RU2731185C2 - Вертикальное хвостовое оперение (варианты) и летательный аппарат - Google Patents

Вертикальное хвостовое оперение (варианты) и летательный аппарат Download PDF

Info

Publication number
RU2731185C2
RU2731185C2 RU2018135304A RU2018135304A RU2731185C2 RU 2731185 C2 RU2731185 C2 RU 2731185C2 RU 2018135304 A RU2018135304 A RU 2018135304A RU 2018135304 A RU2018135304 A RU 2018135304A RU 2731185 C2 RU2731185 C2 RU 2731185C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
vertical tail
outer skin
pressure chamber
tail unit
air inlet
Prior art date
Application number
RU2018135304A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2018135304A3 (ru
RU2018135304A (ru
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
Publication of RU2018135304A3 publication Critical patent/RU2018135304A3/ru
Publication of RU2018135304A publication Critical patent/RU2018135304A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2731185C2 publication Critical patent/RU2731185C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/10—Stabilising surfaces adjustable
    • 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
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Advancing Webs (AREA)
  • Aeration Devices For Treatment Of Activated Polluted Sludge (AREA)
  • Seal Device For Vehicle (AREA)
  • Professional, Industrial, Or Sporting Protective Garments (AREA)

Abstract

Вертикальное хвостовое оперение (7) для управления потоком содержит внешнюю обшивку (13), находящуюся в контакте с наружным воздушным потоком (21). Внешняя обшивка (13) с двумя противоположными боковыми сторонами (27a, 27b) проходит между передней кромкой (23) и задней кромкой (25) и окружает внутреннее пространство (29). Внешняя обшивка (13) содержит пористую часть (31) в области передней кромки (23), камеру (15) давления, расположенную во внутреннем пространстве (29). Камера (15) давления соединена по текучей среде с пористой частью (31), впуск (17) воздуха, предусмотренный во внешней обшивке (13), соединен по текучей среде с камерой (15) давления, а выпуск (19) воздуха, предусмотренный во внешней обшивке (13), соединен по текучей среде с камерой (15) давления. Впуск (17) воздуха выполнен в виде отверстия (35), которое расположено на одной боковой стороне (27a) внешней обшивки (13) и которое выполнено заподлицо с внешней обшивкой (13). Летательный аппарат характеризуется использованием вариантов вертикального хвостового оперения. Группа изобретений направлена на уменьшение лобового сопротивления и увеличение эффективности. 4 н. и 26 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к вертикальному хвостовому оперению для летательного аппарата. Вертикальное хвостовое оперение выполнено с возможностью управления потоком, предпочтительно гибридного управления гибридным ламинарным потоком. Еще один аспект настоящего изобретения относится к летательному аппарату, содержащему такое вертикальное хвостовое оперение.
Вертикальное хвостовое оперение содержит внешнюю обшивку, камеру давления, впуск воздуха и выпуск 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 вертикального стабилизатора и руля направления, установленного с возможностью поворота на вертикальном стабилизаторе.
Внешняя обшивка находится в контакте с 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 пористую часть в области передней кромки для впуска воздуха сквозь внешнюю обшивку. Пористая 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 поддержания повышенного давления или пониженного давления относительно давления наружного воздушного потока перед пористой частью. Камера давления соединена по текучей среде с пористой частью.
Впуск воздуха предусмотрен во внешней обшивке для впускания воздуха из наружного воздушного потока. Впуск воздуха соединен по текучей среде с камерой давления и выполнен с возможностью создания повышенного давления в камере давления во время полета соответствующего летательного аппарата, в результате чего воздух из камеры давления выходит сквозь пористую часть в наружный воздушный поток.
Выпуск воздуха предусмотрен во внешней обшивке для выпускания воздуха в наружный воздушный поток. Выпуск воздуха соединен по текучей среде с камерой давления и выполнен с возможностью создания пониженного давления в камере давления во время полета соответствующего летательного аппарата, так что воздух из наружного воздушного потока всасывается сквозь пористую часть в камеру давления. Предпочтительно, выпуск воздуха выполнен в виде подвижного щитка, который открыт или может быть открыт в направлении задней кромки.
Такие вертикальные хвостовые оперения известны в уровне техники. Впуск воздуха известных вертикальных хвостовых оперений часто выполнен в виде воздухозаборника, который выступает из внешней обшивки в наружный воздушный поток. Однако такой воздухозаборник 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 за счет того, что впуск воздуха выполнен в виде отверстия, которое размещено на одной боковой стороне внешней обшивки и которое выполнено заподлицо с внешней обшивкой, в частности с внешним обводом корпуса. Отверстие может быть выполнено в виде прорези во внешней обшивке с каналом, ведущим внутрь вертикального хвостового оперения. Таким образом, ни одна часть впуска воздуха не выступает из внешней обшивки в наружный воздушный поток, так что впуск воздуха не создает дополнительного лобового сопротивления, или, по меньшей мере, дополнительное лобовое сопротивление минимизировано.
Согласно предпочтительному варианту осуществления впуск воздуха содержит поворачивающуюся внутрь створку. Створка может поворачиваться между закрытым положением, при котором предотвращается прохождение наружного воздушного потока сквозь внешнюю обшивку внутрь вертикального хвостового оперения, и открытым положением, при котором наружный воздушный поток может проходить сквозь внешнюю обшивку внутрь вертикального хвостового оперения. В закрытом положении створка расположена заподлицо с внешней обшивкой, а в открытом положении образуется канал между створкой и краем отверстия, чтобы наружный воздушный поток проходил сквозь внешнюю обшивку внутрь вертикального хвостового оперения. Предпочтительно, канал направлен в сторону передней кромки. С помощью такой поворачивающейся внутрь створки впуск воздуха может быть открыт и закрыт, не выступая при этом из внешней обшивки в наружный воздушный поток.
В частности, предпочтительно, чтобы створка была установлена на вертикальном хвостовом оперении посредством шарнира. Шарнир расположен с той стороны створки, которая обращена к передней кромке, так что канал открывается в направлении передней кромки. Предпочтительно, шарнир имеет вертикальную ось шарнира. Таким образом, воздух наружного воздушного потока может затекать в канал без отклонения.
Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления, впуск воздуха содержит две противоположные боковые стенки, между которыми двигается створка при ее повороте между открытым и закрытым положениями. Боковые стенки проходят расходящимся образом относительно друг друга в направлении от передней кромки к задней кромке, т. е. вдоль канала от шарнира до входного канала. В частности, предпочтительно, чтобы боковые стенки проходили в форме волны в направлении от передней кромки к задней кромке, так что расстояние между боковыми стенками сначала увеличивается с увеличивающимся уклоном, а затем увеличивается с уменьшающимся уклоном. За счет такой геометрии боковых стенок могут быть достигнуты особенно выгодные массовый расход и условия обтекания.
Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления, впуск воздуха расположен дальше к корневой части вертикального хвостового оперения, чем пористая часть. Корневая часть относится к той части вертикального хвостового оперения, в которой вертикальное хвостовое оперение соединено или может быть соединено с фюзеляжем. Другими словами, впуск воздуха расположен ниже пористой части. Таким образом, впуск воздуха и пористая часть не создают помех друг другу.
Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления, впуск воздуха соединен с камерой давления посредством входного канала. Предпочтительно, входной канал проходит от впуска воздуха вверх к камере давления.
В частности, предпочтительно, чтобы выпуск воздуха был соединен 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.
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.
Таким образом, предпочтительный вариант осуществления настоящего изобретения описан более подробно с помощью чертежей. На чертежах изображено следующее:
на фиг. 1 изображен вид сбоку хвостовой части летательного аппарата согласно изобретению,
на фиг. 2 изображен подробный вид в разрезе впуска воздуха летательного аппарата по фиг. 1 со створкой в открытом положении,
на фиг. 3 изображен впуск воздуха по фиг. 2 со створкой в закрытом положении, и
на фиг. 4 изображен подробный вид в перспективе впуска воздуха, показанного на фиг. 2, со створкой в открытом положении.
На фиг. 1 изображен вариант осуществления летательного аппарата 1 согласно изобретению. Летательный аппарат 1 содержит фюзеляж 3, горизонтальное хвостовое оперение 5 и вертикальное хвостовое оперение 7 согласно варианту осуществления изобретения. Вертикальное хвостовое оперение 7 содержит вертикальный стабилизатор 9 и руль 11 направления, установленный с возможностью поворота на вертикальном стабилизаторе 9. Вертикальное хвостовое оперение 7 выполнено с возможностью гибридного управления ламинарным потоком и содержит внешнюю обшивку 13, камеру 15 давления, впуск 17 воздуха и выпуск 19 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 впускания воздуха сквозь внешнюю обшивку 13.
Камера 15 давления расположена во внутреннем пространстве 29 для поддержания повышенного давления или пониженного давления относительно давления наружного воздушного потока 21 перед пористой частью 31. Камера 15 давления соединена по текучей среде с пористой частью 31.
Выпуск 19 воздуха расположен на внешней обшивке 13 для выпускания воздуха в наружный воздушный поток 21. Выпуск 19 воздуха соединен по текучей среде с камерой 15 давления и выполнен с возможностью создания во время полета соответствующего летательного аппарата 1 пониженного давления в камере 15 давления, так что воздух из наружного воздушного потока 21 всасывается сквозь пористую часть 31 в камеру 15 давления. Выпуск 19 воздуха содержит поворотный щиток 33, выполненный с возможностью открывания в направлении задней кромки 25.
Впуск 17 воздуха расположен во внешней обшивке 13 для впускания воздуха из наружного воздушного потока 21 в вертикальное хвостовое оперение 7. Впуск 17 воздуха соединен по текучей среде с камерой 15 давления и выполнен с возможностью создания повышенного давления в камере 15 давления во время полета соответствующего летательного аппарата 1, так что воздух из камеры 15 давления выходит сквозь пористую часть 31 в наружный воздушный поток 21. Впуск 17 воздуха выполнен в виде отверстия 35, которое расположено на одной боковой стороне 27a внешней обшивки 13 и которое выполнено заподлицо с внешней обшивкой 13.
Как показано на фиг. 2 и 3, впуск 17 воздуха содержит поворачивающуюся внутрь створку 37, которая может поворачиваться между закрытым положением 39 (фиг. 3), при котором предотвращается прохождение наружного воздушного потока 21 сквозь внешнюю обшивку 13 внутрь вертикального хвостового оперения 7, и открытым положением 41 (фиг. 2), при котором наружный воздушный поток 21 может проходить сквозь внешнюю обшивку 13 внутрь вертикального хвостового оперения 7. В закрытом положении 39 створка 37 расположена заподлицо с внешней обшивкой 13, а в открытом положении 41 образуется канал 43 между створкой 37 и краем 45 отверстия 35, чтобы наружный воздушный поток 21 проходил сквозь внешнюю обшивку 13 внутрь вертикального хвостового оперения 7. Створка 37 установлена на вертикальном хвостовом оперении 7 посредством шарнира 47. Шарнир 47 расположен с той стороны створки 37, которая обращена к передней кромке 23, так что канал 43 открывается в направлении передней кромки 23. Шарнир 47 имеет вертикальную ось 49 шарнира.
Как показано на фиг. 1, впуск 17 воздуха расположен дальше к корневой части 51 вертикального хвостового оперения 7, чем пористая часть 31. Впуск 17 воздуха соединен с камерой 15 давления посредством входного канала 53, который проходит от впуска 17 воздуха вверх к камере 15 давления. Выпуск 19 воздуха соединен с камерой 15 давления посредством выходного канала 55. Широкие части входного канала 53 и выходного канала 55 выполнены как единое целое. На фиг. 1 впуск 17 воздуха и выпуск 19 воздуха расположены на одной и той же боковой стороне 27a, однако они также могут быть расположены на противоположных боковых сторонах 27a, 27b.
Как показано на фиг. 4, впуск 17 воздуха содержит две противоположные боковые стенки 57a, 57b, которые проходят расходящимся образом в направлении от передней кромки 23 к задней кромке 25. Боковые стенки 57a, 57b проходят в форме волны в направлении от передней кромки 23 к задней кромке 25, так что расстояние между боковыми стенками 57a, 57b сначала увеличивается с увеличивающимся уклоном, а затем увеличивается с уменьшающимся уклоном.

Claims (48)

1. Вертикальное хвостовое оперение (7) для управления потоком, содержащее:
внешнюю обшивку (13), находящуюся в контакте с наружным воздушным потоком (21), причем внешняя обшивка (13) с двумя противоположными боковыми сторонами (27a, 27b) проходит между передней кромкой (23) и задней кромкой (25) и окружает внутреннее пространство (29), и 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),
впуск (17) воздуха, предусмотренный во внешней обшивке (13), причем впуск (17) воздуха соединен по текучей среде с камерой (15) давления и выполнен с возможностью создания повышенного давления в камере (15) давления таким образом, что воздух выходит сквозь пористую часть (31) в наружный воздушный поток (21), и
выпуск (19) воздуха, предусмотренный во внешней обшивке (13), причем выпуск (19) воздуха соединен по текучей среде с камерой (15) давления и выполнен 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
впуск (17) воздуха выполнен в виде отверстия (35), которое расположено на одной боковой стороне (27a) внешней обшивки (13) и которое выполнено заподлицо с внешней обшивкой (13) в любом положении впуска (17) воздуха.
2. Вертикальное хвостовое оперение по п. 1, в котором впуск (17) воздуха содержит поворачивающуюся внутрь створку (37), причем створка (37) может поворачиваться между закрытым положением (39), при котором предотвращается прохождение наружного воздушного потока (21) сквозь внешнюю обшивку (13) внутрь вертикального хвостового оперения (7), и открытым положением (41), при котором наружный воздушный поток (21) может проходить сквозь внешнюю обшивку (13) внутрь вертикального хвостового оперения (7), и при этом в закрытом положении (39) створка (37) расположена заподлицо с внешней обшивкой (13), а в открытом положении (41) образуется канал (43) между створкой (37) и краем (45) отверстия (35) для прохождения наружного воздушного потока (21) сквозь внешнюю обшивку (13) внутрь вертикального хвостового оперения (7).
3. Вертикальное хвостовое оперение по п. 2, в котором створка (37) установлена на вертикальном хвостовом оперении (7) посредством шарнира (47), причем шарнир (47) расположен с той стороны створки (37), которая обращена к передней кромке (23).
4. Вертикальное хвостовое оперение по п. 3, в котором шарнир (47) имеет вертикальную ось (49) шарнира.
5. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп. 1-4, в котором впуск (17) воздуха имеет две противоположные боковые стенки (57a, 57b), которые проходят с расхождением в направлении от передней кромки (23) к задней кромке (25).
6. Вертикальное хвостовое оперение по п. 5, в котором боковые стенки (57a, 57b) проходят в форме волны в направлении от передней кромки (23) к задней кромке (25) таким образом, что расстояние между боковыми стенками (57a, 57b) сначала увеличивается с увеличивающимся уклоном, а затем увеличивается с уменьшающимся уклоном.
7. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп. 1-6, в котором впуск (17) воздуха расположен дальше к корневой части (51) вертикального хвостового оперения (7), чем пористая часть (31).
8. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп. 1-7, в котором впуск (17) воздуха соединен с камерой (15) давления посредством входного канала (53).
9. Вертикальное хвостовое оперение по п. 8, в котором выпуск (19) воздуха соединен с камерой (15) давления посредством выходного канала (55).
10. Вертикальное хвостовое оперение по п. 9, в котором по меньшей мере части входного канала (53) и выходного канала (55) выполнены как единое целое.
11. Вертикальное хвостовое оперение (7) для управления потоком, содержащее:
внешнюю обшивку (13), находящуюся в контакте с наружным воздушным потоком (21), причем внешняя обшивка (13) с двумя противоположными боковыми сторонами (27a, 27b) проходит между передней кромкой (23) и задней кромкой (25) и окружает внутреннее пространство (29), и 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),
впуск (17) воздуха, предусмотренный во внешней обшивке (13), причем впуск (17) воздуха соединен по текучей среде с камерой (15) давления и выполнен с возможностью создания повышенного давления в камере (15) давления таким образом, что воздух выходит сквозь пористую часть (31) в наружный воздушный поток (21), и
выпуск (19) воздуха, предусмотренный во внешней обшивке (13), причем выпуск (19) воздуха соединен по текучей среде с камерой (15) давления и выполнен 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
впуск (17) воздуха выполнен в виде отверстия (35), которое расположено на одной боковой стороне (27a) внешней обшивки (13) ниже пористой части (31) и которое выполнено заподлицо с внешней обшивкой (13).
12. Вертикальное хвостовое оперение по п. 11, в котором впуск (17) воздуха содержит поворачивающуюся внутрь створку (37), причем створка (37) может поворачиваться между закрытым положением (39), при котором предотвращается прохождение наружного воздушного потока (21) сквозь внешнюю обшивку (13) внутрь вертикального хвостового оперения (7), и открытым положением (41), при котором наружный воздушный поток (21) может проходить сквозь внешнюю обшивку (13) внутрь вертикального хвостового оперения (7), и при этом в закрытом положении (39) створка (37) расположена заподлицо с внешней обшивкой (13), а в открытом положении (41) образуется канал (43) между створкой (37) и краем (45) отверстия (35) для прохождения наружного воздушного потока (21) сквозь внешнюю обшивку (13) внутрь вертикального хвостового оперения (7).
13. Вертикальное хвостовое оперение по п. 12, в котором створка (37) установлена на вертикальном хвостовом оперении (7) посредством шарнира (47), причем шарнир (47) расположен с той стороны створки (37), которая обращена к передней кромке (23).
14. Вертикальное хвостовое оперение по п. 13, в котором шарнир (47) имеет вертикальную ось (49) шарнира.
15. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп. 11-14, в котором впуск (17) воздуха имеет две противоположные боковые стенки (57a, 57b), которые проходят с расхождением в направлении от передней кромки (23) к задней кромке (25).
16. Вертикальное хвостовое оперение по п. 15, в котором боковые стенки (57a, 57b) проходят в форме волны в направлении от передней кромки (23) к задней кромке (25) таким образом, что расстояние между боковыми стенками (57a, 57b) сначала увеличивается с увеличивающимся уклоном, а затем увеличивается с уменьшающимся уклоном.
17. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп. 11-16, в котором впуск (17) воздуха расположен дальше к корневой части (51) вертикального хвостового оперения (7), чем пористая часть (31).
18. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп. 11-17, в котором впуск (17) воздуха соединен с камерой (15) давления посредством входного канала (53).
19. Вертикальное хвостовое оперение по п. 18, в котором выпуск (19) воздуха соединен с камерой (15) давления посредством выходного канала (55).
20. Вертикальное хвостовое оперение по п. 19, в котором по меньшей мере части входного канала (53) и выходного канала (55) выполнены как единое целое.
21. Вертикальное хвостовое оперение (7) для управления потоком, содержащее:
внешнюю обшивку (13), находящуюся в контакте с наружным воздушным потоком (21), причем внешняя обшивка (13) с двумя противоположными боковыми сторонами (27a, 27b) проходит между передней кромкой (23) и задней кромкой (25) и окружает внутреннее пространство (29), и 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),
впуск (17) воздуха, предусмотренный во внешней обшивке (13), причем впуск (17) воздуха соединен по текучей среде с камерой (15) давления и выполнен с возможностью создания повышенного давления в камере (15) давления таким образом, что воздух выходит сквозь пористую часть (31) в наружный воздушный поток (21), и
выпуск (19) воздуха, предусмотренный во внешней обшивке (13), причем выпуск (19) воздуха соединен по текучей среде с камерой (15) давления и выполнен 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
впуск (17) воздуха выполнен в виде отверстия (35), которое расположено на одной боковой стороне (27a) внешней обшивки (13) и которое выполнено заподлицо с внешней обшивкой (13), и при этом впуск (17) воздуха содержит поворачивающуюся внутрь створку (37), причем створка (37) может поворачиваться между закрытым положением (39), при котором предотвращается прохождение наружного воздушного потока (21) сквозь внешнюю обшивку (13) внутрь вертикального хвостового оперения (7), и открытым положением (41), при котором наружный воздушный поток (21) может проходить сквозь внешнюю обшивку (13) внутрь вертикального хвостового оперения (7), и при этом в закрытом положении (39) створка (37) расположена заподлицо с внешней обшивкой (13), а в открытом положении (41) образуется канал (43) между створкой (37) и краем (45) отверстия (35) для прохождения наружного воздушного потока (21) сквозь внешнюю обшивку (13) внутрь вертикального хвостового оперения (7).
22. Вертикальное хвостовое оперение по п. 21, в котором створка (37) установлена на вертикальном хвостовом оперении (7) посредством шарнира (47), причем шарнир (47) расположен с той стороны створки (37), которая обращена к передней кромке (23).
23. Вертикальное хвостовое оперение по п. 22, в котором шарнир (47) имеет вертикальную ось (49) шарнира.
24. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп. 21-23, в котором впуск (17) воздуха имеет две противоположные боковые стенки (57a, 57b), которые проходят с расхождением в направлении от передней кромки (23) к задней кромке (25).
25. Вертикальное хвостовое оперение по п. 24, в котором боковые стенки (57a, 57b) проходят в форме волны в направлении от передней кромки (23) к задней кромке (25) таким образом, что расстояние между боковыми стенками (57a, 57b) сначала увеличивается с увеличивающимся уклоном, а затем увеличивается с уменьшающимся уклоном.
26. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп. 21-25, в котором впуск (17) воздуха расположен дальше к корневой части (51) вертикального хвостового оперения (7), чем пористая часть (31).
27. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп. 21-26, в котором впуск (17) воздуха соединен с камерой (15) давления посредством входного канала (53).
28. Вертикальное хвостовое оперение по п. 27, в котором выпуск (19) воздуха соединен с камерой (15) давления посредством выходного канала (55).
29. Вертикальное хвостовое оперение по п. 28, в котором по меньшей мере части входного канала (53) и выходного канала (55) выполнены как единое целое.
30. Летательный аппарат (1), содержащий вертикальное хвостовое оперение (7) по любому из пп. 1-29.
RU2018135304A 2017-10-09 2018-10-08 Вертикальное хвостовое оперение (варианты) и летательный аппарат RU2731185C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102017123438.1 2017-10-09
DE102017123438 2017-10-09

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018135304A3 RU2018135304A3 (ru) 2020-04-08
RU2018135304A RU2018135304A (ru) 2020-04-08
RU2731185C2 true RU2731185C2 (ru) 2020-08-31

Family

ID=63642838

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018135304A RU2731185C2 (ru) 2017-10-09 2018-10-08 Вертикальное хвостовое оперение (варианты) и летательный аппарат

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10967955B2 (ru)
EP (1) EP3466810B1 (ru)
CN (1) CN109625250B (ru)
BR (1) BR102018070571B1 (ru)
ES (1) ES2927476T3 (ru)
RU (1) RU2731185C2 (ru)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2927476T3 (es) * 2017-10-09 2022-11-07 Airbus Operations Gmbh Unidad de cola vertical para control de flujo
EP3466811B1 (en) * 2017-10-09 2023-06-21 Airbus Operations GmbH Vertical tail unit for flow control

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2508228C1 (ru) * 2012-12-11 2014-02-27 Алексей Николаевич Пеков Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления
EP2208669B1 (en) * 2009-01-19 2015-03-11 The Boeing Company Door assembly for laminar flow control system
EP2853485A1 (en) * 2013-09-25 2015-04-01 The Boeing Company Apparatus and methods to operate laminar flow control doors

Family Cites Families (99)

* 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
HU222475B1 (hu) * 1996-07-18 2003-07-28 Prospective Concepts Ag. Adaptív pneumatikus szárny légijármű számára
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
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
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
DK1749740T3 (da) * 2005-08-02 2011-05-02 Univ Stuttgart Strømningsoverflade til en tredimensional grænselagsstrømning; især på en pilformet vinge, et pilformet haleplan eller en 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
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
US20110117338A1 (en) * 2008-04-29 2011-05-19 Ben Poquette Open pore ceramic matrix 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
DE102008062703A1 (de) * 2008-12-17 2010-07-01 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugkabinenpaneel zur Schallabsorption
DE102008062701A1 (de) * 2008-12-17 2010-07-01 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugkabinenpaneel mit Kerntaschen zur Schallabsorption
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
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
DE102010014640A1 (de) 2010-04-12 2011-10-13 Airbus Operations Gmbh Strukturbauteil zur Verwendung für Strömungsbauteile von Flugzeugen sowie Verfahren zu dessen Herstellen
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
US10556670B2 (en) * 2010-08-15 2020-02-11 The Boeing Company Laminar flow panel
US8783624B2 (en) * 2010-08-15 2014-07-22 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
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
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
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
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
ES2664337T3 (es) * 2014-06-13 2018-04-19 Airbus Operations Gmbh Estructura saliente de borde de ataque sobre el estabilizador vertical de un avión
EP2995552B1 (en) * 2014-09-09 2018-05-02 Airbus Defence and Space GmbH Chamber in an airfoil
US9845144B2 (en) * 2014-10-13 2017-12-19 Gulfstream Aerospace Corporation Aircraft and air exchange systems for ventilated cavities of aircraft
GB2533115A (en) 2014-12-09 2016-06-15 Airbusgroup Ltd Aircraft wing rib
WO2016097939A1 (en) * 2014-12-18 2016-06-23 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
ES2725617T3 (es) * 2015-10-20 2019-09-25 Airbus Operations Sl Borde de ataque con control de flujo laminar y procedimiento de fabricación del mismo
ES2688537T3 (es) * 2016-01-12 2018-11-05 Airbus Operations, S.L. Borde de ataque con control del flujo laminar y procedimiento de fabricación del mismo
ES2927476T3 (es) * 2017-10-09 2022-11-07 Airbus Operations Gmbh Unidad de cola vertical para control de flujo
EP3466811B1 (en) * 2017-10-09 2023-06-21 Airbus Operations GmbH Vertical tail unit for flow control

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2208669B1 (en) * 2009-01-19 2015-03-11 The Boeing Company Door assembly for laminar flow control system
RU2508228C1 (ru) * 2012-12-11 2014-02-27 Алексей Николаевич Пеков Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления
EP2853485A1 (en) * 2013-09-25 2015-04-01 The Boeing Company Apparatus and methods to operate laminar flow control doors

Also Published As

Publication number Publication date
CN109625250B (zh) 2022-09-06
US10967955B2 (en) 2021-04-06
CN109625250A (zh) 2019-04-16
BR102018070571A2 (pt) 2019-06-04
RU2018135304A3 (ru) 2020-04-08
BR102018070571B1 (pt) 2024-04-30
ES2927476T3 (es) 2022-11-07
RU2018135304A (ru) 2020-04-08
EP3466810B1 (en) 2022-07-13
US20190106201A1 (en) 2019-04-11
EP3466810A1 (en) 2019-04-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11565795B2 (en) Vertical tail unit for flow control
RU2731185C2 (ru) Вертикальное хвостовое оперение (варианты) и летательный аппарат
US20180265208A1 (en) Air intake structure and airflow control system
US9022843B2 (en) Outlet valve for an airplane
CN104097777B (zh) 冲压空气通道组件和用于操作冲压空气通道组件的方法
JP2008298066A (ja) ガスタービンエンジンのナセルアセンブリおよびその空気取入れ口を通る空気流を制御するシステム並びに方法
BR112013025160B1 (pt) Dispositivo de hipersustentação para uma aeronave
US10472052B2 (en) Flow body for an aircraft for passive boundary layer suction
JP2008002379A (ja) 遠心ファン
WO2020087965A1 (zh) 轨道车辆及其轨道车辆通风装置
US11584514B2 (en) Airfoil for flow control including a common inlet/outlet device connected to a porous section
US9963219B2 (en) Airfoil portion with a chamber
EP3539863B1 (en) A leading edge structure for a flow control system of an aircraft
JP5563687B2 (ja) 車両用の空調システムの吸気口
US20230294819A1 (en) A leading edge structure for a flow control system of an aircraft
US20200115041A1 (en) Leading edge structure for a flow control system of an aircraft
US20220048612A1 (en) Leading edge structure for a flow control system of an aircraft