RU2558415C2 - Способ ослабления в полете вихревых шнуров и законцовка крыла самолета, используемая при его осуществлении - Google Patents
Способ ослабления в полете вихревых шнуров и законцовка крыла самолета, используемая при его осуществлении Download PDFInfo
- Publication number
- RU2558415C2 RU2558415C2 RU2012128657/11A RU2012128657A RU2558415C2 RU 2558415 C2 RU2558415 C2 RU 2558415C2 RU 2012128657/11 A RU2012128657/11 A RU 2012128657/11A RU 2012128657 A RU2012128657 A RU 2012128657A RU 2558415 C2 RU2558415 C2 RU 2558415C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- aircraft
- axis
- hinge
- base plate
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- B64C23/072—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 the wing tip airfoil devices being moveable in their entirety
-
- 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)
- Toys (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Способ распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, имеющего законцовку крыла, содержащую крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла, направляющее устройство и устройство приведения в действие, соединенное с крылышком для его перемещения в процессе работы относительно крыла. Способ включает запуск устройства приведения в действие для линейного перемещения крылышка вдоль направляющего устройства из исходного неподвижного положения, в котором вихревой шнур, сходящий в полете с крыла, устойчив, в состояние непрерывного движения, в котором крылышко перемещают во временное вспомогательное неподвижное положение, находящееся на удалении от исходного неподвижного положения, и устанавливают под углом относительно плоскости, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета, для изменения угла атаки крылышка; и поддержание состояния непрерывного движения в течение времени, необходимого для распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура. В другом варианте способ предназначен для крыльев самолета. Законцовка крыла приспособлена для использования вариантов способа. Самолет содержит такую законцовку крыла. Группа изобретений направлена на снижение турбулентности. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 11 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к авиации. В частности, настоящее изобретение относится к способу распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, и к законцовке крыла, которая может быть использована при осуществлении этого способа.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Крылья самолета создают аэродинамическую подъемную силу за счет создания распределения давления по аэродинамическому профилю, в результате чего возникает сила, перпендикулярная траектории полета. Поскольку крыло имеет конечную длину, то на законцовке крыла будут сходиться зоны разных давлений, имеющиеся на верхней и нижней поверхностях крыла. В результате возникает интенсивный вращающийся поток, известный как индукционный концевой вихрь крыла. Этот вихрь сходит с конца крыла и взаимодействует с воздушным потоком, обтекающим крыло (скос потока). В результате вихрь образует так называемый вихревой шнур.
Вихревые шнуры могут оставаться в воздухе в течение нескольких минут, прежде чем они распадаются из-за естественных неустойчивостей, присущих вращающемуся потоку. Самолет, летящий через вихревой шнур, может потерять управление или получить механические повреждения, вызванные сильной турбулентностью, создаваемой вихревым потоком. Поскольку вихревой шнур опасен для других самолетов, и поскольку требуется достаточно длительное время для его естественного распада, то необходимы достаточно большие расстояния между самолетами, заходящими на посадку в аэропорт, в результате чего снижается количество самолетов, которые он может принимать.
В настоящем изобретение предлагается решение, по меньшей мере частичное, вышеуказанных проблем.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В соответствии с настоящим изобретением предложен способ распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, имеющего законцовку крыла, содержащую по меньшей мере одно крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла, и устройство приведения в действие, соединенное с крылышком для его перемещения в процессе работы относительно крыла самолета, причем способ включает: запуск устройства приведения в действие для перемещения крылышка из исходного неподвижного положения, в котором вихревой шнур, сходящий в полете с крыла, устойчив, в состояние непрерывного движения, в котором крылышко перемещено по меньшей мере в одно временное вспомогательное неподвижное положение, находящееся на некотором удалении от исходного неподвижного положения, и образует любой угол с плоскостью, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета, для изменения угла атаки крылышка; и поддержание состояния непрерывного движения в течение времени, необходимого для распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура.
В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено, что состояние движения включает колебательное или качательное движение крылышка. Вспомогательное неподвижное положение крылышка создает возможность формирования угла рыскания, угла тангажа и/или угла крена, отличных от этих углов крылышка при его нахождении в исходном неподвижном положении.
В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено, что состояние движения включает поворот крылышка вокруг оси, параллельной поперечной, вертикальной или продольной оси самолета.
Другой особенностью настоящего изобретения является обеспечение в состоянии движения возможности линейного поступательного движения крылышка вдоль оси, параллельной продольной оси самолета. В альтернативном варианте осуществления настоящего изобретения состояние движения включает линейное поступательное движение крылышка вдоль оси, параллельной продольной оси самолета, причем это линейное поступательное движение может быть осуществлено одновременно с поворотом, качательным или колебательным движением крылышка вокруг оси, параллельной продольной, поперечной или вертикальной оси самолета.
В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено, что устройство приведения в действие содержит шарнирное устройство, функционально соединенное с переключающим устройством, выполненным с возможностью регулирования перемещения крылышка во времени. В предпочтительном варианте осуществления изобретения переключающее устройство содержит по меньшей мере один соленоид.
В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено, что шарнирное устройство содержит первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла, в то время как вторая опорная плита выполнена с возможностью функционального установления на нее крылышка, в результате чего обеспечена возможность движения крылышка в процессе работы по криволинейной траектории вокруг вертикальной оси самолета.
В альтернативном варианте осуществления изобретения шарнирное устройство содержит второй шарнир, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира, функционально соединенный со второй опорной плитой и выполненный с возможностью закрепления на нем крылышка, в результате чего обеспечена возможность движения крылышка в процессе работы по криволинейной траектории вокруг продольной или вертикальной оси самолета.
В еще одном альтернативном варианте осуществления изобретения шарнирное устройство содержит третий шарнир, расположенный между третьей опорной плитой, с которой может быть соединено крылышко, и второй опорной плитой, и ось которого проходит параллельно поперечной оси самолета и по существу перпендикулярно оси второго шарнира, причем третья опорная плита выполнена с возможностью установки на ней крылышка, в результате чего обеспечена возможность движения крылышка в процессе работы по криволинейной траектории вокруг поперечной, продольной или вертикальной оси самолета.
В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено направляющее устройство, соединенное с любой из первой, второй или третьей опорных плит для обеспечения поступательного перемещения шарнирного устройства вдоль оси, параллельной поперечной, продольной или вертикальной оси самолета. В предпочтительном варианте осуществления изобретения направляющее устройство представляет собой рельс, выполненный с возможностью установки на нем с возможностью скольжения любой из указанных опорных плит.
Наконец, в настоящем изобретении предусмотрен подходящий источник энергии и схема управления для управления перемещением крылышка. Кроме того, управление и перемещение двух законцовок, расположенных на концевых частях двух противолежащих крыльев, может быть осуществлено таким образом, чтобы вихревые потоки, распространяющиеся от соответствующих крыльев, оказывали разрушающее и нарушающее устойчивость воздействие друг на друга.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Различные варианты осуществления настоящего изобретения описаны ниже более конкретно на неограничивающих примерах со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых показано:
На Фиг.1 показан схематический вид в перспективе снизу самолета, содержащего законцовки крыльев для использования при осуществлении способа в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения;
На Фиг.2 показан схематический вид в перспективе сверху законцовки крыла, показанной на Фиг.1;
На Фиг.3 показан схематический вид спереди законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено перемещение законцовки из положения А в положение В вокруг оси, параллельной продольной оси самолета;
На Фиг.4 показан схематический вид сбоку законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено перемещение законцовки вокруг оси, параллельной поперечной оси самолета;
На Фиг.5 показан схематический вид сбоку законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено перемещение законцовки вокруг оси, параллельной вертикальной оси самолета;
На Фиг.6 показан схематический вид сбоку законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено линейное перемещение законцовки вдоль оси, параллельной продольной оси самолета;
На Фиг.7 показан схематический вид спереди законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено перемещение законцовки вокруг оси, параллельной продольной оси самолета;
На Фиг.8 показан вид спереди крылышка, показанного на Фиг.1, находящегося под углом 0°, и расчет динамики движения потока (CFD) при колебаниях крылышка вокруг оси, параллельной продольной оси самолета;
На Фиг.9 показан вид спереди крылышка, показанного на Фиг.1, находящегося под углом 30°, и расчет динамики движения потока (CFD) при колебаниях крылышка вокруг оси, параллельной продольной оси самолета;
На Фиг.10 показан вид сверху, на котором представлено формирование вихревого потока и начало синусоидального движения вихревого шнура;
На Фиг.11 показан вид сверху, на котором представлено формирование вихревого потока и распространение синусоидального движения вниз по вихревому шнуру.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Нижеприведенное описание не должно быт рассмотрено как ограничивающее каким-либо образом настоящее изобретение и приведено лишь для раскрытия некоторых конкретных вариантов осуществления изобретения.
Если не указано иное, одинаковыми ссылочными позициями на чертежах обозначены одинаковые элементы.
На Фиг.1 ссылочной позицией 10 обозначена законцовка крыла в соответствии с настоящим изобретением. Законцовка 10 крыла содержит крылышко 12, установленное с возможностью его перемещения на концевой части 16 крыла 14 самолета, и устройство 18 приведения в действие, соединенное с крылышком 12 для обеспечения в процессе работы перемещения крылышка 12 относительно крыла 14.
При перемещении крылышка 12, как это лучше всего показано на Фиг.2 и 3, происходит изменение угла между передней кромкой 20 крылышка 12 и вектором набегающего воздушного потока (угла атаки). По существу происходит перемещение крылышка 12 из исходного неподвижного положения А, в состояние движения, как это показано на Фиг.3.
Когда крылышко 12 находится в исходном неподвижном положении А, вихревой шнур 22, сбегающий или сходящий в полете от крыла 14, сохраняет устойчивость. Термин "вихревой шнур" относится к воздуху, образующему интенсивный вращающийся поток, вызываемый крылом 14 с конечной длиной, в результате чего распределение давления на верхней и нижней поверхностях 24, 26 крыла 14 сходятся на концевой части 16, прежде чем они будут сходить с него и прежде чем они будут взаимодействовать с воздушным потоком, обтекающим крыло 14 (скос потока). Результатом такого взаимодействия является интенсивный вихревой поток, называемый вихревым шнуром.
Крылышко 12 в состоянии движения смещено на заданный угол для нарушения устойчивости указанного вихревого шнура в полете. Этот угол а может представлять собой любой угол относительно плоскости, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета. Для демонстрации этого крылышко 12 показано колеблющимся или совершающим качательное движение между вторым неподвижным положением В и исходным неподвижным положением А. Обычно положения А и В находятся на некотором удалении друг от друга, и крылышко 12 только временно находится в одном из положений А или В. Второе неподвижное положение В обеспечивает возможность для крылышка 12 образовывать угол α рыскания (показан на Фиг.1), угол β тангажа (показан на Фиг.1) и/или угол ω крена (показан на Фиг.1 и 7), отличные от углов, образованных крылышком 12 в исходном неподвижном положении А. Следует понимать, что в других вариантах осуществления изобретения (не показаны) состояние движения включает поворот крылышка 12 вокруг оси, параллельной либо поперечной оси самолета, как показано на Фиг.4, либо вертикальной оси самолета, как показано на Фиг.5.
В другом варианте осуществления изобретения, показанном на Фиг.2 и 6, состояние движения включает линейное поступательное движение крылышка 12 вдоль оси C-D, проходящей параллельно продольной оси самолета, таким образом осуществляя перемещение крылышка 12 вперед и назад вдоль оси C-D. Хотя это не показано на чертежах, предусмотрено, что состояние движения может включать перемещение крылышка 12 по криволинейной траектории за крылом 14.
В альтернативных вариантах осуществления изобретения состояние движения включает линейное перемещение крылышка 12 вдоль оси C-D, которое может быть осуществлено одновременно с поворотом, качательным или колебательным движением крылышка 12 вокруг оси, параллельной продольной, поперечной или вертикальной оси самолета. Таким образом, крылышко 12 может быть перемещено в любом направлении, поскольку оно перемещается взад и вперед вдоль оси C-D. Это состояние движения обеспечивает возможность синусоидальных колебаний крылышка 12, в результате чего увеличивается нарушение устойчивости воздушного потока, присутствующая в вихревом шнуре, что ведет к разрушению вихревого потока.
Распад вихревого шнура 22 может также происходить за счет взаимодействия двух вихревых потоков, распространяющихся от каждого из двух крыльев. Такое взаимодействие может приводить к разрушающему воздействию и содействовать увеличению неустойчивостей внутри вихревых потоков. Поэтому предусмотрено, что перемещение двух законцовок 10 крыльев, расположенных на концевых частях 16 двух противолежащих крыльев, может быть использовано и осуществлено таким образом, что вихревые потоки, распространяющиеся от соответствующих крыльев 14, которые имеют одинаковую интенсивность, но вращаются в разные стороны, оказывают разрушающее и нарушающее устойчивость воздействие друг на друга. Аналогичный результат может быть получен, когда вихревой поток от правого горизонтального стабилизатора самолета взаимодействует, например, с вихревым шнуром от правого крыла, поскольку вихревые потоки вращаются в противоположных направлениях и имеют неравномерную интенсивность.
Устройство 18 приведения в действие, как это лучше всего показано на Фиг.2, содержит шарнирное устройство 28, функционально соединенное с переключающим устройством, выполненным с возможностью управления перемещением крылышка во времени. В предпочтительном варианте осуществления изобретения переключающее устройство содержит соленоид.
Шарнирное устройство 28 содержит первый шарнир 32, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета и который расположен между первой опорной плитой 34 и второй опорной плитой 36. Первая опорная плита 34 соединена с концевой частью 16 крыла 14, а на второй опорной плите 36 установлено крылышко 12, и таким образом обеспечивается возможность движения крылышка 12 в процессе работы по криволинейной траектории вокруг вертикальной оси самолета.
Шарнирное устройство 28 может дополнительно содержать второй шарнир 38, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира 32 и который соединен со второй опорной плитой 36. На втором шарнире 38 может быть дополнительно закреплено крылышко 12, что обеспечивает движение крылышка 12 в процессе работы по криволинейной траектории вокруг продольной оси самолета. Таким образом, также возможно одновременное перемещение крылышка 12 вокруг осей шарнира 32 и шарнира 38.
Шарнирное устройство 28 может дополнительно содержать третий шарнир (не показан), расположенный между третьей опорной плитой (не показана), с которым соединено крылышко 12, и второй опорной плитой 36. Ось третьего шарнира проходит параллельно поперечной оси самолета и по существу перпендикулярно оси второго шарнира 38. Третья опорная плита может быть выполнена с возможностью установки на ней крылышка 12 для обеспечения движения крылышка 12 в процессе работы по криволинейной траектории вокруг поперечной, продольной или вертикальной оси самолета.
Направляющее устройство 40, лучше всего показанное на Фиг.2, выполнено с возможностью соединения с любой из первой, второй или третьей опорных плит и обеспечения линейного поступательного перемещения шарнирного устройства 28 в сторону от концевой части 16. Таким образом, крылышко 12 выполнено с возможностью линейного перемещения вдоль оси, параллельной поперечной, продольной или вертикальной оси самолета. В предпочтительном варианте осуществления изобретения направляющее устройство представляет собой рельс 40, выполненный с возможностью установки на нем с возможностью скольжения любой из указанных опорных плит. В более предпочтительном варианте осуществления изобретения поступательное перемещение крылышка 12 осуществляют только вдоль оси, параллельной продольной оси самолета.
Следует понимать, что крылышко 12 оборудовано подходящим источником энергии и схемой управления для управления перемещением крылышка 12.
Были выполнены предварительные расчеты динамики движения потока на крылышке 12, совершающем колебания вокруг оси, параллельной продольной оси самолета. Эти расчеты показывают, что такие колебания могут вызывать синусоидальное движение, которое проявляется в вихревом следе.
На Фиг.8 и 9 показан вид спереди крыла 14, на котором представлено перемещение крылышка 12 на угол 30°, начиная с вертикального или нейтрального положения. На Фиг.10 и 11 показан вид сверху формирования вихревых потоков и движения вихревого шнура. На Фиг.10 и 11 ясно видно синусоидальное движение, по мере того как волна перемещается вдоль каждого вихревого потока. Приведенные расчеты выполнены для расстояния 10 м, и на этом расстоянии нет разрушения вихревого потока, однако благодаря тому, что в ядре вихря существует синусоидальное движение, эта ранняя стадия, а именно стадия плато, позволяет предполагать, что неустойчивость будет возникать раньше, чем обычно, что будет приводить к более раннему разрушению вихревого потока.
Считается, что способ ослабления вихревых шнуров в полете, в котором предусмотрена законцовка 10 крыла и управление ею для нарушения устойчивости вихревого шнура, сходящего в полете с концевой части крыла самолета, может принести большую пользу, поскольку комбинированное движение крылышка 12 будет приводить к распаду вихревых шнуров, создаваемых за самолетом, сразу после их формирования, в результате чего может быть уменьшено необходимое расстояние между самолетами, вылетающими из аэропорта или садящимися в аэропорту. Таким образом, может быть увеличена производительность аэропорта по осуществлению авиарейсов.
В настоящем описании были рассмотрены предпочтительные варианты осуществления изобретения, и следует понимать, что они не ограничивают объем изобретения, который охватывает все модификации и альтернативные способы, включая: способы и производственные процессы изготовления законцовки крыла, охватываемые сущностью и объемом изобретения.
Законцовка 10 крыла и соответствующий способ ее использования, предложенные в настоящем изобретении, обеспечивают простое и экономичное решение проблем, связанных с формированием вихревого шнура.
Claims (14)
1. Способ распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, имеющего законцовку крыла, содержащую по меньшей мере одно крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла, направляющее устройство, которое проходит параллельно вертикальной, продольной или поперечной оси самолета, и устройство приведения в действие, соединенное с крылышком для перемещения крылышка в процессе работы относительно крыла самолета, причем способ включает:
запуск устройства приведения в действие для линейного перемещения крылышка вдоль направляющего устройства из исходного неподвижного положения, в котором вихревой шнур, сходящий в полете с крыла самолета, устойчив, в состояние непрерывного движения, в котором крылышко перемещено по меньшей мере в одно временное вспомогательное неподвижное положение, находящееся на некотором удалении от исходного неподвижного положения, и образует любой угол с плоскостью, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета, для изменения угла атаки крылышка; и
поддержание состояния непрерывного движения в течение времени, необходимого для распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура в полете.
запуск устройства приведения в действие для линейного перемещения крылышка вдоль направляющего устройства из исходного неподвижного положения, в котором вихревой шнур, сходящий в полете с крыла самолета, устойчив, в состояние непрерывного движения, в котором крылышко перемещено по меньшей мере в одно временное вспомогательное неподвижное положение, находящееся на некотором удалении от исходного неподвижного положения, и образует любой угол с плоскостью, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета, для изменения угла атаки крылышка; и
поддержание состояния непрерывного движения в течение времени, необходимого для распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура в полете.
2. Способ по п. 1, включающий непрерывное колебательное или качательное движение крылышка.
3. Способ по п.1, включающий поворот, качательное или колебательное движение крылышка вокруг оси, параллельной любой из продольной, поперечной или вертикальной осей самолета, при этом осуществляют линейное перемещение крылышка вдоль направляющего устройства.
4. Способ по п.3, включающий:
обеспечение шарнирного устройства, содержащего первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла, а на второй опорной плите функционально установлено крылышко; и
приведение в действие первого шарнира для осуществления поворота, колебательного и/или качательного движения крылышка вокруг вертикальной оси самолета.
обеспечение шарнирного устройства, содержащего первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла, а на второй опорной плите функционально установлено крылышко; и
приведение в действие первого шарнира для осуществления поворота, колебательного и/или качательного движения крылышка вокруг вертикальной оси самолета.
5. Способ по п.3, включающий:
обеспечение шарнирного устройства, содержащего:
первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла; и
второй шарнир, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира, функционально соединенный со второй опорной плитой и выполненный с возможностью закрепления на нем крылышка; и
приведение в действие первого и/или второго шарнира для осуществления поворота, колебательного и/или качательного движения крылышка вокруг продольной или вертикальной оси самолета.
обеспечение шарнирного устройства, содержащего:
первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла; и
второй шарнир, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира, функционально соединенный со второй опорной плитой и выполненный с возможностью закрепления на нем крылышка; и
приведение в действие первого и/или второго шарнира для осуществления поворота, колебательного и/или качательного движения крылышка вокруг продольной или вертикальной оси самолета.
6. Способ по п.3, включающий:
обеспечение шарнирного устройства, содержащего:
первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла;
второй шарнир, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира, функционально соединенный со второй опорной плитой; и
третий шарнир, расположенный между третьей опорной плитой, с которой может быть соединено крылышко, и второй опорной плитой и ось которого проходит параллельно поперечной оси самолета и по существу перпендикулярно оси второго шарнира; и
приведение в действие первого, и/или второго, и/или третьего шарнира для осуществления поворота, колебательного и/или качательного движения крылышка вокруг продольной, вертикальной или поперечной оси самолета.
обеспечение шарнирного устройства, содержащего:
первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла;
второй шарнир, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира, функционально соединенный со второй опорной плитой; и
третий шарнир, расположенный между третьей опорной плитой, с которой может быть соединено крылышко, и второй опорной плитой и ось которого проходит параллельно поперечной оси самолета и по существу перпендикулярно оси второго шарнира; и
приведение в действие первого, и/или второго, и/или третьего шарнира для осуществления поворота, колебательного и/или качательного движения крылышка вокруг продольной, вертикальной или поперечной оси самолета.
7. Способ по п.6, включающий линейное перемещение любой из первой, второй или третьей опорных плит вдоль направляющего устройства для обеспечения поступательного перемещения крылышка вдоль оси, параллельной поперечной, продольной или вертикальной оси самолета, причем поступательное перемещение крылышка осуществляют одновременно с поворотом, колебательным и/или качательным движением, обеспечиваемым любым из первого, второго или третьего шарниров или отдельно от них.
8. Способ по любому из пп.1, 3-7, в котором направляющее устройство представляет собой рельс, выполненный с возможностью установки на нем с возможностью скольжения опорной плиты.
9. Способ по любому пп.1-7, включающий перемещение крылышка и обеспечение по существу синусоидального движения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета.
10. Способ по любому пп.1-7, включающий обеспечение устройства приведения в действие, выполненного в форме шарнирного устройства, содержащего подходящий источник энергии, схему управления для управления перемещением крылышка и переключающего устройства, выполненного с возможностью регулирования перемещения крылышка во времени.
11. Способ распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, включающий:
обеспечение законцовки крыла, содержащей крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части каждого из крыльев самолета, направляющее устройство, которое проходит параллельно вертикальной, продольной или поперечной оси самолета, и устройство приведения в действие, соединенное с указанными крылышками для обеспечения их перемещения в процессе работы относительно крыльев самолета;
запуск устройства приведения в действие для линейного перемещения соответствующих крылышек вдоль направляющего устройства из исходного неподвижного положения, в котором вихревые шнуры, сходящие в полете с соответствующих крыльев, устойчивы, в состояние непрерывного движения, в котором крылышки перемещены на любой угол относительно плоскости, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета, для изменения соответствующих углов атаки крылышек; и
поддержание состояния непрерывного движения крылышек в течение времени, необходимого для распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревых шнуров указанных крылышек, так что вихревые шнуры, распространяющиеся от соответствующих крыльев, оказывают нарушающее устойчивость и разрушающее воздействие друг на друга.
обеспечение законцовки крыла, содержащей крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части каждого из крыльев самолета, направляющее устройство, которое проходит параллельно вертикальной, продольной или поперечной оси самолета, и устройство приведения в действие, соединенное с указанными крылышками для обеспечения их перемещения в процессе работы относительно крыльев самолета;
запуск устройства приведения в действие для линейного перемещения соответствующих крылышек вдоль направляющего устройства из исходного неподвижного положения, в котором вихревые шнуры, сходящие в полете с соответствующих крыльев, устойчивы, в состояние непрерывного движения, в котором крылышки перемещены на любой угол относительно плоскости, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета, для изменения соответствующих углов атаки крылышек; и
поддержание состояния непрерывного движения крылышек в течение времени, необходимого для распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревых шнуров указанных крылышек, так что вихревые шнуры, распространяющиеся от соответствующих крыльев, оказывают нарушающее устойчивость и разрушающее воздействие друг на друга.
12. Законцовка крыла самолета, содержащая:
по меньшей мере одно крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла; и
устройство приведения в действие в форме шарнирного устройства, соединенного с крылышком для осуществления перемещения крылышка в процессе работы относительно крыла для осуществления изменения угла атаки крылышка, причем шарнирное устройство содержит:
первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла;
второй шарнир, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира, функционально соединенный со второй опорной плитой, причем второй шарнир выполнен с возможностью закрепления на нем крылышка; и
третий шарнир, расположенный между третьей опорной плитой, с которой может быть соединено крылышко, и второй опорной плитой, ось которого проходит параллельно поперечной оси самолета и по существу перпендикулярно оси второго шарнира,
так что при приведении в действие первого, и/или второго, и/или третьего шарнира происходит осуществление поворота, колебательного и/или качательного движения крылышка вокруг продольной, вертикальной или поперечной оси самолета.
по меньшей мере одно крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла; и
устройство приведения в действие в форме шарнирного устройства, соединенного с крылышком для осуществления перемещения крылышка в процессе работы относительно крыла для осуществления изменения угла атаки крылышка, причем шарнирное устройство содержит:
первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла;
второй шарнир, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира, функционально соединенный со второй опорной плитой, причем второй шарнир выполнен с возможностью закрепления на нем крылышка; и
третий шарнир, расположенный между третьей опорной плитой, с которой может быть соединено крылышко, и второй опорной плитой, ось которого проходит параллельно поперечной оси самолета и по существу перпендикулярно оси второго шарнира,
так что при приведении в действие первого, и/или второго, и/или третьего шарнира происходит осуществление поворота, колебательного и/или качательного движения крылышка вокруг продольной, вертикальной или поперечной оси самолета.
13. Законцовка по п.12, в которой любая из указанных опорных плит соединена с направляющим устройством, предпочтительно в форме рельса, для обеспечения поступательного перемещения крылышка вдоль оси, параллельной поперечной, продольной или вертикальной оси самолета, причем поступательное перемещение крылышка осуществляют одновременно с поворотом, колебательным или качательным движением, обеспечиваемым любым из первого, второго или третьего шарниров или отдельно от них.
14. Самолет, содержащий законцовку крыла по любому из пп.12-13.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ZA200908787 | 2009-12-10 | ||
| ZA2009/08787 | 2009-12-10 | ||
| PCT/IB2010/055708 WO2011070532A1 (en) | 2009-12-10 | 2010-12-10 | Aircraft wingtip arrangement |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012128657A RU2012128657A (ru) | 2014-01-20 |
| RU2558415C2 true RU2558415C2 (ru) | 2015-08-10 |
Family
ID=43662857
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012128657/11A RU2558415C2 (ru) | 2009-12-10 | 2010-12-10 | Способ ослабления в полете вихревых шнуров и законцовка крыла самолета, используемая при его осуществлении |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8894018B2 (ru) |
| EP (1) | EP2509862B1 (ru) |
| CN (1) | CN102762453B (ru) |
| BR (1) | BR112012013602A2 (ru) |
| CA (1) | CA2783401A1 (ru) |
| RU (1) | RU2558415C2 (ru) |
| WO (1) | WO2011070532A1 (ru) |
| ZA (1) | ZA201204833B (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2787983C1 (ru) * | 2022-08-19 | 2023-01-16 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Активная законцовка крыла |
Families Citing this family (41)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9302766B2 (en) * | 2008-06-20 | 2016-04-05 | Aviation Partners, Inc. | Split blended winglet |
| GB201011843D0 (en) * | 2010-07-14 | 2010-09-01 | Airbus Operations Ltd | Wing tip device |
| US20170088254A1 (en) * | 2011-03-10 | 2017-03-30 | RuiQing Hong | Ultra-High-Pressure Fluid Injection Dynamic Orbit-Transfer System and Method |
| EP3369651B1 (en) * | 2011-06-09 | 2020-02-26 | Aviation Partners, Inc. | The split spiroid |
| US10538307B2 (en) * | 2011-10-01 | 2020-01-21 | The Boeing Company | Hinged raked wing tip |
| GB201209697D0 (en) * | 2012-05-31 | 2012-07-18 | Airbus Uk Ltd | Method of coupling aerofoil surface structures and an aerofoil assembly |
| US9481446B2 (en) | 2012-10-30 | 2016-11-01 | The Boeing Company | System for latching and locking a foldable airfoil |
| EP3546342B1 (en) * | 2012-10-30 | 2023-11-15 | The Boeing Company | Hinged raked wing tip |
| ES2960524T3 (es) * | 2013-02-05 | 2024-03-05 | Tamarack Aerospace Group Inc | Control de carga periódica de dispositivo controlable de modificación de flujo de aire |
| US9452825B2 (en) * | 2013-04-19 | 2016-09-27 | The Boeing Company | Winglet attach fitting for attaching a split winglet to a wing |
| US10099770B2 (en) * | 2013-07-26 | 2018-10-16 | Icon Aircraft, Inc. | Manuel wing-fold mechanism |
| US10562613B2 (en) * | 2013-12-04 | 2020-02-18 | Tamarack Aerospace Group, Inc. | Adjustable lift modification wingtip |
| GB2528231A (en) | 2014-04-24 | 2016-01-20 | Airbus Operations Ltd | An aircraft with a foldable wing tip device |
| US10781789B2 (en) * | 2014-08-05 | 2020-09-22 | Biomerenewables Inc. | Structure with rigid winglet adapted to traverse a fluid environment |
| US9868517B2 (en) * | 2014-08-13 | 2018-01-16 | The Boeing Company | Rotatable wing tip joint and method of making same |
| GB2536236A (en) * | 2015-03-09 | 2016-09-14 | Airbus Operations Ltd | An aircraft comprising a foldable aerodynamic structure and an articulation mechanism for a foldable aerodynamic structure |
| GB2535489A (en) * | 2015-02-17 | 2016-08-24 | Airbus Operations Ltd | An arrangement for moving a wing tip device between a flight configuration and a ground configuration |
| GB2535488A (en) * | 2015-02-17 | 2016-08-24 | Airbus Operations Ltd | An arrangement for effecting movement of a wing tip device between a flight configuration and a ground configuration |
| GB2535580A (en) * | 2015-02-17 | 2016-08-24 | Airbus Operations Ltd | Actuation assembly for moving a wing tip device on an aircraft wing |
| CN104895876B (zh) * | 2015-05-22 | 2018-01-16 | 厦门大学 | 一种基于径向不稳定性的加速漩涡破裂的方法 |
| CN105035304A (zh) * | 2015-08-13 | 2015-11-11 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种带分裂式翼尖的无尾飞翼布局飞机 |
| CN105438441B (zh) * | 2015-12-04 | 2017-12-19 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种翼梢小翼装置 |
| AT518606A1 (de) * | 2016-04-29 | 2017-11-15 | Facc Ag | Aerodynamischer Profilkörper für ein Flugzeug |
| EP3269635A1 (en) * | 2016-07-12 | 2018-01-17 | The Aircraft Performance Company UG | Airplane wing |
| US11046434B2 (en) * | 2017-09-19 | 2021-06-29 | The Boeing Company | Methods and apparatus to align and secure aircraft |
| CN108116658B (zh) * | 2017-12-13 | 2020-04-10 | 哈尔滨工业大学深圳研究生院 | 飞行器的控制方法、系统和飞行器 |
| CN108116659B (zh) * | 2017-12-19 | 2021-09-03 | 南京航空航天大学 | 一种变形翼梢帆片 |
| ES2905192T3 (es) * | 2018-01-15 | 2022-04-07 | The Aircraft Performance Company Gmbh | Ala de avión |
| MA42066B1 (fr) | 2018-02-23 | 2020-03-31 | Hicham Mahfad | Système hypersustentateur d'emplanture avec aile de fuselage mobile |
| CN108583876A (zh) * | 2018-04-24 | 2018-09-28 | 北京航空航天大学 | 一种空中翼尖对接/分离的机构 |
| US11440638B2 (en) * | 2018-05-03 | 2022-09-13 | Airbus Operations Gmbh | Wing for an aircraft |
| US11305864B2 (en) * | 2018-05-25 | 2022-04-19 | Airbus Operations Gmbh | Wing for an aircraft |
| US11370526B2 (en) * | 2018-05-31 | 2022-06-28 | Airbus Operations Gmbh | Latching device for a wing arrangement for an aircraft |
| US11319054B2 (en) * | 2018-05-31 | 2022-05-03 | Airbus Operations Gmbh | Wing arrangement for an aircraft |
| CN110550187A (zh) * | 2018-06-01 | 2019-12-10 | 空中客车德国运营有限责任公司 | 用于飞行器的机翼装置和飞行器 |
| EP3587252A1 (en) * | 2018-06-28 | 2020-01-01 | Airbus Operations GmbH | Arresting system for arresting a first aircraft component relative to a second aircraft component |
| GB2576929A (en) * | 2018-09-07 | 2020-03-11 | Airbus Operations Ltd | A wing tip device |
| US11254412B2 (en) | 2019-03-29 | 2022-02-22 | The Boeing Company | Foldable raked wing tips having aerodynamic devices |
| CN110966367B (zh) * | 2019-12-06 | 2021-01-15 | 中国科学院深圳先进技术研究院 | 可调幅正弦机构 |
| USD930549S1 (en) * | 2019-12-30 | 2021-09-14 | Bombardier Inc. | Aircraft winglet |
| CN115230946B (zh) * | 2022-09-26 | 2022-12-02 | 成都市鸿侠科技有限责任公司 | 一种机翼翼尖涡流动控制结构及控制方法 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2026240C1 (ru) * | 1988-01-20 | 1995-01-09 | Экспериментальный машиностроительный завод им.В.М.Мясищева | Способ регулирования распределения аэродинамических нагрузок на крыле летательного аппарата и крыло летательного аппарата (варианты) |
Family Cites Families (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2521520A1 (fr) * | 1982-02-15 | 1983-08-19 | Daude Martine | Ailettes marginales a angles d'attaque variables |
| DE3242584A1 (de) * | 1982-11-18 | 1984-05-24 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Anordnung von zusatzflaechen an den spitzen eines tragfluegels |
| GB9321510D0 (en) * | 1993-10-19 | 1993-12-22 | Short Brothers Plc | Aircraft flight control system |
| DE19926832B4 (de) * | 1999-06-12 | 2005-09-15 | Airbus Deutschland Gmbh | Unterschallflugzeug vorzugsweise mit gepfeilten Tragflügeln |
| US6394397B1 (en) | 2000-12-06 | 2002-05-28 | The Boeing Company | Lifting surface with active variable tip member and method for influencing lifting surface behavior therewith |
| FR2841532B1 (fr) * | 2002-06-27 | 2004-12-17 | Airbus France | Avion a controle actif du vrillage de ses ailes |
| US6886778B2 (en) * | 2003-06-30 | 2005-05-03 | The Boeing Company | Efficient wing tip devices and methods for incorporating such devices into existing wing designs |
| GB0326228D0 (en) * | 2003-11-10 | 2003-12-17 | Airbus Uk Ltd | Wing tip device |
| 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 |
| US8016244B2 (en) * | 2004-02-20 | 2011-09-13 | The Boeing Company | Active systems and methods for controlling an airfoil vortex |
| US7150434B1 (en) * | 2005-02-25 | 2006-12-19 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Vehicle wake vortex modifier |
| DE102005028688A1 (de) * | 2005-05-19 | 2006-11-30 | Airbus Deutschland Gmbh | Konzept eines variablen Winglets zur lateralen Lastenreduktion zur kombinierten lateralen und vertikalen Lastenreduktion und zur Performanceverbesserung von Fortbewegungsmitteln |
| DE602006012036D1 (de) * | 2005-05-19 | 2010-03-18 | Airbus Gmbh | Konzept für ein variables winglet zur seitenlastverringerung für die kombinierte seiten- und vertikallastverringerung und zur leistungssteigerung durch fortbewegung |
| US8387922B2 (en) * | 2006-09-15 | 2013-03-05 | Airbus Operations Gmbh | Aerodynamic element and wing with aerodynamic element, actuator-activation module, computer, computer program and method of influencing wake eddies |
| GB201011843D0 (en) * | 2010-07-14 | 2010-09-01 | Airbus Operations Ltd | Wing tip device |
| US8936219B2 (en) * | 2012-03-30 | 2015-01-20 | The Boeing Company | Performance-enhancing winglet system and method |
-
2010
- 2010-12-10 RU RU2012128657/11A patent/RU2558415C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2010-12-10 US US13/514,105 patent/US8894018B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2010-12-10 WO PCT/IB2010/055708 patent/WO2011070532A1/en active Application Filing
- 2010-12-10 BR BR112012013602A patent/BR112012013602A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2010-12-10 CN CN201080061106.2A patent/CN102762453B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2010-12-10 EP EP10807670.4A patent/EP2509862B1/en not_active Not-in-force
- 2010-12-10 CA CA2783401A patent/CA2783401A1/en not_active Abandoned
-
2012
- 2012-06-28 ZA ZA2012/04833A patent/ZA201204833B/en unknown
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2026240C1 (ru) * | 1988-01-20 | 1995-01-09 | Экспериментальный машиностроительный завод им.В.М.Мясищева | Способ регулирования распределения аэродинамических нагрузок на крыле летательного аппарата и крыло летательного аппарата (варианты) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2787983C1 (ru) * | 2022-08-19 | 2023-01-16 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Активная законцовка крыла |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US8894018B2 (en) | 2014-11-25 |
| US20130001367A1 (en) | 2013-01-03 |
| CA2783401A1 (en) | 2011-06-16 |
| EP2509862B1 (en) | 2016-05-04 |
| CN102762453A (zh) | 2012-10-31 |
| RU2012128657A (ru) | 2014-01-20 |
| ZA201204833B (en) | 2013-03-27 |
| EP2509862A1 (en) | 2012-10-17 |
| WO2011070532A1 (en) | 2011-06-16 |
| BR112012013602A2 (pt) | 2017-03-01 |
| CN102762453B (zh) | 2015-03-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2558415C2 (ru) | Способ ослабления в полете вихревых шнуров и законцовка крыла самолета, используемая при его осуществлении | |
| EP1999014B1 (en) | Systems and methods for destabilizing an airfoil vortex | |
| CA2364319C (en) | Vibration-driven acoustic jet controlling boundary layer separation | |
| US8016245B2 (en) | Dynamic bumps for drag reduction at transonic-supersonic speeds | |
| CA2593953C (en) | Active systems and methods for controlling an airfoil vortex | |
| US8579230B2 (en) | Attachment pylon for aircraft turboshaft engine, comprising rear flaps with mobile incidence | |
| CN102673774B (zh) | 变形翼机构 | |
| WO2015101346A1 (zh) | 飞行器和飞行时飞行器结构形态转换的方法 | |
| CA2556699A1 (en) | Apparatus and method for the control of trailing wake flows | |
| CN101557981A (zh) | 延迟大震荡俯仰力矩的开始且增加最大升力的旋翼桨叶的涡流发生器 | |
| GB2428996A (en) | Aircraft trailing edge flap rotation arrangement | |
| CN104210644A (zh) | 用于延伸的混合层流控制的设备和方法 | |
| CN101970294A (zh) | 具有非对称激波突起的空气动力学结构 | |
| CN105923157A (zh) | 用于旋翼飞行器的尾部组件，旋翼飞行器和制造加强尾部组件的方法 | |
| CA2370463A1 (fr) | Procede et dispositif pour accelerer la destruction d'au moins deux vortex dans le sillage d'un mobile, en particulier d'un avion | |
| CN107776873B (zh) | 一种飞机副翼操纵机构 | |
| RU2399556C2 (ru) | Система и способ снижения турбулентности в спутном следе летательного аппарата | |
| CN203329362U (zh) | 遥控模型飞机的速降装置、以及遥控模型飞机 | |
| CN204433036U (zh) | 无鼓包飞机副翼结构 | |
| CN104494809A (zh) | 一种低尾流机翼 | |
| CN207324086U (zh) | 无额外阻力的模型飞机开裂襟翼结构 | |
| CN201010044Y (zh) | 仿生飞行器的新型翅膀结构 | |
| CN101096223A (zh) | 改进的飞行器的主翼结构 | |
| JPH0478793A (ja) | 航空機 | |
| CN114559969B (zh) | 一种气动助力的低真空管道谐波气流超高速飞行列车运行方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171211 |