RU2611857C2 - Поверхность хвостового оперения летательного аппарата с секцией передней кромки волнистой формы - Google Patents
Поверхность хвостового оперения летательного аппарата с секцией передней кромки волнистой формы Download PDFInfo
- Publication number
- RU2611857C2 RU2611857C2 RU2012137878A RU2012137878A RU2611857C2 RU 2611857 C2 RU2611857 C2 RU 2611857C2 RU 2012137878 A RU2012137878 A RU 2012137878A RU 2012137878 A RU2012137878 A RU 2012137878A RU 2611857 C2 RU2611857 C2 RU 2611857C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tail
- recesses
- protrusions
- bottoms
- wavy shape
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/14—Aerofoil profile
-
- 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
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/14—Aerofoil profile
- B64C2003/146—Aerofoil profile comprising leading edges of particular shape
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Diaphragms And Bellows (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Lining And Supports For Tunnels (AREA)
- Materials Applied To Surfaces To Minimize Adherence Of Mist Or Water (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата, такая как горизонтальный стабилизатор или вертикальный стабилизатор, содержит переднюю кромку (14). Передняя кромка (14) имеет в секции вдоль размаха хвостового оперения волнистую форму, образованную непрерывной последовательностью гладких выступов (17) и углублений (19). В условиях обледенения нарастание льда образуется только на вершинах упомянутых выступов (17) и на днищах (20) упомянутых углублений (19). Изобретение уменьшает вредное воздействие нарастания льда на аэродинамические характеристики. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 13 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение относится к поверхностям хвостового оперения летательного аппарата, а более точно - к конфигурации поверхности хвостового оперения летательного аппарата для улучшения его аэродинамических характеристик в условиях обледенения.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Характеристика поверхностей хвостового оперения летательного аппарата, в частности горизонтального стабилизатора и вертикального стабилизатора, является одной из наиболее важных проблем в глобальном конструировании летательного аппарата, потому что упомянутые поверхности используются как поверхности управления, которые должны предоставлять стабилизирующие силы даже на больших углах атаки, чтобы восстановить положение летательного аппарата в воздухе.
Угол срыва с хвостового оперения является ограничением конструирования, имеющим отношение к безопасности полета летательного аппарата, и определен сужением и соотношением размеров поверхности, также как, среди прочих отличительных признаков конструкции, толщиной аэродинамического профиля и формой передней кромки, так что авиационная промышленность постоянно требует новых конструкций поверхностей хвостового оперения, которые позволят отсрочить срыв, особенно в условиях обледенения.
Что касается крыльев, Патент 6,431,498, США раскрывает устройство для модификации крыла, чтобы предоставить увеличенные соотношения между подъемной силой и силой сопротивления по сравнению с подобными крыльями с прямыми передними кромками, формирующее множество выступов (на это вдохновили бугорки на передних кромках плавников горбатых китов), расположенных по фронту вдоль передней кромки, при этом выступы создают равномерно меняющееся поочередно вперед и назад течение вдоль передней кромки относительно восходящего направления потока вдоль передней кромки. Одним из результатов упомянутой модификации является отсрочка срыва при больших углах атаки.
Максимальный коэффициент подъемной силы крыльев является важным фактором для конструирования крыльев, и существуют очень эффективные устройства большой подъемной силы, используемые в авиационной промышленности, чтобы увеличить коэффициент подъемной силы крыла, с тем чтобы уменьшить скорость срыва, позволяя обезопасить полет на малых скоростях. Устройства задней кромки, такие как закрылки, производят увеличение коэффициента подъемной силы при сохранении того же угла атаки крыла. Устройства передней кромки, такие как предкрылки, отклоняемые носовые части, клыки, зубчатые передние кромки и аэродинамические перегородки, позволяют увеличить угол срыва и, как следствие, максимальный коэффициент подъемной силы. Ключевым соображением в конструировании крыльев является уменьшение сопротивления в конфигурации крейсерского полета, поэтому желательно, чтобы вне зависимости от используемых устройств повышения подъемной силы они приводили к небольшому увеличению сопротивления. Подвижные устройства передней кромки, такие как предкрылки и отклоняемые носовые части, могут быть убраны, так что форма аэродинамического профиля крыла в крейсерском полете не нарушается. Следовательно, в условиях крейсерского полета максимальный угол срыва с крыла соответствует конфигурации "чистого крыла", т.е. без устройств повышения подъемной силы. Неподвижные устройства передней кромки, такие как клыки, перегородки и т.д., приводят к увеличению сопротивления в крейсерском полете, и, следовательно, избегаются в конструировании высокоэффективных крыльев, подобных тем, которые используются в современных коммерческих транспортных летательных аппаратах.
Когда летательный аппарат сталкивается с ситуацией в полете, в которой может произойти срыв потока с крыла (как следствие сильной турбулентности, которая может нарушить положение летательного аппарата в воздухе, или в случае полета через область атмосферы с условиями обледенения, где лед может нарасти на передней кромке крыла, нарушая аэродинамическую гладкость аэродинамического профиля), необходимо, чтобы поверхности хвостового оперения оставались эффективными в предоставлении достаточных аэродинамических сил, чтобы восстановить положение летательного аппарата в воздухе. Важным требованием конструкции для поверхностей хвостового оперения летательного аппарата, следовательно, является то, что их угол срыва должен быть больше, чем угол срыва с крыла, даже в условиях обледенения.
Во время полета на малой скорости, где системы повышения подъемной силы развернуты, крыло подвержено срыву, если пилот непреднамеренно летит ниже скорости срыва или выполняет необычный маневр, который увеличивает угол атаки сверх угла срыва с крыла. В этом состоянии необходимо, чтобы поверхность хвостового оперения предоставляла достаточные аэродинамические силы даже с отклоненным рулем высоты и, в особенности, в условиях обледенения, где может быть лед, наросший на переднюю кромку хвостового оперения.
Должно быть отмечено, что для того чтобы поверхности хвостового оперения генерировали аэродинамические силы в ситуациях, когда крыло может быть подвергнуто срыву, критическим условием конструирования является то, что угол срыва с хвостового оперения должен быть больше, чем угол срыва с крыла.
Ясно, что необходимым требованием к конструкции для поверхностей хвостового оперения летательного аппарата является угол срыва, при этом оно является значительно более важным в случае хвостового оперения, чем в случае крыла, где аэродинамическое "качество" (соотношение между подъемной силой и сопротивлением в крейсерском полете) и максимальный коэффициент подъемной силы (при наименьшем возможном угле атаки, чтобы минимизировать сопротивление фюзеляжа и риск удара хвостового оперения о землю) являются наиболее важными аэродинамическими требованиями к конструкции.
В частности, угол срыва с хвостового оперения в условиях обледенения, когда предполагается, что передняя кромка хвостового оперения имеет форму льда, которая нарушает гладкость аэродинамического профиля и, таким образом, уменьшает максимальный коэффициент подъемной силы, является ключевым соображением конструирования для современного коммерческого летательного аппарата. Существует несколько зарегистрированных аварий, где основной причиной стал срыв с хвостового оперения в условиях обледенения и, как следствие, потеря управления летательным аппаратом.
Существуют известные способы уменьшения нарастания льда на поверхностях хвостового оперения, состоящие в нагревании передней кромки или в наличии гибкой передней кромки, которая может быть надута с целью предотвращения образования льда на передней кромке или разрушения льда, если он уже образовался. Работа этих устройств требует положительного действия от пилота, кто приводит их в действие, если обнаружены атмосферные условия обледенения. Эти способы не только дороги в установке и обслуживании, но также несут риск неработоспособности в случае необходимости без предварительной индикации.
Таким образом, ясно, что пассивные средства предотвращения обледенения на передней кромке были бы предпочтительны.
Настоящее изобретение предназначено для рассмотрения упомянутого требования.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Целью настоящего изобретения является предоставление поверхности хвостового оперения летательного аппарата с улучшенными аэродинамическими характеристиками в условиях обледенения.
Другой целью настоящего изобретения является предоставление поверхности хвостового оперения летательного аппарата, которая уменьшает вредное воздействие нарастания льда в условиях обледенения.
Эти и другие цели удовлетворены поверхностью хвостового оперения летательного аппарата, содержащей переднюю кромку, имеющую, по меньшей мере, в секции вдоль размаха хвостового оперения волнистую форму, образованную непрерывной последовательностью гладких выступов и углублений, так что в условиях обледенения нарастание льда образуется только на вершинах упомянутых выступов и на днищах упомянутых углублений, тем самым создавая направленный по каналу воздушный поток и структуру воздушных завихрений, которые сообщают энергию воздушному потоку в пограничном слое аэродинамического профиля, который замедляет отрыв воздушного потока, который приводит к срыву, таким образом уменьшая вредное воздействие нарастания льда на его аэродинамические характеристики.
В вариантах осуществления настоящего изобретения упомянутая секция передней кромки, имеющая волнистую форму, охватывает 60%-100% размаха хвостового оперения. Следовательно, средства для улучшения аэродинамических характеристик поверхности хвостового оперения размещены в области хвостового оперения возникновения срыва.
В вариантах осуществления настоящего изобретения упомянутая волнистая форма содержит выпуклые или вогнутые поверхности между вершинами выступов и днищами углублений и выпуклые поверхности между днищами углублений и вершинами выступов; или выпуклые поверхности между вершинами выступов и днищами углублений и вогнутые поверхности между днищами углублений и вершинами выступов. Три конфигурации секции волнистой передней кромки, определяющие три различные формы точек торможения потока, где ожидается нарастание льда в условиях обледенения, таким образом, предоставлены в качестве альтернативных конфигураций для рассмотрения для заданной поверхности хвостового оперения.
В вариантах осуществления настоящего изобретения, в частности, для хвостовых стабилизаторов сужающейся трапециевидной формы в плане упомянутая волнистая форма сконфигурирована так, что гипотетические касательные плоскости к выпуклым поверхностям между днищами углублений и вершинами выступов в промежуточной области между ними являются параллельными плоскостями между собой и гипотетической касательной плоскости к секции передней кромки без волнистой формы, или формируют увеличивающиеся углы с гипотетической касательной плоскостью к секции передней кромки без волнистой формы в направлении к концу поверхности хвостового оперения. Две конфигурации секции волнистой передней кромки, определяющие две ориентации упомянутых выступов и углублений, предоставлены, следовательно, как альтернативные конфигурации для рассмотрения для заданной поверхности хвостового оперения.
Изобретение особенно применимо для горизонтальных стабилизаторов и вертикальных стабилизаторов летательных аппаратов.
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения будут ясны из последующего подробного описания вариантов осуществления, иллюстрирующих его цель относительно приложенных чертежей.
ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Фиг. 1 схематически показывает область возникновения срыва на горизонтальном стабилизаторе летательного аппарата.
Фиг. 2 показывает типичные графики зависимости Подъемной Силы от Угла Атаки для поверхностей хвостового оперения в различных условиях.
Фиг. 3a показывает форму нарастания льда на передней кромке традиционной поверхности хвостового оперения летательного аппарата, и Фиг. 3b показывает его аэродинамические эффекты.
Фиг. 4a показывает нарастание льда на передней кромке поверхности хвостового оперения летательного аппарата согласно настоящему изобретению, и Фиг. 4b показывает его аэродинамические эффекты.
Фиг. 5 показывает горизонтальный стабилизатор с передней кромкой, имеющей волнистую форму согласно настоящему изобретению.
Фиг. 6a, 6b и 6c показывают варианты осуществления волнистой передней кромки горизонтального стабилизатора Фиг. 5.
Фиг. 7 показывает горизонтальный стабилизатор типичной трапециевидной формы в плане с передней кромкой, имеющей волнистую форму согласно настоящему изобретению.
Фиг. 8a и 8b представляют собой увеличенные виды вариантов осуществления волнистой передней кромки горизонтального хвостового стабилизатора Фиг. 7.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Фиг. 1 показывает традиционный горизонтальный стабилизатор 11 летательного аппарата с прямой передней кромкой 14, прикрепленный к фюзеляжу 13 летательного аппарата, и область 15 возникновения срыва. Стрелка 10 показывает направление потока.
Фиг. 2 показывает кривые 21, 23, 25 зависимости Подъемной силы от Угла Атаки для горизонтального стабилизатора Фиг. 1, соответственно, в ситуации с обледенением на передней кромке стабилизатора без какого-либо специального устройства для отсрочки срыва в условиях обледенения, в ситуации с обледенением на передней кромке с волнистостью, как в настоящем изобретении, и в ситуации без обледенения. Эти кривые четко показывают, что уменьшение вредного воздействия нарастания льда является основным определяющим фактором для отсрочки срыва.
Потеря максимальной подъемной силы и уменьшенный угол срыва из-за нарастания льда, как показано на Фиг. 3a и 3b, являются следствием отрыва 32 потока, вызванного нарастанием льда 31 на передней кромке горизонтального стабилизатора 11.
Фиг. 4a и 4b иллюстрируют основную идею настоящего изобретения. Имея горизонтальный стабилизатор 11 с передней кромкой 14 волнистой формы, образованной непрерывной последовательностью выступов 17 и углублений 19, достигается то, что нарастания льда 33, 35 образуются только в точках торможения потока передней кромки, т.е. на вершинах выступов 17 и на днищах углублений 19. Следовательно, отрываемый поток 37 ограничен секциями, на которые оказывают влияние упомянутые нарастания льда 33, 35, в то время как в оставшихся секциях может быть обнаружен прилегающий поток 39.
Фиг. 5 показывает горизонтальный стабилизатор 11 с передней кромкой 14 волнистой формы в секции, охватывающей 60%-100% размаха хвостового оперения, которая является областью стабилизатора, где типично начинается срыв, и которая может иметь преимущества благодаря защите, предоставляемой волнистой передней кромкой.
Упомянутая волнистая форма может быть выполнена, как показано на Фиг. 6a, и содержать выпуклые поверхности между вершинами 18 выступов (включая закругленные окончания в их поперечных сечениях) и днищами 20 углублений и также выпуклые поверхности между днищами 20 углублений и вершинами 18 выступов, или, как показано на Фиг. 6b, содержать вогнутые поверхности между вершинами 18 выступов и днищами 20 углублений (включая острые кромки в их поперечных сечениях) и выпуклые поверхности между днищами 20 углублений и вершинами 18 выступов, или, как показано на Фиг. 6c, содержать выпуклые поверхности между вершинами 18 выступов и днищами 20 углублений и вогнутые поверхности между днищами 20 углублений и вершинами 18 выступов.
Обратимся теперь к предпочтительному варианту осуществления для горизонтального стабилизатора классической сужающейся трапециевидной формы в плане прямой стреловидности. Хорошо известно, что в этих типах формы в плане срыв начинается рядом с концом несущей поверхности и, следовательно, это является областью, которая должна быть защищена любым устройством или местными средствами, чтобы отсрочить срыв.
Фиг. 7 показывает горизонтальный стабилизатор 11 сужающейся трапециевидной формы в плане с передней кромкой 14 волнистой формы, образованной непрерывной серией выступов 17 и углублений 19, содержащих выпуклые поверхности между вершинами 18 выступов и днищами 20 углублений и также между днищами 20 углублений и вершинами 18 выступов.
В варианте осуществления, показанном на Фиг. 8a, волнистая форма сконфигурирована так, что гипотетические касательные плоскости 43 к упомянутым выпуклым поверхностям в промежуточной области между днищами 20 углублений и вершинами 18 выступов будут параллельными плоскостями между собой и гипотетической касательной плоскости 41 к секции передней кромки без волнистой формы. Как показано на Фиг. 8a, поперечное сечение передней кромки в упомянутых промежуточных областях тоньше, чем в выпуклых поверхностях между вершинами 18 выступов и днищами 20 углублений.
В варианте осуществления Фиг. 8b волнистая форма сконфигурирована так, что гипотетические касательные плоскости 45 к упомянутым выпуклым поверхностям в промежуточной области между днищами 20 углублений и вершинами 18 выступов образуют увеличивающиеся углы с гипотетической касательной плоскостью 41 к секции передней кромки без волнистой формы в направлении к концу поверхности хвостового оперения.
Как без труда поймет специалист, все предшествующие параграфы также применимы к вертикальным стабилизаторам.
Хотя настоящее изобретение было полностью описано в связи с предпочтительными вариантами осуществления, очевидно, что могут быть представлены модификации в пределах его объема, рассматривая его ограничения не этими вариантами осуществления, а содержанием последующей формулы изобретения.
Claims (10)
1. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата, содержащая переднюю кромку (14), имеющую, по меньшей мере, в секции вдоль размаха хвостового оперения волнистую форму, образованную непрерывной последовательностью гладких выступов (17) и углублений (19), так что в условиях обледенения нарастание льда образуется только на вершинах (18) упомянутых выступов (17) и на днищах (20) упомянутых углублений (19), тем самым создавая направленный по каналу воздушный поток и расположение воздушных завихрений, которые сообщают энергию воздушному потоку в пограничном слое аэродинамического профиля, который отсрочивает отрыв воздушного потока, который приводит к срыву, таким образом уменьшая вредное воздействие нарастания льда на его аэродинамические характеристики, при этом упомянутая волнистая форма содержит:
вогнутые поверхности между вершинами (18) выступов и днищами (20) углублений и выпуклые поверхности между днищами (20) углублений и вершинами (18) выступов; или
выпуклые поверхности между вершинами (18) выступов и днищами (20) углублений и вогнутые поверхности между днищами (20) углублений и вершинами (18) выступов.
2. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата по п. 1, в которой упомянутая секция передней кромки, имеющая волнистую форму, охватывает 60%-100% размаха хвостового оперения.
3. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата по п. 1, в которой ее форма в плане является сужающейся трапециевидной формой в плане.
4. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата по п. 3, в которой упомянутая волнистая форма сконфигурирована так, что гипотетические касательные плоскости (43) к выпуклым поверхностям между днищами (20) углублений и вершинами (18) выступов в промежуточной области между ними являются параллельными плоскостями (43) между собой и гипотетической касательной плоскости (41) к секции передней кромки без волнистой формы.
5. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата по п. 3, в которой упомянутая волнистая форма сконфигурирована так, что гипотетические касательные плоскости (45) к выпуклым поверхностям между днищами (20) углублений и вершинами (18) выступов в промежуточной области между ними образуют увеличивающиеся углы с гипотетической касательной плоскостью (41) к секции передней кромки без волнистой формы в направлении к концу поверхности хвостового оперения.
6. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата по любому из пп. 1-5, в которой упомянутая поверхность хвостового оперения является горизонтальным стабилизатором.
7. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата по любому из пп. 1-5, в которой упомянутая поверхность хвостового оперения является вертикальным стабилизатором.
8. Летательный аппарат, содержащий поверхность (11) хвостового оперения по любому из пп. 1-7.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
ES201131462 | 2011-09-06 | ||
ES201131462 | 2011-09-06 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012137878A RU2012137878A (ru) | 2014-03-10 |
RU2611857C2 true RU2611857C2 (ru) | 2017-03-01 |
Family
ID=46762897
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012137878A RU2611857C2 (ru) | 2011-09-06 | 2012-09-05 | Поверхность хвостового оперения летательного аппарата с секцией передней кромки волнистой формы |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8789793B2 (ru) |
EP (1) | EP2567892B1 (ru) |
CN (1) | CN103057691B (ru) |
CA (1) | CA2788210C (ru) |
ES (1) | ES2655162T3 (ru) |
RU (1) | RU2611857C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2667410C1 (ru) * | 2017-08-09 | 2018-09-19 | Сергей Николаевич Низов | Аэродинамическая поверхность и планер летательного аппарата |
Families Citing this family (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9394046B2 (en) | 2011-11-16 | 2016-07-19 | Ecological Energy Company | Fluid interface device as well as apparati and methods including same |
US9199741B2 (en) * | 2014-03-07 | 2015-12-01 | The Boeing Company | Systems and methods for passive deicing |
US10428831B2 (en) | 2015-07-30 | 2019-10-01 | WLC Enterprises, Inc. | Stepped leading edge fan blade |
US10746156B2 (en) * | 2015-12-29 | 2020-08-18 | Fundación Azti—Azti Fundazioa | Method for designing leading edges and supporting structure provided with said edge |
CN105869212B (zh) * | 2016-03-11 | 2018-10-12 | 空气动力学国家重点实验室 | 一种冰形简化方法 |
CN106275387A (zh) * | 2016-09-07 | 2017-01-04 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种改善带锯齿后掠翼跨声速突然失速特性的机翼 |
CN106240797A (zh) * | 2016-09-07 | 2016-12-21 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种改善带锯齿后掠翼跨声速机动特性的机翼 |
CN106240799A (zh) * | 2016-09-07 | 2016-12-21 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种提高带锯齿后掠翼跨声速横向飞行品质的机翼 |
CN106564585B (zh) * | 2016-10-26 | 2019-12-10 | 北京航空航天大学 | 高性能深失速机翼结构及飞行器 |
ES2797681T3 (es) * | 2016-11-25 | 2020-12-03 | Airbus Operations Sl | Superficie de elevación de una aeronave para aumentar la fuerza de sustentación generada |
RU2666093C1 (ru) | 2017-04-25 | 2018-09-05 | Сергей Николаевич Низов | Аэродинамическая поверхность летательного аппарата |
US10618625B2 (en) * | 2017-07-12 | 2020-04-14 | The Boeing Company | Integrated slat chine apparatus and methods |
WO2019115372A1 (en) | 2017-12-12 | 2019-06-20 | Lm Wind Power International Technology Ii Aps | A leading edge device, methods of manufacturing and in-stalling the leading edge device and a wind turbine blade |
US11492923B2 (en) | 2018-04-09 | 2022-11-08 | Gulfstream Aerospace Corporation | Ice shedding aircraft engine |
CN108945392B (zh) * | 2018-05-23 | 2023-08-08 | 沈阳航空航天大学 | 一种带有前缘突节的仿驼背鲸鳍机翼结构 |
CN109305326B (zh) * | 2018-09-21 | 2020-08-11 | 北京航空航天大学 | 机翼及飞行器 |
US20200102064A1 (en) * | 2018-10-01 | 2020-04-02 | Brown University | Free streamline airfoil |
CN110539882B (zh) * | 2019-07-16 | 2021-07-16 | 中国航空研究院 | 一种前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处流动优化方法及装置 |
CN113734449B (zh) * | 2020-05-15 | 2023-05-23 | 中航西飞民用飞机有限责任公司 | 一种飞机迎角保护门限设计方法 |
CN112298549A (zh) * | 2020-10-30 | 2021-02-02 | 北京航空航天大学 | 具有仿生波状前缘的倾转旋翼及倾转旋翼机 |
CN114132483B (zh) * | 2021-11-10 | 2024-06-07 | 大连海事大学 | 基于指数衰减曲线前缘变形的仿生机翼参数化变形方法 |
DE102022100315A1 (de) | 2022-01-07 | 2023-07-13 | MTU Aero Engines AG | Schaufel, insbesondere Laufschaufel oder Leitschaufel, mit asymmetrischem Vorderkantenprofil für eine Gasturbine |
WO2023218164A1 (en) * | 2022-05-09 | 2023-11-16 | Bae Systems Plc | Control surface arrangement and method |
EP4276013A1 (en) * | 2022-05-09 | 2023-11-15 | BAE SYSTEMS plc | Control surface arrangement and method |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU5408A1 (ru) * | 1926-03-10 | 1928-05-31 | Юнкерс Г. | Крыло дл самолетов |
US20060060721A1 (en) * | 2004-03-30 | 2006-03-23 | Phillip Watts | Scalloped leading edge advancements |
RU2294300C2 (ru) * | 2005-03-22 | 2007-02-27 | Институт теоретической и прикладной механики СО РАН (ИТПМ СО РАН) | Несущая поверхность |
US20090020652A1 (en) * | 2007-07-20 | 2009-01-22 | Cessna Aircraft Company | Wing leading edge having vortex generators |
CN101716995A (zh) * | 2009-10-12 | 2010-06-02 | 章成谊 | 波形翼与物体的波形表面 |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR618625A (fr) * | 1925-07-11 | 1927-03-15 | Ford Motor Co | Perfectionnements aux aéroplanes |
US2358985A (en) * | 1940-02-23 | 1944-09-26 | James P Mcandrew | Aircraft |
GB791563A (en) * | 1955-05-02 | 1958-03-05 | Joseph Vaghi | Improvements relating to structures for use as an airplane wing, a propeller blade, a blower or fan blade |
US4323209A (en) * | 1977-07-18 | 1982-04-06 | Thompson Roger A | Counter-rotating vortices generator for an aircraft wing |
DE4208751A1 (de) * | 1992-02-27 | 1993-11-11 | Fritz Karl Hausser | Gezahnte Fronten, Kanten oder Ränder als Verfahren zur Verringerung des Widerstandes von gasförmige und flüssige Gegenstände |
US6431498B1 (en) * | 2000-06-30 | 2002-08-13 | Philip Watts | Scalloped wing leading edge |
US7357358B2 (en) * | 2004-02-27 | 2008-04-15 | The Boeing Company | Aircraft leading edge device systems and corresponding sizing methods |
US8573541B2 (en) * | 2010-09-13 | 2013-11-05 | John Sullivan | Wavy airfoil |
-
2012
- 2012-01-13 US US13/349,885 patent/US8789793B2/en active Active
- 2012-08-29 ES ES12182152.4T patent/ES2655162T3/es active Active
- 2012-08-29 EP EP12182152.4A patent/EP2567892B1/en active Active
- 2012-08-30 CA CA2788210A patent/CA2788210C/en active Active
- 2012-08-31 CN CN201210320376.1A patent/CN103057691B/zh active Active
- 2012-09-05 RU RU2012137878A patent/RU2611857C2/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU5408A1 (ru) * | 1926-03-10 | 1928-05-31 | Юнкерс Г. | Крыло дл самолетов |
US20060060721A1 (en) * | 2004-03-30 | 2006-03-23 | Phillip Watts | Scalloped leading edge advancements |
RU2294300C2 (ru) * | 2005-03-22 | 2007-02-27 | Институт теоретической и прикладной механики СО РАН (ИТПМ СО РАН) | Несущая поверхность |
US20090020652A1 (en) * | 2007-07-20 | 2009-01-22 | Cessna Aircraft Company | Wing leading edge having vortex generators |
CN101716995A (zh) * | 2009-10-12 | 2010-06-02 | 章成谊 | 波形翼与物体的波形表面 |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2667410C1 (ru) * | 2017-08-09 | 2018-09-19 | Сергей Николаевич Низов | Аэродинамическая поверхность и планер летательного аппарата |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2788210C (en) | 2019-12-31 |
EP2567892B1 (en) | 2017-10-04 |
CN103057691B (zh) | 2017-03-01 |
EP2567892A2 (en) | 2013-03-13 |
CN103057691A (zh) | 2013-04-24 |
US20130056585A1 (en) | 2013-03-07 |
RU2012137878A (ru) | 2014-03-10 |
EP2567892A3 (en) | 2015-08-19 |
US8789793B2 (en) | 2014-07-29 |
CA2788210A1 (en) | 2013-03-06 |
ES2655162T3 (es) | 2018-02-19 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2611857C2 (ru) | Поверхность хвостового оперения летательного аппарата с секцией передней кромки волнистой формы | |
US8651813B2 (en) | Fluid dynamic body having escapelet openings for reducing induced and interference drag, and energizing stagnant flow | |
US8763959B2 (en) | Two-element airfoil configured for minimizing accretion of contaminant | |
US20190241255A1 (en) | Airflow interrupting devices | |
US10384766B2 (en) | Aircraft wing roughness strip and method | |
US8302912B2 (en) | Shock bump | |
EP2490934B1 (en) | Aircraft horizontal stabiliser fitted with leading-edge strake | |
EP2051906A2 (en) | Aerodynamic device for improvement of sustentation coefficient | |
EP2604516B1 (en) | Minimally intrusive wingtip vortex wake mitigation using microvane arrays | |
EP2604517B1 (en) | Airfoil comprising a minimally intrusive wingtip vortex mitigation device | |
US20110049305A1 (en) | Improved slat configuration for fixed-wing aircraft | |
CN113071667A (zh) | 基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法 | |
EP2687437A1 (en) | Aircraft lifting surface with variable sweep distribution along the span | |
RU2790893C1 (ru) | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата | |
CN111003143B (zh) | 飞机的机翼及包括该机翼的飞机 | |
CN111372850A (zh) | 用于飞机小翼的导流栅 | |
IL194155A (en) | Air surfaces |