64C21/06—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for 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
    • 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
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency
    • 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
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)

Abstract

1. Крыло (Т) самолета с верхней стороной (1) и нижней стороной (2), имеющее: основное крыло (10), которое имеет расположенную на верхней стороне верхнюю поверхность (10а) и расположенную на нижней стороне нижнюю поверхность (10b), которые соответственно проходят вдоль направления (НТ) хорды основного крыла, по меньшей мере один присоединенный к основному крылу (10) с возможностью перемещения между убранным и выпущенным положением закрылок (20) для обеспечения большой подъемной силы, и по меньшей мере один присоединенный к основному крылу (10) с возможностью поворота и выступающий за его заднюю кромку (5) спойлер (30), отличающееся тем, что- основное крыло (10) имеет множество выдувных отверстий (11), несколько из которых расположены рядом друг с другом вдоль направления (HS) размаха основного крыла, и которые посредством воздуховода (13) находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством (P2) расположенного на основном крыле (10) или на спойлере (30) устройства (Р) привода нагнетания потока,- спойлер (30) имеет множество впускных отверстий (31) для впуска воздуха, которые расположены рядом друг с другом в направлении (SpS) размаха спойлера, и которые соответственно посредством воздуховода (40, 50) находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством (Р1) устройства (Р) привода нагнетания потока,- устройство (Р) привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулировки устройства (Р) привода нагнетания потока.2. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что множество выдувных отверстий (11) основного крыла (10) расположены рядом друг с другом вдоль направления (HS) размаха основного крыла и в направле

Claims (13)

1. Крыло (Т) самолета с верхней стороной (1) и нижней стороной (2), имеющее: основное крыло (10), которое имеет расположенную на верхней стороне верхнюю поверхность (10а) и расположенную на нижней стороне нижнюю поверхность (10b), которые соответственно проходят вдоль направления (НТ) хорды основного крыла, по меньшей мере один присоединенный к основному крылу (10) с возможностью перемещения между убранным и выпущенным положением закрылок (20) для обеспечения большой подъемной силы, и по меньшей мере один присоединенный к основному крылу (10) с возможностью поворота и выступающий за его заднюю кромку (5) спойлер (30), отличающееся тем, что
- основное крыло (10) имеет множество выдувных отверстий (11), несколько из которых расположены рядом друг с другом вдоль направления (HS) размаха основного крыла, и которые посредством воздуховода (13) находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством (P2) расположенного на основном крыле (10) или на спойлере (30) устройства (Р) привода нагнетания потока,
- спойлер (30) имеет множество впускных отверстий (31) для впуска воздуха, которые расположены рядом друг с другом в направлении (SpS) размаха спойлера, и которые соответственно посредством воздуховода (40, 50) находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством (Р1) устройства (Р) привода нагнетания потока,
- устройство (Р) привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулировки устройства (Р) привода нагнетания потока.
2. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что множество выдувных отверстий (11) основного крыла (10) расположены рядом друг с другом вдоль направления (HS) размаха основного крыла и в направлении хорды (НТ) основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды крыла всего крыла (Т) при убранном закрылке (10) для обеспечения большой подъемной силы при рассмотрении от конца всего крыла (Т), и которые посредством воздуховода (13) находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством (P2) расположенного на основном крыле (10) или на спойлере (30) устройства (Р) привода нагнетания потока.
3. Крыло по п.1, отличающееся тем, что множество впускных отверстий (31) спойлера (30) для впуска воздуха расположены в направлении (SpS) размаха спойлера рядом друг с другом и в направлении хорды (SpT) спойлера в диапазоне от 70% до 100% хорды спойлера при рассмотрении от переднего конца спойлера (30).
4. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что крыло имеет предкрылок (40) и что множество выдувных отверстий расположены в направлении (НТ) хорды основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды крыла крыла при убранном предкрылке (40) и при убранном закрылке (10) для обеспечения большой подъемной силы при рассмотрении от конца всего крыла,
при этом, прежде всего, в месте направления (HS) размаха основного крыла и при рассмотрении в направлении (НТ) хорды основного крыла основного крыла (10) друг за другом расположены несколько выдувных отверстий (11), и
при этом, прежде всего, расположенные рядом друг с другом в направлении (HS) размаха основного крыла выдувные отверстия (11) при рассмотрении в направлении (НТ) хорды основного крыла основного крыла (10) расположены со смещением относительно друг друга на верхней стороне (10а) основного крыла (10).
5. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что выдувные отверстия (11) расположены таким образом, что угол (α) между направлением выхода (11а) воздуховода (13) на каждом выдувном отверстии (11) и плоскостной протяженностью верхней поверхности (10а) в этом месте составляет от 0 градусов до 60 градусов, так что происходит тангенциальное в предварительно заданных пределах выдувание (S1) воздуха через выдувные отверстия (11).
6. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что выдувные отверстия (11) на основном крыле (10) выполнены в виде шлицев (17), и длина (L10) по меньшей мере части выдувных отверстий при рассмотрении в направлении (HS) размаха основного крыла составляет от 1% до 50% хорды (HLT) основного крыла в месте соответствующего шлица по размаху,
при этом, прежде всего, ширина (B10) шлицев составляет от одной сотой до одной десятой длины (L10) шлицев.
7. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что впускные отверстия (31) на спойлере (30) выполнены в виде шлицев (37), и длина (L37) по меньшей мере части впускных отверстий при рассмотрении в направлении (SpS) размаха спойлера составляет длину от 1/10 до ¼ хорды (SpLT) спойлера спойлера (30) в этом месте,
при этом, прежде всего, ширина (B37) шлицев составляет от 0,1-кратной до 0,5-кратной длины (L37) шлицев.
8. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что основное крыло (10) имеет по меньшей мере на части выдувных отверстий (11) основного крыла (10) соответственно устройство (40) для изменения отверстия для открывания и закрывания соответствующего выдувного отверстия с механикой изменения отверстия и подсоединенный к ней исполнительный орган для приведения в действие соответствующей механики изменения отверстия,
при этом, прежде всего, устройство (40) для изменения отверстия имеет шибер, который на основе приведения в действие исполнительным органом частично или полностью открывает или закрывает соответствующее выдувное отверстие (11), и
при этом, прежде всего, исполнительный орган на основе управляющего сигнала периодически открывает и закрывает шибер и, тем самым, выдувное отверстие (11) для того, чтобы осуществлять импульсное выдувание воздуха через выдувное отверстие (11).
9. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что по меньшей мере на части выдувных отверстий (11) основного крыла (10) расположен соответственно исполнительный орган-генератор импульсов, который в ответ на соответствующий входной сигнал осуществляет импульсное выдувание воздуха,
при этом, прежде всего, исполнительный орган-генератор импульсов является пьезоэлектрическим исполнительным органом.
10. Крыло (Т) по п.1, отличающееся тем, что по меньшей мере на части выдувных отверстий (11) основного крыла (10) расположено соответственно устройство (40) для изменения отверстия с исполнительным органом, с помощью которого может регулироваться ориентация соответствующего выдувного отверстия (11) относительно поверхности основного крыла (10),
при этом, прежде всего, угол для наклонного положения между средней линией площади поперечного сечения отверстия диафрагмы и направлением (HS) размаха основного крыла или касательной к краевой линии (19) в месте оси поворота диафрагмы по размаху может регулироваться от 20° до 80°.
11. Структура крыла (Т) с устройством для оказания влияния на поток, при этом крыло (Т) содержит:
- основное крыло (10) имеет множество выдувных отверстий (11), несколько из которых расположены рядом друг с другом вдоль направления (HS) размаха основного крыла, и которые посредством воздуховода (13) находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством (Р2) расположенного на основном крыле (10) или на спойлере (30) устройства (Р) привода нагнетания потока,
- спойлер (30) имеет множество впускных отверстий (31) для впуска воздуха, которые расположены рядом друг с другом в направлении (SpS) размаха спойлера, и которые соответственно посредством воздуховода (40, 50) находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством (Р1) устройства (Р) привода нагнетания потока,
- устройство (Р) привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулировки устройства (Р) привода нагнетания потока,
при этом устройство для оказания влияния на поток имеет функционально находящееся в связи с устройством (100) управления полетом управляющее устройство (101) для управления производительностью привода (Р) нагнетания потока и/или функционально находящееся в связи с устройством (100) управления полетом управляющее устройство (101) для управления устройством (40) для изменения отверстия для открывания и закрывания соответствующего выдувного отверстия,
при этом управляющее устройство (101) имеет управляющую функцию, которая от устройства (100) управления полетом в качестве входного параметра получает регулируемое состояние спойлера (30) и/или регулируемое состояние закрылка (20) для обеспечения большой подъемной силы и на основе этих регулируемых состояний формирует в каждом случае соответствующий управляющий сигнал для управления приводом (Р) нагнетания потока и для управления производительностью привода (Р) нагнетания потока посылает на него указанный сигнал.
12. Структура крыла (Т) с устройством для оказания влияния на поток по п.11, отличающаяся тем, что:
- устройство для оказания влияния на поток имеет расположенное на основном крыле, и/или на спойлере, и/или на закрылке для обеспечения большой подъемной силы сенсорное устройство с датчиком для регистрации состояния потока на верхней стороне (30a) спойлера (30) и/или прилегающего к верхней стороне (20а) закрылка (20) для обеспечения большой подъемной силы или сорванного потока, которое функционально связано с управляющим устройством (101), и
- управляющая функция имеет регулировочную функцию для регулировки предварительно заданной величины потока регулируемого закрылка, которая функционально находится в связи с сенсорным устройством для приема фактических величин потока, с устройством для изменения положения регулируемых закрылков для приема величины для регулируемого состояния закрылка, и с приводом (Р) нагнетания потока и/или устройством (40) для изменения отверстия для передачи управляющего сигнала для регулировки производительности привода (Р) нагнетания потока и/или устройства (40) для изменения отверстия.
13. Структура крыла (Т) с устройством для оказания влияния на поток по п.12, отличающаяся тем, что сенсорное устройство расположено в диапазоне от 40% до 90% общей хорды основного крыла основного крыла (10) и/или в диапазоне от 40% до 90% общей хорды спойлера спойлера (30) и/или в диапазоне от 40% до 90% общей хорды закрылка закрылка для обеспечения большой подъемной силы,
при этом, прежде всего, датчик является проволочным расходомером воздуха для регистрации градиента скорости, и что управляющая функция имеет функцию пересчета градиента скорости в напряжение сдвига на стенке, и определение управляющих сигналов происходит на основе определенного напряжения сдвига на стенке, и/или
при этом, прежде всего, датчик является пьезоэлектрическим датчиком напряжения сдвига на стенке для регистрации напряжения сдвига на стенке.
RU2011140059/11A 2009-03-04 2010-03-04 Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток RU2488521C2 (ru)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15738409P 2009-03-04 2009-03-04
DE102009011662A DE102009011662A1 (de) 2009-03-04 2009-03-04 Tragflügel eines Flugzeugs sowie Anordnung eines Tragflügels mit einer Vorrichtung zur Strömungsbeeinflussung
US61/157,384 2009-03-04
DE102009011662.1 2009-03-04
PCT/EP2010/001364 WO2010099967A1 (de) 2009-03-04 2010-03-04 Tragflügel eines flugzeugs sowie anordnung eines tragflügels mit einer vorrichtung zur strömungsbeeinflussung

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011140059A true RU2011140059A (ru) 2013-04-10
RU2488521C2 RU2488521C2 (ru) 2013-07-27

Family

ID=42538527

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011140059/11A RU2488521C2 (ru) 2009-03-04 2010-03-04 Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9079657B2 (ru)
EP (1) EP2403758B1 (ru)
CN (1) CN102341305B (ru)
BR (1) BRPI1010248A2 (ru)
CA (1) CA2754339A1 (ru)
DE (1) DE102009011662A1 (ru)
RU (1) RU2488521C2 (ru)
WO (1) WO2010099967A1 (ru)

Families Citing this family (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009011662A1 (de) 2009-03-04 2010-09-09 Airbus Deutschland Gmbh Tragflügel eines Flugzeugs sowie Anordnung eines Tragflügels mit einer Vorrichtung zur Strömungsbeeinflussung
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
EP2650213B1 (en) * 2012-04-12 2014-07-16 Airbus Operations GmbH 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
DE102012013328A1 (de) 2012-07-06 2014-04-03 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung zur Erzeugung von Fluidpulsen
DE102013226935A1 (de) 2013-12-20 2015-06-25 Airbus Operations Gmbh Strömungskörper, Tragfläche, Flugzeug und Verfahren zum Ausgleichen aerodynamischer Lasten
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
CN104210649A (zh) * 2014-07-09 2014-12-17 中国人民解放军国防科学技术大学 基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置
US10005544B2 (en) 2015-04-18 2018-06-26 The Boeing Company System and method for enhancing the high-lift performance of an aircraft
US10787245B2 (en) 2016-06-01 2020-09-29 The Boeing Company Distributed compressor for improved integration and performance of an active fluid flow control system
US10308350B2 (en) * 2016-08-11 2019-06-04 The Boeing Company Active flow control systems and methods for aircraft
US10526072B2 (en) * 2016-08-11 2020-01-07 The Boeing Company Active flow control systems and methods for aircraft
CN106364667A (zh) * 2016-09-28 2017-02-01 韩建刚 飞行器
CN110072773B (zh) * 2016-12-12 2022-10-21 庞巴迪公司 飞机缝翼
CN109592001A (zh) * 2017-09-30 2019-04-09 莫文彩 一种能制止强烈上升气流导致其机翼失速下坠的飞机
CN108100223A (zh) * 2017-11-29 2018-06-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种涡桨飞机
CN109850127A (zh) * 2017-11-30 2019-06-07 空中客车德国运营有限责任公司 用于提供所需的流体流的半有源系统
CN109614747B (zh) * 2018-12-28 2022-12-09 西北工业大学 大展弦比机翼中管道布局设计方法
JP7210324B2 (ja) * 2019-02-26 2023-01-23 三菱重工業株式会社 翼及びこれを備えた機械
CA3145745A1 (en) * 2019-07-01 2021-01-07 Chuanrui ZHANG Aerodynamic techniques and methods for quieter supersonic flight
WO2021257271A1 (en) * 2020-06-17 2021-12-23 Coflow Jet, LLC Fluid systems having a variable configuration
US11897597B2 (en) * 2020-07-20 2024-02-13 The Boeing Company Flap pressure shape biasing
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
CN113071667A (zh) * 2021-03-12 2021-07-06 南京航空航天大学 基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法
CN113753221B (zh) * 2021-09-21 2023-10-24 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种机翼增升系统
CN114408158B (zh) * 2022-03-03 2024-02-02 中国商用飞机有限责任公司 扰流装置及其操作方法
CN114684353B (zh) * 2022-06-02 2022-10-14 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种脉冲射流激励器、机翼和飞行器
EP4321430A1 (en) * 2022-08-09 2024-02-14 Pie Aeronefs SA Blower for high-lift air vehicles
CN115027663B (zh) * 2022-08-10 2022-11-22 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种通过射流实现的机翼融合控制方法

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU63905A1 (ru) * 1941-06-26 1943-11-30 Я.Г. Виленский Щелевое крыло дл летательных аппаратов
US2876966A (en) * 1955-07-25 1959-03-10 Woodrow L Cook Porous area-suction flap for aircraft
DE1165419B (de) 1960-07-29 1964-03-12 Ryan Aeronautical Co Flugzeugfluegel mit Schlitzen zum Absaugen und Abblasen der Grenzschicht
US3093349A (en) 1960-07-29 1963-06-11 Ryan Aeronautical Co Duct arrangement for aircraft boundary layer control
DE4207103C1 (ru) 1992-03-06 1993-09-16 Deutsche Aerospace Airbus Gmbh, 21129 Hamburg, De
US7255309B2 (en) * 2004-07-14 2007-08-14 The Boeing Company Vernier active flow control effector
US20060102801A1 (en) * 2004-11-01 2006-05-18 The Boeing Company High-lift distributed active flow control system and method
US7686256B2 (en) * 2005-04-04 2010-03-30 Lockheed Martin Corporation Conformal aero-adaptive nozzle/aftbody
US8033510B2 (en) * 2005-08-09 2011-10-11 The Boeing Company Lift augmentation system and associated method
US7635107B2 (en) * 2005-08-09 2009-12-22 The Boeing Company System for aerodynamic flows and associated method
DE102005045759A1 (de) * 2005-09-23 2007-04-12 Airbus Deutschland Gmbh Fortschrittlicheflügelhinterkante am Flügel eines Flugzeugs
DE602006008351D1 (de) 2005-12-20 2009-09-17 Univ Northwest Steuerung der grenzschicht eines flügels
ITTO20070468A1 (it) 2007-06-29 2008-12-30 Alenia Aeronautica Spa Metodo per incrementare la portanza di superfici aerodinamiche e per ridurre la resistenza all'avanzamento
DE102009011662A1 (de) 2009-03-04 2010-09-09 Airbus Deutschland Gmbh Tragflügel eines Flugzeugs sowie Anordnung eines Tragflügels mit einer Vorrichtung zur Strömungsbeeinflussung
DE102010010577A1 (de) * 2010-03-08 2011-09-08 Airbus Operations Gmbh Hochauftriebssystem für ein Flugzeug

Also Published As

Publication number Publication date
DE102009011662A1 (de) 2010-09-09
CN102341305A (zh) 2012-02-01
CN102341305B (zh) 2016-03-16
EP2403758A1 (de) 2012-01-11
BRPI1010248A2 (pt) 2016-03-22
RU2488521C2 (ru) 2013-07-27
CA2754339A1 (en) 2010-09-10
US20120001028A1 (en) 2012-01-05
WO2010099967A1 (de) 2010-09-10
EP2403758B1 (de) 2015-02-18
US9079657B2 (en) 2015-07-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2011140059A (ru) Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток
US10173768B2 (en) High-lift flap, arrangement of a high-lift flap together with a device for influencing the flow on the same and aircraft comprising said arrangement
JP2011522739A (ja) 空力学的渦を生成する装置、ならびに空力学的渦を生成する装置を備えた調整フラップおよび翼
US8827644B2 (en) Wind turbine rotor blade
US9239039B2 (en) Active circulation control of aerodynamic structures
US6123296A (en) Self-actuated flow control system
US7708229B1 (en) Circulation controlled airfoil
JP2010512274A5 (ru)
US20150151830A1 (en) Morphing wing for an aircraft
US8596584B2 (en) High-lift system for an aircraft with a main wing and an adjustable slat
CN102410136A (zh) 具有可促动式翼型通道的风力涡轮机转子叶片
WO2007021480A2 (en) System for aerodynamic flows and associated method
CN102781775B (zh) 一种飞机的高升力系统以及具有该高升力系统的飞机
US9908617B2 (en) Active flow control for transonic flight
CA2607358A1 (en) System for controlling flight direction
CA2677993A1 (en) Vertical axis windmill
ES2326203A1 (es) Pala de aerogenerador con alerones arqueables.
US10597142B2 (en) Active flow control devices for aircraft wings
JP2011506189A5 (ru)
ITMI20012170A1 (it) Configurazione velivolo a prestazioni aerodinamiche migliorate
EP2955105A1 (en) Autonomous active flow control system
US20110226890A1 (en) Aircraft with this VTOL technology can achieve VTOL even its thrust-to-weight ratio is smaller than 1
CN102781776A (zh) 飞机的高升力系统
WO2011026495A2 (en) Wind turbine rotor blade
RU2010145011A (ru) Обтекаемое тело и система обеспечения большой подъемной силы с таким обтекаемым телом

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170305