RU2381962C1 - Способ борьбы с обледенением передней кромки аэродинамической поверхности и летательный аппарат, в котором осуществляют такой способ - Google Patents
Способ борьбы с обледенением передней кромки аэродинамической поверхности и летательный аппарат, в котором осуществляют такой способ Download PDFInfo
- Publication number
- RU2381962C1 RU2381962C1 RU2008133570/11A RU2008133570A RU2381962C1 RU 2381962 C1 RU2381962 C1 RU 2381962C1 RU 2008133570/11 A RU2008133570/11 A RU 2008133570/11A RU 2008133570 A RU2008133570 A RU 2008133570A RU 2381962 C1 RU2381962 C1 RU 2381962C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- leading edge
- aircraft
- hot air
- partition
- engine
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 13
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 5
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 19
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 5
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 3
- 239000003082 abrasive agent Substances 0.000 claims description 2
- 230000000254 damaging effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000007788 roughening Methods 0.000 claims 1
- 230000001066 destructive effect Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 3
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- 230000009194 climbing Effects 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 238000001033 granulometry Methods 0.000 description 1
- 231100001261 hazardous Toxicity 0.000 description 1
- 239000003779 heat-resistant material Substances 0.000 description 1
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 1
- 238000005480 shot peening Methods 0.000 description 1
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
- B64D15/04—Hot gas application
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
- B64C21/10—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow using other surface properties, e.g. roughness
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/16—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by mechanical means
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
-
- 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)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Cleaning Of Streets, Tracks, Or Beaches (AREA)
- Defrosting Systems (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
- Adhesives Or Adhesive Processes (AREA)
- Paper (AREA)
- Catalysts (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации. Способ защиты полой передней кромки (1) аэродинамической поверхности (2) летательного аппарата от разрушающих воздействий чрезмерно высоких температур горячего воздуха (f), используемого для борьбы с обледенением, циркулирующего внутри передней кромки (1). Переднюю кромку (1) закрывают сзади перегородкой (3), соединяющей верхнюю поверхность (1Е) и нижнюю поверхность (1I) передней кромки. Горячий воздух (f), используемый для борьбы с обледенением, отбирают от двигателя (М). На одной из поверхностей (1Е, 1I) передней кромки (1) перед упомянутой перегородкой (3) оказывают воздействие на поток текучей среды (EF) таким образом, чтобы вызвать переход последнего из ламинарного состояния (EFL) в турбулентное состояние (EFT). Летательный аппарат характеризуется средствами подачи горячего воздуха от двигателя к передней кромке (1) аэродинамической поверхности (2). Изобретение направлено на усиление теплообмена и минимизации тепловых напряжений в передней кромке. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к способу борьбы с обледенением передней кромки аэродинамических поверхностей летательного аппарата, например крыльев, хвостовых оперений или гондол двигателей.
Известно, что если требуется предотвращение образования льда или удаление уже образовавшегося льда, то обледенение передней кромки таких аэродинамических поверхностей предотвращают путем нагревания горячим воздухом под давлением, отбираемым, по меньшей мере, от одного из двигателей летательного аппарата и передаваемым во внутрь упомянутой передней кромки по контуру циркуляции воздуха под давлением.
Для этого такая аэродинамическая поверхность, например, содержит известным образом: полую переднюю кромку, закрытую сзади внутренней перегородкой (или рамой), соединяющей нижнюю поверхность и верхнюю поверхность упомянутой передней кромки; по меньшей мере, одно отверстие, предназначенное для того, чтобы установить сообщение упомянутой передней кромки с внешним пространством; и, по меньшей мере, один трубопровод для подачи горячего воздуха, который можно соединять, с одной стороны, с контуром циркуляции горячего воздуха под давлением, а с другой стороны, по меньшей мере, с одним инжектором, посредством которого инжектируют поток горячего воздуха под давлением в упомянутую переднюю кромку.
Таким образом, упомянутый поток горячего воздуха циркулирует в упомянутой передней кромке, нагревая ее до выхода наружу через упомянутое отверстие для сообщения.
На практике в известной противообледенительной системе, подобной этой, сталкиваются с проблемой, заключающейся в том, что скорость потока и температура горячего воздуха, отбираемого от упомянутого двигателя, изменяются в значительной степени в зависимости от выходной мощности двигателя; например, когда летательный аппарат находится в режиме ожидания на земле и выходная мощность двигателя низкая, скорость потока и температура упомянутого горячего воздуха, отбираемого от двигателя, также находятся на низком уровне, тогда как при наборе высоты летательным аппаратом выходная мощность двигателя высокая и скорость потока и температура упомянутого горячего воздуха, отбираемого от двигателя, также имеют высокие значения.
Известная противообледенительная система, подобная этой, должна быть эффективной в обоих предельных случаях, упомянутых выше. Из этого следует, что если упомянутая противообледенительная система конструктивно спроектирована эффективной при низкой выходной мощности, упомянутая передняя кромка может быть повреждена, если не разрушена, при высоких выходных мощностях упомянутого двигателя.
Для решения этой проблемы можно, конечно, использовать жаростойкие материалы для изготовления, по меньшей мере, части передней кромки или действительно предусмотреть конструктивное ее усиление. Однако такое решение было бы дорогостоящим в дополнение к тому, что была бы увеличена масса упомянутой передней кромки.
Целью настоящего изобретения является преодоление упомянутых выше недостатков простым и эффективным образом.
Для этого согласно настоящему изобретению создан способ защиты полой передней кромки аэродинамической поверхности летательного аппарата от разрушающих воздействий чрезмерно высоких температур горячего воздуха, используемого для борьбы с обледенением, циркулирующего внутри упомянутой передней кромки, при этом упомянутую переднюю кромку закрывают сзади перегородкой, соединяющей верхнюю поверхность и нижнюю поверхность упомянутой передней кромки, а упомянутый горячий воздух, используемый для борьбы с обледенением, отбирают, по меньшей мере, от одного двигателя упомянутого летательного аппарата, способ отличается тем, что, по меньшей мере, на одной из упомянутых поверхностей передней кромки перед упомянутой перегородкой воздействуют на поток текучей среды таким образом, чтобы вызвать переход последней из ламинарного состояния в турбулентное состояние.
Настоящее изобретение создано в результате следующих двух открытий, замеченных заявителем:
- при появлении горячих областей в такой передней кромке они располагаются вблизи соединения между упомянутыми внутренней перегородкой и поверхностями упомянутой передней кромки; и
- вблизи такого соединения поток текучей среды на упомянутых поверхностях передней кромки является ламинарным.
В соответствии с этим, воздействуя на упомянутый поток текучей среды перед упомянутой перегородкой (т.е. выше по потоку при рассмотрении этого потока текучей среды) таким образом, чтобы вызвать переход последнего из ламинарного состояния в турбулентное состояние, значительно увеличивают коэффициент теплообмена между упомянутой передней кромкой и упомянутым потоком текучей среды перед упомянутыми горячими областями и на уровне упомянутых горячих областей, посредством чего обеспечивают возможность охлаждения и защиты упомянутой передней кромки в местах, чувствительных к чрезмерно высоким температурам.
Следует отметить, что на этапе взлета летательного аппарата поток текучей среды на упомянутой передней кромке тем более значителен, чем больше скорость летательного аппарата, и эффективность охлаждения упомянутой передней кромки повышается с увеличением этой скорости и, следовательно, с увеличением выходной мощности упомянутого двигателя. С другой стороны, при отсутствии потока текучей среды на передней кромке (летательный аппарат неподвижен на земле) или при слабом потоке текучей среды осуществление настоящего изобретения приводит к нейтральным результатам и борьба с обледенением остается оптимальной при этих условиях.
Если упомянутой аэродинамической поверхностью является крыло или хвостовое оперение, то обычно успешным является осуществление настоящего изобретения и на верхней поверхности, и на нижней поверхности упомянутой передней кромки.
С другой стороны, если упомянутой аэродинамической поверхностью является гондола двигателя, то обычно достаточным является осуществление настоящего изобретения только на верхней поверхности передней кромки, так как нижняя поверхность испытывает более слабые тепловые напряжения.
В особенно простом и успешном варианте исполнения настоящего изобретения поверхность (или поверхности) передней кромки делают шероховатой (или шероховатыми), по меньшей мере, частично. Это действие может быть выполнено дробеструйной обработкой (или любой другой аналогичной обработкой) упомянутой поверхности (или поверхностей).
Однако предпочтительно выполнить это посредством добавления шероховатой ленты, например, абразивного типа к упомянутой поверхности (или поверхностям) передней кромки, по меньшей мере, по существу параллельно упомянутой перегородке. Шероховатую ленту, например, как упомянутую ленту, можно легко устанавливать приклепыванием, сваркой, приклеиванием и т.д. Кроме того, использование такой ленты обладает тем преимуществом, что ее положение на передней кромке можно очень точно отрегулировать. Кроме того, применение такой ленты не оказывает влияния на процесс изготовления передней кромки и не требует ни материала какого-либо конкретного типа, ни конструктивного усиления для изготовления последней.
Настоящее изобретение, кроме того, относится к летательному аппарату, содержащему:
- по меньшей мере, один двигатель;
- по меньшей мере, одну аэродинамическую поверхность, снабженную передней кромкой, восприимчивой к обледенению, при этом упомянутая передняя кромка является полой и закрытой сзади перегородкой, соединяющей верхнюю поверхность и нижнюю поверхность упомянутой передней кромки; и
- по меньшей мере, один трубопровод для подачи горячего воздуха под давлением, соединенный с одной стороны с упомянутым двигателем и с другой стороны, по меньшей мере, с одним инжектором, посредством которого инжектируют поток упомянутого горячего воздуха под давлением в упомянутую переднюю кромку таким образом, что упомянутый поток горячего воздуха циркулирует в упомянутой передней кромке, нагревая ее, и упомянутый летательный аппарат отличается тем, что, по меньшей мере, одна из упомянутых поверхностей упомянутой передней кромки является шероховатой перед упомянутой перегородкой, чтобы придавать потоку текучей среды на упомянутой поверхности турбулентность.
Предпочтительно шероховатость упомянутой поверхности начинается с того факта, что последняя несет шероховатую ленту, добавленную, по меньшей мере, по существу параллельно упомянутой перегородке.
Прилагаемыми чертежами пояснен способ осуществления настоящего изобретения. На чертежах одинаковыми номерами позиций обозначены сходные элементы.
На Фиг.1 изображен схематически поперечный разрез I-I на Фиг.2 передней кромки, усовершенствованной согласно настоящему изобретению;
на Фиг.2 - вид сверху передней кромки, представленной на Фиг.1.
В схематическом примере, представленном на Фиг.1 и 2, изображена передняя кромка 1 аэродинамической поверхности 2 летательного аппарата (не показан). Аэродинамической поверхностью 2 является, например, гондола двигателя M (не показан) упомянутого летательного аппарата.
Передняя кромка 1 является полой и она закрыта сзади перегородкой 3, соединяющей верхнюю поверхность 1E и нижнюю поверхность 1I упомянутой передней кромки.
Внутри аэродинамической поверхности 2 предусмотрен трубопровод 4 для подачи горячего воздуха под давлением, присоединенный с одной стороны к упомянутому двигателю M, от которого отбирают упомянутый горячий воздух (см. стрелку F). С другой стороны упомянутый трубопровод 4 присоединен сквозь перегородку 3 к инжектору 5, посредством которого поток горячего воздуха под давлением инжектируют в упомянутую переднюю кромку 1 (см. стрелку f). Упомянутый поток горячего воздуха циркулирует внутри упомянутой передней кромки 1, нагревая ее таким образом, чтобы исключить какого-либо образования льда на ее верхней поверхности 1E и/или на нижней поверхности 1I, а затем его выпускают в атмосферу через одно или более отверстий (не показаны).
Если выходная мощность двигателя M высокая, то скорость потока и температура потоков горячего воздуха F и f значительны и в упомянутой передней кромке 1 могут появиться горячие области 6 и/или 7 в месте соединения перегородки 3 с одной стороны и верхней поверхности 1E и/или нижней поверхности 1I передней кромки 1 с другой стороны.
В примере, представленном на Фиг.1 и 2, было принято, что горячая область 7 на уровне нижней поверхности 1I не может оказать какого-либо разрушающего воздействия на переднюю кромку 1 и, наоборот, горячая область 6 на уровне верхней поверхности 1E может вызвать повреждение и даже разрушение упомянутой передней кромки 1.
Также согласно настоящему изобретению на упомянутой верхней поверхности 1E перед перегородкой 3 устанавливают ленту 8 из шероховатого материала параллельно упомянутой перегородке. Фиксирование шероховатой ленты 8 на верхней поверхности 1E может быть выполнено любыми известными способами, например приклеиванием, установкой заклепок, сваркой и т.д. Шероховатая лента 8 может быть промышленным абразивным материалом известного типа, например на основе карбида кремния.
Благодаря наличию ленты 8 на верхней поверхности 1E поток текучей среды EF на последней переходит из ламинарного состояния EFL (перед лентой 8) в турбулентное состояние EFT (с переднего края ленты 8 и далее). Таким образом, на уровне горячей области 6 создают благоприятные условия тепловой конвекции между верхней поверхностью 1E и внешней окружающей средой, делая возможной защиту упомянутой верхней поверхности 1E от чрезмерно высоких температур.
Легко понять, что ширина ℓ ленты 8, расстояние D последней от перегородки 3, а также гранулометрия упомянутой шероховатой ленты являются параметрами, посредством которых можно очень точно регулировать действие упомянутой ленты на поток EF.
Кроме того, легко понять, что если горячая область 7 опасна для целостности передней кромки 1, то можно установить на нижней поверхности 1I шероховатую ленту, подобную ленте 8, добавленной к верхней поверхности 1E.
Claims (8)
1. Способ защиты полой передней кромки (1) аэродинамической поверхности (2) летательного аппарата от разрушающих воздействий чрезмерно высоких температур горячего воздуха (f), используемого для борьбы с обледенением, циркулирующего внутри упомянутой передней кромки (1), причем упомянутую переднюю кромку (1) закрывают сзади перегородкой (3), соединяющей верхнюю поверхность (1Е) и нижнюю поверхность (1I) упомянутой передней кромки, а упомянутый горячий воздух (f), используемый для борьбы с обледенением, отбирают, по меньшей мере, от одного двигателя (М) упомянутого летательного аппарата, в котором, по меньшей мере, на одной из упомянутых поверхностей (1Е, 1I) передней кромки (1), перед упомянутой перегородкой (3), оказывают воздействие на поток текучей среды (EF) таким образом, чтобы вызвать переход последнего из ламинарного состояния (EFL) в турбулентное состояние (EFT).
2. Способ по п.1, применяемый к аэродинамической поверхности (2) типа крыла или хвостового оперения, в котором упомянутое воздействие оказывают как на верхнюю поверхность (1Е), так и на нижнюю поверхность (II) упомянутой передней кромки (1).
3. Способ по п.1, применяемый к аэродинамической поверхности (2) типа гондолы двигателя, в котором упомянутое воздействие оказывают на верхнюю поверхность (1Е) упомянутой передней кромки.
4. Способ по п.1, в котором упомянутое воздействие состоит в придании, по меньшей мере, одной части упомянутой поверхности передней кромки (1) шероховатости.
5. Способ по п.4, в котором упомянутое воздействие состоит в добавлении шероховатой ленты (8) к упомянутой поверхности (1Е, 1I) передней кромки (1), по меньшей мере, по существу параллельно упомянутой перегородке (3).
6. Способ по п.5, в котором упомянутая шероховатая лента (8) состоит из абразивного материала.
7. Летательный аппарат, содержащий:
по меньшей мере, один двигатель (М);
по меньшей мере, одну аэродинамическую поверхность (2), снабженную передней кромкой (1), восприимчивой к обледенению, причем упомянутая передняя кромка (1) является полой и закрытой сзади перегородкой (3), соединяющей верхнюю поверхность (1Е) и нижнюю поверхность (1I) упомянутой передней кромки; и
по меньшей мере, один трубопровод (4) для подачи горячего воздуха под давлением, соединенный, с одной стороны, с упомянутым двигателем (М), а, с другой стороны, по меньшей мере, с одним инжектором (5), посредством которого инжектируют поток (f) упомянутого горячего воздуха под давлением в упомянутую переднюю кромку (1) таким образом, что упомянутый поток (f) горячего воздуха циркулирует в упомянутой передней кромке (1), нагревая ее, в котором, по меньшей мере, одна из упомянутых поверхностей (1Е, 1I) упомянутой передней кромки является шероховатой перед упомянутой перегородкой (3), таким образом, чтобы придать потоку текучей среды на упомянутой поверхности турбулентность.
по меньшей мере, один двигатель (М);
по меньшей мере, одну аэродинамическую поверхность (2), снабженную передней кромкой (1), восприимчивой к обледенению, причем упомянутая передняя кромка (1) является полой и закрытой сзади перегородкой (3), соединяющей верхнюю поверхность (1Е) и нижнюю поверхность (1I) упомянутой передней кромки; и
по меньшей мере, один трубопровод (4) для подачи горячего воздуха под давлением, соединенный, с одной стороны, с упомянутым двигателем (М), а, с другой стороны, по меньшей мере, с одним инжектором (5), посредством которого инжектируют поток (f) упомянутого горячего воздуха под давлением в упомянутую переднюю кромку (1) таким образом, что упомянутый поток (f) горячего воздуха циркулирует в упомянутой передней кромке (1), нагревая ее, в котором, по меньшей мере, одна из упомянутых поверхностей (1Е, 1I) упомянутой передней кромки является шероховатой перед упомянутой перегородкой (3), таким образом, чтобы придать потоку текучей среды на упомянутой поверхности турбулентность.
8. Летательный аппарат по п.7, в котором упомянутая шероховатая поверхность несет шероховатую ленту (8), добавленную, по меньшей мере, по существу параллельно упомянутой перегородке (3).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0600350A FR2896228B1 (fr) | 2006-01-16 | 2006-01-16 | Procede de degivrage du bord d'attaque d'une surface aerodynamique et aeronef mettant en oeuvre un tel procede. |
| FR0600350 | 2006-01-16 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2381962C1 true RU2381962C1 (ru) | 2010-02-20 |
Family
ID=37103024
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008133570/11A RU2381962C1 (ru) | 2006-01-16 | 2007-01-15 | Способ борьбы с обледенением передней кромки аэродинамической поверхности и летательный аппарат, в котором осуществляют такой способ |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8864078B2 (ru) |
| EP (1) | EP1973780B1 (ru) |
| JP (1) | JP5112335B2 (ru) |
| CN (1) | CN101370710B (ru) |
| AT (1) | ATE431290T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0706867A2 (ru) |
| CA (1) | CA2632873C (ru) |
| DE (1) | DE602007001131D1 (ru) |
| FR (1) | FR2896228B1 (ru) |
| RU (1) | RU2381962C1 (ru) |
| WO (1) | WO2007080333A1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2529927C1 (ru) * | 2010-08-30 | 2014-10-10 | Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. | Противообледенительная система летательного аппарата и летательный аппарат, оснащенный указанной системой |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2954279B1 (fr) * | 2009-12-18 | 2014-08-22 | Airbus Operations Sas | Entree d'air d'une nacelle d'aeronef integrant des moyens d'injection en air chaud pour le traitement du givre optimises |
| GB201014244D0 (en) | 2010-08-26 | 2010-10-13 | Airbus Uk Ltd | Laminar flow monitor |
| CN102900539B (zh) * | 2011-07-26 | 2015-01-14 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | 防冰和降噪组件 |
| DE102012002132A1 (de) | 2012-02-03 | 2013-08-08 | Airbus Operations Gmbh | Vereisungsschutzsystem für ein Flugzeug und Verfahren zum Betreiben eines Vereisungsschutzsystems |
| US10138811B2 (en) | 2014-03-13 | 2018-11-27 | The Boeing Company | Enhanced temperature control anti-ice nozzle |
| JP2017136893A (ja) * | 2016-02-01 | 2017-08-10 | 三菱航空機株式会社 | 防氷装置、及び、航空機 |
| JP6839920B2 (ja) | 2016-02-12 | 2021-03-10 | 三菱航空機株式会社 | 防氷装置、及び、航空機 |
| GB2547933A (en) * | 2016-03-03 | 2017-09-06 | Airbus Group Ltd | Aircraft wing roughness strip |
| CN109823510A (zh) * | 2019-03-06 | 2019-05-31 | 中南大学 | 高超声速飞行器及其热防护结构与冷却剂循环系统 |
| US11383846B2 (en) * | 2019-03-28 | 2022-07-12 | Bombardier Inc. | Aircraft wing ice protection system and method |
| US11535386B2 (en) * | 2019-06-17 | 2022-12-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating a multi-engine rotorcraft for ice accretion shedding |
| US11897600B2 (en) * | 2019-06-28 | 2024-02-13 | The Boeing Company | Trip device for enhancing performance and handling qualities of an aircraft |
| TR201910265A2 (tr) | 2019-07-09 | 2019-07-22 | Karako Cem | Taşima aparati |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1026745A (fr) * | 1948-10-23 | 1953-04-30 | Sncase | Procédé de réparatition et d'écoulement d'un fluide pour échange thermique, dispositifs permettant la mise en oeuvre de ce procédé et leurs applications, en particulier aux aérodynes |
| US3578264A (en) * | 1968-07-09 | 1971-05-11 | Battelle Development Corp | Boundary layer control of flow separation and heat exchange |
| FR2528384A1 (fr) * | 1982-06-09 | 1983-12-16 | Snecma | Dispositif pour detecter et empecher la formation de glace sur des surfaces profilees |
| US5114100A (en) * | 1989-12-29 | 1992-05-19 | The Boeing Company | Anti-icing system for aircraft |
| JPH04103497A (ja) * | 1990-08-23 | 1992-04-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 着氷防止装置 |
| US5248116A (en) * | 1992-02-07 | 1993-09-28 | The B. F. Goodrich Company | Airfoil with integral de-icer using overlapped tubes |
| US5686003A (en) * | 1994-06-06 | 1997-11-11 | Innovative Dynamics, Inc. | Shape memory alloy de-icing technology |
| US5590854A (en) * | 1994-11-02 | 1997-01-07 | Shatz; Solomon | Movable sheet for laminar flow and deicing |
| US5901928A (en) * | 1996-06-14 | 1999-05-11 | Aptek, Inc. | Active turbulence control technique for drag reduction |
| GB2324351A (en) * | 1997-04-18 | 1998-10-21 | British Aerospace | Reducing drag in aircraft wing assembly |
| US6267328B1 (en) * | 1999-10-21 | 2001-07-31 | Rohr, Inc. | Hot air injection for swirling rotational anti-icing system |
| US6354538B1 (en) * | 1999-10-25 | 2002-03-12 | Rohr, Inc. | Passive control of hot air injection for swirling rotational type anti-icing system |
-
2006
- 2006-01-16 FR FR0600350A patent/FR2896228B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-01-15 EP EP07717868A patent/EP1973780B1/fr active Active
- 2007-01-15 US US12/160,178 patent/US8864078B2/en active Active
- 2007-01-15 BR BRPI0706867-0A patent/BRPI0706867A2/pt active Search and Examination
- 2007-01-15 DE DE602007001131T patent/DE602007001131D1/de active Active
- 2007-01-15 WO PCT/FR2007/000065 patent/WO2007080333A1/fr active Application Filing
- 2007-01-15 AT AT07717868T patent/ATE431290T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-01-15 JP JP2008549911A patent/JP5112335B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2007-01-15 CN CN2007800024536A patent/CN101370710B/zh active Active
- 2007-01-15 RU RU2008133570/11A patent/RU2381962C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-01-15 CA CA2632873A patent/CA2632873C/fr active Active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2529927C1 (ru) * | 2010-08-30 | 2014-10-10 | Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. | Противообледенительная система летательного аппарата и летательный аппарат, оснащенный указанной системой |
| US8967543B2 (en) | 2010-08-30 | 2015-03-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aircraft ice protection system and aircraft provided with the same |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2009523637A (ja) | 2009-06-25 |
| WO2007080333A1 (fr) | 2007-07-19 |
| CN101370710A (zh) | 2009-02-18 |
| US8864078B2 (en) | 2014-10-21 |
| BRPI0706867A2 (pt) | 2011-04-12 |
| CA2632873A1 (fr) | 2007-07-19 |
| JP5112335B2 (ja) | 2013-01-09 |
| DE602007001131D1 (de) | 2009-06-25 |
| CA2632873C (fr) | 2014-08-26 |
| EP1973780A1 (fr) | 2008-10-01 |
| US20090090814A1 (en) | 2009-04-09 |
| EP1973780B1 (fr) | 2009-05-13 |
| ATE431290T1 (de) | 2009-05-15 |
| FR2896228A1 (fr) | 2007-07-20 |
| CN101370710B (zh) | 2012-06-27 |
| FR2896228B1 (fr) | 2008-02-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2381962C1 (ru) | Способ борьбы с обледенением передней кромки аэродинамической поверхности и летательный аппарат, в котором осуществляют такой способ | |
| US6131855A (en) | Device for removing hot air for a jet engine air inlet cowl with a de-icing circuit | |
| US6585191B2 (en) | Air inlet cowl for a jet engine, provided with deicing means | |
| US7938368B2 (en) | Nosecone ice protection system for a gas turbine engine | |
| US20130174572A1 (en) | Method for cooling a thermal protection floor of an aft aerodynamic fairing of a structure for mounting an aircraft propulsion system | |
| US7975966B2 (en) | Icing protection for aircraft air inlet scoops | |
| WO2019233251A1 (zh) | 风电机组叶片整体防冰方法及产品 | |
| US11174032B2 (en) | Apparatus and method for heating an aircraft structure | |
| US7124983B2 (en) | Hybrid electrical ice protection system and method including an energy saving mode | |
| CN208134635U (zh) | 一种用于中大型固定翼无人机的防除冰系统 | |
| CN101952169A (zh) | 带有最优化冰霜处理系统的飞行器发动机舱 | |
| US10569888B2 (en) | Leading edge ice-protection system | |
| CN104160147B (zh) | 风力涡轮机叶片的除冰 | |
| US20160017804A1 (en) | Apparatus for protecting aircraft components against foreign object damage | |
| EP1935783B1 (en) | Ice protection system including a plurality of segmented sub-areas and a cyclic diverter valve | |
| CN107905962B (zh) | 一种热鼓风电热膜混合加热的风力发电桨叶除冰系统 | |
| CA2954924A1 (en) | Nozzle and vane system for nacelle anti-icing | |
| US5322246A (en) | Ice prevention device for airfoils | |
| CN110963044B (zh) | 基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置及其工作方法 | |
| JP2020006948A (ja) | 防除氷システム及び防除氷システムを用いて着氷を防ぐ方法 | |
| CN110641711B (zh) | 无人机除冰系统、除冰方法及无人机 | |
| JP2013163480A (ja) | 防氷装置および航空機主翼 | |
| CN106184768A (zh) | 一种自适应机翼热气除冰系统 | |
| CN105083569B (zh) | 用于飞机燃油的强化换热装置及其强化换热方法 | |
| CN205203404U (zh) | 一种辅助动力装置排气舱通风冷却结构 |
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: 20210116 |