RU2482430C2 - Воздухозаборник, в частности, для устройства выброса дипольных отражателей воздушного судна - Google Patents
Воздухозаборник, в частности, для устройства выброса дипольных отражателей воздушного судна Download PDFInfo
- Publication number
- RU2482430C2 RU2482430C2 RU2010139775/11A RU2010139775A RU2482430C2 RU 2482430 C2 RU2482430 C2 RU 2482430C2 RU 2010139775/11 A RU2010139775/11 A RU 2010139775/11A RU 2010139775 A RU2010139775 A RU 2010139775A RU 2482430 C2 RU2482430 C2 RU 2482430C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- air intake
- shield
- hole
- opening
- Prior art date
Links
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 208000031968 Cadaver Diseases 0.000 description 1
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B5/00—Cartridge ammunition, e.g. separately-loaded propellant charges
- F42B5/02—Cartridges, i.e. cases with charge and missile
- F42B5/145—Cartridges, i.e. cases with charge and missile for dispensing gases, vapours, powders, particles or chemically-reactive substances
- F42B5/15—Cartridges, i.e. cases with charge and missile for dispensing gases, vapours, powders, particles or chemically-reactive substances for creating a screening or decoy effect, e.g. using radar chaff or infrared material
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41H—ARMOUR; ARMOURED TURRETS; ARMOURED OR ARMED VEHICLES; MEANS OF ATTACK OR DEFENCE, e.g. CAMOUFLAGE, IN GENERAL
- F41H11/00—Defence installations; Defence devices
- F41H11/02—Anti-aircraft or anti-guided missile or anti-torpedo defence installations or systems
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
- F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
- F42B12/36—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information
- F42B12/46—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information for dispensing gases, vapours, powders or chemically-reactive substances
- F42B12/48—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information for dispensing gases, vapours, powders or chemically-reactive substances smoke-producing, e.g. infrared clouds
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
- F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
- F42B12/36—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information
- F42B12/56—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information for dispensing discrete solid bodies
- F42B12/70—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information for dispensing discrete solid bodies for dispensing radar chaff or infrared material
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Feeding Of Articles To Conveyors (AREA)
- Aerials With Secondary Devices (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Solid-Sorbent Or Filter-Aiding Compositions (AREA)
- Respiratory Apparatuses And Protective Means (AREA)
- Fire-Extinguishing By Fire Departments, And Fire-Extinguishing Equipment And Control Thereof (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиации, в частности к устройствам противодействия средствам обнаружения летательных аппаратов. Устройство (10) выброса дипольных отражателей воздушного судна содержит удлиненный полый корпус (12), выполненный с возможностью прикрепления к конструкции воздушного судна так, чтобы быть ориентированным в продольном направлении воздушного судна. Корпус (12) содержит пару боковых стенок (14). Передняя часть каждой боковой стенки (14) снабжена двумя боковыми воздухозаборниками (16), каждый из которых содержит круглое сквозное отверстие (18) с диаметром d и щиток (20), расположенный позади отверстия (18) в продольном направлении или в направлении перемещения воздушного судна на расстоянии l от центра указанного отверстия. Щиток имеет форму в виде горизонтально лежащей буквы V с вершиной, направленной в сторону от отверстия (18). Диаметр d отверстия (18) составляет от 8 до 12 мм. Соотношение h/l между высотой h щитка (20) при вершине буквы V и расстоянием 1 составляет от 0,8 до 1, а соотношение h/d между высотой h и диаметром отверстия d составляет от 1,5 до 2. Повышается надежность работы устройства выброса дипольных отражателей. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение, в общем, относится к воздухозаборнику, а более конкретно, к воздухозаборнику для устройства выброса дипольных отражателей воздушного судна.
Обычно устройство выброса дипольных отражателей воздушного судна включает в себя:
удлиненный полый корпус, выполненный с возможностью прикрепления к фюзеляжу или к крылу так, чтобы быть ориентированным в продольном направлении воздушного судна, причем корпус содержит закрытый передний конец и открытый задний конец;
приводной механизм, размещенный внутри корпуса и выполненный с возможностью подталкивания назад (относительно направления движения вперед воздушного судна) пакетов дипольных отражателей и выброса их по одному из заднего отверстия; и
электронную схему, управляющую приводным механизмом, и, при необходимости, часть средств обнаружения и электронных схем для защиты воздушного судна.
Пакеты дипольных отражателей, выброшенные из задней части устройства выброса, «разрываются» в результате столкновения с воздухом и таким образом разносят дипольные отражатели в спутную струю воздушного судна.
Основная проблема, влияющая на известное устройство выброса дипольных отражателей воздушного судна, заключается в том, что между передней частью корпуса (в которой размещается приводной механизм) и задней частью корпуса (в которой размещаются пакеты дипольных отражателей, и из которой они выбрасываются) создается отрицательный градиент давления, который вынуждает дипольные отражатели, выброшенные из устройства выброса дипольных отражателей, втягиваться обратно или рециркулировать внутри него с последующим риском повреждений как механического характера, таких как заедание приводного механизма, так и электронного характера, в частности, проблем электромагнитных влияний на электронные схемы управления устройства выброса и на остальные схемы и средства обнаружения для защиты воздушного судна, установленные на корпусе устройства выброса. Известно, что для решения данной проблемы на передней части боковых стенок корпуса устройства выброса размещают воздухозаборники, чтобы увеличить давление в передней части корпуса. Однако размещение боковых воздухозаборников сопряжено с риском, что газы, выделяемые ракетами, выпущенными воздушным судном, попадают внутрь устройства выброса и сталкиваются с пакетами дипольных отражателей, находящихся внутри него, безнадежно повреждая их и таким образом негативно влияя на обороноспособность воздушного судна.
Поэтому задачей настоящего изобретения является создание воздухозаборника, который способен устранить вышеописанные недостатки известного уровня техники.
Эта и другие задачи полностью достигаются в соответствии с изобретением посредством воздухозаборника, имеющего признаки, приведенные в независимом пункте 1 формулы изобретения.
Предпочтительные варианты осуществления изобретения являются предметом зависимых пунктов формулы изобретения.
Благодаря тому, что воздухозаборник содержит сквозное отверстие, выполненное в стенке корпуса, и щиток, который имеет соответствующую форму и расположен на соответствующем расстоянии от отверстия, эффект увеличения давления в той части корпуса, в которой расположен воздухозаборник, увеличивается до максимума. Если такой воздухозаборник установлен на передней части боковых стенок корпуса устройства выброса дипольных отражателей воздушного судна, то риск того, что пакеты дипольных отражателей будут втягиваться обратно или рециркулировать внутри устройства выброса, соответственно уменьшается до минимума, и в то же время риск попадания газов, выделяемых ракетами, выпущенными воздушным судном, и, соответственно, повреждения пакетов дипольных отражателей, находящихся внутри устройства выброса, уменьшается до минимума.
Кроме того, благодаря малой высоте щитков боковых воздухозаборников, уменьшается не только аэродинамическое лобовое сопротивление, но и радиолокационная видимость устройства выброса.
Характеристики и преимущества изобретения станут более очевидными из приведенного ниже подробного описания, представленного только в качестве неограничивающего примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 представляет собой вид сбоку устройства выброса дипольных отражателей в соответствии с настоящим изобретением, и
фиг.2 и 3 представляют собой виды в перспективе, которые показывают, каждый, соответствующий вариант осуществления боковых воздухозаборников устройства выброса дипольных отражателей воздушного судна в соответствии с настоящим изобретением.
Со ссылкой на фиг.1 устройство выброса дипольных отражателей воздушного судна в соответствии с настоящим изобретением в общем обозначено ссылочной позицией 10 и в основном включает в себя:
удлиненный полый корпус 12, выполненный с возможностью прикрепления к фюзеляжу или к крылу воздушного судна так, чтобы быть ориентированным в продольном направлении воздушного судна, причем корпус содержит закрытый передний конец 12а и открытый задний конец 12b;
приводной механизм (по существу известный и не показанный), размещенный внутри корпуса 12 и выполненный с возможностью подталкивания назад (относительно направления перемещения воздушного судна) пакетов дипольных отражателей (по существу известные и не показанные) для выброса их по одному из заднего отверстия 12b; и
электронную схему, управляющую приводным механизмом, и, при необходимости, часть средств обнаружения и электронных схем для защиты воздушного судна (по существу известных и не показанных).
Корпус 12, предпочтительно, имеет квадратное или прямоугольное поперечное сечение с парой вертикальных боковых стенок 14 (только одна из которых показана на чертежах), в передней части которых (левая сторона, если смотреть на фиг.1) расположен по меньшей мере один боковой воздухозаборник 16. Предпочтительно, каждая боковая стенка 14 корпуса 12 содержит два боковых воздухозаборника 16, которые выровнены по вертикали. Каждый воздухозаборник 16 содержит сквозное отверстие 18, имеющее, предпочтительно, круглую форму с диаметром d, и щиток 20, расположенный позади отверстия 18 в продольном направлении (направлении перемещения) воздушного судна на расстоянии l от центра указанного отверстия и имеющий форму горизонтально лежащей буквы V с ее вершиной, направленной в сторону от отверстия 18, т.е. к хвосту воздушного судна. Высота щитка 20 обозначена буквой h.
Форма щитка 20 в виде горизонтально лежащей буквы V создает эффект вынужденного прерывания потока воздуха при общем давлении в зоне вершины буквы V и, следовательно, увеличения давления в передней части корпуса 12 устройства выброса, с последующим уменьшением до минимума рисков втягивания выброшенных пакетов дипольных отражателей обратно внутрь корпуса.
Во время испытаний выяснилось, что оптимальный компромисс между необходимостью подачи воздуха в переднюю часть корпуса устройства выброса для обеспечения положительного градиента давления между передней и задней частями корпуса устройства выброса и необходимостью предотвращения попадания газов, выделяемых ракетами, выпущенными воздушным судном, и последующего повреждения пакетов дипольных отражателей, находящихся внутри устройства выброса, достигается посредством надлежащего определения геометрических характеристик боковых воздухозаборников 16. В частности, выяснилось, что геометрическими характеристиками, которые в наибольшей степени влияют на эффективность боковых воздухозаборников 16, являются три вышеуказанных параметра, т.е. диаметр d отверстия 18, расстояние l между вершиной щитка 20 и центром отверстия 18 и высота h щитка 20 при его вершине. Данные параметры должны быть связаны друг с другом следующими взаимными соотношениями: отношение h/l должно составлять от 0,8 до 1, а отношение h/d должно составлять от 1,5 до 2, при диаметре d, составляющем от 8 до 12 мм. В варианте осуществления, показанном на фиг.2, диаметр d равен 8 мм, расстояние l равно 15 мм и высота h равна 15 мм, так что отношение h/l равно 1, и отношение h/d равно 1,875. В варианте осуществления, показанном на фиг.3, диаметр d равен 10 мм, расстояние l равно 15 мм и высота h равна 15 мм, так что отношение h/l равно 1, и отношение h/d равно 1,5.
В то время как корпус 12 устройства 10 выброса дипольных отражателей выполнен из металлического материала, щитки 20, предпочтительно, выполнены из пластмассы (позволяющей сохранить малый вес устройства выброса) и прикреплены к корпусу 12 посредством приклеивания.
Хотя принцип изобретения остается неизменным, варианты осуществления и элементы конструкции могут изменяться в широких пределах относительно тех, которые описаны и проиллюстрированы только в качестве неограничивающего примера, таким образом не выходя за рамки объема изобретения, определенного в приложенной формуле изобретения.
Например, хотя изобретение описано и проиллюстрировано со ссылкой на применение воздухозаборников в устройстве выброса дипольных отражателей воздушного судна, очевидно, что изобретение применимо к любому корпусу, в котором давление должно увеличиваться потоком воздуха через воздухозаборник, при одновременном уменьшении до минимума попадания наружного воздуха.
Более конкретно, что же касается формы воздухозаборника, то отверстие 18 может иметь другую форму, отличающуюся от круглой формы, в частности форму многоугольника, который может быть описан вокруг окружности, при этом в этом случае вышеупомянутым диаметром d является диаметр окружности, вписанной в многоугольный периметр отверстия.
Claims (9)
1. Воздухозаборник (16), содержащий сквозное отверстие (18), выполненное в стенке (14) корпуса (12), отличающийся тем, что воздухозаборник (16) также содержит щиток (20), расположенный позади отверстия (18) относительно направления перемещения корпуса (12) на расстоянии 1 от центра отверстия (18), причем щиток (20) имеет форму в виде горизонтально лежащей буквы V с ее вершиной, направленной от отверстия (18), и с высотой h при вершине буквы V, при этом соотношение h/l между высотой h и расстоянием l составляет от 0,8 до 1, а соотношение h/d между высотой h и размером d составляет от 1,5 до 2.
2. Воздухозаборник по н.1, в котором размер d отверстия (18) составляет от 8 до 12 мм.
3. Воздухозаборник по п.1 или 2, в котором отверстие (18) является круглым, а размером d является диаметр самого отверстия.
4. Воздухозаборник по п.1 или 2, в котором щиток (20) выполнен из пластмассы.
5. Воздухозаборник по п.3, в котором щиток (20) выполнен из пластмассы.
6. Устройство (10) выброса дипольных отражателей воздушного судна, содержащее удлиненный полый корпус (12), выполненный с возможностью прикрепления к конструкции воздушного судна так, чтобы быть ориентированным в продольном направлении или в направлении перемещения воздушного судна, при этом корпус (12) содержит пару боковых стенок (14), передняя часть которых снабжена, по меньшей мере, одним воздухозаборником (16) по любому из пп.1-5.
7. Устройство по п.6, содержащее два воздухозаборника (16), которые выровнены по вертикали.
8. Устройство по п.6 или 7, в котором щиток (20) прикреплен к корпусу (12) посредством приклеивания.
9. Воздушное судно, содержащее устройство (10) выброса дипольных отражателей по любому из пп.6-8.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ITTO2008A000142 | 2008-02-28 | ||
| IT000142A ITTO20080142A1 (it) | 2008-02-28 | 2008-02-28 | Presa d'aria, in particolare per un espulsore di chaff per velivolo |
| PCT/IB2009/050732 WO2009107058A1 (en) | 2008-02-28 | 2009-02-24 | Air intake, in particular for an aircraft chaff dispenser |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010139775A RU2010139775A (ru) | 2012-04-10 |
| RU2482430C2 true RU2482430C2 (ru) | 2013-05-20 |
Family
ID=40292015
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010139775/11A RU2482430C2 (ru) | 2008-02-28 | 2009-02-24 | Воздухозаборник, в частности, для устройства выброса дипольных отражателей воздушного судна |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8485467B2 (ru) |
| EP (1) | EP2247912B1 (ru) |
| JP (1) | JP5497670B2 (ru) |
| AT (1) | ATE520952T1 (ru) |
| ES (1) | ES2370767T3 (ru) |
| IT (1) | ITTO20080142A1 (ru) |
| RU (1) | RU2482430C2 (ru) |
| WO (1) | WO2009107058A1 (ru) |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2658143T3 (es) * | 2009-06-11 | 2018-03-08 | Saab Ab | Medio de guiado de aire para dispensador |
| US20130047978A1 (en) * | 2011-08-31 | 2013-02-28 | Massachusetts Institute Of Technology | Vortex-induced cleaning of surfaces |
| LT3129720T (lt) * | 2014-04-07 | 2020-11-10 | Prihoda S.R.O. | Oro kondicioneriaus difuzorius, skirtas paskirstyti orą |
| US10488079B2 (en) | 2014-05-13 | 2019-11-26 | Massachusetts Institute Of Technology | Low cost parabolic cylindrical trough for concentrated solar power |
| CN114590407B (zh) * | 2022-01-30 | 2023-05-09 | 中国人民解放军陆军工程大学 | 一种箔条布撒器 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4167008A (en) * | 1976-09-23 | 1979-09-04 | Calspan Corporation | Fluid bed chaff dispenser |
| US4696442A (en) * | 1986-07-14 | 1987-09-29 | The Boeing Company | Vortex generators for inlets |
| RU95101479A (ru) * | 1995-01-31 | 1996-11-10 | Акционерное общество "Научно-технический центр АвтоВАЗ" | Воздухозаборник для системы отопления автомобиля |
| RU2140378C1 (ru) * | 1997-12-10 | 1999-10-27 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | Воздухозаборник для транспортного средства |
Family Cites Families (41)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR779655A (fr) | 1934-01-02 | 1935-04-10 | Procédé de transformation de l'énergie calorifique en énergie cinétique ou potentielle | |
| US2694357A (en) * | 1950-07-18 | 1954-11-16 | Chance Vought Aircraft Inc | Boundary layer energization for flush inlets |
| US2954948A (en) * | 1956-04-10 | 1960-10-04 | Francis M Johnson | Chaff dispensing system |
| US3099423A (en) * | 1961-10-02 | 1963-07-30 | Rolls Royce | Vtol aircraft engine inlet structure |
| US3578264A (en) * | 1968-07-09 | 1971-05-11 | Battelle Development Corp | Boundary layer control of flow separation and heat exchange |
| US4095761A (en) * | 1976-09-29 | 1978-06-20 | The Boeing Company | Aerial refueling spoiler |
| US4203566A (en) * | 1978-08-21 | 1980-05-20 | United Aircraft Products, Inc. | Air inlet control for aircraft or the like |
| SE8006725L (sv) * | 1980-03-17 | 1981-09-18 | Philips Svenska Ab | Spridare |
| US4343506A (en) * | 1980-08-05 | 1982-08-10 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Low-drag ground vehicle particularly suited for use in safely transporting livestock |
| CH655473B (ru) * | 1980-09-29 | 1986-04-30 | Eidgenoess Flugzeugwerk Emmen | |
| DE3521329A1 (de) * | 1985-06-14 | 1986-12-18 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Wirbelgeneratoren- und grenzschichtabweiseranordnung |
| US5058837A (en) * | 1989-04-07 | 1991-10-22 | Wheeler Gary O | Low drag vortex generators |
| JP2996479B2 (ja) * | 1990-02-14 | 1999-12-27 | 防衛庁技術研究本部長 | 魚雷等のペイロード運搬飛しょう体 |
| SE501881C2 (sv) * | 1991-04-29 | 1995-06-12 | Celsiustech Electronics Ab | Fällare för utmatning av förpackningar med störmedel |
| US5598990A (en) * | 1994-12-15 | 1997-02-04 | University Of Kansas Center For Research Inc. | Supersonic vortex generator |
| JPH10170199A (ja) * | 1996-12-10 | 1998-06-26 | Toshiba Corp | フレシェット放出装置 |
| US5841079A (en) | 1997-11-03 | 1998-11-24 | Northrop Grumman Corporation | Combined acoustic and anti-ice engine inlet liner |
| US6105904A (en) * | 1998-03-30 | 2000-08-22 | Orbital Research Inc. | Deployable flow control device |
| JP3856177B2 (ja) * | 1998-03-31 | 2006-12-13 | 株式会社小松製作所 | 高速飛翔体 |
| US6079667A (en) * | 1998-06-09 | 2000-06-27 | Mcdonnell Douglas Corporation | Auxiliary inlet for a jet engine |
| US6142417A (en) * | 1998-10-26 | 2000-11-07 | Atlantic Research Corporation | Self-deploying air inlet for an air breathing missile |
| SE518244C2 (sv) * | 1999-04-01 | 2002-09-17 | Saab Ab | Förfarande för utskjutning av motmedel, samt anordning för förvaring och utskjutning av motmedel |
| US6247668B1 (en) * | 1999-07-15 | 2001-06-19 | The Boeing Company | Auxiliary power and thrust unit |
| NL1014151C2 (nl) * | 2000-01-21 | 2001-07-24 | Inalfa Ind Bv | Open-dakconstructie voor een voertuig. |
| US6349899B1 (en) * | 2000-04-04 | 2002-02-26 | The Boeing Company | Aircraft auxiliary air intake with ram and flush opening door |
| US6527224B2 (en) * | 2001-03-23 | 2003-03-04 | The Boeing Company | Separate boundary layer engine inlet |
| WO2003097453A2 (en) * | 2002-05-21 | 2003-11-27 | Nir Padan | System and method for enhancing the payload capacity, carriage efficiency, and adaptive flexibility of external stores mounted on an aerial vehicle |
| US6837465B2 (en) * | 2003-01-03 | 2005-01-04 | Orbital Research Inc | Flow control device and method of controlling flow |
| US7014144B2 (en) * | 2003-07-22 | 2006-03-21 | Honeywell International, Inc. | Dual action inlet door and method for use thereof |
| US7344107B2 (en) * | 2004-10-26 | 2008-03-18 | The Boeing Company | Dual flow APU inlet and associated systems and methods |
| US20060163425A1 (en) * | 2005-01-27 | 2006-07-27 | Honeywell International, Inc. | Aircraft inlet assembly for reducing auxiliary power unit noise |
| US7600713B2 (en) * | 2005-03-04 | 2009-10-13 | Honeywell International Inc. | Pre-hung inlet door system |
| US7469545B2 (en) * | 2005-09-27 | 2008-12-30 | Honeywell International Inc. | Auxiliary power unit inlet door position control system and method |
| US7637455B2 (en) * | 2006-04-12 | 2009-12-29 | The Boeing Company | Inlet distortion and recovery control system |
| US7600714B2 (en) * | 2006-04-20 | 2009-10-13 | Honeywell International Inc. | Diffusing air inlet door assembly |
| US7861968B2 (en) * | 2006-10-26 | 2011-01-04 | The Boeing Company | Air inlet and method for a highspeed mobile platform |
| US7624944B2 (en) * | 2006-10-26 | 2009-12-01 | The Boeing Company | Tandem air inlet apparatus and method for an airborne mobile platform |
| US20080203218A1 (en) * | 2007-02-26 | 2008-08-28 | Honeywell International, Inc. | Systems And Methods For Reducing Pressure Loss Of Air Flowing From A First Area To A Second Area |
| US7849702B2 (en) * | 2007-06-20 | 2010-12-14 | The Boeing Company | Combined cabin air and heat exchanger RAM air inlets for aircraft environmental control systems, and associated methods of use |
| FR2920130B1 (fr) * | 2007-08-24 | 2010-01-22 | Airbus France | Dispositif pour generer des perturbations aerodynamiques afin de proteger la surface exterieure d'un aeronef contre des temperatures elevees |
| US8256706B1 (en) * | 2009-10-08 | 2012-09-04 | The Boeing Company | Integrated hypersonic inlet design |
-
2008
- 2008-02-28 IT IT000142A patent/ITTO20080142A1/it unknown
-
2009
- 2009-02-24 EP EP09714173A patent/EP2247912B1/en active Active
- 2009-02-24 US US12/919,690 patent/US8485467B2/en active Active
- 2009-02-24 RU RU2010139775/11A patent/RU2482430C2/ru active
- 2009-02-24 ES ES09714173T patent/ES2370767T3/es active Active
- 2009-02-24 WO PCT/IB2009/050732 patent/WO2009107058A1/en active Application Filing
- 2009-02-24 AT AT09714173T patent/ATE520952T1/de active
- 2009-02-24 JP JP2010548229A patent/JP5497670B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4167008A (en) * | 1976-09-23 | 1979-09-04 | Calspan Corporation | Fluid bed chaff dispenser |
| US4696442A (en) * | 1986-07-14 | 1987-09-29 | The Boeing Company | Vortex generators for inlets |
| RU95101479A (ru) * | 1995-01-31 | 1996-11-10 | Акционерное общество "Научно-технический центр АвтоВАЗ" | Воздухозаборник для системы отопления автомобиля |
| RU2140378C1 (ru) * | 1997-12-10 | 1999-10-27 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | Воздухозаборник для транспортного средства |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US8485467B2 (en) | 2013-07-16 |
| JP2011513120A (ja) | 2011-04-28 |
| RU2010139775A (ru) | 2012-04-10 |
| US20100327117A1 (en) | 2010-12-30 |
| ATE520952T1 (de) | 2011-09-15 |
| EP2247912B1 (en) | 2011-08-17 |
| JP5497670B2 (ja) | 2014-05-21 |
| EP2247912A1 (en) | 2010-11-10 |
| WO2009107058A1 (en) | 2009-09-03 |
| ES2370767T3 (es) | 2011-12-22 |
| ITTO20080142A1 (it) | 2009-08-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2482430C2 (ru) | Воздухозаборник, в частности, для устройства выброса дипольных отражателей воздушного судна | |
| US10137985B2 (en) | Stealth aerial vehicle | |
| US7484930B2 (en) | Noise reduction of aircraft flap | |
| US5522566A (en) | Fighter aircraft having low aerodynamic drag and low radar signature configuration | |
| RU2562463C2 (ru) | Моторный летательный аппарат, прежде всего выполненный в виде самолета "летающее крыло" и/или самолета с малой радиолокационной сигнатурой | |
| US9533750B2 (en) | Slat, wing of aircraft, flight control surface of aircraft, and aircraft | |
| US6892982B2 (en) | Aircraft with forward opening inlay spoilers for yaw control | |
| JP6480024B2 (ja) | 航空機備品輸送システム | |
| US10696401B2 (en) | Countermeasure dispenser with variable spoiler and method for launching a countermeasure | |
| US10336439B2 (en) | Stealth design with multi-faceted dihedral planform and insufflation mechanism | |
| JP2010042799A (ja) | 航空機の翼 | |
| US6659396B1 (en) | Arch wing and forward steering for an advanced air vehicle | |
| ES2923128T3 (es) | Módulo dispensador para el pilón de la aeronave y un procedimiento para lanzar una contramedida | |
| US20190092448A1 (en) | Tail-less unmanned aerial vehicle | |
| EP3109164A1 (en) | Aircraft payload launch system | |
| EP3310661B1 (en) | Aircraft payload launch system | |
| ES2968640T3 (es) | Disposición de lanzamiento de carga útil y método para lanzar una carga útil | |
| JP5506581B2 (ja) | 航空機防御装置 | |
| JP2912368B1 (ja) | 誘導飛しょう体およびその誘導方法 | |
| JP2000028295A (ja) | 誘導飛しょう体 | |
| Erickson | Wind tunnel investigations of forebody strakes for yaw control on F/A-18 model at subsonic and transonic speeds | |
| JP2000130992A (ja) | 誘導飛しょう体用発射筒 |