RU2428354C2 - Аэродинамический закрылок летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством - Google Patents
Аэродинамический закрылок летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством Download PDFInfo
- Publication number
- RU2428354C2 RU2428354C2 RU2008137530/11A RU2008137530A RU2428354C2 RU 2428354 C2 RU2428354 C2 RU 2428354C2 RU 2008137530/11 A RU2008137530/11 A RU 2008137530/11A RU 2008137530 A RU2008137530 A RU 2008137530A RU 2428354 C2 RU2428354 C2 RU 2428354C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flap
- aerodynamic
- air
- aerodynamic flap
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
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
- B64C9/20—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by multiple flaps
-
- 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
-
- 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
- B64C23/065—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips
- B64C23/069—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips
-
- 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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Mobile Radio Communication Systems (AREA)
- Emergency Protection Circuit Devices (AREA)
- Fittings On The Vehicle Exterior For Carrying Loads, And Devices For Holding Or Mounting Articles (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Fluid-Damping Devices (AREA)
- Superconductors And Manufacturing Methods Therefor (AREA)
- Golf Clubs (AREA)
- Check Valves (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к области авиации. Аэродинамический закрылок (11) имеет на боковой грани (12) устройство, влияющее на срыв потока и содержащее простирающиеся в направлении размаха крыла участки (13) поверхности, которые образуют воздушные проходы, через которые набегающий воздух проходит насквозь. Высокоэффективный закрылок содержит канал, выходящий на боковую грань закрылка, через который сжатый воздух может подаваться в образующее шум завихрение. Устройство для влияния на срыв потока закрылка содержит устройство для подачи сжатого воздуха, выходной канал на боковой грани и соединительную деталь. Группа изобретений направлена на снижение шума. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Изобретение относится к аэродинамическому закрылку летательного аппарата и, прежде всего, к создающему значительный прирост подъемной силы закрылку (высокоэффективному закрылку) летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством или с турбулизатором, а также такое же влияющее на срыв потока устройство.
Из патента WO 00/02775 А известен высокоэффективный закрылок на крыле для больших летательных аппаратов, который имеет простирающиеся в направлении потока прорези для того, чтобы уменьшить вихревую дорожку за крылом.
ЕР 1149761 А1 описывает турбулизаторы, которые выполнены в виде удлиненных элементов на профильной поверхности плоскости управления.
US 6283406 В1 описывает лопасть несущего винта для вертолетов, которая для влияния на завихрения на первой продольной стороне имеет воздухозаборные проходы для впуска воздуха, а на второй продольной стороне, расположенной напротив упомянутой первой продольной стороны, воздуховыпускные проходы для выпуска воздуха.
ЕР 0689990 А1 описывает лопасть несущего винта для вертолетов, которая имеет выпускные отверстия и устройство для выдувания воздуха через данные выпускные отверстия.
Современные пассажирские летательные аппараты используют во время фазы взлета и приземления так называемые вспомогательные средства подъемной силы для того, чтобы выполнить необходимый подъем на низких скоростях. Вместе с шасси данные элементы конструкции летательного аппарата, делящиеся на предкрылки и закрылки (посадочные щитки), являются основными генераторами аэродинамического шума в пассажирских летательных аппаратах. Во время захода на посадку, когда двигатели сильно дросселируются, этот шум может достигать такого же порядка величины, как и у двигателей.
Комплексные программы исследований как в США, так и в Европе показали, что по существу за образование этого шума отвечают две области формирования на вспомогательных средствах подъемной силы: задняя сторона предкрылка и боковая грань закрылка. Образование шума в последней упомянутой области формирования обусловлено завихрением на боковой грани, образующемся за счет потока вокруг бокового ребра. Данный поток обуславливается разностью давлений между верхней и нижней стороной закрылка. В результате относительно высокого угла наклона закрылка вихревые следы образуются как на верхней, так и на нижней грани боковой поверхности, которые после прохождения определенного участка объединяются в большое завихрение. Взаимодействие данного завихрения с поверхностью закрылка и приводит затем к образованию шума.
Устройство для снижения аэродинамически наведенного шума на боковой грани управляемого закрылка, прежде всего высокоэффективного закрылка для увеличения подъемной силы (крыла) летательного аппарата, известно из DE 10020177 А1. При этом на боковой грани управляющего закрылка образован турбулизатор посредством нескольких простирающихся в направлении размаха крыла элементов, между которыми (элементами) проходит обтекающий управляемые закрылки воздух. Выступающие в направлении размаха крыла элементы имеют вытянутую форму и предусматриваются в виде щеток, которые проходят через один или более участков хорды профиля закрылка управления.
Также из US 3596854 известен турбулизатор, который содержит проходящий вдоль боковой грани управляющего закрылка цилиндрический элемент с открывающимся в направлении задней стороны управляющего закрылка выходным отверстием, через которое сбрасывается сжатый воздух, скопившийся на стороне повышенного давления высокоэффективного закрылка. Направление вращения завихрения может выбираться для увеличения или уменьшения подъемной силы высокоэффективного закрылка.
Целью изобретения является создание аэродинамического закрылка и, прежде всего, высокоэффективного закрылка летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством, а также такого устройства, влияющего на срыв потока у боковой грани аэродинамического закрылка, которое позволяет его эффективное и низкозатратное осуществление.
Данная цель осуществлена посредством отличительных признаков независимых пунктов формулы изобретения. Другие варианты осуществления изложены в ссылающихся на них зависимых пунктах.
Согласно одному аспекту предлагаемого изобретения предусмотрен аэродинамический закрылок летательного аппарата, прежде всего высокоэффективный закрылок летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством на по меньшей мере одной боковой грани аэродинамического закрылка, который содержит простирающиеся поперечно направлению потока воздуха элементы, вдоль которых протекает обтекающий аэродинамический закрылок воздух. Простирающиеся поперечно направлению потока воздуха элементы являются выполненными на боковой грани аэродинамического закрылка участками закрылка, которые выполнены таким образом, что между этими участками закрылка находится один или более воздушных проходов для сквозного пропуска набегающего на аэродинамический закрылок воздуха.
Простирающиеся поперечно направлению потока воздуха участки закрылка неподвижно или без возможности проворота расположены на управляемом закрылке или выполнены с ним в виде единого целого, и между участками закрылка выполнены воздушные проходы для сквозного пропуска набегающего от аэродинамического закрылка воздуха. При этом простирающиеся поперечно направлению потока воздуха участки закрылка выполнены в виде пальцев и выступают из по меньшей мере одной боковой грани аэродинамического закрылка. В этих вариантах осуществления число простирающихся поперечно направлению потока воздуха участков закрылка составляет между тремя и девятью, предпочтительно между тремя и пятью.
Выступающие поперечно направлению потока воздуха участки закрылка имеют по меньшей мере один выполненный с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка сегмент закрылка, при этом сегмент закрылка выполнен с возможностью перемещения таким образом, что он во время соответствующего перемещения открывает по меньшей мере один воздушный проход, через который набегающий на аэродинамический закрылок воздух может протекать с нижней стороны к верхней стороне аэродинамического закрылка. При этом может быть предусмотрено конструктивно встроенное в закрылок устройство и регулирующее приспособление, а также механизм стыковки для сопряжения регулирующего приспособления с подвижным сегментом закрылка. С помощью механизма стыковки во время его движения сегмент закрылка, являющийся подвижным относительно аэродинамического закрылка, может отгибаться вверх или в сторону от аэродинамического закрылка на его верхней части плоскости и таким образом открывает воздушный проход для сквозного потока воздуха, выходящего с нижней стороны аэродинамического закрылка на его верхнюю сторону. Регулирующее приспособление и/или механизм стыковки могут быть, но не обязательно должны быть оба цельной частью аэродинамического закрылка.
Воздушный проход может быть выполненным таким образом, что он образует ускоряющее протекание воздуха с нижней стороны аэродинамического закрылка на его верхнюю сторону сопло.
Являющийся подвижным относительно аэродинамического закрылка сегмент закрылка может простираться на приблизительно половину хорды профиля аэродинамического закрылка. Также длина выполненного с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка сегмента закрылка при взгляде в направлении потока воздуха может составлять между 30% и 70% длины боковой грани аэродинамического закрылка.
Более того, для сопряжения перемещения выполненного с возможностью перемещения сегмента закрылка с перемещением аэродинамического закрылка может быть предусмотрен механизм стыковки для сопряжения механизма управления аэродинамического закрылка с механизмом управления сегмента подвижного закрылка.
Согласно второму аспекту предлагаемого изобретения предусмотрен аэродинамический закрылок летательного аппарата, прежде всего высокоэффективный закрылок летательного аппарата, содержащий влияющее на срыв потока устройство на по меньшей мере одной боковой грани аэродинамического закрылка, имеющее простирающиеся поперечно направлению потока воздуха элементы, вдоль которых протекает обтекающий аэродинамический закрылок воздух, при этом влияющее на срыв потока устройство содержит большое число простирающихся поперечно направлению потока воздуха удлиненных элементов, которые образуют выполненное в виде щетки устройство, длина которого составляет по меньшей мере 75% полной хорды профиля аэродинамического закрылка.
Удлиненные элементы выполненного в виде щетки устройства могут отходить под углом от боковой кромки аэродинамического закрылка и простираются поперечно направлению потока воздуха.
Выполненное в виде щетки устройство может иметь контур, форма которого согласована с формой аэродинамического закрылка в области выполненного в виде щетки устройства.
Согласно следующему аспекту изобретения предусмотрен аэродинамический закрылок летательного аппарата, прежде всего высокоэффективный закрылок летательного аппарата, содержащий влияющее на срыв потока устройство на по меньшей мере одной боковой грани аэродинамического закрылка, при этом влияющее на срыв потока устройство имеет по меньшей мере одно устройство для подачи сжатого воздуха, и по меньшей мере один выходящий на боковую грань аэродинамического закрылка и сообщающийся с по меньшей мере одним устройством для подачи сжатого воздуха канал для выдувания сжатого воздуха в окружающее пространство аэродинамического закрылка.
При этом выходящий канал может выходить на поверхность профиля боковой грани и может выходить на месте выхода под углом между 70 и 110 градусами к контуру боковой грани.
Выходящий канал может иметь подключение для сопряжения с системой летательного аппарата таким образом, что выдуваемый через выходящий канал сжатый воздух может быть поданным из системы отбора воздуха авиационных двигателей.
Альтернативно продуваемый через выходящий на боковой грани аэродинамического закрылка канал сжатый воздух генерируется динамическим давлением, при этом предусмотрено устройство подключения для подачи сжатого воздуха на выходящий канал.
Прежде всего влияющее на срыв потока устройство может содержать по меньшей мере один входящий в обращенной к потоку области аэродинамического закрылка канал, и сообщающийся с входящим каналом и выходящий на боковую грань аэродинамического закрылка канал для сквозного пропуска набегающего воздуха.
Согласно следующему аспекту изобретения предусмотрено устройство для влияния на срыв потока высокоэффективного закрылка летательного аппарата и прежде всего высокоэффективного закрылка летательного аппарата, который имеет простирающиеся поперечно направлению потока воздуха элементы для обтекания набегающего от аэродинамического закрылка воздуха, при этом устройство имеет устройство подсоединения для размещения устройства на закрылке так, что удлиненные элементы на боковой грани аэродинамического закрылка являются выполненными участками закрылка, при этом между участками закрылка расположены один или более воздушных проходов для сквозного пропуска набегающего на аэродинамический закрылок воздуха.
Согласно следующему аспекту изобретения предусмотрено устройство для влияния на срыв потока высокоэффективного закрылка летательного аппарата и прежде всего высокоэффективного закрылка летательного аппарата, при этом влияющее на срыв потока устройство для выдувания сжатого воздуха в окружающее пространство аэродинамического закрылка содержит по меньшей мере одно устройство для подачи сжатого воздуха и по меньшей мере один выходящий канал для выдувания сжатого воздуха в окружающее пространство аэродинамического закрылка, который выполнен с возможностью размещения на боковой грани аэродинамического закрылка, и соединительную деталь для соединения устройства подачи сжатого воздуха с выходящим каналом.
При этом выходящий канал может выполнен так, что он может быть расположен в аэродинамическом закрылке таким образом, что он выходит на поверхность профиля боковой грани.
Альтернативно или дополнительно выходящий канал может выполнен так, что он может быть расположен в аэродинамическом закрылке таким образом, что он выходит на месте выхода под углом между 70 и 110 градусами к контуру боковой. При этом выходящий канал может иметь подключение для сопряжения с системой летательного аппарата таким образом, что выдуваемый через отводящий канал сжатый воздух может быть поданным из системы отбора воздуха авиационных двигателей.
Альтернативно устройство может иметь устройство подачи сжатого воздуха, посредством которого подается сжатый воздух, который может продуваться через выходящий у боковой грани аэродинамического закрылка канал.
Влияющее на срыв потока устройство может содержать по меньшей мере один первый входящий канал, который может быть размещен в обращенной потоку области аэродинамического закрылка, и сообщающийся с первым входящим каналом и выполненный с возможностью размещения на боковой грани аэродинамического закрылка отходящий канал для сквозного пропуска вытекающего из него воздуха.
Ниже поясняется пример осуществления изобретения со ссылками на чертежи. Показано на:
Фигуре 1 - устройство, влияющее на срыв потока с закрылка и, прежде всего, устройство для снижения аэродинамически наведенного шум на боковой грани управляемого закрылка, прежде всего высокоэффективного закрылка летательного аппарата в соответствии с первым примером осуществления изобретения.
Фигуре 2 - устройство, влияющее на срыв потока с закрылка, и, прежде всего, устройство, снижающее аэродинамически наведенный шум на боковой грани управляемого закрылка, прежде всего высокоэффективного закрылка летательного аппарата в соответствии со вторым примером осуществления изобретения.
Фигуре 3 - устройство, влияющее на срыв потока с закрылка, и, прежде всего, устройство, снижающее аэродинамически наведенный шум на боковой грани управляемого закрылка, прежде всего высокоэффективного закрылка летательного аппарата в соответствии с третьим примером осуществления изобретения.
Фигуру 4 - устройство, влияющее на срыв потока с закрылка, и, прежде всего, устройство, снижающее аэродинамически наведенный шум на боковой грани управляемого закрылка, прежде всего высокоэффективного закрылка летательного аппарата в соответствии с четвертым примером осуществления изобретения.
Фигура 5 - устройство, влияющее на срыв потока с закрылка, и, прежде всего, устройство, снижающее аэродинамически наведенный шум на боковой грани управляемого закрылка, прежде всего высокоэффективного закрылка летательного аппарата в соответствии с пятым примером осуществления изобретения.
Фигуры 6 и 7 - диаграммы, показывающие сокращение аэродинамически наведенного шума для двух примеров осуществления изобретения, т.е. показанного на фигуре 2 (фигура 6) второго примера осуществления изобретения, или же показанного на фигуре 1 (фигура 7) первого примера осуществления изобретения.
Ниже поясняются различные решения, которые, прежде всего, снижают выделяющийся от завихрений на боковой грани шум. Ведущим фактором оценки для технической наглядности таких модификаций закрылка является максимальная подъемная сила, которая может достигаться такой конфигурацией.
Фигура 1 и 3 показывают устройство, влияющее на срыв потока с закрылка, и, прежде всего, устройство для снижения аэродинамически наведенного шума на боковой краевой зоне или на боковой грани управляемого закрылка, прежде всего создающего значительный прирост подъемной силы закрылка (высокоэффективного закрылка) летательного аппарата в соответствии с первым и третьим примером осуществления изобретения. Устройство служит для воздействия на срыв потока с закрылка, прежде всего для снижения аэродинамически наведенного шума на боковой грани 12; 32 управляемого закрылка 11; 31 и, прежде всего, высокоэффективного закрылка летательного аппарата. При заданном направлении полета F летательного аппарата управляемый закрылок омывается воздухом в направлении потока S. На боковой краевой зоне или на боковой грани 12; 32 управляемого закрылка 11; 31, т.е. на боковой соединительной грани между передним и задним, при взгляде в направлении потока воздуха краем закрылка предусмотрено влияющее на срыв потока устройство или турбулизатор с простирающимися поперечно или под углом к направлению потока воздуха, или в направлении размаха крыла элементами, между которыми проходит обтекающий управляемые закрылки 11; 31 воздух, т.е. часть обтекающего закрылки воздуха.
Общим для обоих примеров осуществления изобретения является то, что простирающиеся поперечно направлению потока или в направлении размаха крыла элементы выполнены в виде участков 13; 31; 33 поверхности управляющего закрылка 11; 31, которые образует один или более размещенных между данными участками поверхности воздушных проходов, через которые набегающий на управляемый закрылок 11; 31 воздух проходит насквозь.
В показанном на фигуре 1 первом примере осуществления изобретения простирающиеся поперечно направлению потока или в направлении размаха крыла закрылка 11, 31 участки 13 закрылка расположены неразъемно или неподвижно на плоскости управления 11. Участки закрылка выполнены таким образом, что между данными участками 13 закрылка образован по меньшей мере один воздушный проход или же образованы множество воздушных проходов при заданном омывании закрылка при взгляде в направлении потока воздуха. Тем самым при заданном расположении закрылка часть омывающего управляемый закрылок 11 воздуха течет через сквозные пропуски. В одном варианте осуществления изобретения простирающиеся поперечно направлению потока или в направлении размаха крыла участки закрылка или участки 13 поверхности выполнены, прежде всего, в виде пальцев. Пальцы простираются от конца соединенного с боковой гранью 12 управляющего закрылка или закрылка 11 и выступают наружу так, что их второй конец, расположенный напротив первого конца, образует свободный конец. Количество участков 13 поверхности составляет между тремя и девятью, и в предпочтительном варианте осуществления изобретения между тремя и пятью. Это основывается на предположении, что посредством нерегулярно выполненной боковой гранью 12 избегают или, по меньшей мере, снижают единое завихрение. Таким образом образуется ряд малых вихревых зон, которые производят шум в высокочастотном диапазоне, который, однако, очень быстро гасится в атмосфере.
Этот принцип действия решения согласно изобретению был уже доказан на экспериментальной модели в аэродинамической трубе. Результаты представлены на фигуре 7 для четырех различных частот в зависимости от расположения закрылка. Тонкая нижняя линия позволяет распознать значительное уменьшение аэродинамически созданного шума по сравнению с обычным закрылком (толстая верхняя линия).
В показанном на фигуре 3 третьем примере осуществления изобретения по меньшей мере один из простирающихся поперечно направлению потока или в направлении размаха крыла участков закрылка выполнен в виде выполненного с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка 31 сегмента закрылка или сегмента 33 поверхности. При этом может быть прежде всего предпочтительно, что на аэродинамическом закрылке 31 по меньшей мере при взгляде в направлении потока S перед по меньшей мере одним подвижным сегментом 33 закрылка расположен следующий (другой) сегмент 32 закрылка, соединенный неподвижно или жестко с закрылком 31. При этом по меньшей мере один следующий закрылок 32 может размещаться как перед, так и позади подвижного сегмента 33 закрылка. Если предусматривается множество подвижных сегментов 33 закрылка, может, однако не обязательно, быть предусмотрен в каждом случае один из последующих сегментов 32 закрылка. Выполненный с возможностью перемещения сегмент 33 закрылка после его открытия или во время его перемещения открытия открывает воздушный проход, через который проходит часть омывающего закрылок в соответствии с предназначением воздуха, текущего от нижней стороны первой при взгляде в направлении потока воздуха области закрылка 31 к верхней стороне второй относительно к первой области задней области закрылка 31. При этом перемещение открытия является управляющим движением, которое начинается из начального положения, в котором каждая из смежных граней расположена относительно каждого из смежного подвижного сегмента закрылка и расположенного перед ним последующего сегмента 32 закрылка таким образом, что воздушные проходы отсутствуют. Далее перемещение переходит в положение, в котором каждая из смежных граней сегментов 33, 32 закрылка удалены друг от друга таким образом, что образуется воздушный проход между передними и подвижными задними сегментами 32 или же 33 закрылка. Это означает, что сегмент 33 закрылка, выполненный с возможностью перемещения относительно закрылка или управляющего закрылка 31, во время своего хода открытия на его верхней части поверхности, т.е. стороне, обращенной к потоку, может отгибаться вниз относительно закрылка 31 или же следующего сегмента 32 закрылка, и открывает при этом воздушный проход, через который воздух проходит насквозь от нижней части закрылка 31 к его верхней части. Воздушный проход образует сопло, ускоряющее протекающий с нижней стороны управляющего закрылка 31 на его верхнюю сторону воздух. Всасывающее действие данного ускоренного потока предотвращает завихряющее взаимодействие боковой грани с поверхностью посадочного щитка (закрылка) 31, таким образом устраняя механизм образования шума.
При размещении множества выполненных с возможностью перемещения сегментов закрылка и/или множества последующих жестко закрепленных на закрылке 31 сегментов 32 закрылка каждый из задних сегментов 33 закрылка закрепляется с возможностью перемещения по отношению к переднему сегменту 32 закрылка.
Выполненный с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка 31 сегмент 33 закрылка простирается в направлении потока предпочтительно на 30% - 70% величины хорды профиля закрылка 31 при взгляде в направлении потока. Сегмент 33 закрылка может также простираться приблизительно наполовину +/- 20% хорды профиля управляющего закрылка 31, при этом за подвижным сегментом 33 закрылка может быть размещен последующий сегмент закрылка, жестко прикрепленный к закрылку 31, т.е. подвижный сегмент 33 закрылка расположен на закрылке 31 приблизительно по центру. Выполненный с возможностью перемещения сегмент 33 закрылка для перемещения может быть сопряжен с механизмом управления управляющего закрылка 31.
В показанном на фигуре 2 втором примере осуществления изобретения на боковой грани 22 или краевой зоне 22 управляющего закрылка 21 предусмотрено влияющее на срыв потока устройство, содержащее простирающиеся поперечно направлению потока или в направлении размаха крыла элементы, между которыми проходит обтекающий управляющие закрылки 21 воздух. Влияющее на срыв потока устройство содержит большое количество удлиненных простирающихся в направлении размаха крыла элементов 23, которые образуют предпочтительно простирающееся по существу на всю хорду профиля аэродинамического закрылка 21 или на 75% всей боковой грани закрылка 21, выполненное в виде щетки устройство. Удлиненные элементы 23 выполненной в виде щетки устройства простираются поперечно направлению потока воздуха или выступают по существу под прямым углом от боковой грани 22 закрылка управления 21. Выполненное в виде щетки 23 устройство имеет контур, который приведен в соответствие с профилем управляющего закрылка 21, т.е. так, что линия контура проходит приблизительно параллельно профилю боковой грани закрылка 21. Так же как в двух ранее описанных примерах осуществления изобретения, принцип действия данного устройства в виде щеток точно также основывается на раздроблении большого завихрения на множество мелких, которые, вероятно, частично взаимно компенсируются.
Предварительные результаты эксперимента в аэродинамической трубе с данным вариантом изобретения раскрывают значительный потенциал сокращения по всему рассматриваемому диапазону частот. Это показано на фигуре 6 для четырех различных частот в зависимости от расположения посадочного щитка. Тонкая нижняя линия позволяет распознать значительное уменьшение по аэродинамически созданному шуму по сравнению с обычным посадочным щитком (толстая верхняя линия).
Фигура 4 и 5 показывают влияющее на срыв потока устройство или для снижения аэродинамически наведенного шума на боковой грани управляющего закрылка, прежде всего создающего значительный прирост подъемной силы закрылка (высокоэффективного закрылка) летательного аппарата в соответствии с четвертым и пятым примером осуществления изобретения. Снижающее аэродинамически наведенный шум, влияющее на срыв потока устройство предусмотрено на боковой грани 42; 52 посадочного щитка 41; 51, прежде всего высокоэффективного закрылка. Данное устройство содержит по меньшей мере один канал 43; 54, выходящий на боковую грань 42; 52 управляемого закрылка 41; 51, через который производимый системой летательного аппарата или потоком сжатый воздух может подаваться в образующее шум завихрение. Канал 43; 54 выходит на поверхность профиля управляемого закрылка 41; 51 поперечно направлению потока воздуха или по существу перпендикулярно боковой грани 42; 52.
В показанном на фигуре 4 четвертом примере осуществления изобретения сжатый воздух, продуваемый через выходящие на боковой грани 42 управляемого закрылка 41 каналы 43, генерируется посредством системы отбора воздуха авиационных двигателей.
В показанном на фигуре 5 пятом примере осуществления изобретения сжатый воздух, продуваемый через выходящие на боковой грани 52 управляющего закрылка 51 каналы 54, генерируется динамическим давлением. Образованный динамическим давлением сжатый воздух отсасывается каналом 53 от передней стороны управляемого закрылка 51 и направляется через систему трубопроводов на боковую грань 52 посадочного щитка 51.
Посредством выдувания воздуха из боковой и/или верхней поверхности посадочного щитка 41; 51 достигаются три эффекта для снижения шума: с одной стороны, завихрение боковой грани может быть «сдуто» с посадочного щитка и таким образом механизм взаимодействия образования шума можно ликвидировать, с другой стороны, возможно уменьшить силу завихрения путем вдувания воздуха в ядро вихря в такой мере, чтобы не происходило значительного излучения звука. Третий эффект основывается на том, что исходящие от боковой поверхности 42; 52 воздушные струи, таким же образом как и край щетки 22 представленного на фигуре 2 примера осуществления, ведут к образованию меньших зон завихрений.
Выше поясненные решения понимаются не только как возможность для сокращения шума, но и направлены также на увеличение подъемной силы. Вследствие этого, скорость захода на посадку пассажирского летательного аппарата может быть снижена, что имело бы положительное воздействие не только на образование шума. Посредством решений в соответствии с данным изобретением также может быть улучшена стабильность полета.
Claims (18)
1. Аэродинамический закрылок (11; 31) летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством на, по меньшей мере, одной боковой грани (12; 32) аэродинамического закрылка (11; 31), который содержит простирающиеся поперечно направлению потока воздуха элементы, вдоль которых протекает обтекающий аэродинамический закрылок (11; 31) воздух,
отличающийся тем, что
простирающиеся поперечно направлению потока воздуха элементы являются выполненными на боковой грани аэродинамического закрылка (11; 31) участками (13; 31, 33) закрылка, которые выполнены таким образом, что между этими участками (13; 31, 33) закрылка выполнены один или более воздушных проходов для сквозного пропуска набегающего на аэродинамический закрылок (11; 31) воздуха,
при этом выступающие поперечно направлению потока воздуха участки (13) закрылка имеют, по меньшей мере, один выполненный с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка (31) сегмент (33) закрылка,
при этом сегмент (33) закрылка выполнен с возможностью перемещения таким образом, что он во время соответствующего перемещения открывает, по меньшей мере, один воздушный проход, через который набегающий на аэродинамический закрылок (11; 31) воздух может протекать с нижней стороны к верхней стороне аэродинамического закрылка (31).
отличающийся тем, что
простирающиеся поперечно направлению потока воздуха элементы являются выполненными на боковой грани аэродинамического закрылка (11; 31) участками (13; 31, 33) закрылка, которые выполнены таким образом, что между этими участками (13; 31, 33) закрылка выполнены один или более воздушных проходов для сквозного пропуска набегающего на аэродинамический закрылок (11; 31) воздуха,
при этом выступающие поперечно направлению потока воздуха участки (13) закрылка имеют, по меньшей мере, один выполненный с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка (31) сегмент (33) закрылка,
при этом сегмент (33) закрылка выполнен с возможностью перемещения таким образом, что он во время соответствующего перемещения открывает, по меньшей мере, один воздушный проход, через который набегающий на аэродинамический закрылок (11; 31) воздух может протекать с нижней стороны к верхней стороне аэродинамического закрылка (31).
2. Аэродинамический закрылок (11; 31) по п.1, отличающийся тем, что выполненный с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка (31) сегмент (33) закрылка при своем перемещении может быть откинут от аэродинамического закрылка (31) на стороне восходящего потока и открывает, таким образом, воздушный проход для сквозного пропуска, протекающего с нижней стороны аэродинамического закрылка (31) на его верхнюю сторону, воздуха.
3. Аэродинамический закрылок (11; 31) по п.2, отличающийся тем, что воздушный проход образует ускоряющее протекание воздуха с нижней стороны аэродинамического закрылка (31) на его верхнюю сторону сопло.
4. Аэродинамический закрылок (11; 31) по п.1, отличающийся тем, что длина выполненного с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка (31) сегмента (33) закрылка при взгляде в направлении потока воздуха составляет между 30% и 70% длины боковой грани аэродинамического закрылка (31).
5. Аэродинамический закрылок (11; 31) по п.4, отличающийся тем, что длина выполненного с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка (31) сегмента (33) закрылка при взгляде в направлении потока воздуха составляет между 30% и 70% хорды профиля аэродинамического закрылка (31).
6. Аэродинамический закрылок (11; 31) по п.1, отличающийся тем, что для сопряжения перемещения выполненного с возможностью перемещения сегмента (33) закрылка с перемещением аэродинамического закрылка (31) предусмотрен механизм стыковки для сопряжения механизма управления аэродинамического закрылка (31) с механизмом управления сегмента (33) подвижного закрылка.
7. Высокоэффективный закрылок (41; 51) летательного аппарата, содержащий влияющее на срыв потока устройство на, по меньшей мере, одной боковой грани (12; 32) аэродинамического закрылка (21), отличающийся тем, что влияющее на срыв потока устройство содержит:
- по меньшей мере, одно устройство для подачи сжатого воздуха, и
- по меньшей мере, один выходящий на боковую грань (42; 52) аэродинамического закрылка (41; 51) и сообщающийся с, по меньшей мере, одним устройством для подачи сжатого воздуха канал (43; 54) для выдувания сжатого воздуха в окружающее пространство аэродинамического закрылка (41; 51).
- по меньшей мере, одно устройство для подачи сжатого воздуха, и
- по меньшей мере, один выходящий на боковую грань (42; 52) аэродинамического закрылка (41; 51) и сообщающийся с, по меньшей мере, одним устройством для подачи сжатого воздуха канал (43; 54) для выдувания сжатого воздуха в окружающее пространство аэродинамического закрылка (41; 51).
8. Высокоэффективный закрылок (41; 51) летательного аппарата по п.7, отличающийся тем, что выходящий канал (43; 54) выходит на поверхность профиля боковой грани (42; 52).
9. Высокоэффективный закрылок (41; 51) летательного аппарата по п.7, отличающийся тем, что выходящий канал (43; 54) выходит под углом между 70 и 110° к контуру боковой грани (42; 52).
10. Высокоэффективный закрылок (41; 51) летательного аппарата по п.7, отличающийся тем, что выходящий канал (43; 54) имеет подключение для сопряжения с системой летательного аппарата таким образом, что выдуваемый через выходящий канал (43; 54) сжатый воздух может быть подан из системы отбора воздуха авиационных двигателей.
11. Высокоэффективный закрылок (41; 51) летательного аппарата по п.7, отличающийся тем, что продуваемый через выходящий на боковой грани (52) аэродинамического закрылка (51) канал (54) сжатый воздух генерируется динамическим давлением.
12. Высокоэффективный закрылок (41; 51) летательного аппарата по п.11, отличающийся тем, что влияющее на срыв потока устройство содержит, по меньшей мере, один входящий в обращенной к потоку области аэродинамического закрылка (51) канал (53) и сообщающийся с входящим каналом (53) и выходящий на боковую грань (42; 52) аэродинамического закрылка (51) канал (43; 54) для сквозного пропуска набегающего от аэродинамического закрылка воздуха.
13. Устройство для влияния на срыв потока высокоэффективного закрылка летательного аппарата (11; 31), отличающееся тем, что влияющее на срыв потока устройство для выдувания сжатого воздуха в окружающее пространство аэродинамического закрылка (41; 51) содержит:
- по меньшей мере, одно устройство для подачи сжатого воздуха, и
- по меньшей мере, один выходящий канал (43; 54) для выдувания сжатого воздуха в окружающее пространство аэродинамического закрылка (41; 51), который выполнен с возможностью размещения на боковой грани (42; 52) аэродинамического закрылка (41; 51), и
- соединительную деталь для соединения устройства подачи сжатого воздуха с выходящим каналом.
- по меньшей мере, одно устройство для подачи сжатого воздуха, и
- по меньшей мере, один выходящий канал (43; 54) для выдувания сжатого воздуха в окружающее пространство аэродинамического закрылка (41; 51), который выполнен с возможностью размещения на боковой грани (42; 52) аэродинамического закрылка (41; 51), и
- соединительную деталь для соединения устройства подачи сжатого воздуха с выходящим каналом.
14. Устройство по п.13, отличающееся тем, что выходящий канал (43; 54) выполнен так, что он может быть расположен в аэродинамическом закрылке (41; 51) таким образом, что он выходит на поверхность профиля боковой грани (42; 52).
15. Устройство по п.13, отличающееся тем, что выходящий канал (43; 54) выполнен так, что он может быть расположен в аэродинамическом закрылке (41; 51) таким образом, что он выходит на месте выхода под углом между 70 и 110° к контуру боковой грани (42; 52).
16. Устройство по п.13, отличающееся тем, что выходящий канал (43; 54) имеет подключение для сопряжения с системой летательного аппарата таким образом, что выдуваемый через отводящий канал (43; 54) сжатый воздух может быть подан из системы отбора воздуха авиационных двигателей.
17. Устройство по п.13, отличающееся тем, что оно имеет устройство подачи сжатого воздуха, посредством которого подается сжатый воздух, который может продуваться через выходящий у боковой грани (52) аэродинамического закрылка (51) канал (54).
18. Устройство по п.17, отличающееся тем, что влияющее на срыв потока устройство содержит:
- по меньшей мере, один первый входящий канал (53), который может быть размещен в обращенной потоку области аэродинамического закрылка (51), и
- сообщающийся с первым входящим каналом (53) и выполненный с возможностью размещения на боковой грани (42; 52) аэродинамического закрылка (51) отходящий канал (43; 54) для сквозного пропуска вытекающего от аэродинамического закрылка воздуха.
- по меньшей мере, один первый входящий канал (53), который может быть размещен в обращенной потоку области аэродинамического закрылка (51), и
- сообщающийся с первым входящим каналом (53) и выполненный с возможностью размещения на боковой грани (42; 52) аэродинамического закрылка (51) отходящий канал (43; 54) для сквозного пропуска вытекающего от аэродинамического закрылка воздуха.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE102006008434.9 | 2006-02-23 | ||
| DE102006008434A DE102006008434A1 (de) | 2006-02-23 | 2006-02-23 | Vorrichtung zur Reduzierung des aerodynamisch bedingten Lärms an der Seitenkante einer Stellfläche, insbesondere einer Hochauftriebsfläche eines Flugzeugs |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008137530A RU2008137530A (ru) | 2010-03-27 |
| RU2428354C2 true RU2428354C2 (ru) | 2011-09-10 |
Family
ID=38262623
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008137530/11A RU2428354C2 (ru) | 2006-02-23 | 2007-02-23 | Аэродинамический закрылок летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8096513B2 (ru) |
| EP (1) | EP1986912B1 (ru) |
| JP (1) | JP2009527405A (ru) |
| CN (1) | CN101454202B (ru) |
| AT (1) | ATE490913T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0708308A2 (ru) |
| CA (1) | CA2643071A1 (ru) |
| DE (3) | DE102006008434A1 (ru) |
| RU (1) | RU2428354C2 (ru) |
| WO (1) | WO2007095931A2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2513344C1 (ru) * | 2012-12-18 | 2014-04-20 | Юлия Алексеевна Щепочкина | Крыло летательного аппарата |
Families Citing this family (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB0802000D0 (en) * | 2008-02-04 | 2008-03-12 | Wingtec Holdings Ltd | Aerofoil control devices |
| JP5286527B2 (ja) | 2009-07-13 | 2013-09-11 | 三菱重工業株式会社 | 高揚力発生装置、翼および高揚力発生装置の騒音低減装置 |
| US20170088254A1 (en) * | 2011-03-10 | 2017-03-30 | RuiQing Hong | Ultra-High-Pressure Fluid Injection Dynamic Orbit-Transfer System and Method |
| US9132909B1 (en) | 2011-03-11 | 2015-09-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Flap edge noise reduction fins |
| US9623952B1 (en) | 2011-03-11 | 2017-04-18 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | External acoustic liners for multi-functional aircraft noise reduction |
| US9227719B2 (en) | 2011-03-11 | 2016-01-05 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Reactive orthotropic lattice diffuser for noise reduction |
| BR112013025160B1 (pt) | 2011-03-30 | 2021-06-15 | The Society Of Japanese Aerospace Companies | Dispositivo de hipersustentação para uma aeronave |
| US8632031B2 (en) * | 2011-04-11 | 2014-01-21 | The Boeing Company | Systems and methods for attenuation of noise and wakes produced by aircraft |
| JP5956803B2 (ja) * | 2012-03-29 | 2016-07-27 | 一般社団法人日本航空宇宙工業会 | 飛行体の高揚力装置 |
| EP3269635A1 (en) | 2016-07-12 | 2018-01-17 | The Aircraft Performance Company UG | Airplane wing |
| FR3054714B1 (fr) * | 2016-08-01 | 2018-08-31 | Airbus Operations Sas | Procede de masquage d'un signal sonore genere par un element d'une peau d'un aeronef |
| US10532805B2 (en) * | 2016-09-20 | 2020-01-14 | Gulfstream Aerospace Corporation | Airfoil for an aircraft having reduced noise generation |
| WO2018130612A1 (en) * | 2017-01-12 | 2018-07-19 | Infinity Holding B.V. | A device for influencing the wake flow of an aerofoil, aerofoil comprising such a device, and aircraft comprising such an aerofoil |
| NL2018783B1 (en) * | 2017-01-12 | 2018-07-25 | Infinity Holding B V | A device for influencing the wake flow of an aerofoil, aerofoil comprising such a device, and aircraft comprising such an aerofoil |
| ES2779013T3 (es) | 2017-07-12 | 2023-10-17 | The Aircraft Performance Company Gmbh | Ala de avión con al menos dos aletas de punta de ala |
| ES2819559T3 (es) | 2017-12-15 | 2021-04-16 | The Aircraft Performance Company Gmbh | Ala de aeroplano |
| ES2905192T3 (es) | 2018-01-15 | 2022-04-07 | The Aircraft Performance Company Gmbh | Ala de avión |
| DE102018121395B4 (de) * | 2018-09-03 | 2021-06-17 | Airbus Defence and Space GmbH | Endrippenanordnung für eine Auftriebshilfevorrichtung eines Luftfahrzeugs mit Lärmminderung |
| CN112644687B (zh) * | 2020-12-31 | 2024-05-17 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞机后缘襟翼 |
| CN113859515A (zh) * | 2021-11-08 | 2021-12-31 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种飞机襟翼 |
| WO2023218164A1 (en) * | 2022-05-09 | 2023-11-16 | Bae Systems Plc | Control surface arrangement and method |
| EP4276013A1 (en) * | 2022-05-09 | 2023-11-15 | BAE SYSTEMS plc | Control surface arrangement and method |
Family Cites Families (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| LU34999A1 (ru) | ||||
| US3596854A (en) * | 1969-06-09 | 1971-08-03 | William R Haney Jr | Vortex generator for airfoil structures |
| US3881669A (en) * | 1973-05-16 | 1975-05-06 | Martin Lessen | Method and apparatus for elimination of airfoil trailing vortices |
| US4671473A (en) * | 1984-11-08 | 1987-06-09 | Goodson Kenneth W | Airfoil |
| JPH02293298A (ja) * | 1989-05-08 | 1990-12-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機の主翼 |
| JPH04108095A (ja) * | 1990-08-28 | 1992-04-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機 |
| US5158251A (en) * | 1990-11-16 | 1992-10-27 | The United State Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Aerodynamic surface tip vortex attenuation system |
| US5823480A (en) * | 1993-04-05 | 1998-10-20 | La Roche; Ulrich | Wing with a wing grid as the end section |
| JP2951540B2 (ja) * | 1994-06-30 | 1999-09-20 | 川田工業株式会社 | 回転翼航空機の低騒音化装置 |
| RU2174483C2 (ru) | 1998-07-13 | 2001-10-10 | Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского | Устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла (варианты) |
| US6283406B1 (en) * | 1999-09-10 | 2001-09-04 | Gte Service Corporation | Use of flow injection and extraction to control blade vortex interaction and high speed impulsive noise in helicopters |
| JP4535550B2 (ja) * | 2000-02-23 | 2010-09-01 | 富士重工業株式会社 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
| DE10020177A1 (de) | 2000-04-25 | 2001-11-08 | Daimler Chrysler Ag | Einrichtung zur Lärmminderung an Tragflügeln von Flugzeugen |
| DE10052022A1 (de) * | 2000-10-13 | 2002-05-16 | Univ Dresden Tech | Anordnung zum Einsatz in turbulenten Scherschichten und Wirbelstrukturen |
| GB0115130D0 (en) * | 2001-06-21 | 2001-08-15 | Bae Systems Plc | A winglet |
| US6578798B1 (en) * | 2002-04-08 | 2003-06-17 | Faruk Dizdarevic | Airlifting surface division |
| US6948906B2 (en) * | 2003-04-02 | 2005-09-27 | University Of Maryland | Rotor blade system with reduced blade-vortex interaction noise |
| US7661629B2 (en) * | 2004-02-20 | 2010-02-16 | The Boeing Company | Systems and methods for destabilizing an airfoil vortex |
| US7100875B2 (en) * | 2004-02-20 | 2006-09-05 | The Boeing Company | Apparatus and method for the control of trailing wake flows |
| US7637462B2 (en) * | 2006-04-28 | 2009-12-29 | Anadish Kumar Pal | Surface flow diverting and static charging ducted pores on wing or blade tip to reduce wake and BVI noise |
| US20070262205A1 (en) * | 2006-05-09 | 2007-11-15 | Grant Roger H | Retractable multiple winglet |
| US7686253B2 (en) * | 2006-08-10 | 2010-03-30 | The Boeing Company | Systems and methods for tracing aircraft vortices |
-
2006
- 2006-02-23 DE DE102006008434A patent/DE102006008434A1/de not_active Withdrawn
-
2007
- 2007-02-23 RU RU2008137530/11A patent/RU2428354C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-02-23 WO PCT/DE2007/000346 patent/WO2007095931A2/de active Application Filing
- 2007-02-23 CA CA002643071A patent/CA2643071A1/en not_active Abandoned
- 2007-02-23 JP JP2008555620A patent/JP2009527405A/ja active Pending
- 2007-02-23 DE DE502007005892T patent/DE502007005892D1/de active Active
- 2007-02-23 EP EP07711202A patent/EP1986912B1/de not_active Not-in-force
- 2007-02-23 CN CN2007800144449A patent/CN101454202B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-02-23 AT AT07711202T patent/ATE490913T1/de active
- 2007-02-23 DE DE112007001019T patent/DE112007001019A5/de not_active Withdrawn
- 2007-02-23 US US12/280,121 patent/US8096513B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-02-23 BR BRPI0708308-4A patent/BRPI0708308A2/pt not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2513344C1 (ru) * | 2012-12-18 | 2014-04-20 | Юлия Алексеевна Щепочкина | Крыло летательного аппарата |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2009527405A (ja) | 2009-07-30 |
| US20090084905A1 (en) | 2009-04-02 |
| RU2008137530A (ru) | 2010-03-27 |
| WO2007095931A2 (de) | 2007-08-30 |
| BRPI0708308A2 (pt) | 2011-05-24 |
| CA2643071A1 (en) | 2007-08-30 |
| ATE490913T1 (de) | 2010-12-15 |
| DE112007001019A5 (de) | 2009-01-29 |
| CN101454202B (zh) | 2012-05-23 |
| EP1986912A2 (de) | 2008-11-05 |
| DE102006008434A1 (de) | 2007-09-06 |
| DE502007005892D1 (de) | 2011-01-20 |
| WO2007095931A3 (de) | 2007-11-01 |
| US8096513B2 (en) | 2012-01-17 |
| CN101454202A (zh) | 2009-06-10 |
| EP1986912B1 (de) | 2010-12-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2428354C2 (ru) | Аэродинамический закрылок летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством | |
| EP2098714B1 (en) | High bypass-ratio turbofan jet engine | |
| US7597289B2 (en) | Apparatus and method for the control of trailing wake flows | |
| US7887287B2 (en) | Turbofan jet engine | |
| US9272772B2 (en) | Surface element for an aircraft, aircraft and method for improving high-lift generation on a surface element | |
| US4463772A (en) | Flush inlet for supersonic aircraft | |
| JP7061061B2 (ja) | 吹出機能を備えた流入部ステータを有する後方フェアリング推進システムを備えた航空機 | |
| JP2003148246A (ja) | ガスタービンエンジンの空気流に生じる歪み損失を減少させるための方法及び装置 | |
| US9938901B2 (en) | Attachment pylon for a turbine engine | |
| CA2609228A1 (en) | Turbofan engine nozzle assembly and method for operating the same | |
| US8870530B2 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2670664C9 (ru) | Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета | |
| RU2508228C1 (ru) | Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
| WO2014150500A1 (en) | Nacelle internal and external flow control | |
| US11414177B2 (en) | Fluidic actuator for airfoil | |
| CN113753221B (zh) | 一种机翼增升系统 | |
| EP4286683A1 (en) | Trailing edge noise reduction using an airfoil with an internal bypass channel | |
| CN115571329B (zh) | 翼型结构及其流动控制方法、飞行器和流动控制试验模型 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TK4A | Correction to the publication in the bulletin (patent) |
Free format text: AMENDMENT TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL: 25-2011 FOR TAG: (73) |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180224 |