RU2377160C1 - Устройство для управления вихревой дорожкой, сформированной продолговатым элементом несущей поверхности летательного аппарата - Google Patents
Устройство для управления вихревой дорожкой, сформированной продолговатым элементом несущей поверхности летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2377160C1 RU2377160C1 RU2008117110/11A RU2008117110A RU2377160C1 RU 2377160 C1 RU2377160 C1 RU 2377160C1 RU 2008117110/11 A RU2008117110/11 A RU 2008117110/11A RU 2008117110 A RU2008117110 A RU 2008117110A RU 2377160 C1 RU2377160 C1 RU 2377160C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- lifting force
- control means
- elongated element
- forming
- surface forming
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
- B64C7/02—Nacelles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
- B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
-
- 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)
- Emergency Lowering Means (AREA)
- Toys (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Motorcycle And Bicycle Frame (AREA)
- Physical Or Chemical Processes And Apparatus (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к области авиации. Устройство для управления вихревой дорожкой содержит средство (8) управления, которое смонтировано на фиксирующем элементе (11) продолговатого элемента (5) и на несущей поверхности (4) таким образом, что его основание (12) приведено в соприкосновение с передней кромкой (6) его упомянутой несущей поверхности. Средство (8) управления имеет треугольную форму в плоскости, перпендикулярной его продольной оси, чьи две соседние стороны образуют боковые поверхности, соединенные одна с другой закругленной кромкой. Летательный аппарат содержит устройство для управления вихревой дорожкой. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического сопротивления. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к устройству для управления по меньшей мере одной вихревой дорожкой, образованной на стороне зоны разрежения формирующей подъемную силу поверхности летательного аппарата, упомянутую вихревую дорожку образует, по меньшей мере, один продолговатый элемент, который установлен под этой формирующей подъемную силу поверхностью.
Более конкретно, хотя и не исключительно, настоящее изобретение применяется к управлению потоками флюидов по стороне зоны разрежения крыльев самолета, которые оборудованы продолговатыми элементами, такими как реактивные двигатели, контейнеры дозаправки в воздухе или боевое снаряжение, например ракеты. Более конкретно, цель состоит в управлении вихревой дорожкой в положении самолета, близком к условиям сваливания, с тем чтобы улучшать максимальную подъемную силу, которую конструкция крыла самолета может создавать в присутствии одного или нескольких продолговатых элементов, таких как упомянутые выше.
Документы US-3744745 и US-4685643 раскрывают устройства управления турбулентным следом, которые предназначены для воздействия на вихревую дорожку, образованную на крыле самолета гондолой реактивного двигателя, установленного под этим крылом. Эти традиционные устройства управления содержат, по меньшей мере, одно средство управления, которое скомпоновано непосредственно на гондоле, на одной ее стороне. Это средство управления отдалено от передней кромки соответствующего крыла и расположено выше по потоку этой передней кромки. В дополнение, это традиционное средство управления имеет удлиненную форму, его продольная ось является по существу параллельной местному потоку флюида, а его находящийся выше по потоку конец является, возможно, заостренным.
Традиционное средство управления, такое как это, формирует дополнительное завихрение, предназначенное для управления вихревой дорожкой.
Это дополнительное завихрение поэтому должно перемещаться постольку, поскольку перемещается по протяженности крыла, если требуется, чтобы оно было способно воздействовать на упомянутую вихревую дорожку, которой необходимо управлять. В настоящее время, поскольку расстояние между этим средством управления и упомянутой вихревой дорожкой относительно велико, трудно найти надлежащее положение для упомянутого средства управления на гондоле, для того чтобы подводить дополнительное завихрение точно к вихревой дорожке. В дополнение траектория этого дополнительного завихрения обычно изменяется согласно скорости самолета и его угла атаки.
Отсюда, для того чтобы получать дополнительное завихрение большой мощности, которое способно воздействовать на упомянутую вихревую дорожку независимо от ситуации, средство управления, описанное в вышеупомянутых документах, имеет форму плоской пластины очень небольшой толщины. Известно, что средство управления, которое имеет очень заостренные кромки (как есть в случае с такой пластиной), формирует мощное дополнительное завихрение и, как правило, делает это независимо от угла атаки самолета. Вследствие последней характеристики традиционное средство управления, однако, имеет недостаток формирования также дополнительного завихрения при низких углах атаки самолета, особенно, в крейсерском полете, а это ведет, в частности, к нежелательному увеличению аэродинамического сопротивления во время этой фазы полета.
Как результат, традиционное устройство управления вышеупомянутого типа является не совсем удовлетворительным.
Настоящее изобретение относится к устройству управления на стороне зоны разрежения формирующей подъемную силу поверхности летательного аппарата для управления, по меньшей мере, одной вихревой дорожкой, образованной, по меньшей мере, одним продолговатым элементом, который установлен под этой формирующей подъемную силу поверхностью, частично выступающим за переднюю кромку упомянутой формирующей подъемную силу поверхности (более точно, крыла самолета) в направлении против потока, каковое устройство устраняет вышеупомянутые недостатки.
Для достижения этого результата согласно изобретению упомянутое устройство типа, содержащего, по меньшей мере, одно средство управления:
- которое скомпоновано на уровне упомянутого продолговатого элемента; и
- которое имеет вытянутую форму, его продольная ось является по существу параллельной местному потоку флюида, а его находящийся выше по потоку (по отношению к упомянутому потоку флюида) конец является заостренным,
характеризуется тем, что упомянутое средство управления:
- изготовлено (полностью) в форме острия, которое является треугольным как при осмотре сбоку, так и при осмотре сверху;
- скомпоновано как на фиксирующем элементе (определенном ниже), используемом для крепления продолговатого элемента, так и на формирующей подъемную силу поверхности таким образом, что основание упомянутого острия (которое соответствует его находящемуся ниже по потоку концу) приведено в соприкосновение с передней кромкой упомянутой формирующей подъемную силу поверхности; и
- имеет форму, которая по существу является треугольной в плоскости, перпендикулярной упомянутой продольной оси, и которая имеет первую сторону, предназначенную для вхождения в соприкосновение с упомянутым фиксирующим элементом, и две соседние стороны, формирующие боковые поверхности, соединенные одна с другой закругленной кромкой.
Таким образом, посредством изобретения:
- поскольку основание средства управления приведено в соприкосновение с передней кромкой формирующей подъемную силу поверхности, дополнительное завихрение, образованное средством управления, естественно проходит непосредственно над стороной зоны разрежения формирующей подъемную силу поверхности, где расположена вихревая дорожка, которой следует управлять,
- поскольку упомянутое средство управления имеет треугольную форму, содержащую две соседние боковые поверхности, местный поток на продолговатом элементе воздействует на средство управления через одну из боковых поверхностей, которые имеют очень большие положительные местные углы атаки, вызывающие формирование дополнительного завихрения вязкостного происхождения (при низких скоростях), как определено ниже; и
- поскольку средство управления имеет закругленную кромку между двумя боковыми поверхностями, упомянутое средство управления может обходиться местным потоком флюида в крейсерской фазе полета, то есть при местных углах атаки на средстве управления, которые малы и находятся в диапазоне, например, между -5° и +5°, таким образом, избегая какого бы то ни было отделения приграничного слоя в таких состояниях полета.
Как результат, средство управления согласно изобретению формирует дополнительное завихрение вязкостного происхождения, когда расположено под большим углом атаки относительно своей главной оси, то есть когда конструкция крыла летательного аппарата близка к условиям сваливания. В контексте настоящего изобретения вязкое завихрение должно пониматься означающим завихрение, развивающееся из особой точки нулевого пристеночного трения на стенке, начальная ось которого перпендикулярна стенке. Это дополнительное вязкое завихрение добавляется к и стабилизирует по размаху крыла вихревую дорожку, сбрасываемую продолговатым элементом. Эта стабилизация дает возможность удерживать систему вихрей близкой к конструкции крыла и параллельной оси продолговатого элемента. По контрасту это дополнительное завихрение не образуется, когда средство управления (которое имеет скорее треугольную форму с двумя соседними боковыми поверхностями, соединенными закругленной кромкой, чем форму плоской пластины) расположено под небольшими углами атаки, то есть под углами атаки, которые соответствуют положению в воздухе самолета во время крейсерской фазы полета.
Устройство управления согласно изобретению поэтому обеспечивает устранение вышеупомянутых недостатков. Конечно, вышеупомянутое положение и особенно форма средства управления являются признаками, которые существенны для его эффективности.
В одном конкретном варианте осуществления упомянутое средство управления, когда осматривается сверху, имеет треугольную форму, в которой, с одной стороны, длина L стороны, являющейся обращенной к фиксирующему элементу, а с другой стороны, длина ℓ другой стороны в соприкосновении с формирующей подъемную силу поверхностью удовлетворяют следующему отношению:
L≥ℓ≥L/10.
Кроме того, в одном из предпочтительных вариантов осуществления упомянутое средство управления содержит два средства управления, которые расположены по одному на каждой стороне от фиксирующего элемента.
Следует отметить, что в контексте настоящего изобретения упомянутый фиксирующий элемент может соответствовать:
- либо упомянутому продолговатому элементу (например, гондоле турбовинтового двигателя или контейнеру дозаправки в воздухе), когда последний зафиксирован непосредственно под формирующей подъемную силу поверхностью,
- либо опоре (например, пилону двигателя или опоре для наружной подвески), предоставляющей упомянутому продолговатому элементу (например, реактивному двигателю или полезным грузам) возможность быть закрепленным под упомянутой формирующей подъемную силу поверхностью.
В дополнение в контексте настоящего изобретения упомянутая формирующая подъемную силу поверхность может соответствовать любой поверхности летательного аппарата, которая вносит вклад в обеспечение последнему подъемной силы, и в частности, конечно, крыльям самолета, которые формируют конструкцию его крыла.
Прилагаемые чертежи облегчают понимание, каким образом может быть осуществлено изобретение. На этих чертежах ссылочные номера, которые идентичны, обозначают элементы, которые являются подобными.
Фиг.1 - схема устройства управления согласно изобретению, в рабочем положении;
Фиг.2 - схема средства управления устройства управления согласно изобретению.
Фиг.3A, 3B и 3C - схематические иллюстрации различных поперечных сечений вдоль продольной оси средства управления, изображенного на Фиг.2.
Фиг.4 - схематический вид сверху средства управления устройства управления согласно изобретению.
Устройство 1 согласно изобретению, схематически представленное на Фиг.1, предназначено для управления вихревой дорожкой 2, которая имеет место на стороне 3 зоны разрежения формирующей подъемную силу поверхности 4 летательного аппарата (не изображен), в частности на стороне зоны разрежения крыла самолета. Эта вихревая дорожка 2 образуется обычным способом (по существу, при больших углах атаки) продолговатым элементом 5, установленным под этой формирующей подъемную силу поверхностью 4 и выступающим в направлении против потока (в направлении E местного потока флюида), по меньшей мере частично, за переднюю кромку 6 упомянутой формирующей подъемную силу поверхности 4. Упомянутый продолговатый элемент 5, в частности, может быть реактивным двигателем, контейнером дозаправки в воздухе или боевой нагрузкой, например, такой как ракета.
Более точно, цель устройства 1 согласно изобретению состоит в том, чтобы управлять вихревой дорожкой 2 для положения летательного аппарата, близкого к условиям сваливания, то есть для местного угла атаки α (который определен между продольной осью 5A продолговатого элемента 5 и вектором 7 воздушной скорости), который является большим, например большим, чем 12°, с тем чтобы улучшать максимальную подъемную силу, которую формирующая подъемную силу поверхность 4 может формировать, когда присутствует такой продолговатый элемент 5.
Чтобы делать это, упомянутое устройство 1 управления имеет тип, содержащий, по меньшей мере, одно средство 8 управления, которое закреплено на уровне упомянутого продолговатого элемента 5 и имеет вытянутую форму, его продольная ось 8A является по существу параллельной местному потоку флюида (стрелке E), а его находящийся выше по потоку конец 9 является заостренным. Это средство 8 управления способно создавать дополнительное завихрение 10, определенное ниже.
Согласно изобретению упомянутое средство 8 управления, также представленное на Фиг.2:
- изготовлено полностью в форме острия (или стрелы), которое является треугольным как при осмотре сбоку, так и при осмотре сверху;
- смонтировано как на фиксирующем элементе 11 (определенном ниже) для крепления продолговатого элемента 5, так и на формирующей подъемную силу поверхности 4 таким образом, что основание 12 упомянутого острия (которое соответствует его находящемуся ниже по потоку концу в направлении E местного потока флюида) приведено в соприкосновение с передней кромкой 6 упомянутой формирующей подъемную силу поверхности 4; и
- имеет форму, которая по существу является треугольной в плоскости, перпендикулярной упомянутой продольной оси 8A, и которая имеет первую сторону 13, предназначенную для вхождения в соприкосновение с упомянутым фиксирующим элементом 11, и две соседние стороны, формирующие боковые поверхности 14 и 15. Эти боковые поверхности 14 и 15 соединены закругленной кромкой 16 и создают большой угол, предпочтительно больший, чем 270°. Это изображено на фиг.3A, 3B и 3C, которые соответствуют поперечным сечениям через упомянутое средство 8 управления, перпендикулярным его продольной оси 8A по соответственным линиям A-A, B-B и C-C сечения, изображенным на Фиг.2, разнесенным вдоль упомянутой продольной оси 8A.
В дополнение возрастающий размер треугольных форм по Фиг.3A-3C ясно указывает, что средство 8 управления изготовлено полностью в форме острия.
Таким образом, в силу изобретения:
- поскольку основание 12 средства 8 управления приведено в соприкосновение с передней кромкой 6 формирующей подъемную силу поверхности 4, дополнительное завихрение 10, сформированное средством 8 управления, естественно проходит непосредственно над лицевой стороной 3 разрежения формирующей подъемную силу поверхности 4, где расположена вихревая дорожка 2, которой управляют,
- поскольку упомянутое средство 8 управления имеет треугольную форму, содержащую две соседние боковые поверхности 14 и 15, местный поток на продолговатом элементе 5 воздействует на средство 8 управления через одну из боковых поверхностей, которые имеют очень большие положительные местные углы атаки, например углы сверх 20°, вызывая формирование дополнительного завихрения 10 с вязким ядром (на низких скоростях) поверх средства 8 управления вследствие очень резко выраженной кривизны упомянутого средства 8 управления в направлении, перпендикулярном этой продольной оси 8A. Это дополнительное завихрение 10 взаимодействует стабилизирующим образом с вихревой дорожкой 2, как определено далее; и
- поскольку средство 8 управления имеет закругленную кромку 16 между двумя боковыми поверхностями 14 и 15, упомянутое средство 8 управления может обходиться местным потоком флюида в крейсерской фазе полета, то есть при местных углах атаки на средстве управления, которые малы и находятся в диапазоне, например, между -5° и +5°, таким образом, избегая какого бы то ни было отделения приграничного слоя в таких состояниях полета.
Как результат, средство 8 управления устройства 1 управления согласно изобретению формирует дополнительное завихрение 10 вязкостного происхождения, когда расположено под большим углом атаки относительно своей главной оси 8A, то есть когда конструкция крыла летательного аппарата близка к условиям сваливания. В контексте настоящего изобретения вязкое завихрение должно пониматься означающим завихрение, развивающееся из особой точки нулевого пристеночного трения на стенке, начальная ось которого перпендикулярна стенке. Это дополнительное вязкое завихрение 10 добавляется к и стабилизирует по размаху крыла вихревую дорожку 2 с продолговатого элемента 5. Эта стабилизация дает возможность удерживать систему вихрей близкой к формирующей подъемную силу поверхности 4 и параллельной оси 5A продолговатого элемента 5. По контрасту дополнительное завихрение 10 не формируется, когда средство 8 управления расположено при малых углах атаки, то есть при углах атаки, которые соответствуют положению в воздухе самолета во время крейсерской фазы полета. В этом случае продольная ось 8A средства 8 управления ориентирована по течению воздушного потока.
Следует отметить, что упомянутый фиксирующий элемент 11 может соответствовать:
- либо упомянутому продолговатому элементу 5 (например, гондоле турбовинтового двигателя или контейнеру дозаправки в воздухе), когда последний зафиксирован непосредственно под формирующей подъемную силу поверхностью 4, как изображено в примере по Фиг.1, 3A, 3B и 3C;
- либо опоре (например, пилону двигателя или опоре для наружной подвески), предоставляющей упомянутому продолговатому элементу (например, реактивному двигателю или полезным грузам) возможность быть закрепленным под упомянутой формирующей подъемную силу поверхностью.
В одном конкретном варианте осуществления упомянутое средство 8 управления имеет, с одной стороны, длину L стороны 17, являющейся обращенной (когда осматривается сверху) к фиксирующему элементу 11, а с другой стороны, длину ℓ стороны 12 в соприкосновении с формирующей подъемную силу поверхностью 4, которые удовлетворяют следующему отношению:
L≥ℓ≥L/10.
Более того, в предпочтительном варианте осуществления, который не был представлен на чертежах, упомянутое устройство 1 управления содержит два средства 8 управления, которые скомпонованы по одному с каждой стороны продолговатого элемента 5, с тем чтобы быть способными управлять двумя вихревыми дорожками 2, образованными на лицевой стороне 3 разрежения формирующей подъемную силу поверхности 4 с каждой стороны от упомянутого продолговатого элемента 5, как проиллюстрировано на Фиг.1.
Claims (6)
1. Устройство управления на стороне (3) зоны разрежения, формирующей подъемную силу поверхности (4) летательного аппарата для управления, по меньшей мере, одной вихревой дорожкой (2), образованной, по меньшей мере, одним продолговатым элементом (5), который установлен под этой формирующей подъемную силу поверхностью (4), частично выступающим за переднюю кромку (6) упомянутой формирующей подъемную силу поверхности (4) в направлении против потока, упомянутое устройство (1) содержит, по меньшей мере, одно средство (8) управления:
которое скомпоновано на уровне упомянутого продолговатого элемента (5); и
которое имеет вытянутую форму, его продольная ось (8А) является, по существу, параллельной местному потоку (Е) флюида, а его находящийся выше по потоку конец (9) является заостренным, в котором упомянутое средство (8) управления:
изготовлено в форме острия, которое является треугольным как при осмотре сбоку, так и при осмотре сверху;
скомпоновано как на фиксирующем элементе (11), используемом для крепления продолговатого элемента (5), так и на формирующей подъемную силу поверхности (4) таким образом, что основание (12) упомянутого острия, которое соответствует его находящемуся ниже по потоку концу, приведено в соприкосновение с передней кромкой (6) упомянутой формирующей подъемную силу поверхности (4); и
имеет форму, которая является, по существу, треугольной в плоскости, перпендикулярной упомянутой продольной оси (8А), и которая имеет первую сторону (13), предназначенную для вхождения в соприкосновение с упомянутым фиксирующим элементом (11), и две соседние стороны (14, 15), формирующие боковые поверхности, упомянутые боковые поверхности (14, 15) соединены одна с другой закругленной кромкой (16).
которое скомпоновано на уровне упомянутого продолговатого элемента (5); и
которое имеет вытянутую форму, его продольная ось (8А) является, по существу, параллельной местному потоку (Е) флюида, а его находящийся выше по потоку конец (9) является заостренным, в котором упомянутое средство (8) управления:
изготовлено в форме острия, которое является треугольным как при осмотре сбоку, так и при осмотре сверху;
скомпоновано как на фиксирующем элементе (11), используемом для крепления продолговатого элемента (5), так и на формирующей подъемную силу поверхности (4) таким образом, что основание (12) упомянутого острия, которое соответствует его находящемуся ниже по потоку концу, приведено в соприкосновение с передней кромкой (6) упомянутой формирующей подъемную силу поверхности (4); и
имеет форму, которая является, по существу, треугольной в плоскости, перпендикулярной упомянутой продольной оси (8А), и которая имеет первую сторону (13), предназначенную для вхождения в соприкосновение с упомянутым фиксирующим элементом (11), и две соседние стороны (14, 15), формирующие боковые поверхности, упомянутые боковые поверхности (14, 15) соединены одна с другой закругленной кромкой (16).
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что упомянутое средство (8) управления, когда осматривается сверху, имеет треугольную форму, в которой с одной стороны длина L стороны (17), являющейся обращенной к фиксирующему элементу (11), а с другой стороны длина l стороны (12) в соприкосновении с формирующей подъемную силу поверхностью (4) удовлетворяют следующему отношению: L≥l≥L/10.
3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно содержит два средства (8) управления, которые расположены по одному на каждой стороне фиксирующего элемента (11).
4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что упомянутый фиксирующий элемент (11) соответствует упомянутому продолговатому элементу (5), который закреплен непосредственно под упомянутой формирующей подъемную силу поверхностью (4).
5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что упомянутый фиксирующий элемент соответствует опоре, предоставляющей упомянутому продолговатому элементу возможность быть закрепленным под упомянутой формирующей подъемную силу поверхностью.
6. Летательный аппарат, оборудованный, по меньшей мере, одной формирующей подъемную силу поверхностью, который содержит устройство (1) управления по п.1.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0509983A FR2891525B1 (fr) | 2005-09-30 | 2005-09-30 | Dispositif de controle d'un sillage tourbillonnaire engendre par un element oblong sur l'extrados d'une surface portante d'un aeronef. |
| FR0509983 | 2005-09-30 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008117110A RU2008117110A (ru) | 2009-11-10 |
| RU2377160C1 true RU2377160C1 (ru) | 2009-12-27 |
Family
ID=36698809
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008117110/11A RU2377160C1 (ru) | 2005-09-30 | 2006-09-13 | Устройство для управления вихревой дорожкой, сформированной продолговатым элементом несущей поверхности летательного аппарата |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7866608B2 (ru) |
| EP (1) | EP1937553B1 (ru) |
| JP (1) | JP5032486B2 (ru) |
| CN (1) | CN100581922C (ru) |
| AT (1) | ATE466767T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0617035A2 (ru) |
| CA (1) | CA2620510C (ru) |
| DE (1) | DE602006014179D1 (ru) |
| FR (1) | FR2891525B1 (ru) |
| RU (1) | RU2377160C1 (ru) |
| WO (1) | WO2007036621A1 (ru) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2899201B1 (fr) * | 2006-03-31 | 2009-02-13 | Airbus France Sas | Agencement d'aile d'aeronef comportant un mat d'accrochage de moteur definissant en zone avant un canal lateral d'ecoulement d'air |
| EP2167380B1 (en) | 2007-06-15 | 2015-03-25 | Airbus Operations GmbH | Engine nacelle of an aircraft comprising a vortex generator arrangement |
| FR2928622B1 (fr) * | 2008-03-14 | 2011-12-02 | Airbus France | Mat de suspension d'avion comportant au moins un element pour former des tourbillons d'air |
| FR2930235B1 (fr) * | 2008-04-21 | 2011-09-30 | Airbus France | Mat de suspension pour turbomoteur. |
| US8087617B2 (en) * | 2008-08-15 | 2012-01-03 | The Boeing Company | Retractable nacelle chine |
| US20100122519A1 (en) * | 2008-11-14 | 2010-05-20 | Alan Epstein | Ultra-low sulfur fuel and method for reduced contrail formation |
| JP5185871B2 (ja) | 2009-03-30 | 2013-04-17 | 一般社団法人日本航空宇宙工業会 | 飛行体の騒音低減方法、飛行体の脚部構造及び飛行体 |
| DE102009003084B4 (de) * | 2009-05-13 | 2013-03-14 | Airbus Operations Gmbh | Verkleidung für eine Auftriebshilfe |
| ITTO20110122A1 (it) * | 2011-02-14 | 2012-08-15 | Alenia Aermacchi Spa | Configurazione velivolo a prestazioni aerodinamiche migliorate. |
| US10800511B2 (en) | 2018-05-31 | 2020-10-13 | The Boeing Company | End seal device for a high-lift device of an aircraft |
| CN109918764B (zh) * | 2019-03-01 | 2022-12-20 | 中国民用航空飞行学院 | 一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法 |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3744745A (en) | 1971-09-30 | 1973-07-10 | Mc Donnell Douglas Corp | Liftvanes |
| US3968946A (en) * | 1975-03-31 | 1976-07-13 | The Boeing Company | Extendable aerodynamic fairing |
| US4323209A (en) * | 1977-07-18 | 1982-04-06 | Thompson Roger A | Counter-rotating vortices generator for an aircraft wing |
| JPS58191695A (ja) * | 1982-05-07 | 1983-11-08 | 三菱重工業株式会社 | 航空機の大迎角時における方向安定性の劣化防止方法 |
| US4643376A (en) * | 1982-09-30 | 1987-02-17 | The Boeing Company | Shock inducing pod for causing flow separation |
| US4685643A (en) | 1983-08-04 | 1987-08-11 | The Boeing Company | Nacelle/wing assembly with vortex control device |
| US4540143A (en) * | 1983-08-04 | 1985-09-10 | The Boeing Company | Nacelle/wing assembly with wake control device |
| JPH04129898A (ja) * | 1990-09-19 | 1992-04-30 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 飛行体 |
| US5156362A (en) * | 1991-05-31 | 1992-10-20 | General Electric Company | Jet engine fan nacelle |
| JPH07291192A (ja) * | 1994-04-25 | 1995-11-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機の可変ストレーク |
| JPH08276897A (ja) * | 1995-04-04 | 1996-10-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機のストレーキ |
| JP3714722B2 (ja) * | 1996-05-09 | 2005-11-09 | 本田技研工業株式会社 | 剥離抑制装置 |
| US6715717B2 (en) * | 2002-09-06 | 2004-04-06 | Charles J. Dixon | Method and apparatus for inducing controlled vortices to reduce afterbody drag |
| EP1407963B2 (en) * | 2002-10-10 | 2010-08-25 | The Boeing Company | Integrated high-speed aircraft and associated methods of manufacture |
| US6964397B2 (en) * | 2003-07-18 | 2005-11-15 | The Boeing Company | Nacelle chine installation for drag reduction |
| JP2005335425A (ja) * | 2004-05-24 | 2005-12-08 | Kawaju Gifu Engineering Kk | 無人飛行機 |
-
2005
- 2005-09-30 FR FR0509983A patent/FR2891525B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-09-13 DE DE602006014179T patent/DE602006014179D1/de active Active
- 2006-09-13 RU RU2008117110/11A patent/RU2377160C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-09-13 JP JP2008532819A patent/JP5032486B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-13 EP EP06808118A patent/EP1937553B1/fr not_active Not-in-force
- 2006-09-13 CA CA2620510A patent/CA2620510C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-13 CN CN200680035673A patent/CN100581922C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-13 BR BRPI0617035-8A patent/BRPI0617035A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-09-13 WO PCT/FR2006/002092 patent/WO2007036621A1/fr active Application Filing
- 2006-09-13 US US12/067,914 patent/US7866608B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-13 AT AT06808118T patent/ATE466767T1/de not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN100581922C (zh) | 2010-01-20 |
| CA2620510C (fr) | 2014-04-08 |
| US20090039203A1 (en) | 2009-02-12 |
| CA2620510A1 (fr) | 2007-04-05 |
| RU2008117110A (ru) | 2009-11-10 |
| EP1937553B1 (fr) | 2010-05-05 |
| ATE466767T1 (de) | 2010-05-15 |
| BRPI0617035A2 (pt) | 2011-07-12 |
| JP5032486B2 (ja) | 2012-09-26 |
| DE602006014179D1 (de) | 2010-06-17 |
| WO2007036621A1 (fr) | 2007-04-05 |
| JP2009509850A (ja) | 2009-03-12 |
| US7866608B2 (en) | 2011-01-11 |
| FR2891525A1 (fr) | 2007-04-06 |
| EP1937553A1 (fr) | 2008-07-02 |
| FR2891525B1 (fr) | 2007-11-09 |
| CN101272950A (zh) | 2008-09-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2377160C1 (ru) | Устройство для управления вихревой дорожкой, сформированной продолговатым элементом несущей поверхности летательного аппарата | |
| US4706910A (en) | Combined riblet and lebu drag reduction system | |
| CN107757879B (zh) | 用于飞行器的机翼的翼尖装置、飞行器及用途 | |
| US5407153A (en) | System for increasing airplane fuel mileage and airplane wing modification kit | |
| US20090206206A1 (en) | Highly efficient supersonic laminar flow wing | |
| US8763959B2 (en) | Two-element airfoil configured for minimizing accretion of contaminant | |
| US10384766B2 (en) | Aircraft wing roughness strip and method | |
| US7118071B2 (en) | Methods and systems for controlling lower surface shocks | |
| US20090261198A1 (en) | Pylon for suspending a turboengine | |
| US20070262205A1 (en) | Retractable multiple winglet | |
| RU2001110058A (ru) | Устройство и способ уменьшения вихрей, возникающих позади движущегося самолета | |
| EP2490934B1 (en) | Aircraft horizontal stabiliser fitted with leading-edge strake | |
| US20210197961A1 (en) | Winglet systems for aircraft | |
| US8789798B2 (en) | Slat configuration for fixed-wing aircraft | |
| US10421533B2 (en) | Panels comprising uneven edge patterns for reducing boundary layer separation | |
| EP2604517B1 (en) | Airfoil comprising a minimally intrusive wingtip vortex mitigation device | |
| US6126118A (en) | Flow separator reducer | |
| US4705240A (en) | Passive vortex lift control | |
| US9637225B1 (en) | Aircraft winglet | |
| RU2556745C1 (ru) | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата | |
| RU2790893C1 (ru) | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата | |
| US11299266B2 (en) | Wing for an aircraft | |
| JP2741224B2 (ja) | 境界層制御用吸い込み装置 | |
| RU2743214C1 (ru) | Гребень ограничения потока для винглета летательного аппарата | |
| Pavelka et al. | Validation of a wing leading-edge stall prediction technique |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200914 |