CN102438893B - 用于升力辅助装置的壳体 - Google Patents

用于升力辅助装置的壳体 Download PDF

Info

Publication number
CN102438893B
CN102438893B CN201080021131.8A CN201080021131A CN102438893B CN 102438893 B CN102438893 B CN 102438893B CN 201080021131 A CN201080021131 A CN 201080021131A CN 102438893 B CN102438893 B CN 102438893B
Authority
CN
China
Prior art keywords
side plate
aircraft according
housing
described side
aircraft
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Active
Application number
CN201080021131.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102438893A (zh
Inventor
罗夫·埃蒙茨
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
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 Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of CN102438893A publication Critical patent/CN102438893A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102438893B publication Critical patent/CN102438893B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00Structures or fairings not otherwise provided for
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/02Mounting or supporting thereof
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/06Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices

Abstract

本发明涉及用于飞行器的升力辅助装置(400)的壳体(106),包括本质上以突出的方式在飞行方向上相对于壳体的外表面延伸的至少一个侧板(104)。本发明还涉及包括升力辅助装置及所述类型的壳体的飞行器。

Description

用于升力辅助装置的壳体
技术领域
本发明涉及用于飞行器的升力辅助装置的壳体,具体地用于飞行器的襟翼导轨的壳体。本发明另外涉及具有升力辅助装置和该类型的壳体的飞行器。
背景技术
尽管本发明可应用于任意的飞行器壳体或太空船的壳体,但本发明和本发明基于的问题将参考喷气式发动机商用飞行器的襟翼导轨壳体进行更为详细的说明。
该类型的飞行器通常包括所称的“着陆襟翼”,其能够在起飞阶段和着陆阶段伸展以在低的飞行速度下提供增大的空气动力学升力。为此,着陆襟翼通常在襟翼导轨中布置于机翼下侧。为在全速巡航速度下保持尽可能低的空气阻力,襟翼导轨由相应地空气动力学优化的、能够另外地构造成产生空气动力学升力的壳体包围。
然而,特别地在带有布置在机翼下侧上的喷气式发动机的飞行器的情况中,由于发动机的推进射流的效应而发生襟翼导轨壳体的不期望的振动。随同发动机和襟翼导轨壳体的空间接近,飞行器的具体操作状态能够促使振动的发生,例如如果飞行器在仍位于跑道上的状态下在最大推力或加速度期间仍处于地面上。该振动能够引起损伤达到枢转区域中的结构的完全断裂的程度,例如襟翼导轨壳体或其支撑件中的发丝裂纹(hairline crack)。
发明内容
因此,本发明的目的在于消除推进射流对于升力辅助装置比如襟翼导轨的损伤效应。
根据本发明,该目的借助于具有权利要求1的特征的用于飞行器的升力辅助装置的壳体实现。
本发明的构思涉及形成至少一个从壳体的外表面突起并且基本在飞行方向上延伸的侧板。侧板在这里将理解为平面的(表面优化的)结构比如板或板条。
由于侧板从壳体的外表面突出并且基本在飞行器的飞行方向上延伸,侧板阻挡壳体的外表面上的空气动力学通量,该空气动力学通量包括显著的与飞行方向垂直的通量分量。以此,如果壳体例如在起飞阶段浸入推进射流,则由于该类型的通量分量引起的非稳定振荡涡旋系统的形成被抑制并且稳定的空气动力学通量产生并绕壳体流动。由于振荡涡旋系统的存在,没有显著的振荡压力振动且由此没有导致损伤性振动的力在壳体的外表面上发生。
在从属权利要求中提出了本发明的有利实施方式和改进。
根据优选发展例,侧板基本竖直地从外表面突起。在侧板的横向上延伸的通量分量由此在两侧被特别有效地阻挡。
根据优选发展例,侧板与竖直向下方向形成在0°和40°之间的角度。这在对向流的情形中具有施加表现出无零通道的横向力的效应,使得壳体和侧板在仅一个方向上被特别柔和地加载。
根据优选发展例,侧板具有沿壳体的外表面的从1m至3m的长度。该长度的侧板在低的固有重量的情况中足以使空气动力学通量稳定。
根据优选的发展例,侧板包括垂直于壳体的外表面延伸的、在所述侧板的前端处的前缘和/或在所述侧板的后端处的后缘。这产生了前缘的受控的对向流或者后缘的受控的失速。
根据优选的发展例,侧板在其前端处具有比在其后端处更低的高度。侧板在其前端处的高度优选地是1cm或更低,从而消除前缘上的涡旋的形成。
根据优选的发展例,侧板在其后端上具有15cm或更小的高度。该高度的侧板在充分的稳定性和低的固有重量的情况中使空气动力学通量足够地稳定。优选地,侧板在距离其前端和后端的某一距离处的位置处具有最大高度。
根据优选发展例,侧板具有在2mm和5mm之间的厚度。这在低的重量的情况中使侧板能够具有高的稳定性。侧板优选地具有基本矩形的横剖面。这能够实现在上缘处的受控失速。
根据优选的发展例,本发明提供了具有包括该类型的壳体的升力辅助装置的飞行器。该飞行器优选地包括布置成使得在飞行器的操作阶段中壳体至少部分地浸入喷气式发动机的射流中的推进射流。以此,喷气式发动机和升力辅助装置的位置能够被优化,而没有构造上的限制并且不发生对于壳体的损伤。
根据优选的发展例,侧板形成于壳体的朝向射流的侧部。侧板由此直接地在直接对向流的部位处经由推进射流特别有效地工作。
附图说明
将使用实施方式并参考附图进一步说明本发明。
在附图中:
图1A和图1B是具有根据本发明的两个实施方式的壳体的飞行器机翼的在飞行方向上的截面图;
图2是根据实施方式的壳体的侧板的示意性透视图;
图3示出根据不同实施方式的壳体的侧板上的压力分布的仿真功能曲线;
图4是以仿真流示出的、根据实施方式的壳体的的背部的透视图;
图5是以仿真流示出的、图4的壳体的部分的仰视图;
图6是以仿真流示出的、常规壳体的背部的透视图;和
图7是以仿真流示出的、图6的壳体的部分的仰视图。
具体实施方式
在附图中,除非另外标示,相同的附图标记标注相同的或者功能上相同的部件。
图1A是喷射驱动商用飞行器118的机翼402的一部分的示意性后视图,其中机翼固定到飞行器118的机身120上。观察者的观察方向对应于飞行器118的飞行方向。在机翼402的朝向观察者的后缘404,机翼402包括以可从作为升力辅助装置的襟翼导轨缩回的方式被支撑的着陆襟翼400、401。襟翼导轨本身由壳体100包围并且在图1A中未示出。襟翼导轨壳体100基本在飞行方向上沿机翼402的下侧的一部分延伸,例如在本情况中从机翼402的近似中央部远至其后缘404或者超过后缘404的边缘。
同样地,发动机安装部116在襟翼导轨壳体100附近被固定于机翼402的下侧,并且保持飞行器118的喷气式发动机112。在操作期间,喷气式发动机112产生与飞行方向逆向的推进射流114,推进射流114的截面和方向依赖于飞行器118的操作状态。图1A中的虚线以高度示意性的方式标示了在喷气式发动机112在地面的操作期间在机翼的后缘404的区域中的推进射流114的截面,例如当飞行器未移动、或者在起飞期间在地面上加速时。在该操作状态中,推进射流114在地面、部分地浸入推进射流114中的着陆襟翼壳体100的影响下被向外偏转,并且在襟翼导轨的壳体100比所示地更进一步向底面下降以使着陆襟翼400、401伸展时被偏转至更大的程度。
在本实施方式中,仅作为示例,襟翼导轨壳体100被布置成与发动机安装部116距离飞行器机身120相同的距离。发动机安装部116例如能够包括过渡到襟翼导轨的壳体100中的发动机安装部壳体。
在襟翼导轨壳体100的外表面106上,侧板104被固定于朝向射流114的侧部,在本情况中即固定于板材的以及遇到壳体100且被向外偏转的射流的内侧,该侧板沿壳体100的外表面106在飞行方向上延伸并且在外表面106上的近似竖向后缘中在其朝向观察者回转的端部处结束。该侧板104在与竖直向下方向108成近似40°的角度γ并且基本垂直于壳体的外表面106的平面中延伸。相对于壳体100的纵轴,侧板104的平面基本径向地延伸。
图1B示出了替代实施方式,其中通过示例,襟翼导轨壳体100被布置成相对于发动机安装部116在板材内侧的方向上即朝向机身120偏移。这里假设襟翼导轨壳体100和发动机安装部116以此偏移某一距离从而在喷气式发动机112在地面上的操作中和射流114由于射流114相对于板材外侧发散而向外偏转时,推进射流114遇到壳体100。侧板被固定于襟翼导轨壳体100的在朝向射流114的侧部上的外表面106上,在本情况中即固定于板材的外侧。
图4是根据另一个实施方式的襟翼导轨壳体100的背部的透视图,该实施方式基于空客A380的最远外侧布置的襟翼导轨的情况。在该类型的飞行器中,最外侧的发动机以距离所述的飞行器机身和襟翼导轨壳体100相等距离的方式布置。侧板104已安装到板材的内侧,如图4中所观察到的,该侧板沿壳体的外壁106延伸过3m的长度、在外壁上竖向竖立并且与竖直向下方向形成γ=20°的角度。示出了在下降位置中的着陆襟翼400,其中壳体100在发动机的操作期间浸入发动机的推进射流中。
另外,在图4中示出了通量线410,该通量线已经通过流体力学中常用的混合Navier-Stokes进行了数值计算以仿真在发动机在地面上的全推力时、在所示位置中在壳体100周围的空气动力学通量。第一组通量线414标示在壳体100的底壁上的流动,该流动基本沿侧板104在飞行的方向上定向远至壳体100的后端406。第二组通量线412标示在壳体100的板材内侧上的流动,该流动也基本沿着侧板104在飞行方向上指向远至壳体100的与第一组通量线414组合的后端406。存在稳定流动并且没有导致振动的振荡。另外,所示的流动产生朝向板材的内侧(朝向观察者)指向的、壳体100的初始应力,这与振荡的存在无关地防止壳体100的材料以压缩和拉伸的方式被交替加载并且由此防止材料疲劳。
图5是以图4的仿真结果的仿真流动示出的、图4的壳体的部分的仰视图。侧板的曲线能够清楚地到,对同一侧板,其后端204处的后缘206比前端200处的前缘高。
图6和图7示出用于比较常规着陆襟翼壳体的后部分与根据图4和图5中的相同方式仿真的流动的比较。所示的构造对应于空客A380的最外侧襟翼导轨的常规壳体。
沿壳体的底壁流动的第一组通量线414包括具有在壳体100的侧壁的方向上向上定向的分量的、相当大数目的通量线。沿壳体100在侧壁上流动的第二组通量线412也包括具有朝向底壁向下定向的分量的、相当大由第一组414与第二组412形成的通量场壳体100的倒圆区域中相遇以形成非稳定涡旋系统,其中该倒圆在板材的内侧,非稳定涡旋系统根据给定的压力局部分布在连接壳体100的底部与侧壁的倒圆周围不规则振荡。非稳定涡旋系统导致在壳体的上表面上的振荡的压力分布,该分布引起使材料损伤的振动。
图2是根据实施方式例如图1的实施方式的壳体的侧板的示意性透视图。侧板104具有厚度为D的矩形横截面廓线和矩形上缘208。下缘210与襟翼导轨壳体的上表面的轮廓曲线配合。在前端200上,侧板以基本与壳体的外表面垂直的前缘202开始,前缘202具有高度H1、沿上缘208在其长度上以在距离两端某一距离处的位置中到达最大高度H3的键的形式延伸、并且在侧板的后端204处以也是基本与壳体100的外表面垂直并且具有高度H2的后缘结束。
图3示出了全部与图2中所述的基本形式对应的、不同地形成的侧板上的压力分布的仿真功能曲线,其中假设厚度D总是为3mm、高度H1总是为1cm并且高度H2总是为15cm。在各情况中,仿真基于比如图4至图7中所示的那些构件的构造,而与侧板的形式无关。
曲线311至313均对应于具有长度L=300cm的侧板,纵坐标沿水平轴线304标示距离飞行器的空气动力学系统的中央部的距离。侧板在曲线311的情况中与向下竖向形成γ=0°的角度、在曲线312的情况中形成γ=30°的角度、并且在曲线312的情况中形成γ=20°的角度。沿竖轴302,每个曲线示出了在各纵向坐标处的侧板上的压力分布,在底部上已经单独标出了大气压力300。
在曲线314至316的情况中,已假设长度L=203cm的侧板,如从纵坐标能够观察到的,侧板被布置成进一步朝向壳体的后端。侧板在曲线314的情况中与向下竖向形成γ=0°的角度、在曲线315的情况中形成γ=20°的角度、并且在曲线316的情况中形成γ=40°的角度。曲线313示出了特别有利的压力分布,其中压力在侧板的整个长度上平缓地变化,并且大气压力线300不交叉,从而侧板和壳体不暴露于变化的压力和拉伸应力。
该类型的侧板例如由复合材料生产出并且借助于整合在该壁中的紧固元件连接到壳体的外壁。
尽管当前基于优选实施方式说明了本发明,但本发明不局限于此,可能够以许多不同的方式修改。
例如,本发明还能够应用于襟翼导轨壳体之外的各类型的升力辅助装置,以及应用于被安装在机翼下方或者喷气式发动机的推进射流能够接触到的其它位置处的实际载荷、和其它部件。
附图标记列表
100        襟翼导轨壳体
101        壳体的纵向轴线
102        襟翼导轨
104        侧板
106        外表面
108        竖直向下方向
110        横剖面
112        喷气式发动机
114        射流
116        引擎安装壳体
118        飞行器
120        飞行器机身
200        侧板的前端
202        前缘
204        侧板的后端
206        后缘
208        上缘
210        下缘
300        大气压力
302        仿真压力分布
304        空气动力学系统的x坐标
311-316    压力分布曲线
400,401   着陆襟翼
402        机翼
404        机翼的后缘
406        壳体的后端
410        通量线
412        侧壁上的通量
414        底壁上的通量
D          侧板的厚度
H1         前缘的高度
H2         后缘的高度
H3         最大高度
γ         与向下竖直的角度

Claims (18)

1.一种飞行器,具有:
包括壳体的升力辅助装置,所述壳体具有从所述壳体的外表面延伸且基本沿所述飞行器的飞行方向突出的至少一个侧板,和
喷气式发动机,所述喷气式发动机以使得所述壳体至少在所述飞行器的起飞期间至少部分地浸入所述喷气式发动机的射流中的方式布置,其中
横向力被施加到所述侧板,使得所述壳体在一个方向上被加载有初始应力,防止所述壳体的材料以压缩和拉伸的方式被交替加载。
2.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板形成为平面的结构或表面优化的结构。
3.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板形成为具有基本恒定的厚度的板或板条。
4.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板从所述外表面基本竖直地突起。
5.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板相对于向下竖直方向成0°和40°之间的角度。
6.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板具有沿所述外表面的在1m至3m的长度。
7.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板包括下缘中的朝向所述外表面的一个下缘,该下缘与所述外表面的轮廓曲线配合。
8.根据权利要求7所述的飞行器,其特征在于,所述下缘以阻流方式与所述外表面的轮廓曲线连接。
9.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板包括上缘中的远离所述外表面的一个上缘,该上缘具有在所述外表面上方均匀变化的曲线高度。
10.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板包括从所述壳体的外表面基本竖直地延伸的、在所述侧板的前端处的前缘和/或在所述侧板的后端处的后缘。
11.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板在其前端处具有比在其后端处更小的高度。
12.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板在其前端上具有1cm或更小的高度。
13.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板在其后端上具有15cm或更小的高度。
14.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板在距离其前端和/或后端一距离处的位置处具有最大高度。
15.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板具有从2mm至5mm的厚度。
16.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述侧板具有在上缘上的基本矩形的横剖面。
17.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述一个方向为朝向板材的内侧的方向。
18.根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,所述一个方向为朝向板材的外侧的方向。
CN201080021131.8A 2009-05-13 2010-05-10 用于升力辅助装置的壳体 Active CN102438893B (zh)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US17783109P 2009-05-13 2009-05-13
US61/177,831 2009-05-13
DE102009003084.0 2009-05-13
DE102009003084A DE102009003084B4 (de) 2009-05-13 2009-05-13 Verkleidung für eine Auftriebshilfe
PCT/EP2010/056374 WO2010130690A2 (de) 2009-05-13 2010-05-10 Verkleidung für eine auftriebshilfe

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102438893A CN102438893A (zh) 2012-05-02
CN102438893B true CN102438893B (zh) 2014-12-17

Family

ID=42978900

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201080021131.8A Active CN102438893B (zh) 2009-05-13 2010-05-10 用于升力辅助装置的壳体

Country Status (6)

Country Link
US (2) US9669920B2 (zh)
EP (1) EP2429895B1 (zh)
CN (1) CN102438893B (zh)
DE (1) DE102009003084B4 (zh)
RU (1) RU2011145806A (zh)
WO (1) WO2010130690A2 (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2982236B1 (fr) * 2011-11-03 2014-06-27 Snecma Pylone d'accrochage pour turbomachine
DE102012111690A1 (de) * 2012-11-30 2014-06-05 Airbus Operations Gmbh Formvariabler aerodynamischer Verkleidungskörper für einen Klappen-Verstellmechanismus eines Luftfahrzeugs
FR3045012B1 (fr) * 2015-12-11 2017-12-08 Airbus Operations Sas Mat d'accrochage d'une turbomachine muni d'un element de protection thermique
US10723445B2 (en) 2017-05-16 2020-07-28 Rohr, Inc. Strake for aircraft propulsion system nacelle
US20190225318A1 (en) * 2018-01-25 2019-07-25 General Electric Company Aircraft systems and methods
RU2752502C1 (ru) * 2020-12-18 2021-07-28 Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата
RU2762464C1 (ru) * 2021-05-14 2021-12-21 Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4712750A (en) * 1986-05-02 1987-12-15 The Boeing Company Temperature control device for jet engine nacelle associated structure
US4854528A (en) * 1986-12-03 1989-08-08 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh Cover for flap guide rails in aircraft wings

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3578264A (en) * 1968-07-09 1971-05-11 Battelle Development Corp Boundary layer control of flow separation and heat exchange
US3744745A (en) * 1971-09-30 1973-07-10 Mc Donnell Douglas Corp Liftvanes
US4019696A (en) * 1973-12-28 1977-04-26 The Boeing Company Method of and apparatus for enhancing Coanda flow attachment over a wing and flap surface
US3960345A (en) * 1975-05-16 1976-06-01 Grumman Aerospace Corporation Means to reduce and/or eliminate vortices, caused by wing body combinations
US4354648A (en) * 1980-02-06 1982-10-19 Gates Learjet Corporation Airstream modification device for airfoils
US4466587A (en) * 1981-12-21 1984-08-21 General Electric Company Nacelle installation
AU555526B2 (en) 1982-10-29 1986-09-25 General Electric Company Aircraft engine nacelle
US4685643A (en) * 1983-08-04 1987-08-11 The Boeing Company Nacelle/wing assembly with vortex control device
US4540143A (en) * 1983-08-04 1985-09-10 The Boeing Company Nacelle/wing assembly with wake control device
US5069402A (en) * 1990-04-06 1991-12-03 Istar, Inc. Alleviation of aircraft fuselage form drag
JP3714722B2 (ja) * 1996-05-09 2005-11-09 本田技研工業株式会社 剥離抑制装置
US6837465B2 (en) * 2003-01-03 2005-01-04 Orbital Research Inc Flow control device and method of controlling flow
US6964397B2 (en) * 2003-07-18 2005-11-15 The Boeing Company Nacelle chine installation for drag reduction
EP1627811B1 (en) * 2004-08-20 2011-10-12 The Boeing Company Nacelle chine installation for drag reduction
FR2891525B1 (fr) * 2005-09-30 2007-11-09 Airbus France Sas Dispositif de controle d'un sillage tourbillonnaire engendre par un element oblong sur l'extrados d'une surface portante d'un aeronef.
FR2905930B1 (fr) * 2006-09-18 2009-05-15 Airbus France Sa Generateur de tourbillon en sortie de gaz chauds
RU72198U1 (ru) 2007-02-20 2008-04-10 Владимир Тарасович Шведов Самолет с высоким аэродинамическим качеством
FR2930235B1 (fr) * 2008-04-21 2011-09-30 Airbus France Mat de suspension pour turbomoteur.
US8087617B2 (en) * 2008-08-15 2012-01-03 The Boeing Company Retractable nacelle chine

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4712750A (en) * 1986-05-02 1987-12-15 The Boeing Company Temperature control device for jet engine nacelle associated structure
US4854528A (en) * 1986-12-03 1989-08-08 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh Cover for flap guide rails in aircraft wings

Also Published As

Publication number Publication date
DE102009003084B4 (de) 2013-03-14
RU2011145806A (ru) 2013-05-20
EP2429895A2 (de) 2012-03-21
WO2010130690A3 (de) 2011-04-28
EP2429895B1 (de) 2013-04-17
DE102009003084A1 (de) 2010-11-18
US20120112011A1 (en) 2012-05-10
US9669920B2 (en) 2017-06-06
CN102438893A (zh) 2012-05-02
WO2010130690A2 (de) 2010-11-18
US20170305528A1 (en) 2017-10-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102438893B (zh) 用于升力辅助装置的壳体
CN101687542B (zh) 包括涡流发生器装置的飞行器发动机短舱
Li et al. Airship dynamics modeling: A literature review
CN100577513C (zh) 空气动力学气流系统和相关方法
Seele et al. Discrete sweeping jets as tools for improving the performance of the V-22
CN103359281B (zh) 用于飞行器的表面元件及相关的飞行器和方法
US7546977B2 (en) Passive aerodynamic sonic boom suppression for supersonic aircraft
US20160009391A1 (en) Stable Low Aspect Ratio Flying Wing
CN103419929A (zh) 飞行器机翼、飞行器和减小气动阻力提高最大升力的方法
EP2230175A2 (en) Microvanes for aircraft aft body drag reduction
US10214282B2 (en) Float ducts and floor panel
CN102897319A (zh) 机身可变式垂直起降飞机
Wilde et al. Aircraft control using fluidic maneuver effectors
Radespiel et al. Flow analysis of augmented high-lift systems
US20120175910A1 (en) System and method for drag reduction
US20220297829A1 (en) Lift enhancement assembly of an aerial vehicle with fixed wings
Buonanno et al. Computational investigation of the DEMON unmanned air vehicle thrust vectoring system
KR20100072668A (ko) 소형 제트기용 자연층류 익형
Colletti et al. Flow Control for Enhanced High-Lift Performance of Slotted Natural Laminar Flow Wings
EP4321430A1 (en) Blower for high-lift air vehicles
Sommerwerk et al. Aeroelastic performance assessment of a wing with coanda effect circulation control via fluid-structure interaction
CN112660416A (zh) 一种层流流动控制技术验证机
Naranjo et al. Aerodynamic performance benefits of utilising camber morphing wings for unmanned air vehicles
Truong et al. Flow analysis around a VTOL aircraft near stall conditions and application of Active Flow Control to enhance the aerodynamic performances at real flight conditions
Traub Effects of Gurney flaps on an annular wing

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant