RU2711821C1 - Вертикальное хвостовое оперение для управления потоком - Google Patents

Вертикальное хвостовое оперение для управления потоком Download PDF

Info

Publication number
RU2711821C1
RU2711821C1 RU2018135306A RU2018135306A RU2711821C1 RU 2711821 C1 RU2711821 C1 RU 2711821C1 RU 2018135306 A RU2018135306 A RU 2018135306A RU 2018135306 A RU2018135306 A RU 2018135306A RU 2711821 C1 RU2711821 C1 RU 2711821C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
vertical tail
air inlet
pressure chamber
unit according
air
Prior art date
Application number
RU2018135306A
Other languages
English (en)
Inventor
Томас ХОЙЕР
Original Assignee
Эйрбас Оперейшнз Гмбх
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эйрбас Оперейшнз Гмбх filed Critical Эйрбас Оперейшнз Гмбх
Application granted granted Critical
Publication of RU2711821C1 publication Critical patent/RU2711821C1/ru

Links

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
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B64C21/025—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for simultaneous blowing and sucking
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B64C21/08—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like adjustable
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/06—Boundary layer controls by explicitly adjusting fluid flow, e.g. by using valves, variable aperture or slot areas, variable pump action or variable fluid pressure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/20—Boundary layer controls by passively inducing fluid flow, e.g. by means of a pressure difference between both ends of a slot or duct
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/22—Boundary layer controls by using a surface having multiple apertures of relatively small openings other than slots
    • 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)
  • Seal Device For Vehicle (AREA)
  • Aeration Devices For Treatment Of Activated Polluted Sludge (AREA)
  • Air-Flow Control Members (AREA)
  • Superstructure Of Vehicle (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Tires In General (AREA)

Abstract

Вертикальное хвостовое оперение (7) для управления потоком содержит внешнюю обшивку (13), находящуюся в контакте с наружным воздушным потоком (21). Внешняя обшивка (13) проходит между передней кромкой (23) и задней кромкой (25) и окружает внутреннее пространство (29) и содержит пористую часть (31) в области передней кромки (23), камеру (15) давления, расположенную во внутреннем пространстве (29) и соединенную по текучей среде с пористой частью (31). Впускное отверстие (17) для воздуха предусмотрено во внешней обшивке (13) на передней кромке (23) и соединено по текучей среде с камерой (15) давления. Выпускное отверстие (19) для воздуха соединено по текучей среде с камерой (15) давления. Летательный аппарат характеризуется использованием заявленного вертикального хвостового оперения. Группа изобретений направлена на уменьшение лобового сопротивления. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к вертикальному хвостовому оперению для летательного аппарата. Вертикальное хвостовое оперение выполнено с возможностью управления потоком, предпочтительно гибридного управления ламинарным потоком. Еще один аспект настоящего изобретения относится к летательному аппарату, содержащему такое вертикальное хвостовое оперение.
Вертикальное хвостовое оперение содержит внешнюю обшивку, камеру давления, впускное отверстие для воздуха и выпускное отверстие для воздуха. Предпочтительно, вертикальное хвостовое оперение дополнительно содержит множество конструкционных деталей, таких как элементы жесткости, для поддержания внешней обшивки изнутри. Дополнительно предпочтительным является, чтобы вертикальное хвостовое оперение состояло из киля и руля направления, установленного с возможностью поворота на киле.
Внешняя обшивка находится в контакте наружным воздушным потоком и проходит между передней кромкой, обращенной к набегающему потоку, и задней кромкой. Дополнительно внешняя обшивка имеет две противоположные боковые стороны и окружает внутреннее пространство. Внешняя обшивка дополнительно содержит перфорированную часть в области передней кромки для впуска воздуха сквозь внешнюю обшивку. Перфорированная часть может быть выполнена, например, в виде перфорированной панели обшивки или в виде панели обшивки, выполненной из пористого материала.
Камера давления расположена во внутреннем пространстве для удержания повышенного давления или пониженного давления относительно давления наружного воздушного потока перед пористой частью. Камера давления соединена по текучей среде с пористой частью.
Впускное отверстие для воздуха предусмотрено во внешней обшивке для впуска воздуха из наружного воздушного потока. Впускное отверстие для воздуха соединено по текучей среде с камерой давления и выполнено с возможностью создания, во время полета соответствующего летательного аппарата, повышенного давления в камере давления, в результате чего воздух из камеры давления выходит сквозь пористую часть в наружный воздушный поток.
Выпускное отверстие для воздуха предусмотрено во внешней обшивке для выпуска воздуха в наружный воздушный поток. Выпускное отверстие для воздуха соединено по текучей среде с камерой давления и выполнено с возможностью создания, во время полета соответствующего летательного аппарата, пониженного давления в камере давления, в результате чего воздух из наружного воздушного потока всасывается сквозь пористую часть в камеру давления. Предпочтительно, выпускное отверстие для воздуха выполнено в виде подвижного щитка, который открыт или может быть открыт в направлении задней кромки.
Такие вертикальные хвостовые оперения известны в уровне техники. Впускное отверстие для воздуха известных вертикальных хвостовых оперений часто выполнено в виде заборника воздуха, который выступает из внешней обшивки в наружный воздушный поток. Однако такой заборник воздуха приводит к дополнительному лобовому сопротивлению на вертикальном хвостовом оперении и снижает эффективность.
Таким образом, целью настоящего изобретения является предоставление вертикального хвостового оперения с уменьшенным лобовым сопротивлением и увеличенной эффективностью.
Эта цель достигается тем, что впускное отверстие для воздуха выполнено в виде отверстия во внешней обшивке на передней кромке. Отверстие может быть выполнено в виде прорези во внешней обшивке с каналом, ведущим внутрь вертикального хвостового оперения. Таким образом, ни одна часть впускного отверстия для воздуха не выступает из внешней обшивки в наружный воздушный поток, в результате чего впускное отверстие для воздуха не создает дополнительного лобового сопротивления, или по меньшей мере дополнительное лобовое сопротивление минимизировано.
Согласно предпочтительному варианту осуществления впускное отверстие для воздуха расположено в критической точке передней кромки, т.е. в точке, где наружный воздушный поток, сталкивающийся с передней кромкой, разделяется в противоположных направлениях. Таким образом, относительно высокое давление в критической точке может использоваться для повышения давления в камере давления.
Согласно другому предпочтительному варианту осуществления впускное отверстие для воздуха имеет круглую форму или овальную форму. Такая форма способствует минимальному лобовому сопротивлению и максимальному давлению в камере давления. Однако впускное отверстие для воздуха также может иметь прямоугольную форму, которая является выгодной вследствие простоты конструкции.
Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления, впускное отверстие для воздуха расположено ближе к корневой части вертикального хвостового оперения, чем пористая часть. Корневая часть относится той части вертикального хвостового оперения, в которой вертикальное хвостовое оперение соединено или может быть соединено с фюзеляжем. Другими словами, впускное отверстие для воздуха расположено ниже пористой части. Таким образом, впускное отверстие для воздуха и пористая часть не создают помех друг для друга.
Согласно дополнительному предпочтительному варианту осуществления, впускное отверстие для воздуха соединено с камерой давления посредством входного канала. Предпочтительно, входной канал проходит от впускного отверстия для воздуха вверх к камере давления.
В частности, предпочтительно выпускное отверстие для воздуха соединено с камерой давления посредством выходного канала. Предпочтительно, по меньшей мере части входного канала и выходного канала выполнены как единое целое. Таким образом, требуется минимальное количество конструктивных элементов и, соответственно, минимальный вес.
Согласно другому предпочтительному варианту осуществления впускное отверстие для воздуха имеет крышку для закрытия впускного отверстия для воздуха. Предпочтительно, крышка выполнена с возможностью закрытия впускного отверстия для воздуха как частично, так и полностью. Таким образом, можно регулировать, будет ли наружный воздушный поток проходить через внешнюю обшивку в вертикальное хвостовое оперение и в каком объеме.
В частности, предпочтительно, чтобы крышка была присоединена к шарниру, таким образом, крышка может поворачиваться внутрь канала при открывании крышки. Таким образом, ни одна часть впускного отверстия для воздуха не выступает из внешней обшивки в наружный воздушный поток. Дополнительно, обеспечивается надежное закрытие крышки.
Дополнительно, предпочтительно, чтобы шарнир был присоединен к нижнему краю или к верхнему краю впускного отверстия для воздуха по горизонтальной оси шарнира. Таким образом, обеспечивается симметричная крышка, которую можно надежно закрыть.
В качестве альтернативы, предпочтительно, чтобы шарнир проходил по центру по всему впускному отверстию для воздуха. Крышка содержит две створки, присоединенные к шарниру таким образом, что каждая створка крышки может закрывать часть впускного отверстия. Таким образом, давление воздуха наружного воздушного потока, оказываемое на крышку в закрытом положении, разделяется между двумя створками, поэтому створки крышки и приводы могут быть выполнены менее прочными.
В частности, предпочтительно, чтобы шарнир имел вертикальную или горизонтальную ось шарнира. Таким образом, обеспечивается симметрия и простота конструкции створок крышки.
Еще один аспект настоящего изобретения относится к летательному аппарату, содержащему вертикальное хвостовое оперение согласно любому из описанных выше вариантов осуществления. Признаки и преимущества, упомянутые выше в отношении вертикального хвостового оперения, также относятся к летательному аппарату.
Ниже с помощью графических материалов подробно описаны предпочтительные варианты осуществления настоящего изобретения. На графических материалах изображено следующее:
на фиг. 1 изображен вид сбоку хвостовой части летательного аппарата согласно настоящему изобретению,
на фиг. 2 изображен детальный вид сбоку первого варианта осуществления впускного отверстия для воздуха, подлежащего применению в летательном аппарате, показанном на фиг. 1, с нижним шарниром и крышкой в закрытом положении,
на фиг. 3 изображено впускное отверстие для воздуха, показанное на фиг. 2, с крышкой в открытом положении,
на фиг. 4 изображен детальный вид сбоку второго варианта осуществления впускного отверстия для воздуха, подлежащего применению в летательном аппарате, показанном на фиг. 1, с верхним шарниром и крышкой в отрытом положении,
на фиг. 5 изображен детальный вид сбоку третьего варианта осуществления впускного отверстия для воздуха, подлежащего применению в летательном аппарате, показанном на фиг. 1, с центральным шарниром и двумя створками крышки в открытом положении,
на фиг. 6 изображен вид сверху впускного отверстия для воздуха, показанного на фиг. 5.
На фиг. 1 изображен вариант осуществления летательного аппарата 1 согласно настоящему изобретению. Летательный аппарат 1 содержит фюзеляж 3, горизонтальное хвостовое оперение 5 и вертикальное хвостовое оперение 7 согласно варианту осуществления настоящего изобретения. Вертикальное хвостовое оперение 7 содержит киль 9 и руль 11 направления, установленный с возможностью поворота на киле 9. Вертикальное хвостовое оперение 7 выполнено с возможностью гибридного управления ламинарным потоком и содержит внешнюю обшивку 13, камеру давления 15, впускное отверстие 17 для воздуха и выпускное отверстие 19 для воздуха.
Внешняя обшивка 13 находится в контакте с наружным воздушным потоком 21 и проходит между передней кромкой 23 и задней кромкой 25. Дополнительно внешняя обшивка 13 имеет две противоположные боковые стороны 27a, 27b и окружает внутреннее пространство 29. Внешняя обшивка 13 дополнительно содержит пористую часть 31 в области передней кромки 23 для впуска воздуха сквозь внешнюю обшивку 13.
Камера 15 давления расположена во внутреннем пространстве 29 для удержания повышенного давления или пониженного давления относительно давления наружного воздушного потока 21 перед пористой частью 31. Камера давления 15 соединена по текучей среде с пористой частью 31.
Выпускное отверстие 19 для воздуха расположено на внешней обшивке 13 для выпуска воздуха в наружный воздушный поток 21. Выпускное отверстие 19 для воздуха соединено по текучей среде с камерой 15 давления и выполнено с возможностью создания во время полета соответствующего летательного аппарата 1 пониженного давления в камере 15 давления, таким образом, воздух из наружного воздушного потока 21 всасывается сквозь пористую часть 31 в камеру 15 давления. Выпускное отверстие 19 для воздуха содержит откидной щиток 33, выполненный с возможностью открывания в направлении задней кромки 25.
Впускное отверстие 17 для воздуха расположено на внешней обшивке 13 для впуска воздуха из наружного воздушного потока 21 в вертикальное хвостовое оперение 7. Впускное отверстие 17 для воздуха соединено по текучей среде с камерой 15 давления и выполнено с возможностью создания, во время полета соответствующего летательного аппарата 1, повышенного давления в камере 15 давления, таким образом, воздух из камеры 15 давления выходит сквозь пористую часть 31 в наружный воздушный поток 21. Впускное отверстие 17 для воздуха выполнено в виде отверстия 35 во внешней обшивке 13 на передней кромке 23. Отверстие 35 может быть выполнено в виде прорези 37 во внешней обшивке 13 с каналом 39, ведущим внутрь вертикального хвостового оперения 7. Впускное отверстие 17 для воздуха расположено в критической точке 41 передней кромки 23 и имеет круглую форму.
Как показано на фиг. 2-6, впускное отверстие 17 для воздуха имеет крышку 43 для закрытия впускного отверстия 17 для воздуха. Крышка 43 присоединена к шарниру 45, таким образом, крышка 43 может поворачиваться внутрь канала 39 при открывании крышки 43. В варианте осуществления, показанном на фиг. 2 и 3, шарнир 45 присоединен к нижнему краю 47 впускного отверстия 17 для воздуха с горизонтальной осью 49 шарнира, причем на фиг. 2 показана крышка 43 в закрытом положении, а на фиг. 3 показана крышка 43 в открытом положении. В варианте осуществления, показанном на фиг. 4, шарнир 45 присоединен к верхнему краю 51 впускного отверстия 17 для воздуха по горизонтальной оси 49 шарнира.
В варианте осуществления, показанном на фиг. 5 и 6, шарнир 45 проходит по центру по всему впускному отверстию 17 для воздуха. Крышка 43 содержит две створки 53a, 53b крышки, присоединенные к шарниру 45 таким образом, что каждая створка 53a, 53b крышки может закрывать часть впускного отверстия 35. Шарнир 45 имеет вертикальную ось 49 шарнира.
Как показано на фиг. 1, впускное отверстие 17 для воздуха расположено ближе к корневой части 55 вертикального хвостового оперения 7, чем пористая часть 31. Впускное отверстие 17 для воздуха соединено с камерой 15 давления посредством входного канала 57, который проходит от впускного отверстия 17 для воздуха вверх к камере 15 давления. Выпускное отверстие 19 для воздуха соединено с камерой 15 давления посредством выходного канала 59. Широкие части входного канала 57 и выходного канала 59 выполнены как единое целое.

Claims (19)

1. Вертикальное хвостовое оперение (7) для управления потоком, содержащее:
внешнюю обшивку (13), находящуюся в контакте с наружным воздушным потоком (21), причем внешняя обшивка (13) проходит между передней кромкой (23) и задней кромкой (25) и окружает внутреннее пространство (29), при этом внешняя обшивка (13) содержит пористую часть (31) в области передней кромки (23),
камеру (15) давления, расположенную во внутреннем пространстве (29), причем камера (15) давления соединена по текучей среде с пористой частью (31),
впускное отверстие (17) для воздуха, предусмотренное во внешней обшивке (13), причем впускное отверстие (17) для воздуха соединено по текучей среде с камерой (15) давления и выполнено с возможностью создания повышенного давления в камере (15) давления таким образом, что воздух выходит сквозь пористую часть (31) в наружный воздушный поток (21), и
выпускное отверстие (19) для воздуха, предусмотренное во внешней обшивке (13), причем выпускное отверстие (19) для воздуха соединено по текучей среде с камерой (15) давления и выполнено с возможностью создания пониженного давления в камере (15) давления таким образом, что воздух наружного воздушного потока (21) засасывается сквозь пористую часть (31),
отличающееся тем, что
впускное отверстие (17) для воздуха образовано в виде отверстия (35) во внешней обшивке (13) на передней кромке (23).
2. Вертикальное хвостовое оперение по п. 1, отличающееся тем, что впускное отверстие (17) для воздуха расположено в критической точке (41) передней кромки (23).
3. Вертикальное хвостовое оперение по п. 1 или 2, отличающееся тем, что впускное отверстие (17) для воздуха имеет круглую форму или овальную форму.
4. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп. 1-3, отличающееся тем, что впускное отверстие (17) для воздуха расположено ближе к корневой части (55) вертикального хвостового оперения (7), чем пористая часть (31).
5. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп. 1-4, отличающееся тем, что впускное отверстие (17) для воздуха соединено с камерой (15) давления посредством входного канала (57).
6. Вертикальное хвостовое оперение по п. 5, отличающееся тем, что выпускное отверстие (19) для воздуха соединено с камерой (15) давления посредством выходного канала (59).
7. Вертикальное хвостовое оперение по п. 6, отличающееся тем, что по меньшей мере части входного канала (57) и выходного канала (59) выполнены как единое целое.
8. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп. 1-7, отличающееся тем, что впускное отверстие (17) для воздуха имеет крышку (43) для закрывания впускного отверстия (17) для воздуха.
9. Вертикальное хвостовое оперение по п. 8, отличающееся тем, что крышка (43) присоединена к шарниру (45), таким образом крышка (43) выполнена с возможностью поворота внутрь при открывании крышки (43).
10. Вертикальное хвостовое оперение по п. 9, отличающееся тем, что шарнир (45) присоединен к нижнему краю (47) или верхнему краю (51) впускного отверстия (17) для воздуха по горизонтальной оси (49) шарнира.
11. Вертикальное хвостовое оперение по п. 9, отличающееся тем, что шарнир (45) проходит по всему впускному отверстию (17) для воздуха, и крышка (43) содержит две створки (53a, 53b) крышки, присоединенные к шарниру (45) так, что каждая створка (53a, 53b) крышки может закрывать часть впускного отверстия (35).
12. Вертикальное хвостовое оперение по п. 11, отличающееся тем, что шарнир (45) имеет вертикальную ось (49) шарнира.
13. Летательный аппарат (1), содержащий вертикальное хвостовое оперение (7) по любому из пп. 1-12.
RU2018135306A 2017-10-09 2018-10-08 Вертикальное хвостовое оперение для управления потоком RU2711821C1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102017123440 2017-10-09
DE102017123440.3 2017-10-09

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2711821C1 true RU2711821C1 (ru) 2020-01-22

Family

ID=63713750

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018135306A RU2711821C1 (ru) 2017-10-09 2018-10-08 Вертикальное хвостовое оперение для управления потоком

Country Status (5)

Country Link
US (2) US10974817B2 (ru)
EP (1) EP3466811B1 (ru)
CN (1) CN109625251B (ru)
BR (1) BR102018070539A2 (ru)
RU (1) RU2711821C1 (ru)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2557341A (en) * 2016-12-07 2018-06-20 Airbus Operations Ltd Aircraft wing assembly
EP3466811B1 (en) * 2017-10-09 2023-06-21 Airbus Operations GmbH Vertical tail unit for flow control
EP3466810B1 (en) * 2017-10-09 2022-07-13 Airbus Operations GmbH Vertical tail unit for flow control
ES2967158T3 (es) * 2018-06-22 2024-04-26 Airbus Operations Slu Sistema de admisión de aire

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2070144C1 (ru) * 1993-06-28 1996-12-10 Мохаммед Аль-Хейли Шариф Высокоманевренный самолет
DE102012006194A1 (de) * 2012-03-27 2013-10-02 Airbus Operations Gmbh Flugzeug mit einem Flugzeugrumpf und einer Luft absaugenden Flugzeugrumpfkomponente
EP2853485A1 (en) * 2013-09-25 2015-04-01 The Boeing Company Apparatus and methods to operate laminar flow control doors
EP2886453A1 (en) * 2013-12-18 2015-06-24 Airbus Operations GmbH Boundary layer control system and aircraft having such a boundary layer control system

Family Cites Families (110)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2036891A (en) * 1935-05-01 1936-04-07 Ray G Sline Aeroplane wing
US2111530A (en) * 1935-06-29 1938-03-15 Seversky Alexander P De Lift intensifier for aircraft
US2742247A (en) * 1950-10-31 1956-04-17 Handley Page Ltd Outer surfaces for craft moving in one fluid
GB718421A (en) 1951-02-12 1954-11-17 Fairey Aviat Co Ltd Improvements relating to boundary layer control means for aerofoils and other boundary walls
US2776100A (en) * 1951-04-19 1957-01-01 Breguet Louis Aircraft structural elements and especially wings from reinforced concrete
US3213527A (en) * 1956-04-30 1965-10-26 Fort Wayne Metals Inc Method of making permeable airfoil skin material
US3770560A (en) * 1971-10-21 1973-11-06 American Cyanamid Co Composite laminate with a thin, perforated outer layer and cavitated bonded backing member
US3820628A (en) * 1972-10-02 1974-06-28 United Aircraft Corp Sound suppression means for rotating machinery
US4169567A (en) * 1974-12-13 1979-10-02 Tamura Raymond M Helicopter lifting and propelling apparatus
US4000869A (en) * 1975-10-21 1977-01-04 Northrop Corporation Strong shock boundary layer interaction control system
US4263842A (en) * 1978-08-02 1981-04-28 Moore Robert D Adjustable louver assembly
GB2108202B (en) * 1980-10-10 1984-05-10 Rolls Royce Air cooling systems for gas turbine engines
GB2234351A (en) 1989-06-05 1991-01-30 Medical & Diagnostic Systems L Pressure transducer system
FR2654411B1 (fr) * 1989-11-16 1992-01-17 Maciocia Yves Dispositif de securite pour l'alimentation en air d'un profil de parapente.
US5114100A (en) * 1989-12-29 1992-05-19 The Boeing Company Anti-icing system for aircraft
GB9111620D0 (en) 1991-05-30 1991-07-24 Short Brothers Plc Boundary layer control
US5263667A (en) * 1991-09-09 1993-11-23 The Boeing Company Perforated wing panel with variable porosity
US5366177A (en) * 1992-10-05 1994-11-22 Rockwell International Corporation Laminar flow control apparatus for aerodynamic surfaces
US5796612A (en) * 1992-11-18 1998-08-18 Aers/Midwest, Inc. Method for flight parameter monitoring and control
GB9300545D0 (en) * 1993-01-13 1993-03-10 Hurel Dubois Uk Ltd Carbon fibre panels
US5398410A (en) * 1993-03-19 1995-03-21 Mcdonnell Douglas Corporation Method of making a superplastically formed structure having a perforated skin
DE4436748C1 (de) 1994-10-14 1995-09-21 Daimler Benz Aerospace Airbus Verfahren zur Herstellung innenversteifter Hohlbauteile mit perforierter Wandung
US5590854A (en) * 1994-11-02 1997-01-07 Shatz; Solomon Movable sheet for laminar flow and deicing
GB9424495D0 (en) * 1994-12-05 1995-01-25 Short Brothers Plc Aerodynamic low drag structure
GB9504372D0 (en) * 1995-03-04 1995-04-26 British Aerospace A composite laminate
US5791601A (en) * 1995-08-22 1998-08-11 Dancila; D. Stefan Apparatus and method for aerodynamic blowing control using smart materials
US6142425A (en) * 1995-08-22 2000-11-07 Georgia Institute Of Technology Apparatus and method for aerodynamic blowing control using smart materials
BR9702347A (pt) * 1996-07-18 1999-12-28 Prospective Concepts Ag Asa pneumática adaptável para aeronaves de asa fixa
US5923003A (en) * 1996-09-09 1999-07-13 Northrop Grumman Corporation Extended reaction acoustic liner for jet engines and the like
US5813625A (en) * 1996-10-09 1998-09-29 Mcdonnell Douglas Helicopter Company Active blowing system for rotorcraft vortex interaction noise reduction
DE19643069C2 (de) * 1996-10-18 1999-03-25 Daimler Benz Aerospace Airbus Seitenleitwerksstrukur für ein Flugzeug
DE19649132C2 (de) * 1996-11-27 1999-09-02 Daimler Chrysler Aerospace Nase für eine aerodynamische Fläche und Verfahren zu ihrer Herstellung
GB2324351A (en) 1997-04-18 1998-10-21 British Aerospace Reducing drag in aircraft wing assembly
US6092990A (en) * 1997-06-05 2000-07-25 Mcdonnell Douglas Helicopter Company Oscillating air jets for helicopter rotor aerodynamic control and BVI noise reduction
US6234751B1 (en) * 1997-06-05 2001-05-22 Mcdonnell Douglas Helicopter Co. Oscillating air jets for reducing HSI noise
US5987880A (en) * 1997-07-08 1999-11-23 Mcdonnell Douglas Corporation Supersonic engine, multi-port thrust reversing system
US5971328A (en) * 1998-01-15 1999-10-26 Kota; Sridhar System for varying a surface contour
DE19804718C2 (de) * 1998-02-06 2001-09-13 Eurocopter Deutschland Schall absorbierende Sandwichwand
DE19820097C2 (de) * 1998-05-06 2003-02-13 Airbus Gmbh Anordnung zur Grenzschichtabsaugung und Stoßgrenzschichtkontrolle für ein Flugzeug
GB9914652D0 (en) * 1999-06-24 1999-08-25 British Aerospace Laminar flow control system and suction panel for use therein
US6983821B2 (en) * 1999-10-01 2006-01-10 Awi Licensing Company Acoustical panel having a honeycomb structure and method of making the same
US6622973B2 (en) * 2000-05-05 2003-09-23 King Fahd University Of Petroleum And Minerals Movable surface plane
GB0016149D0 (en) * 2000-06-30 2000-08-23 Short Brothers Plc A noise attenuation panel
US7017234B2 (en) * 2001-06-18 2006-03-28 Anderson Brent L Folding tools with locking hinges
US6612524B2 (en) 2002-01-17 2003-09-02 The Boeing Company Forebody vortex alleviation device
GB2402196B (en) 2003-05-29 2006-05-17 Rolls Royce Plc A laminar flow nacelle for an aircraft engine
GB2404234A (en) * 2003-07-19 2005-01-26 Rolls Royce Plc A laminar flow surface for an aircraft
DE102004024007B4 (de) * 2004-05-13 2007-10-11 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugkomponente, insbesondere Flügel
GB0412125D0 (en) * 2004-05-29 2004-06-30 Univ Liverpool Porous metallic materials and method of production thereof
DE102005016570A1 (de) * 2005-04-11 2006-10-19 Airbus Deutschland Gmbh Reduzierung von Reibungsverlusten im Bereich von Grenzschichten an fluidumströmten Oberflächen
US20060272279A1 (en) * 2005-05-13 2006-12-07 Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Composite panel having subsonic transverse wave speed characteristics
EP1749740B1 (en) * 2005-08-02 2011-02-09 Universität Stuttgart Flow surface for a three-dimensional boundary-layer flow, especially on a swept wing, a swept tail plane or a rotor
US7305893B2 (en) * 2005-08-11 2007-12-11 The Boeing Company Oscillating vane actuator apparatus and method for active flow control
US7631727B2 (en) * 2006-05-24 2009-12-15 Airbus Deutschland Gmbh Sandwich structure with frequency-selective double wall behavior
ITMI20061214A1 (it) * 2006-06-23 2007-12-24 Dada S P A Armadio o mobile similare con sportelli pieghevoli e scorrevoli a scomparsa
GB2443830B (en) * 2006-11-15 2010-01-20 Rolls Royce Plc Cowling arrangement
US7766280B2 (en) * 2007-05-29 2010-08-03 United Technologies Corporation Integral suction device with acoustic panel
US7866609B2 (en) * 2007-06-15 2011-01-11 The Boeing Company Passive removal of suction air for laminar flow control, and associated systems and methods
US9004399B2 (en) 2007-11-13 2015-04-14 United Technologies Corporation Nacelle flow assembly
US20090210103A1 (en) * 2007-12-03 2009-08-20 Mr. Michael Cook Controlling aircraft aerial movements, defeating icing on aircraft surfaces, aiding decontamination, and damping turbulence effects on aircraft by the method of micro-perforated airfoil coordinated precision flow management
DE102007060662B4 (de) * 2007-12-17 2014-07-24 Airbus Operations Gmbh Flugzeugkabinenpaneel
DE102007061590A1 (de) * 2007-12-20 2009-08-13 Airbus Deutschland Gmbh Hochauftriebssystem für ein Flugzeug mit einem Hauptflügel und einem verstellbaren Vorflügel
US8042772B2 (en) * 2008-03-05 2011-10-25 The Boeing Company System and method for pneumatically actuating a control surface of an airfoil
DE102008017357B4 (de) * 2008-04-04 2014-01-16 Airbus Operations Gmbh Akustisch optimiertes Kabinenwandelement und seine Verwendung
US8251317B2 (en) * 2008-04-18 2012-08-28 The Boeing Company System and method for varying the porosity of an aerodynamic surface
WO2009134732A2 (en) * 2008-04-29 2009-11-05 Virginia Tech Intellectual Properties, Inc. Open pore ceramic matrix foams coated with metal or metal alloys and methods of making same
DE102008042036A1 (de) * 2008-09-12 2010-03-25 Airbus Deutschland Gmbh Stange zur Abstützung von Bauteilen innerhalb einer Rumpfzellenstruktur eines Flugzeugs
GB2464540B (en) * 2008-10-20 2013-03-13 Acell Group Ltd Patterned composite product
DE102008056417B4 (de) * 2008-11-07 2010-11-11 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren und System zur Notbelüftung einer Flugzeugkabine
DE102008062701A1 (de) * 2008-12-17 2010-07-01 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugkabinenpaneel mit Kerntaschen zur Schallabsorption
DE102008062703A1 (de) * 2008-12-17 2010-07-01 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugkabinenpaneel zur Schallabsorption
US8245976B2 (en) * 2009-01-19 2012-08-21 The Boeing Company Door assembly for laminar flow control system
US8128037B2 (en) * 2009-01-19 2012-03-06 The Boeing Company Apparatus and method for passive purging of micro-perforated aerodynamic surfaces
US8668166B2 (en) * 2009-01-29 2014-03-11 The Boeing Company Shape memory riblets
US8678316B2 (en) * 2009-01-29 2014-03-25 The Boeing Company Amorphous metal riblets
DE102009010150B4 (de) * 2009-02-23 2013-09-19 Airbus Operations Gmbh System und Verfahren zur Notbelüftung einer Flugzeugkabine
DE102009022174B4 (de) 2009-05-20 2019-12-12 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung zur Verringerung des Luftwiderstandes einer Anströmfläche eines Flugzeugs
DE102009043489A1 (de) * 2009-09-30 2011-03-31 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung zur Grenzschichtabsaugung und Verbundbauteil hierfür
DE102009049049A1 (de) * 2009-10-12 2011-04-14 Airbus Operations Gmbh Strömungskörper insbesondere für Luftfahrzeuge
DE102010014640A1 (de) 2010-04-12 2011-10-13 Airbus Operations Gmbh Strukturbauteil zur Verwendung für Strömungsbauteile von Flugzeugen sowie Verfahren zu dessen Herstellen
DE102010014641A1 (de) 2010-04-12 2011-10-13 Airbus Operations Gmbh Wandabschnitt und Strukturbauteil zur Verwendung für Strömungsbauteile von Flugzeugen sowie Verfahren zu dessen Herstellung
ES2689399T3 (es) * 2010-04-12 2018-11-13 Airbus Operations Gmbh Sección de placas perfiladas para su empleo como pared exterior de un cuerpo aerodinámico, así como componente de cuerpo dinámico con un dispositivo de aspiración de fluidos
US8783624B2 (en) * 2010-08-15 2014-07-22 The Boeing Company Laminar flow panel
US10556670B2 (en) * 2010-08-15 2020-02-11 The Boeing Company Laminar flow panel
DE102010036154B4 (de) * 2010-09-02 2017-01-26 Airbus Operations Gmbh Luft absaugende Fahrzeugrumpfkomponente, Verfahren zum Herstellen einer Luft absaugenden Fahrzeugrumpfkomponente und Fahrzeug, insbesondere Flugzeug, mit einer Luft absaugenden Fahrzeugrumpfkomponente
US8974177B2 (en) * 2010-09-28 2015-03-10 United Technologies Corporation Nacelle with porous surfaces
US9227719B2 (en) * 2011-03-11 2016-01-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Reactive orthotropic lattice diffuser for noise reduction
US9623952B1 (en) * 2011-03-11 2017-04-18 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration External acoustic liners for multi-functional aircraft noise reduction
US9132909B1 (en) * 2011-03-11 2015-09-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Flap edge noise reduction fins
DE102011115536A1 (de) * 2011-08-17 2013-02-21 Weinor Gmbh & Co. Kg Schiebefalttürsystem
EP2644496B1 (en) * 2012-03-29 2015-07-01 Airbus Operations GmbH Surface element for an aircraft, aircraft and method for improving high-lift generation on a surface element
EP2644497B1 (en) * 2012-03-29 2016-01-20 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft, aircraft and method for reducing aerodynamic drag and improving maximum lift
EP2786935B1 (en) * 2013-04-02 2016-09-07 Airbus Operations GmbH Ram air channel assembly and method for operating a ram air channel assembly
US9670706B2 (en) * 2013-07-02 2017-06-06 Henry Kong Sun Ching Portable door guard hinge security device
US9097048B2 (en) * 2013-08-13 2015-08-04 FlatZen, Inc. Hinge mechanisms and foldable furniture
EP2886452B1 (en) 2013-12-18 2017-09-13 Airbus Operations GmbH Flow body, method for manufacturing a flow body and aircraft having such a flow body
EP2955108B1 (en) * 2014-06-13 2018-02-21 Airbus Operations GmbH Leading edge nose structure on the vertical stabilizer of an aircraft
EP2995552B1 (en) * 2014-09-09 2018-05-02 Airbus Defence and Space GmbH Chamber in an airfoil
GB2533115A (en) 2014-12-09 2016-06-15 Airbusgroup Ltd Aircraft wing rib
EP3233626B1 (en) * 2014-12-18 2019-09-25 Bombardier Inc. Sound absorbers for airframe components
EP3040270B1 (en) * 2014-12-31 2020-09-30 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Fluid-vectoring system
WO2015198296A2 (en) * 2015-05-19 2015-12-30 Yousef Hani Air intake structure and airflow control system
DE102015110782A1 (de) * 2015-07-03 2017-01-05 Airbus Operations Gmbh Integrales Bauteil mit einer Einrichtung zur aktiven Strömungskontrolle
EP3192736B1 (en) * 2016-01-12 2018-07-11 Airbus Operations, S.L. A leading edge with laminar flow control and manufacturing method thereof
EP3199450B1 (en) * 2016-01-29 2019-05-15 Airbus Operations GmbH Flow body for an aircraft for passive boundary layer suction
EP3466810B1 (en) * 2017-10-09 2022-07-13 Airbus Operations GmbH Vertical tail unit for flow control
EP3466811B1 (en) * 2017-10-09 2023-06-21 Airbus Operations GmbH Vertical tail unit for flow control
CN111670141A (zh) * 2018-01-31 2020-09-15 空中客车德国运营有限责任公司 用于流动控制的翼型件
US20190256201A1 (en) * 2018-02-20 2019-08-22 Global Energy Transmission, Co. Rotor assembly with overlapping rotors
DE102018218715A1 (de) * 2018-10-31 2020-04-30 Airbus Defence and Space GmbH Verfahren zum Betrieb eines zumindest zeitweise unbemannten Luftfahrzeugs sowie ein derartiges Luftfahrzeug

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2070144C1 (ru) * 1993-06-28 1996-12-10 Мохаммед Аль-Хейли Шариф Высокоманевренный самолет
DE102012006194A1 (de) * 2012-03-27 2013-10-02 Airbus Operations Gmbh Flugzeug mit einem Flugzeugrumpf und einer Luft absaugenden Flugzeugrumpfkomponente
EP2853485A1 (en) * 2013-09-25 2015-04-01 The Boeing Company Apparatus and methods to operate laminar flow control doors
EP2886453A1 (en) * 2013-12-18 2015-06-24 Airbus Operations GmbH Boundary layer control system and aircraft having such a boundary layer control system

Also Published As

Publication number Publication date
BR102018070539A2 (pt) 2019-06-04
CN109625251A (zh) 2019-04-16
US20190106202A1 (en) 2019-04-11
US20210214072A1 (en) 2021-07-15
CN109625251B (zh) 2022-04-29
EP3466811B1 (en) 2023-06-21
US10974817B2 (en) 2021-04-13
EP3466811A1 (en) 2019-04-10
US11565795B2 (en) 2023-01-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2711821C1 (ru) Вертикальное хвостовое оперение для управления потоком
US11203412B2 (en) Fan-in-wing aerial vehicle and method for controlling posture thereof
CA2628325C (en) Rudder of a commercial aircraft
US20180265208A1 (en) Air intake structure and airflow control system
CN104760703B (zh) 一种冲压发动机冷却机构
US9963219B2 (en) Airfoil portion with a chamber
CN107226194A (zh) 密封装置以及相关联的飞行控制面机构和飞行器
RU2731185C2 (ru) Вертикальное хвостовое оперение (варианты) и летательный аппарат
US11584514B2 (en) Airfoil for flow control including a common inlet/outlet device connected to a porous section
US11155342B2 (en) Leading edge structure for a flow control system of an aircraft
CN105501429B (zh) 飞行器以及用于飞行器的通风腔室的空气交换系统
JPH07300098A (ja) 低騒音型ブレード
US20200115041A1 (en) Leading edge structure for a flow control system of an aircraft
CN105539861A (zh) 一种根据气压差进气的活门装置
PL229546B1 (pl) Element aerodynamiczny o zmiennych właściwościach aerodynamicznych
RU2539440C1 (ru) Крыло летательного аппарата
RU2575738C2 (ru) Самолет с улучшенными аэродинамическими характеристиками