UA72744C2 - Method and apparatus for reduction of vortex formation behind moving aircraft - Google Patents
Method and apparatus for reduction of vortex formation behind moving aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- UA72744C2 UA72744C2 UA2001042480A UA2001042480A UA72744C2 UA 72744 C2 UA72744 C2 UA 72744C2 UA 2001042480 A UA2001042480 A UA 2001042480A UA 2001042480 A UA2001042480 A UA 2001042480A UA 72744 C2 UA72744 C2 UA 72744C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- vortex
- wing
- flap
- additional
- additional flap
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 title abstract description 7
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 7
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 claims description 5
- 238000012876 topography Methods 0.000 claims 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 5
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 4
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 244000144992 flock Species 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000003094 perturbing effect Effects 0.000 description 1
- 210000003462 vein Anatomy 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
- B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
-
- 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
Description
Опис винаходу
Винахід відноситься до пристрою і способу зменшення вихорів, виникаючих позаду літака, що знаходиться в 2 режимі заходу на посадку, причому літак для створення підіймальної сили містить праве і ліве крила, що включають в себе системи створення великої підіймальної сили.
На крилах літака, зокрема дозвукового транспортного літака, є системи створення великої підіймальної сили, з тим щоб при польоті з малою швидкістю, наприклад, при заході на посадку, створити необхідну підіймальну силу. Подібні системи створення великої підіймальної сили складаються, як правило, з передкрилків 710 посадочних закрилків. Коли крило створює підіймальну силу, то за крилом завжди виникають вихрові потоки.
При цьому спочатку в зоні зовнішнього кінця відповідного посадочного закрилка утвориться вихор закрилка, а в зоні кінця крила - крайовий вихор. Ця вихрова система обертається, одночасно окремі вихори обертаються самі навколо себе, причому вся вихрова система в спіралеподібному рушенні уноситься течією. Вихори, що створюються великими транспортними літаками представляють небезпеку для подальшого повітряного сполучення, зокрема на пожвавлених дільницях підльоту. Передбачувані безпечні відстані між підлітаючими літаками зменшують небезпеку, однак обмежують також пропускну здатність посадочної смуги, оскільки необхідне для дотримання безпеки польоту горизонтальна відстань між літаками, що приземляються стає тим більшою, ніж більше або важче стають літаки, а інтенсивність вихорів залежить від маси літака. Використання великих літаків нового покоління, наприклад, АЗХХ, а також зростаюче повітряне сполучення вимагають, однак, зменшення "щиро" призначених безпечних відстаней. Тому необхідно передбачити в літаку можливість зменшення інтенсивності вихорів і їх завчасного руйнування.
Відомі результати дослідження можливостей боротьби з вихорами. Зокрема, із заявки МО 99/00297 відоме рішення, згідно з яким за рахунок безперервного керування відхилення елерона і близького до фюзеляжу закрилка збуджуються поперечні коливання повітря, що приводять до завчасного руйнування вихорів. Однак, тут с йде мова про вихори малої інтенсивності. Ге)
З В 2051706А1 відомий пристрій, що встановлюється безпосередньо на кінці посадочного закрилка, який має зменшити опір літака. Завдяки використанню такого пристрою вихори меншають. Пристрій, однак, не придатний для створення контрольованого збурюючого вихору, як за допомогою запропонованого винаходу. Про спосіб зменшення вихорів не повідомляється. М
В основі даного винаходу лежить задача запропонувати пристрій і спосіб, щоб можна було зменшити вихори «ж позаду літаків, що знаходяться в режимі заходу на посадку, і сприяти своєчасному руйнуванню подібних вихорів.
Ця задача вирішується тим, що на кожному крилі (3, 4) літака в зоні його задньої кромки (ЗВ, 48) поблизу в зовнішніх, висунених кінців (7А, 8А) посадочних закрилків встановлений вихровий генератор (9, 10) для Га створення контрольованого збурюючого вихору (13, 14). 325 За допомогою винаходу запобігається виникнення небезпечної вихрової течії позаду літаків при заході на - посадку і, тим самим, підвищується безпека повітряного сполучення. Безпечні відстані між літаками, що приземляються можуть бути скорочені, що підвищує пропускну здатність посадочної смуги і враховує зростаюче повітряне сполучення. Зокрема, для великих літаків з високою масою, для яких в цей час загроза вихорів « розглядається як основна проблема, пристрій згідно з винаходом застосовний як простий і ефективний захід. З 50 Переважні варіанти виконання винаходу приведені в п.п.2-11 і 13-16 формули винаходу. с Залежний п.2 формули винаходу розкриває переважне виконання пристрою у вигляді додаткового закрилка,
Із» який виконаний у вигляді простої невеликої деталі і може бути просто розміщений на крилі. Вказана також переважна область розміщення його на крилі.
Залежні п.п.3 і 4 формули розкривають переважний діапазон кута установки додаткового закрилка як вихрового генератора. 7 У залежних п.п.5-8 формули розкриті виконання додаткового закрилка, які створюють контрольований вихор ка у передньої кромки для утворення збурюючого вихору на додатковому закрилку. Згідно з п. 7 формули додатковий закрилок має форму трикутного крила, при цьому виникають два вихори, що обертаються назустріч і один одному у вигляді вихрової пари, утворюючі збурюючий вихор. «їз» 20 П.п.9-41 формули спрямовані на літак, причому приведені можливе розташування пристрою згідно з винаходом на крилах літака.
Т» У залежному п.13 формули розкриті етапи способу зменшення інтенсивності вихору.
Залежні п.п.14-16 формули розкривають альтернативні способи приведення в дію додаткових закрилків на літаку. 29 Приклади виконання винаходу більш детально зображені на фіг.1-9. На кресленнях однакові конструктивні
ГФ) елементи позначені однаковими позиціями. юю - Фіг.1: літак в перспективі з пристроєм згідно з винаходом; - Фіг.2: літак в базовій конфігурації; - Фіг.3: літак на вигляді зверху, з пристроєм згідно з винаходом; 60 - Фіг.4: літак у базовій конфігурації на вигляді зверху з виникаючими вихорами; - Фіг.5: літак з пристроєм згідно з винаходом на вигляді зверху з виникаючими вихорами; - Фіг.6-8: форми виконання пристрою згідно з винаходом; - Фіг.9: перетин крила з пристроєм згідно з винаходом.
На Фіг.1 літак 1 показаний в перспективному вигляді. Літак 1 являє собою дозвуковий транспортний літак, бо зокрема, для перевезення пасажирів. На фюзеляжі 2 літака 1 розташовані ліве З і праве 4 крила. Кожне крило 3,
4 для створення необхідної підіймальної сили при польоті з малою швидкістю, наприклад, при заході на посадку; містять системи 5, 6 створення великої підіймальної сили. Подібні системи 5, 6 створення великої підіймальної сили містять, в тому числі, посадочні закрилки 7, 8. На кожному крилі 3, 4 встановлений пристрій 9, 10 згідно
З винаходом для зменшення вихорів.
На Фіг.2, З на вигляді зверху зображені літаки з виникаючими вихорами. На Фіг.2 видна базова конфігурація літака 1, причому виникаючі на лівому З і правому 4 крилах вихори 11,12 показані за допомогою стрілок. На кінці ЗА, 4А крила 3, 4 виникає крайовий вихор 11А, 12А. Вихор 118, 128 у закрилка виникає на задній кромці
ЗВ, 48 крила в зоні збігаючої вихрової течії. "Слабким місцем" вихрової течії є зовнішній в напрямі розмаху 7/о Кінець 7А, ВА висуненого посадочного закрилка 7 крила З або посадочного закрилка 8 крила 4. Вихор 1 ІВ, 128, виникаючий в зоні кінця 7А, 8А посадочного закрилка 7, 8, є, в основному, потужним вихором, який приносить з собою вже названі складності для повітряного сполучення.
Для того, щоб зменшити інтенсивність цього вихору, згідно з винаходом в процес виникнення течії вводять утворену контрольовану збурюючу течію. Цим вже порушують виникнення небезпечної вихрової течії. Для /5 Генерування збурюючого вихору 13. 14 призначений пристрій 9, 10 для зменшення вихорів, якій надалі називається додатковим закрилком 9, 10, який розташований на крилі 3, 4 в зоні кінців 7А, ВА посадочних закрилків 7, 8. В збільшеному зображенні на Фіг.З видно, що (контрольовано створюваний маленький) збурюючий вихор 13, 14 взаємодіє із збігаючими із задньої кромки ЗВ, 48 крила вихорами, тобто, в основному, з вихором 118, 12В у закрилка. Принцип дії збурюючого вихору 13 або 14 більш детально пояснюється нижче.
Встановлена, переважно, під кутом 195-252 (відносно прибраного стану) додаткова поверхня (вихровий генератор) 9, 10 створює на своїй передній кромці з боку всмоктування контрольований вихор, що живиться обірваною течією передньої кромки. Цей вихор покидає додаткову поверхню 9, 10 на її задній кромці і як вільний збурюючий вихор 13, 14 взаємодіє з вихором 118, 128 у закрилка, що починає виникати на кінці 7А. ВА закрилка (за рахунок зменшення інтенсивності вихору, який стікає вздовж задньої кромки як нестабільний с вихровий шар). Ефект настільки інтенсивний, що виникаючий вихор 118, 128 у закрилка приводиться в поперечні коливання, а це значно порушує процес його концентрації. Внаслідок коливань вихор 118, 128 у о закрилка втрачає інтенсивність, причому максимальна інтенсивність в ядрі результуючого вихору значно меншає, що добре видно на Фіг.4, зокрема, на Фіг.5. На Фіг.5 показана інтенсивність зображеного як приклад вихору 12, причому внаслідок збурюючого вихору 14 вихор 128 у закрилка є сильно осцилуючим і, тим самим, «ф зо зменшує свою інтенсивність. На Фіг.4 в протилежність цьому показана інтенсивність вихорів літака без пристрою 9, 10 згідно з винаходом. Вихор 11, 12 такого літака має явно виражене ядро., що виражається вершиною в - центрі вихору. Чим вище ця вершина, тим більше інтенсивність вихору. ї-
На Фіг.6-8 показані форми виконання додаткового закрилка 9 згідно з винаходом (відповідає додатковому закрилку 10 на крилі 4). с
Основа 9 відносно маленького додаткового закрилка 9 розміщена на крилі З в зоні кінця 7А посадочного ї- закрилка 7, переважно, на 60-80956 глибини профілю базового крила, причому під глибиною профілю потрібно розуміти розріз базового крила в напрямі польоту. Основа 9' додаткового закрилка 9 розташована переважно в зоні, яка, будучи виміряна від кінця 7А посадочного закрилка, тягнеться з обох сторін ліворуч або праворуч на 1095 напіврозмахи. Напіврозмахом називається відстань від середини фюзеляжу до кінця крила. «
Додатковий закрилок 9 повинен бути протягом своєї дії встановлений у течію, що виникла, причому шщ с переважний кут установки показаний на Фіг.9. Додатковий закрилок У має таку форму, що на його передній й кромці виникає контрольований вихор (маленький), який, покидаючи додатковий закрилок 9, являє собою високу "» турбулентну вихрову течію. Ця багата енергією додаткова течія покидає додатковий закрилок 9 і проникає в "слабе місце" виникаючої основної течії, тобто збуджує інтенсивні коливання основного вихору і придушує при цьому процес концентрації, який в іншому випадку привів би до сильного основного вихору 11. -і У переважному виконанні додатковий закрилок 9 (або 10) діє як пасивна деталь, тобто висувається і залишається при підльоті в стаціонарному положенні. Можна, однак приводити додатковий закрилок 9 в дію де навперемінно або одночасно з додатковим закрилком 10 на крилі 4. За рахунок цього можуть виникнути подовжні -І коливання у вихорі, придатні для подальшого прискорення процесу його руйнування.
На Фіг.6 зображена перша переважна форма виконання додаткового закрилка 9. Додатковий закрилок 9 має ть форму 9А крила невеликої протяжності зі стрілоподібністю передньої кромки з одного боку зліва приблизно 6052. «з» Інша сторона переважно нестрілоподібна.
На фіг.7 зображена інша можлива форма 9В. Додатковий закрилок 9 виконаний тут у вигляді крила невеликої протяжності зі стрілоподібністю передньої кромки з одного боку праворуч приблизно 602, а інша сторона нестрілоподібна.
Третя форма 9С виконання зображена на Фіг.8. Ця форма 9С виконання відрізняється крилом невеликий о протяжності зі стрілоподібністю передньої кромки з обох сторін приблизно 602 (трикутне крило). У випадку ко трикутного крила як додаткового закрилка 9 виникають два вихори, що обертаються назустріч один одному у вигляді вихрової пари, які як збурюючий вихор повинні контрольовано заважати виникненню основного вихору. бо Всім трьом формам виконання властиво те, що переважно стрілоподібні передні кромки загострені подібно лезу ножа, з тим щоб примусити відрив течії. Стрілоподібні передні кромки виконані переважно прямолінійними, однак можуть бути також криволінійними аналогічно крилу надзвукового літака "Конкорд". Задня кромка додаткового закрилка 9А, 9В або 9С виконана переважно прямолінійною і проходить переважно перпендикулярно напряму польоту. 65 На Фіг.9 показаний перетин крила 3, 4. Видні також посадочні закрилки 7, 8 як частина системи 5, 6 створення більшої підіймальної сили. Додатковий закрилок 9, 10 висувають при заході на посадку, причому кут
15 установки додаткового закрилка 9. 10 повинен становити переважно 12-25 відносно верхньої сторони крила
З, 4. При куті установки більше за 302 може статися неконтрольований відрив течії, що небажано саме з точки зору утворення контрольованого збурюючого вихору 13, 14.
Не показано, як в неробочому стані додатковий закрилок 9, 10 забирається в крило 3. 4 не порушуючи, тим самим, геометрію крила для крейсерського польоту. Механізми прибирання спойлерів відомі з рівня техніки і застосовні також для додаткового закрилка 9,10.
Перелік позицій на кресленнях 1 - літак 2 - фюзеляж літака
З - ліве крило
ЗА - кінець крила
ЗВ - задня кромка крила 4 - праве крило 4А - кінець крила 48 - задня кромка крила 5 - система створення великої підіймальної сили (зліва) 6 - система створення великої підіймальної сили (праворуч) 7 - посадочні закрилки (зліва)
Т7А - зовнішній кінець закрилка 8 - посадочні закрилки (праворуч) 8А - зовнішній кінець закрилка 9 - пристрій для зменшення вихорів/додатковий закрилок 9 - основа Га 10 - пристрій для зменшення вихорів/додатковий закрилок о 11 - основний вихор (зліва) ПА - крайовий вихор 118 - вихор закрилка 12 - основний вихор (праворуч) 12А - крайовий вихор 128 - вихор закрилка «І 13 - додатковий вихор (збурюючий вихор) зліва 14 - додатковий вихор (збурюючий вихор) праворуч З 15 - кут установки ч- 1 2 сч і - х "о, 4 Ге 10 з
З є що / й 2 « ча, дя ю г» у их вен - по пшя-- т й ту ц іа
К-т ї ) ще КУ я
І» в Де ь я " 5 5/ у
Й вх КО ---
Фіг -І іме) -І щ» с» іме) 60 б5
А А о
Фіз 7 р - ге Дпллштвлятя пяппжттттоте яв ж ї2в й 118 с 3 а нн: ЕНН
ЗК ад о мі ні 12А у й ШИ Кк Що и
Фіг. З т Ф/ пт "ла А Да отх во. жу Ж зі 4 з й. зав
І Ії 48 / -
В и чи і ЗВ КІ х 7 з їв з Мю А й м б сша кевя па
Ех ру ШІ . М в - й м 45 т іо с т лов Го) шен н-- (З я
Пр теле офротттт ї ще т й
К
І сСплбфдонятттютВття» - д Де петанк нрегооверотне 7 «
Мернячня пи пити ' в. с
І : ч-
З Фіг. 6
У - с з ;» 7?
ОА т , Фіг. 7 іме)
З це. - їз 50
Я» ; й 7 - 5Б . за у-
І І Фіг. 8 ю уд й ік) З 60 2-82 Вітя 7 2 р / 7 й і б5 но с :
9 (10) яти? йА- 7 реч 3 (8) Ж (В 5 (6) 70 Фіг. 9
Claims (14)
1. Пристрій для зменшення вихорів, що виникають позаду літака, що рухається, який містить для створення підіймальної сили праве і ліве крила, що включають в себе, в тому числі, посадочні закрилки як системи створення великої підіймальної сили, при цьому на кожному крилі в зоні його задньої кромки поблизу зовнішніх, висунених кінців посадочних закрилків встановлений вихровий генератор, який відрізняється тим, що вихровий генератор для створення контрольованого вихру, який збурює, виконаний у вигляді додаткового закрилка, основа якого розташована в ділянці 1095 напіврозмаху зліва та праворуч від відповідного зовнішнього кінця посадочного закрилка на крилі, а у напрямку глибини - починаючи з 6095 глибини профілю несучого крила, причому додатковий закрилок при польоті з малою швидкістю займає висунений стан, а у неробочому стані може бути прибраний в крило.
2. Пристрій за п. 1, який відрізняється тим, що кут встановлення додаткового закрилка у висуненому стані с відносно площини верхньої сторони крила складає менше за 302. о
З. Пристрій за п. 2, який відрізняється тим, що кут установки лежить в діапазоні 12-252,
4. Пристрій за одним з пп. 1-3, який відрізняється тим, що додатковий закрилок виконаний в формі крила малої протяжності зі стрілоподібністю передньої кромки з лівого боку приблизно 602, а його інша сторона виконана нестрілоподібною. З
5. Пристрій за одним з пп. 1-3, який відрізняється тим, що додатковий закрилок виконаний в формі крила «ф малої протяжності зі стрілоподібністю передньої кромки з правого боку приблизно 602, а його інша сторона виконана нестрілоподібною. т
6. Пристрій за одним з пп. 1-3, який відрізняється тим, що додатковий закрилок виконаний у формі крила СМ малої протяжності зі стрілоподібністю передньої кромки з обох сторін приблизно 602.
7. Пристрій за одним з пп. 4-6, який відрізняється тим, що щонайменше одна стрілоподібна передня кромка ге додаткового закрилка загострена, а задня кромка додаткового закрилка виконана переважно прямолінійною.
8. Пристрій за одним з пп. 1-7, який відрізняється тим, що додатковий закрилок при польоті літака з малою швидкістю стаціонарно займає висунене положення симетрично на кожному крилі. « дю
9. Пристрій за одним з пп. 1-7, який відрізняється тим, що додатковий закрилок виконаний з можливістю при - польоті літака з малою швидкістю динамічно змінювати своє положення між висуненим і прибраним, причому ця с зміна виконується з обох сторін на крилах симетрично. :з»
10. Пристрій за одним з пп. 1-7, який відрізняється тим, що додатковий закрилок виконаний з можливістю при польоті літака з малою швидкістю динамічно змінювати своє положення між висуненим і прибраним, причому ця зміна виконується з обох сторін на крилах асиметрично. - 35
11. Спосіб зменшення вихорів, виникаючих позаду літака, що рухається, який включає створення вихру, який збурює, на кожному крилі, введення вказаного вихру у зону виникнення вихрового потоку, що збігає на задній ко кромці крила (вихор на кінці висуненого посадочного закрилка), який відрізняється тим, що вихор, який збурює, - створюють за допомогою пристрою для створення вихру за одним з пп. 1-10.
12. Спосіб за п. 11, який відрізняється тим, що вихор, який збурює, інтерферують з вихором біля закрилка т» 50 для проникнення у нього і збудження його інтенсивних коливань, які приводять до зменшення інтенсивності ГТ» вихру біля закрилка.
13. Спосіб за одним з пп. 11 або 12, який відрізняється тим, що кожний додатковий закрилок при польоті з малою швидкістю симетрично висувають, для займання ним стаціонарного висуненого положення.
14. Спосіб за одним з пп. 11 або 12, який відрізняється тим, що при польоті з малою швидкістю динамічно міняють положення додаткових закрилків між висуненим і прибраним, причому цю зміну виконують з обох сторін ГФ) на крилах симетрично. ГФ 15. Спосіб за одним з пп. 11 або 12, який відрізняється тим, що при польоті з малою швидкістю динамічно міняють положення додаткових закрилків між висуненим і прибраним, причому цю зміну виконують з обох сторін на крилах асиметрично. 60 Офіційний бюлетень "Промислоава власність". Книга 1 "Винаходи, корисні моделі, топографії інтегральних мікросхем", 2005, М 4, 15.04.2005. Державний департамент інтелектуальної власності Міністерства освіти і науки України. б5
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE10018389A DE10018389C2 (de) | 2000-04-13 | 2000-04-13 | Vorrichtung sowie Verfahren zur Reduzierung von Nachlaufwirbeln hinter Flugzeugen im Landeanflug |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
UA72744C2 true UA72744C2 (en) | 2005-04-15 |
Family
ID=7638644
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
UA2001042480A UA72744C2 (en) | 2000-04-13 | 2001-04-12 | Method and apparatus for reduction of vortex formation behind moving aircraft |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6513761B2 (uk) |
EP (1) | EP1145954B1 (uk) |
AT (1) | ATE270217T1 (uk) |
DE (2) | DE10018389C2 (uk) |
ES (1) | ES2223674T3 (uk) |
RU (1) | RU2268844C2 (uk) |
UA (1) | UA72744C2 (uk) |
Families Citing this family (28)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2821605B1 (fr) * | 2001-03-01 | 2003-05-30 | Eads Airbus Sa | Procede et dispositif pour accelerer la destruction d'au moins deux vortex dans le sillage d'un mobile, en particulier d'un avion |
US20050103944A1 (en) * | 2003-07-11 | 2005-05-19 | Us Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics & Space Administration | Trailing vortex management via boundary layer separation control |
US20050061921A1 (en) * | 2003-09-19 | 2005-03-24 | Egolf Thomas A. | Aerodynamic tip protuberances for tip vortex intensity reduction |
US6799739B1 (en) * | 2003-11-24 | 2004-10-05 | The Boeing Company | Aircraft control surface drive system and associated methods |
US7100875B2 (en) * | 2004-02-20 | 2006-09-05 | The Boeing Company | Apparatus and method for the control of trailing wake flows |
US8016244B2 (en) * | 2004-02-20 | 2011-09-13 | The Boeing Company | Active systems and methods for controlling an airfoil vortex |
US7661629B2 (en) * | 2004-02-20 | 2010-02-16 | The Boeing Company | Systems and methods for destabilizing an airfoil vortex |
US7134631B2 (en) * | 2004-06-10 | 2006-11-14 | Loth John L | Vorticity cancellation at trailing edge for induced drag elimination |
EP1746024B1 (en) * | 2005-07-22 | 2007-11-07 | Airbus Deutschland GmbH | Method of controlling an aircraft in flight |
US7500641B2 (en) * | 2005-08-10 | 2009-03-10 | The Boeing Company | Aerospace vehicle flow body systems and associated methods |
US7611099B2 (en) * | 2005-09-07 | 2009-11-03 | The Boeing Company | Seal assemblies for use with drooped spoilers and other control surfaces on aircraft |
US7708231B2 (en) * | 2005-11-21 | 2010-05-04 | The Boeing Company | Aircraft trailing edge devices, including devices having forwardly positioned hinge lines, and associated methods |
US7578484B2 (en) * | 2006-06-14 | 2009-08-25 | The Boeing Company | Link mechanisms for gapped rigid krueger flaps, and associated systems and methods |
US7644892B1 (en) | 2006-07-06 | 2010-01-12 | Alford Jr Lionel D | Blended winglet |
BRPI0603262B1 (pt) * | 2006-08-08 | 2021-02-23 | Yaborã Indústria Aeronáutica S.A | asa de aeronave incluindo um slat no bordo de ataque da asa e um fence rígido preso a uma porção estruturalmente rígida não móvel da asa |
US7686253B2 (en) * | 2006-08-10 | 2010-03-30 | The Boeing Company | Systems and methods for tracing aircraft vortices |
GB0716199D0 (en) * | 2007-08-20 | 2007-09-26 | Airbus Uk Ltd | Aircraft wing spoiler arrangement |
US8061646B2 (en) * | 2007-09-14 | 2011-11-22 | Aurora Flight Sciences Corporation | Wing tip docking system for aircraft |
FR2922189B1 (fr) * | 2007-10-16 | 2009-12-18 | Airbus France | Procede et dispositif pour diminuer les vitesses induites dans des tourbillons de sillage d'un avion. |
EP2242685B2 (en) | 2008-02-12 | 2019-01-23 | Bombardier Inc. | Improved slat configuration for fixed-wing aircraft |
JP5286527B2 (ja) | 2009-07-13 | 2013-09-11 | 三菱重工業株式会社 | 高揚力発生装置、翼および高揚力発生装置の騒音低減装置 |
US20170088254A1 (en) * | 2011-03-10 | 2017-03-30 | RuiQing Hong | Ultra-High-Pressure Fluid Injection Dynamic Orbit-Transfer System and Method |
EP3020964B8 (en) * | 2014-11-13 | 2019-06-19 | Siemens Gamesa Renewable Energy A/S | Guiding a lightning to a lightning receptor |
CN104895876B (zh) * | 2015-05-22 | 2018-01-16 | 厦门大学 | 一种基于径向不稳定性的加速漩涡破裂的方法 |
ES2667200T3 (es) * | 2015-10-01 | 2018-05-10 | Airbus Operations Gmbh | Dispositivo generador de turbulencias, sistema de control de flujo y método para controlar un flujo sobre una superficie de timón |
US20170323240A1 (en) | 2016-05-06 | 2017-11-09 | General Electric Company | Computing system to control the use of physical state attainment with inspection |
CN112810803A (zh) * | 2021-02-22 | 2021-05-18 | 中国民用航空飞行学院 | 一种用于加快翼尖涡耗散的飞机尾流调整装置 |
CN116424544B (zh) * | 2023-06-14 | 2023-08-15 | 清华大学 | 飞机襟翼 |
Family Cites Families (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2925232A (en) * | 1957-06-05 | 1960-02-16 | Boeing Co | Airplane spoiler assembly |
US3578264A (en) | 1968-07-09 | 1971-05-11 | Battelle Development Corp | Boundary layer control of flow separation and heat exchange |
US3596854A (en) | 1969-06-09 | 1971-08-03 | William R Haney Jr | Vortex generator for airfoil structures |
US3881669A (en) * | 1973-05-16 | 1975-05-06 | Martin Lessen | Method and apparatus for elimination of airfoil trailing vortices |
US3997132A (en) * | 1974-12-11 | 1976-12-14 | The Garrett Corporation | Method and apparatus for controlling tip vortices |
US4039161A (en) | 1975-10-16 | 1977-08-02 | Mcdonnell Douglas Corporation | Hidden vortex generators |
GB2051706A (en) | 1979-06-19 | 1981-01-21 | British Aerospace | Aircraft wings |
US4466586A (en) * | 1980-03-10 | 1984-08-21 | The Boeing Company | Directional control device for aircraft |
GB8314656D0 (en) * | 1983-05-26 | 1983-06-29 | Secr Defence | Aircraft control |
DE3521329A1 (de) | 1985-06-14 | 1986-12-18 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Wirbelgeneratoren- und grenzschichtabweiseranordnung |
US4739957A (en) * | 1986-05-08 | 1988-04-26 | Advanced Aerodynamic Concepts, Inc. | Strake fence flap |
US4776535A (en) | 1986-12-29 | 1988-10-11 | United Technologies Corporation | Convoluted plate to reduce base drag |
US5058837A (en) * | 1989-04-07 | 1991-10-22 | Wheeler Gary O | Low drag vortex generators |
US5253828A (en) | 1992-07-17 | 1993-10-19 | The Board Of Regents Of The University Of Oklahoma | Concealable flap-actuated vortex generator |
US5749546A (en) | 1995-07-10 | 1998-05-12 | The Boeing Company | Method and apparatus for reducing airframe aerosound |
US5788191A (en) * | 1995-08-18 | 1998-08-04 | Sikorsky Aircraft Corporation | Half-plow vortex generators for rotor blades for reducing blade-vortex interaction noise |
US5772155A (en) | 1996-06-01 | 1998-06-30 | Nowak; Dieter K. | Aircraft wing flaps |
US6042059A (en) * | 1997-02-20 | 2000-03-28 | Continuum Dynamics, Inc. | System and method of vortex wake control using vortex leveraging |
DE19719922C1 (de) | 1997-05-13 | 1998-11-12 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Einrichtung zur Beeinflussung einer Wurzelströmung |
US6082679A (en) | 1997-06-26 | 2000-07-04 | The Boeing Company | Active system for early destruction of trailing vortices |
US5983944A (en) | 1998-03-20 | 1999-11-16 | Niv; Shaul E. | Apparatus for active fluid control |
DE19909190C2 (de) * | 1999-03-03 | 2001-02-22 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Flugzeug mit mindestens einem Wirbelgenerator je Tragflügel zum Reduzieren der Wirbelstärke der Flügelhauptwirbel |
-
2000
- 2000-04-13 DE DE10018389A patent/DE10018389C2/de not_active Expired - Fee Related
-
2001
- 2001-01-25 US US09/770,763 patent/US6513761B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2001-04-06 DE DE50102706T patent/DE50102706D1/de not_active Expired - Fee Related
- 2001-04-06 EP EP01108685A patent/EP1145954B1/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-04-06 AT AT01108685T patent/ATE270217T1/de not_active IP Right Cessation
- 2001-04-06 ES ES01108685T patent/ES2223674T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2001-04-12 RU RU2001110058/11A patent/RU2268844C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2001-04-12 UA UA2001042480A patent/UA72744C2/uk unknown
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1145954B1 (de) | 2004-06-30 |
US6513761B2 (en) | 2003-02-04 |
ATE270217T1 (de) | 2004-07-15 |
US20010030264A1 (en) | 2001-10-18 |
EP1145954A1 (de) | 2001-10-17 |
ES2223674T3 (es) | 2005-03-01 |
RU2268844C2 (ru) | 2006-01-27 |
DE10018389C2 (de) | 2003-12-18 |
DE50102706D1 (de) | 2004-08-05 |
DE10018389A1 (de) | 2001-10-25 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
UA72744C2 (en) | Method and apparatus for reduction of vortex formation behind moving aircraft | |
US3974986A (en) | Aircraft wing vortex deflector | |
EP2511175B1 (en) | Systems and methods for attenuation of noise and wakes produced by aircraft | |
US7740206B2 (en) | Translating active Gurney flap to alleviate aircraft wake vortex hazard | |
EP2567892B1 (en) | Aircraft tail surface with a leading edge section of undulated shape | |
JP4882089B2 (ja) | エアフォイル渦流を低減させるためのシステム及び方法 | |
EP1892184A1 (en) | Active systems and methods for controlling an airfoil vortex | |
US6123296A (en) | Self-actuated flow control system | |
RU2001110058A (ru) | Устройство и способ уменьшения вихрей, возникающих позади движущегося самолета | |
KR20150115857A (ko) | 하향방향으로 연장되는 익단 장치 | |
US2910254A (en) | Boundary layer control apparatus relating to aircraft | |
EP2746152A2 (en) | Variable-width aerodynamic device | |
US20140166818A1 (en) | Slat, wing of aircraft, flight control surface of aircraft, and aircraft | |
EP2604517B1 (en) | Airfoil comprising a minimally intrusive wingtip vortex mitigation device | |
CN110546067A (zh) | 飞机的空气动力表面 | |
US20090050749A1 (en) | Aircraft wing spoiler arrangement | |
EP2455282A1 (en) | High-lift-generating device, wing, and noise-reduction device for high-lift-generating device | |
EP2979974B1 (en) | Submerged vortex generator | |
ES2215973T3 (es) | Procedimiento y dispositivo para acelerar la destruccion de al menos dos torbellinos en la estela de un cuerpo movil, en particular de un avion. | |
CN207607638U (zh) | 基于主动流动控制技术的飞翼布局飞行器航向控制装置 | |
CN106467164B (zh) | 减缓飞行器的飞行控制表面与机身之间的表面不连续性 | |
EP1871663B1 (en) | System and method for reducing airfoil vortices | |
US20050103944A1 (en) | Trailing vortex management via boundary layer separation control | |
EP3914513B1 (en) | Aircraft | |
EP2690008A1 (en) | Aerodynamic, blunt aft body |