RU2598492C2 - Оптимизация конструкций, подвергаемых потокам горячего газа - Google Patents
Оптимизация конструкций, подвергаемых потокам горячего газа Download PDFInfo
- Publication number
- RU2598492C2 RU2598492C2 RU2011151537/11A RU2011151537A RU2598492C2 RU 2598492 C2 RU2598492 C2 RU 2598492C2 RU 2011151537/11 A RU2011151537/11 A RU 2011151537/11A RU 2011151537 A RU2011151537 A RU 2011151537A RU 2598492 C2 RU2598492 C2 RU 2598492C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fairing
- front part
- aircraft
- rear part
- erosion
- Prior art date
Links
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims abstract description 26
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 10
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 8
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 8
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 claims description 4
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 claims description 4
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 3
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 claims description 2
- 238000001465 metallisation Methods 0.000 claims description 2
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 claims description 2
- 239000002071 nanotube Substances 0.000 claims 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 abstract description 26
- 230000004224 protection Effects 0.000 abstract description 9
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 11
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 3
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 3
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 2
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 2
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000002105 nanoparticle Substances 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 238000010422 painting Methods 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 238000003908 quality control method Methods 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 238000004381 surface treatment Methods 0.000 description 1
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/02—Tailplanes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям элементов летательных аппаратов, подвергаемых воздействию потоками горячего газа. Обтекатель (10) законцовки горизонтального стабилизатора (3) летательного аппарата содержит переднюю часть (11) и заднюю часть (12). Передняя часть (11) покрывает ограниченную протяженность поверхности обтекателя (10), которая является частью обтекателя (10), принимающей поток (6) горячего газа, поступающего из двигателей (4) летательного аппарата. Передняя часть (11) изготовлена из противоэрозийного материала. Задняя часть (12) покрывает остальную часть поверхности обтекателя (10). Задняя часть (12) изготовлена из материала, стойкого к аэродинамическим нагрузкам, существующим на обтекателе (10). Достигается повышение защищенности от воздействия эрозии при снижении веса законцовки стабилизатора. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение относится к оптимизации конструкций, которые подвергаются горячим потокам из газов, в частности к конструкции обтекателя летательного аппарата, а более точно к конструкции обтекателя горизонтального стабилизатора летательного аппарата.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Обтекатель летательного аппарата является конструкцией, чья основная функция состоит в том, чтобы создавать гладкое очертание и снижать лобовое сопротивление. Эти конструкции являются покрытием для зазоров и пространств между частями летательного аппарата, таким образом, снижая лобовое сопротивление и интерференционное сопротивление в этих частях, к тому же улучшая внешний вид летательного аппарата.
На летательном аппарате обтекатели обычно используются на концах руля высоты и горизонтального стабилизатора, на капотах двигателя, на концах хвостового оперения и рулей направления, а также в корневой части крыла и концах крыла. Более точно, в случае обтекателей на концах руля высоты и горизонтального стабилизатора, обтекатель имеет целью сглаживание воздушного потока на концах.
Обтекатели на горизонтальных стабилизаторах летательного аппарата страдают от эрозии, ухудшающей их по прошествии времени, как и остальные из обтекателей, присутствующих на летательном аппарате, в то время как они являются элементами, работающими в особенно эрозионных средах. Однако эти обтекатели также страдают от эрозии, происходящей от потока горячего воздуха из двигателей (условий более высоких температур и скоростей), проблема эрозии, поэтому, является основной проблемой при конструировании этих обтекателей горизонтальных стабилизаторов, особенно в случаях небольшого летательного аппарата, с коротким расстоянием между крылом и хвостом. Этот эффект, происходящий от потока горячего воздуха из двигателей, особенно значим в случаях приземления и взлета летательного аппарата. Таким образом, эти обтекатели не изготавливаются настолько легкими и недорогими, как они могли бы, вследствие ограничения по эрозионным требованиям, поэтому, будучи снабженными специальной антиэрозийной защитой. Дополнительным соображением, которое должно быть учтено, является сложная и извилистая поверхность этих обтекателей. Все вышеупомянутые соображения и требования принуждают к производству обтекателей для горизонтальных стабилизаторов в качестве полных частей неоптимальным образом, для того чтобы сопротивляться эрозионному ухудшению.
По упомянутым причинам, обтекатели для горизонтальных стабилизаторов изготавливаются из металлического материала, дополнительно содержащего зоны эрозионной защиты, чтобы избежать повреждения базового элемента.
Вследствие специальной конфигурации и извилистой формы обтекателей на горизонтальных стабилизаторах, эти обтекатели в настоящее время изготавливаются главным образом из металлических листов, являющихся отформованными и впоследствии соединенных сваркой или заклепками. Эти известные обтекатели имеют проблему необходимости требований к дорогостоящим и трудоемким проверкам, таким как рентген, к тому же, обладая более высокими производственными затратами, вследствие применяемых ручных технологических процессов. Кроме того, эти элементы преподносят проблемы качества вследствие своего особого формирования, типично известные как морщинистая металлическая обшивка. Под морщинистой металлической обшивкой подразумевается умеренная деформация или коробление плоского листового материала, изготовленного из металла, типично вызванные неравномерными механическими напряжениями в точках крепления. Более того, становится более трудным находить надлежащие защитные обработки поверхности в этих элементах, принимая во внимание, что специальная защита поверхности от эрозии обязательна у такой разновидности элементов.
Известные решения в настоящее время сосредотачиваются на использовании металлических обтекателей: вследствие больших размеров этих элементов и связанных весовых соображений, наиболее широко используемым металлом является алюминий (хотя обтекатель, изготовленный из композитного материала, в любом случае был бы более легким). Однако алюминиевый материал не противостоял бы долгосрочной и среднесрочной эрозии от потока горячего воздуха, поступающего из двигателей. Более того, как только металлический лист был сформирован и соединен, должна добавляться дополнительная защита от коррозии, вместе со специальной эрозионной защитой, такой как окрашивание. Это имеет проблему отсутствия гарантирования постоянной защиты элемента, так как некоторые части этого элемента могут повреждаться или не покрываться надлежащим образом такими защитами. В некоторых случаях, нержавеющая сталь используется в качестве дополнительного покрытия, защищающего обтекатель: в таких случаях, эта защита приклеивается или совместно вулканизируется поверх обтекателя, что ограничивает как толщину материала, так и используемый технологический процесс.
Таким образом, было бы желательно предоставить оптимизированный обтекатель для горизонтального стабилизатора летательного аппарата, преодолевающий вышеупомянутые недостатки.
Настоящее изобретение ориентировано на эту необходимость.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы предложить оптимизированную конструкцию обтекателя летательного аппарата, в частности, оптимизированную конструкцию обтекателя для горизонтального стабилизатора летательного аппарата.
Согласно изобретению, обтекатель содержит переднюю часть и заднюю часть, передняя часть является скомпонованной, из условия, чтобы она покрывала ограниченную протяженность обтекателя, которая является частью обтекателя, принимающей поток горячего воздуха, поступающий из двигателей. Передняя часть в обтекателе изготавливается для противостояния эрозионному ухудшению, тогда как задняя часть обтекателя имеет требования по обеспечению размерной конфигурации обтекателя, эта задняя часть является изготовленной из отдельной единой детали.
Передняя и задняя части обтекателя согласно изобретению накладываются и дополнительно соединяются посредством использования заклепок. По этой причине, задняя часть, поверх которой накладывается передняя часть, увеличена, так что передняя часть опирается на нее. Более строгие требования в таком случае должны быть выполнены в конструкции и строении передней части, которая является частью обтекателя, противостоящей эрозии.
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения будут ясны из последующего подробного описания вариантов осуществления, иллюстрирующих его цель относительно приложенных фигур.
ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Фиг. 1 показывает общий вид взлета летательного аппарата, показывающий зону горизонтального стабилизатора летательного аппарата, страдающего от теплового потока, поступающего из двигателей.
Фиг. 2 показывает вид сверху летательного аппарата в полете, дополнительно показывающий зоны горизонтального стабилизатора, которые подвергаются горячему потоку, поступающему из двигателей.
Фиг. 3a, 3b и 3c показывают разные виды конструкции обтекателя горизонтального стабилизатора летательного аппарата согласно настоящему изобретению.
Фиг. 4a и 4b показывают дополнительные подробности и виды конструкции обтекателя согласно настоящему изобретению.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
На летательном аппарате, обтекатели 1 обычно используются на концах руля высоты и горизонтального стабилизатора, на капотах двигателя, на концах хвостового оперения и рулей направления, а также в корневой части крыла и концах крыла. Более точно, в случае обтекателей на концах руля высоты и горизонтального стабилизатора, обтекатель имеет целью сглаживание воздушного потока на концах.
Как показано на фиг. 1 и 2, обтекатели 10 на горизонтальных стабилизаторах 3 летательного аппарата особенно страдают от эрозии, так как они также выдерживают поток 6 горячего воздуха, поступающий из двигателей 4, который особенно значим для случаев, в которых существует короткое расстояние 5 между крылом 1 и хвостом 7, как показано на фиг. 2 (где была заштрихована зона горизонтального стабилизатора 3, которая может страдать от эрозии, происходящей от потока 6 горячего воздуха из двигателей 4 летательного аппарата). В качестве справки, расстояние 5 между крылом и хвостом 7 считается коротким, когда оно составляет 20 метров или меньше, что имеет место для летательного аппарата ближних перевозок, имеющего среднюю вместимость около 150 пассажиров. Это действие потока 6 горячего воздуха из двигателей 4 особенно значимо в случаях приземления и взлета летательного аппарата (смотрите фиг. 1 для случая взлета).
Согласно изобретению, предложен обтекатель 10 летательного аппарата, более точно, для горизонтального стабилизатора 3 летательного аппарата, из условия, чтобы этот обтекатель 10 по существу был аэродинамическим покрытием концевой части горизонтального стабилизатора 3 летательного аппарата. Обтекатель 10 по изобретению содержит переднюю часть 11 и заднюю часть 12: передняя часть 11, главным образом страдает от эрозии, происходящей от потока 6 горячего воздуха из двигателей 4, тогда как задняя часть 12 сконструирована исключительно под аэродинамические нагрузки.
Поэтому, передняя часть 11 скомпонована, из условия чтобы она покрывала ограниченную протяженность обтекателя 10, которая является частью обтекателя 10, принимающей поток горячего воздуха, поступающий из двигателей 4 летательного аппарата, которая типично является 10% или менее суммарной полной длины обтекателя 10; задняя часть 12 покрывает остальную часть поверхности обтекателя 10. Передняя часть 11 в обтекателе 10 изготавливается для противостояния эрозионному ухудшению, тогда как задняя часть 12 обтекателя 10 имеет требования по обеспечению размерной конфигурации упомянутого обтекателя 10, эта задняя часть 12 является изготовленной из отдельной единой детали. То обстоятельство, что эта задняя часть 12 изготовлена из единой детали дает возможность взаимозаменяемости, которая особенно полезна для нужд технического обслуживания и ремонта.
Передняя и задняя части обтекателя 10 согласно изобретению накладываются и дополнительно соединяются, предпочтительно, заклепками. По этой причине задняя часть 12, поверх которой накладывается передняя часть 11, увеличена, так что передняя часть 11 опирается на нее. Наиболее высокие требования в таком случае должны быть выполнены при проектировании и в конструкции передней части 11, которая является частью обтекателя 10, противостоящей эрозии.
Передняя часть 11 обтекателя 10 предпочтительно изготавливается с использованием антиэрозийного материала, эта передняя часть 11 собирается с или присоединяется к задней части 12, которая является основной конструкцией обтекателя 10, эта задняя часть 12 является увеличенной, для того чтобы служить опорой передней части 11. Эта передняя часть 11 может быть тяжелее, чем традиционные части в известных обтекателях, но она имеет лучшее поведение против эрозии. Однако, принимая во внимание, что было упомянуто ранее, задняя часть 12, которая также является основной и большей частью обтекателя 11, изготавливается из материала, полностью отличного от материала передней части 11, так как задняя часть 12 не находится под влиянием эрозии, значит, проектируется и производится более тонкая, легкая и дешевая часть.
Предпочтительно, передняя часть 11 изготавливается из металлического материала, предпочтительно, стали. Согласно еще одному варианту осуществления изобретения, передняя часть 11 содержит металлизацию на своей наружной поверхности. К тому же, передняя часть 11 может содержать наночастицы.
В конкретном случае, в котором расстояние 5 от крыла 1 летательного аппарата до хвоста 7 летательного аппарата является коротким (как упомянуто раньше, типично меньше 20 метров), горизонтальная поверхность по отношению к направлению полета летательного аппарата у горизонтального стабилизатора 3 является находящейся под влиянием потока 6 горячего воздуха, поступающего из двигателей 4, вызывающего эффект повышенной эрозии на поверхностях хвоста 7.
Согласно изобретению, передняя часть 11 и задняя часть 12 обтекателя 10 могут быть разделены, как показано на фиг. 4a и 4b: некоторые конструктивные элементы в основной конструкции горизонтального стабилизатора 3, такие как нервюры, могли бы быть увеличены, для того чтобы служить опорой передней части 11 обтекателя 10, особенно страдающей от эрозии и защищенной от нее. На фиг. 4a и 4b, этими увеличенными элементами являются нервюры, помеченные как 20 и 22. При этой конфигурации, передняя часть 11 обтекателя 10 переносит нагрузки на конструкцию горизонтального стабилизатора 3, так, что передняя часть 11, в таком случае, конструируется, следуя только эрозионным требованиям (эрозии от потока горячего воздуха из двигателей 4), значит, она может делаться более легкой и оптимизированной; поэтому вся конструкция 10 обтекателя является оптимизированной согласно настоящему изобретению.
Согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, передняя часть 11 обтекателя 10, которая является сконструированной для сопротивления эрозии, изготавливается из нержавеющей стали, имеющей очень низкую толщину, поддерживаемой задней частью 12, изготовленной из композитного материала, предпочтительно, CFRP (армированного углеродным волокном полимера) или GFRP (армированного стекловолокном полимера). Задняя часть 12 изготавливается одной деталью, за один раз. Таким образом, в этом случае, избегаются сварка и требования специальной проверки. Эта конструкция задней части 12 является более легкой и дешевой, чем традиционные, так как в традиционной контроль качества является проблемой, и много трудозатрат в человеко-часах необходимо для осуществления сборки всех частей вместе. Типично, передняя часть 11 обтекателя 10 изготавливается из нержавеющей стали, имеющей толщину около 0,4 мм, которая оказалась удовлетворительной, так как эта передняя часть 11 предназначена только для сопротивления эрозии; однако, дополнительный опорный элемент или увеличение толщины в этой передней части 11 могут быть необходимыми, например, для расчетных аэродинамических нагрузок или для необходимости соединения.
Хотя настоящее изобретение было полностью описано в связи с предпочтительными вариантами осуществления, очевидно, что модификации могут быть введены в пределах его объема, рассматривая его как ограниченного не этими вариантами осуществления, а содержимым последующей формулы изобретения.
Claims (15)
1. Обтекатель (10) концов горизонтального стабилизатора (3) летательного аппарата, отличающийся тем, что содержит переднюю часть (11) и заднюю часть (12), передняя часть (11) покрывает ограниченную протяженность поверхности обтекателя (10), которая является частью обтекателя (10), принимающей поток (6) горячего газа, поступающий из двигателей (4) летательного аппарата, эта передняя часть (11) изготовлена из противоэрозийного материала, задняя часть (12) покрывает остальную часть поверхности обтекателя (10), эта задняя часть (12) изготовлена из материала, стойкого к аэродинамическим нагрузкам, существующим на обтекателе (10).
2. Обтекатель (10) по п. 1, в котором передняя часть (11) покрывает 10% или меньше, чем суммарная полная длина обтекателя (10).
3. Обтекатель (10) по п. 1, в котором задняя часть (12) является отдельной единой деталью, увеличенной, для того чтобы предоставлять возможность наложения передней части (11) поверх упомянутой части (12).
4. Обтекатель (10) по п. 2, в котором задняя часть (12) является отдельной единой деталью, увеличенной, для того чтобы предоставлять возможность наложения передней части (11) поверх упомянутой части (12).
5. Обтекатель (10) по п. 3, в котором передняя часть (11) и задняя часть (12) дополнительно соединены заклепками.
6. Обтекатель (10) по п. 4, в котором передняя часть (11) и задняя часть (12) дополнительно соединены заклепками.
7. Обтекатель (10) по любому из предыдущих пунктов, в котором передняя часть (11) изготовлена из металла.
8. Обтекатель (10) по любому из пп. 1-6, в котором передняя часть (11) содержит наружную металлизацию.
9. Обтекатель (10) по любому из пп. 1-6, в котором передняя часть (11) содержит нанотрубки.
10. Обтекатель (10) по п. 7, в котором передняя часть (11) изготовлена из нержавеющей стали с толщиной около 0,4 мм.
11. Обтекатель (10) по любому из пп. 1-6, 10, в котором задняя часть (12) изготовлена из композитного материала.
12. Обтекатель (10) по п. 11, в котором задняя часть (12) изготовлена из CFRP (армированного углеродным волокном полимера).
13. Обтекатель (10) по п. 11, в котором задняя часть (12) изготовлена из GFRP (армированного стекловолокном полимера).
14. Летательный аппарат, содержащий горизонтальный стабилизатор (3) с обтекателем (10) по любому из пп. 1-13.
15. Летательный аппарат по п. 14, в котором расстояние между крылом (1) и хвостом (7) является меньшим чем 20 метров.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES201031879A ES2403361B1 (es) | 2010-12-17 | 2010-12-17 | Optimización de estructuras sometidas a corrientes de gases calientes. |
| ES201031879 | 2010-12-17 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011151537A RU2011151537A (ru) | 2013-06-27 |
| RU2598492C2 true RU2598492C2 (ru) | 2016-09-27 |
Family
ID=45349414
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011151537/11A RU2598492C2 (ru) | 2010-12-17 | 2011-12-16 | Оптимизация конструкций, подвергаемых потокам горячего газа |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8550398B2 (ru) |
| EP (1) | EP2465769A3 (ru) |
| CA (1) | CA2764340C (ru) |
| ES (1) | ES2403361B1 (ru) |
| RU (1) | RU2598492C2 (ru) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9586699B1 (en) | 1999-08-16 | 2017-03-07 | Smart Drilling And Completion, Inc. | Methods and apparatus for monitoring and fixing holes in composite aircraft |
| US9625361B1 (en) | 2001-08-19 | 2017-04-18 | Smart Drilling And Completion, Inc. | Methods and apparatus to prevent failures of fiber-reinforced composite materials under compressive stresses caused by fluids and gases invading microfractures in the materials |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20010013173A1 (en) * | 2000-02-08 | 2001-08-16 | Josef Mertens | Method of fabricating leading edge nose structures of aerodynamic surfaces |
| EP1176089A2 (en) * | 2000-07-27 | 2002-01-30 | Construcciones Aeronauticas, S.A. | Leading edge of aerodynamic surfaces of aircraft |
| RU2008129606A (ru) * | 2005-12-20 | 2010-01-27 | Эебас ЮКей Лимитид (GB) | Соединение конструкций летательного аппарата, конструкция летательного аппарата, крыло и способ изготовления соединения конструкций летательного аппарата |
| WO2011087411A1 (en) * | 2010-01-14 | 2011-07-21 | Saab Ab | An aerodynamic surface with improved properties |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2567124A (en) * | 1946-05-10 | 1951-09-04 | Curtiss Wright Corp | Airfoil construction |
| US3712566A (en) * | 1971-02-25 | 1973-01-23 | Us Navy | Supersonic vehicle control surface having a thermally protective coating |
| FR2616409B1 (fr) * | 1987-06-09 | 1989-09-15 | Aerospatiale | Pale en materiaux composites et son procede de fabrication |
| US6341747B1 (en) * | 1999-10-28 | 2002-01-29 | United Technologies Corporation | Nanocomposite layered airfoil |
| US8276847B2 (en) * | 2004-04-16 | 2012-10-02 | Airbus Operations Gmbh | Cover for an aircraft structure |
| US7334759B2 (en) * | 2004-12-18 | 2008-02-26 | Castillo Francisco J | Airplane surface protection film kits |
| DE102006052303B4 (de) * | 2006-11-03 | 2012-07-12 | Eads Deutschland Gmbh | Schutz von erosionsbelasteten Luftfahrtstrukturen durch nanopartikelverstärkte anorganisch-organische Hybridbeschichtungen |
| FI20080208L (fi) * | 2008-03-13 | 2008-03-27 | Patria Aerostructures Oy | Ilma-aluksen johtoreunaelementti, menetelmä sen valmistamiseksi sekä siipi ja vakain |
-
2010
- 2010-12-17 ES ES201031879A patent/ES2403361B1/es not_active Expired - Fee Related
-
2011
- 2011-04-21 US US13/091,202 patent/US8550398B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2011-12-16 EP EP11194128.2A patent/EP2465769A3/en not_active Withdrawn
- 2011-12-16 RU RU2011151537/11A patent/RU2598492C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2011-12-19 CA CA2764340A patent/CA2764340C/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20010013173A1 (en) * | 2000-02-08 | 2001-08-16 | Josef Mertens | Method of fabricating leading edge nose structures of aerodynamic surfaces |
| EP1176089A2 (en) * | 2000-07-27 | 2002-01-30 | Construcciones Aeronauticas, S.A. | Leading edge of aerodynamic surfaces of aircraft |
| RU2008129606A (ru) * | 2005-12-20 | 2010-01-27 | Эебас ЮКей Лимитид (GB) | Соединение конструкций летательного аппарата, конструкция летательного аппарата, крыло и способ изготовления соединения конструкций летательного аппарата |
| WO2011087411A1 (en) * | 2010-01-14 | 2011-07-21 | Saab Ab | An aerodynamic surface with improved properties |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ES2403361A1 (es) | 2013-05-17 |
| US20120153083A1 (en) | 2012-06-21 |
| RU2011151537A (ru) | 2013-06-27 |
| ES2403361B1 (es) | 2014-04-29 |
| US8550398B2 (en) | 2013-10-08 |
| CA2764340A1 (en) | 2012-06-17 |
| CA2764340C (en) | 2018-04-17 |
| EP2465769A2 (en) | 2012-06-20 |
| EP2465769A3 (en) | 2014-01-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7721525B2 (en) | Aircraft engine inlet having zone of deformation | |
| US8662440B2 (en) | AFT pylon fairing for an aircraft engine suspension system | |
| JP6031094B2 (ja) | 航空機エンジンを搭載するためのシステムおよび方法 | |
| US8523516B2 (en) | Bypass turbojet engine nacelle | |
| US6983912B2 (en) | Hybrid exhaust heat shield for pylon mounted gas turbine engines | |
| US9359085B2 (en) | Aircraft with fuselage-mounted engines and an internal shield | |
| JP4729573B2 (ja) | 航空機用ジェットエンジンパイロン | |
| US8800917B2 (en) | Aircraft engine pylon AFT aerodynamic fairing | |
| US20110290934A1 (en) | Aircraft engine assembly comprising an annular load-transfer structure surrounding the central casing of a turbojet engine | |
| CN108995792B (zh) | 复合材料结构的空气舵 | |
| US20090294579A1 (en) | Primary engine strut structure of an aircraft | |
| EP3254953B1 (en) | Thermal insulaton blanket | |
| RU2598492C2 (ru) | Оптимизация конструкций, подвергаемых потокам горячего газа | |
| US11427298B2 (en) | Advanced plume suppressing segmented heat shield | |
| US9567905B2 (en) | Aircraft nacelle comprising a reinforced connection between an air intake and a powerplant | |
| US11511873B2 (en) | Propulsion assembly for an aircraft, comprising a nacelle load support fastened to a pylon | |
| Hieser et al. | Transonic Longitudinal Aerodynamic Characteristics of a Fighter-type Airplane Model with a Low-aspect-ratio Unswept Wing and Tee-tail |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181217 |