DE2359518B2 - Hubdueseneinrichtung fuer ein flugzeug - Google Patents
Hubdueseneinrichtung fuer ein flugzeugInfo
- Publication number
- DE2359518B2 DE2359518B2 DE19732359518 DE2359518A DE2359518B2 DE 2359518 B2 DE2359518 B2 DE 2359518B2 DE 19732359518 DE19732359518 DE 19732359518 DE 2359518 A DE2359518 A DE 2359518A DE 2359518 B2 DE2359518 B2 DE 2359518B2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- nozzle
- flow
- lifting
- opening
- slot
- 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.)
- Granted
Links
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 15
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 11
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 claims description 3
- 241000251730 Chondrichthyes Species 0.000 claims 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 4
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 3
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 2
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000010411 cooking Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 108090000623 proteins and genes Proteins 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
- B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
- B64C29/0041—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by jet motors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Description
■55
Die Erfindung betrifft eine Hubdüseneinrichtung für ein Flugzeug nach dem Oberbegriff des Anspruchs!.
Bei einer solchen, aus der US-PS 36 64 611 bekannten
Hubdüseneinrichtung erzeugen an den oberen Seiten- ho
rändern der Düsenöffnung angeordnete Schlitzöffnungen eine Coanda-Primärströmung mit einer Umlenkung
von etwa 90°, die als Wandströmung in die Düsenöffnung
eiiifälli. Die SchüUöiiiiuilgcü und die den
Schlitzöffnungen zugeordneten Verteilerrohre sind fest ^ im Tragflügel montiert. Zur Aufrechterhaltung der
Coanda Strömung während des Übergangs zwischen Start-/Landeeinstellung und Marschflugeinstellung ist
eine Vielzahl von Klappen oder Leitflächen vorgesehen, die durch eine Schwenkeinrichtung in vorbestimmter
Weise derart verschwenkt werden, daß während des Übergangs eine ausreichende Wirksamkeit der Hubdüseneinrichtung
durch Aufrechterhaltung der Strömungsbedingungen, wie sie in der Start-/Landeeinstellung
herrschen, gewährleistet ist.
Zur Aufrechterhaltung eines ausreichenden Schubes der Hubdüseneinrichtung, während des Übergangs sind
komplizierte Relativschwenkungen einer Vielzahl kleiner Klappen erforderlich, die zum einen den Sekundärluftstrom
ausrichten und im Bereich der Mitte der Düsenöffnung zentrieren, zum anderen zu einer stetigen
Veränderung der Wandoberfläche für die Coanda-Strömung führen, damit diese nicht ablöst und frei in der
Düsenöffnung verwirbelt.
Demgegenüber liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine Hubdüseneinrichtung dieser bekannten
Gattung so auszubilden, daß ein Übergang zwischen der Start/Landeeinstellung und der Marschflugeinstellung
chnc nachteiligen Schubkraftverlust auf konstruktiv möglichst einfache Weise erzielbar ist.
Diese Aufgabe wird durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruch 1 gelöst.
Dadurch wird erreicht, daß in der Übergangsphase die Austrittsrichtung der Primärströmung aus den
Schlitzöffnungen entsprechend der Übergangsschwenkbewegung mitgeschwenkt wird, so daß keine aufwendige
Neueinstellung der Leitflächen der Düsenöffnung gegenüber den Schlitzöffnungen in der Übergangsphase
erforderlich ist, was bei den bekannten Einrichtungen zur Notwendigkeit einer störanfälligen Einstellung einer
Vielzahl kleiner Leitflächenelemente führt; durch Schwenkung der Schlitzöffnungen selbst ist es vielmehr
möglich, die erforderlichen schwenkbaren Luftleitflächen unmittelbar an den die Schlitzöffnungen tragenden
Verteilerrohren oder dergl. zu befestigen, um so die Strömungsbedingungen in der Nachbarschaft der
Schlitzöffnungen stets gleich zu halten. Die zusätzliche mittlere Primärluftströmung, die als freie Kernströmung
in Richtung der Düsenlängsachse verläuft, dient nicht nur in allen Einstellungen zu einer wesentlichen
Vergrößerung des die Düsenöffniing durchsetzenden Sekundärluftmassenstromes, sondern insbesondere
auch als wesentliches Mittel zur Stabilisierung der Strömung in der Düsenöffnung während der Übergangsphase.
Da auch diese mittlere Strömung im Zuge der Schwenkbewegung in der Übergangsphase mitgeschwenkt
wird und stets als Kernströmung in Richtung der Düsenlängsachse verläuft, leistet sie einen wesentlichen
Beitrag für eine Ausrichtung auch der Sekundärluftströmung in Richtung parallel zur Düsenlängsachse
in der jeweiligen Schwenklage, so daß schwenkbare Luftleitklappen im Bereich der Düsenöffnung zur
Ausrichtung der Sekundärluftströmung parallel zur Coanda-Wandströmung entfallen oder in der Anzahl
wesentlich reduziert werden können. Durch den Stabilisierungseffekt der mittleren Kernströmung bleibt
die Coanda-Strömung über einen weiten Schwenkbereich stabil, so daß der volle Schub der Hubdüseneinrichtung
bis kurz vor Erreichen der Marschflugeinstellung aufrecherhalten werden kann, was eine ganz
wesentliche Forderung für einen schnellen und sicheren Übergang vorn Schwebezustand im Anschluß an das
Abheben des Flugzeugs in den normalen Steigflug, insbesondere bei militärischen Flugzeugen, darstellt.
Aus der GB-PS 8 71 470 und der US-PS 30 45 947 ist
es zwar an sich bekannt, eine Einblaseeinrichtung des
Ejektors im mittleren Bereich der Düse vorzusehen. Im
Falle der GB-PS 8 71470 ist hierbei im mittleren
Bereich des Querschnitts der Düsonöffnung einer Hubdüseneinrichtung oberhalb de- Halsabschnittes im
Sekundärluftstrom eine Schlitzöffnung der Ejektorein- ϊ
richtung für Strömungsmittel aus dem Hauptstrom vorgesehen, welche Strömungsmittel als freie Kjrnströmung
in Richtung der Düsenlängsachse zuführt. Die mittlere Sehlitzöffnung ist jedoch die einzige Schlitzöffnung
der Ejektoreinrichtung dieser bekannten Hubdüseneinrichtung, die alleine durch die mittlere Primärströmung
für eineii Massendurchsatz von Sekundärluft beidseits dieser Kernströmung sorgt. Zusätzliche
Coanda-Wandströmungen sind nicht vorgesehen, so daß die mittlere Kernströmung nicht zur Stabilisierung
der Coanda-Wandströmung und zur Ausrichtung und Stabilisierung der Sekundärluftströmung zwischen den
beidseitigen Coanda-Wandströmungen dient. Eine Schwenkbewegung in der Übergangsphase und mithin
eine Schwenkeinrichtung zur Änderung des resultierenden Schubvektors ist bei dieser bekannten Hubdüseneinrichtung
nicht vorgesehen, da dort der Übergang durch allmähliche Schubsteigerung der Haupttriebwerke
und Schubverminderung der Hubdüseneinrichtung erfolgt.
Im Falle der US-PS 30 45 947 wird entweder mit einer
mittleren Kernströmung im Bereich der hinteren Flügelkante und bzw. oder mit zwei beidseitigen
Wandströmungen an einer Hubdüsenöffnung im mittleren Profilbereich der Tragfläche gearbeitet. Dabei sind ω
weder irgendwelche besonderen Maßnahmen zur Aufrechterhaltung einer möglichst ungeschmälerten
Schubkraft in der Übergangphase vorgesehen, noch ist eine Verschwenkbarkeit der Schlitzöffnungen für das
Strömungsmittel vorgesehen. j;
Die Unteransprüche 2 bis 4 haben vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung zum Inhalt.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend anhand der Zeichnungen näher erläutert.
Fig. 1 eine schematische Draufsicht auf eine Hubdü- 4U
seneinrichtung mit trapezförmigem Grundriß in einem festen Tragflügel,
F i g. 2 einen Schnitt gemäß Linie 5-5 in F i g. 1,
Fig.3, 4 und 5 schematische Querschnitte durch die
Hubdüseneinrichtung im Schwebeflug, im Übergangszustand und im Marschflug.
Die Hubdüseneinrichtung 30 gemäß Fig. 1 ist in einem Tragflügel 31 vorgesehen.
Mit It ist ein Gaserzeuger für die Hubdüseneinrichtung
30 bezeichnet. Normalerweise wird der Gaserzeuger 11 ein Turbopropmotor oder ein Turbostrahltriebwerk
sein, deren Druckverhältnis am Austritt etwa 1,3 oder größer, bis beispielsweise 3,0 oder mehr, ist. Der
vom Gaserzeuger 11 zur Hubdüseneinrichtung 30 geförderte Hauptgasstrom weist gegenüber der Umge- ^
bungstemperatur von beispielsweise 15°C eine erhöhte Temperatur von beispielsweise 65°C bis 600°C auf.
Mit 12 sind Förderleitungen bezeichnet. Normalerweise bestehen diese Förderleitungen aus Metall oder
einem faserverstärkten Duroplasten, wobei die Rohr- h()
querschnitte vorzugsweise so bemessen sind, daß sie die inneren Energieverluste auf ein Minimum begrenzen
und daß eine Strömungsgeschwindigkeit von etwa 0,25 Ma, im Einzelfall bis ?" etwa 0.4 Ma erzielt wird.
Die Förderleitungen 12 leiten den Hauptstrom vom b^
Gaserzeuger U zu einem Hauptstromverteilersystem mit Verteilerleitungen 13, die in Form und Ausgestaltung
den Förderleitungen ^entsprechen.
Mit 14 sind Rohrabzweigungstücke bezeichnet, welche in der üblichen Weise an die Leitungen 12 und 13
angeflanscht sind und entsprechende Strömungsquerschnitte aufweisen. Ein Hauptströmungsregler 15,
vorzugsweise aus Metail, ist etwa in Form einer Absperrdüse ausgebildet. Der Hauptströmungsregler 15
steuert den Hauptstrom vom Garerzeuger 11 durch die
Förderleitungen 12.
Mengendurchsatzregler 16 regeln die Menge des Hauptstroms, damit Energieverluste auf einem Minimum
gehalten werden. Diese Mengendurchsatzregler 16 dienen dazu, die Aufteilung des Hauptstromes vom
Gaserzeuger U her zu steuern, wobei beispielsweise 30 bis 70% des Hauptstromes einem mittleren Ejektor 33
und der Rest seitlichen Ejektoren 37 und 38 zugeleitet wird.
Eine Verstelleinrichtung 32 ist jeweils zwischen einer Verteilerleitung 13 und einem um seine Längsachse
drehbaren Ejektor 33, 37 und 38 angeordnet. Jede Verstelleinrichtung 32 wird mittels einer hydraulischen
und bzw. oder elektrischen Verstärkereinrichtung in einem geschlossenen Regelkreis, welcher auf eine
Handsteuerung oder eine Regelung anspricht, mit Energie versorgt. Die Verstelleinrichtung 32 dient zur
Einstellung des angeschlossenen Ejektors durch Drehung gegenüber dem Tragflügel 31.
Der mittlere Ejektor 33 besteht im wesentlichen aus einem Verteilerrohr 34, welches in der Mitte der
Hubdüseneinrichtung 30 geradlinig angeordnet ist. Durch eine entprechende Verkleidung des Verteilerrohres
34 wird eine aerodynamisch günstige Ausbildung der Hubdüseneinrichtung 30 erzielt. Mittels des mittleren
Ejektors 33 wird ein Teil des Hauptstromes vom Gaserzeuger 11 zur Mitte des trapezförmig ausgebildeten
Düsenabschnitts der in den Tragflügel 31 eingebauten Hubdüseneinrichtung 30 geleitet. Mittels des
mittleren Ejektors 33 bzw. des entsprechenden Verteilerrohres 34 wird der abgezweigte Teil des
Hauptstromes im wesentlichen entlang der Mittelachse des Düsenabschnitts nach unten geleitet.
Als Verkleidung des Verteilerrohres 34 ist eine Leitfläche 35 vorgesehen. Die Leitfläche 30 besteht aus
einer tragflächenartigen Konstruktion aus Metall oder faserverstärktem Duroplasten, das am Verteilerrohr 34
befestigt ist. Die Hauptaufgabe der Leitfläche 35 besteht darin, die öffnung in der Oberfläche des Tragflügels 31
zu verschließen, wenn die Düsenöffnung im Marschflug verschlossen ist, und außerdem darin, während des
Betriebs der Hubdüseneinrichtung 30 für eine aerodynamisch günstige Strömung um das Verteilerrohr 34
herum zu sorgen. Mit 36 ist eine Schlitzöffnung im Verteilerrohr 34 bezeichnet, die so bemessen ist, daß die
gewünschte Strömungsrichtung und Strömungsgeschwindigkeit erzielt werden, wobei letztere annähernd
0,7 Ma beträgt oder darüber liegt.
Die seitlichen Ejektoren 37 und 38 sind im wesentlichen durch geschlitzte Verteilerrohre 39 gebildet,
die in Verbindung mit einer Verkleidung, die für einen Abschluß und für eine stromlinienförmig ausgebildete
Wand des Diffusorabschnittes der Hubdüseneinrichtung 30 sorgt, eine Coanda-Wandströmung erzeugen.
Jeder seitliche Ejektor 37 und 38 leitet einen Teil des Hauptstromes aus dem Gaserzeuger U über die
Innenoberfläche des Diffusorabschnittes der Hubdüseneinrichtung 30 und sorgt tür eine Vermischung des
Hauptstromes mit Sekundärluft. Aufgrund des Coanda-Effektes wird das Strömungsmittel in die Düsenöffnung
eingeführt und nach unten geleitet, wobei es sich nicht
,on den divergierenden Wänden des Diffusorabschnit-[CS
der Hubdüseneinrichtung 30 ablöst. Aus den Schlitzöffnungen der Verteilerrohre 39 tritt das
Strömungsmittel mit einer Strömungsgeschwindigkeit von annähernd 1,0 Ma aus. Aufgrund der Anordnung
der Schlitzöffnung in den Verteilerrohren 39 wird das Strömungsmittel nach innen geleitet, wobei die Strömung
annähernd im rechten Winkel zur Düsenlängsachse erfolgt und dann durch den Coanda-Effekt um
annähernd 90 bis 110° in eine Strömungsbahn nach unten umgelenkt wird, wobei eine Vermischung
stattfindet.
Die Verkleidung der seitlichen Ejektoren 37, 38 besteht im wesentlichen aus je einer Leitfläche 40, die
tragflächenartig ausgebildet ist und beispielsweise aus metall- oder faserverstärktem Duroplasten besteht und
an dem geradlinig verlaufenden Verteilerrohr 39 befestigt ist. Die Hauptaufgabe der Leitflächen 40
besteht darin, in der Schließstellung der Düsenöffnung dafür zu sorgen, daß die Öffnung an der Unterseite des
Tragflügels 31 verschlossen ist. Ferner begrenzen die Leitflächen 40 den Diffusorabschnitt der Hubdüseneinrichtung
30. wenn die Leitflächen 40 mit der Verstelleinrichtung 32 in ihre Öffnungsstellung gedreht
werden.
Mit 41 ist eine weitere Leitfläche bezeichnet, die aerodynamisch strömungsgünstig ausgebildet ist und an
dem Verteilerrohr 39 des seitlichen Ejektors 37 angelenkt ist. Die Leitfläche 41 kann mittels einer nicht
näher dargestellten Betätigungseinrichtung unabhängig von der Stellung des Verteilerrohres 39 in ihre
Betriebsstellung gebracht werden. Der Antrieb der Leitfläche 41 kann beispielsweise über ein Zahnradgetriebe
von dem seitlichen Ejektor 37 aus erfolgen. Die Leitfläche 41 dient vor allem dazu, die obere Öffnung im
Tragflügel 31 vollständig zu verschließen, wenn die Hubdüseneinrichtung nicht arbeitet.
Zur Vergrößerung des mittleren Hauptstromes kann anstelle eines einzelnen mittleren Ejektors 33 in der
Ebene zwischen den seitlichen Ejektoren 37 und 38 auch eine Mehrzahl von beispielsweise zwei mittleren
Ejektoren im Abstand voneinander angeordnet sein.
ίο Mit λ ist in F i g. 2 der Winkel bezeichnet, mit dem die
durch die Leitflächen 40 gebildeten Innenwände des Diffusorabschnittes der Hubdüseneinrichtung 30 divergieren.
In den F i g. 3 bis 5 sind verschiedene Betriebsstellun-
ι gen der Hubdüseneinrichtung 30 gemäß den F i g. 1 und
2 veranschaulicht. Mit 55 ist dabei ein fest mit dem Flugzeug verbundenes Teil veranschaulicht, welches im
Beispielsfalle den Tragflügel 31 umfaßt. In F i g. 3 ist die Hubdüseneinrichtung 30 in einer StarWLande- oder
2{) Schwebestellung, in der Schub direkt nach unten
erzeugt wird, so daß das Flugzeug senkrecht starten und landen sowie schweben kann. Beim Übergang in die
Marschflugstellung gemäß F i g. 5 erfolgt ein kontinuierliches Verschwenken der Ejektoren 33, 37 und 38 mit
den zugeordneten Leitflächen 35, 40 und 41, wodurch der Schubvektor entsprechend der gewünschten Beschleunigungsrichtung
verändert wird, wie dies aus F i g. 4 ersichtlich ist. Im Marschflug befindet sich die
Hubdüseneinrichtung 30 in der aus Fi g. 5 ersichtlichen
so Ruhestellung, in der die Leitflächen 35, 40 und 41 die Oberflächen des Tragflügels 31 im wesentlichen
vollständig abdecken.
Hierzu 2 Blatt Zeichnungen
Claims (4)
1. Hubdüseneinrichtung für ein I -Ug mit
einem durch einen Gaserzeuger de rlubdüsen τ
zuführbaren Strömungsmittelhauptstrom für den Antrieo im Marschflug, mit einer den Tragflügel
durchsetzenden, im Grundriß viereckigen Düsenöffnung, die an der Tragflügeloberseite einen gerundeten
Düseneinlaß, daran anschließend einen Düsenhalsabschnitt und schließlich einen Diffusorabschnitt
mit der Düsenaustrittsöffnung aufweist, wobei der Düsenöffnung mittels einer im Tragflügel gelagerten,
paarweise gegenüberliegende, seitliche Schlitzöffnungen aufweisenden Ejektoreinricntung Strömungsmittel
aus dem Hauptstrom zuführbar ist, das unter Umlenkung als Wandströmung entlang den
gerundeten Wänden des Düseneinlasses in den Düsenhaisabschnitt strömt und dabei Sekundärluft
durch die Düsenöffnung leitet, und mit einer Schwenkeinrichtung zur Änderung der Richtung des
resultierenden Schubvektors beim Übergang zwischen Start-/Landeeinstellung und Marschflugeinstellung,
dadurch gekennzeichnet, daß im mittleren Bereich des Querschnitts der Hubdüsen- >5
einrichtung (30) im Sekundärluftstrom wenigstens eine mittlere Schlitzöffnung (36) zur Zuführung von
Strömungsmittel aus dem Hauptstrom in Richtung der Düsenlängsachse vorgesehen ist, wie an sich
bekannt, und daß mittels der Schwenkeinrichtung die seitlichen Schlitzöffnungen und die mittlere
Schlitzöffnung (36) der Ejektoreinrichtung jeweils um eine parallel zu den Schlitzlängsachsen verlaufende
Achse schwenkbar sind.
2. Hubdüseneinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Schlitzöffnungen an drehbar
im Tragflügel (31) gelagerten, von der Schwenkeinrichtung aus betätigbaren Verteilerrohren (34,39)
für Strömungsmittel aus dem Hauptstrom vorgesehen sind, an denen Leitflächen (35, 40) für die die 4»
Hubdüseneinrichtung (30) durchsetzende Strömung befestigt sind, die im Marschflug die Düsenöffnung
abdecken.
3. Hubdüseneinrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die an den die seitlichen
Schlitzöffnungen aufweisenden Verteilerrohren (39) befestigten Leitflächen (40) die Wände des Diffusorabschnitts
bilden.
4. Hubdüseneinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen
30% und 70% des eingespeisten Strömungsmittel aus dem Hauptstrom durch die mittlere Schlitzöffnung
(36) zugeführt wird.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US00311011A US3819134A (en) | 1972-11-30 | 1972-11-30 | Aircraft system lift ejector |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2359518A1 DE2359518A1 (de) | 1974-06-06 |
DE2359518B2 true DE2359518B2 (de) | 1977-12-08 |
DE2359518C3 DE2359518C3 (de) | 1978-07-20 |
Family
ID=23204996
Family Applications (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19732366007 Pending DE2366007A1 (de) | 1972-11-30 | 1973-11-29 | Ausbildung und anordnung der coanda-ejektoren |
DE2359518A Expired DE2359518C3 (de) | 1972-11-30 | 1973-11-29 | Hubdüseneinrichtung für ein Flugzeug |
Family Applications Before (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19732366007 Pending DE2366007A1 (de) | 1972-11-30 | 1973-11-29 | Ausbildung und anordnung der coanda-ejektoren |
Country Status (12)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3819134A (de) |
JP (1) | JPS4983199A (de) |
AU (1) | AU469746B2 (de) |
BR (1) | BR7309378D0 (de) |
CA (1) | CA967377A (de) |
DE (2) | DE2366007A1 (de) |
ES (1) | ES421013A1 (de) |
FR (1) | FR2208814B1 (de) |
GB (2) | GB1448017A (de) |
IL (1) | IL43401A (de) |
IT (1) | IT1000092B (de) |
SE (1) | SE394637B (de) |
Families Citing this family (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3941335A (en) * | 1975-06-19 | 1976-03-02 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Automatic boundary layer control in an ejector wing aircraft |
EP0319574A4 (en) * | 1987-06-25 | 1990-09-05 | Mark T. Willis | Venturi enhanced airfoil |
US5016837A (en) * | 1987-06-25 | 1991-05-21 | Venturi Applications, Inc. | Venturi enhanced airfoil |
US5076512A (en) * | 1989-02-08 | 1991-12-31 | Boeing Canada Ltd. | Ventral segmented nozzles for promoting rapid temperature and pressure decay |
US5062588A (en) * | 1989-02-08 | 1991-11-05 | Boeing Of Canada Ltd. | Segmented rotatable nozzles |
WO1991009776A1 (en) * | 1989-12-29 | 1991-07-11 | Venturi Applications, Inc. | Venturi-enhanced airfoil |
US20060225404A1 (en) * | 2001-09-05 | 2006-10-12 | Dev Sudarshan P | Vertical or short take off and landing vehicle |
DE10313729B4 (de) * | 2003-03-27 | 2007-11-29 | Airbus Deutschland Gmbh | Luftauslaßventil für ein Flugzeug |
US20060102801A1 (en) * | 2004-11-01 | 2006-05-18 | The Boeing Company | High-lift distributed active flow control system and method |
US7685804B2 (en) * | 2006-09-08 | 2010-03-30 | General Electric Company | Device for enhancing efficiency of an energy extraction system |
US20100019079A1 (en) * | 2007-06-20 | 2010-01-28 | General Electric Company | Thrust generator for a rotary wing aircraft |
US20110215204A1 (en) * | 2007-06-20 | 2011-09-08 | General Electric Company | System and method for generating thrust |
EP3638587A4 (de) * | 2017-06-16 | 2021-03-24 | Jetoptera, Inc. | Wingletejektorkonfigurationen |
US10822101B2 (en) * | 2017-07-21 | 2020-11-03 | General Electric Company | Vertical takeoff and landing aircraft having a forward thrust propulsor |
US11352132B2 (en) | 2018-07-23 | 2022-06-07 | General Electric Company | Lift fan with diffuser duct |
EP3674559B1 (de) * | 2018-12-24 | 2021-06-02 | LEONARDO S.p.A. | Strahllüfter und fahrzeug mit einem solchen lüfter |
GB2586807B (en) * | 2019-09-03 | 2023-07-19 | Bae Systems Plc | Vehicle control |
WO2021044143A1 (en) | 2019-09-03 | 2021-03-11 | Bae Systems Plc | Vehicle control |
CN113998106B (zh) * | 2021-10-27 | 2023-12-08 | 南京壮大智能科技研究院有限公司 | 无人机水上迫降方法 |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
NL110393C (de) * | 1955-11-29 | 1965-01-15 | Bertin & Cie | |
GB871470A (en) * | 1956-09-20 | 1961-06-28 | Fairey Co Ltd | Improvements relating to aircraft incorporating vertical thrust generators |
US3045947A (en) * | 1959-04-24 | 1962-07-24 | Bertin & Cie | Ejectors, particularly for producing lift in aircraft |
FR1267920A (fr) * | 1960-06-15 | 1961-07-28 | Snecma | Dispositif de sustentation pour aérodynes, et plus particulièrement pour aérodynes à décollage vertical sans changement d'assiette |
US3664611A (en) * | 1969-12-17 | 1972-05-23 | Flight Dynamics Res | Aerodynamic vehicle |
-
1972
- 1972-11-30 US US00311011A patent/US3819134A/en not_active Expired - Lifetime
-
1973
- 1973-10-02 CA CA182,492A patent/CA967377A/en not_active Expired
- 1973-10-05 AU AU61062/73A patent/AU469746B2/en not_active Expired
- 1973-10-08 IL IL43401A patent/IL43401A/en unknown
- 1973-10-09 GB GB4701773A patent/GB1448017A/en not_active Expired
- 1973-10-09 GB GB1792576A patent/GB1448018A/en not_active Expired
- 1973-10-22 IT IT53277/73A patent/IT1000092B/it active
- 1973-11-28 SE SE7316085A patent/SE394637B/xx unknown
- 1973-11-29 DE DE19732366007 patent/DE2366007A1/de active Pending
- 1973-11-29 JP JP48133999A patent/JPS4983199A/ja active Pending
- 1973-11-29 DE DE2359518A patent/DE2359518C3/de not_active Expired
- 1973-11-29 BR BR9378/73A patent/BR7309378D0/pt unknown
- 1973-11-30 ES ES421013A patent/ES421013A1/es not_active Expired
- 1973-11-30 FR FR7342811A patent/FR2208814B1/fr not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
SE394637B (sv) | 1977-07-04 |
DE2359518C3 (de) | 1978-07-20 |
AU6106273A (en) | 1975-05-15 |
IT1000092B (it) | 1976-03-30 |
GB1448018A (en) | 1976-09-02 |
IL43401A (en) | 1976-04-30 |
CA967377A (en) | 1975-05-13 |
JPS4983199A (de) | 1974-08-09 |
DE2366007A1 (de) | 1977-08-25 |
IL43401A0 (en) | 1974-03-14 |
FR2208814A1 (de) | 1974-06-28 |
GB1448017A (en) | 1976-09-02 |
AU469746B2 (en) | 1976-02-26 |
ES421013A1 (es) | 1976-05-01 |
FR2208814B1 (de) | 1976-05-14 |
DE2359518A1 (de) | 1974-06-06 |
US3819134A (en) | 1974-06-25 |
BR7309378D0 (pt) | 1974-08-29 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2359518C3 (de) | Hubdüseneinrichtung für ein Flugzeug | |
DE3876297T2 (de) | Aero-/hydrodynamische tragflaeche. | |
DE1506593C3 (de) | Flugzeugtragflügel mit Hinterkantenklappen | |
DE2427406C2 (de) | Hubsteuerung für ein senkrechtflugtaugliches Flugzeug | |
DE2426565A1 (de) | Hubsteuerung fuer flugzeuge | |
CH392276A (de) | Senkrechtstartflugzeug | |
DE1202648B (de) | Trimmeinrichtung fuer ein Gaskissenfahrzeug | |
DE2442036A1 (de) | Flugzeugtragflaeche | |
DE1578081B2 (de) | Duesenrohrausbildung zur steuerung eines flugkoerpers | |
DE1010382B (de) | Einrichtung zum Ablenken des Strahles einer Duese durch einen Gasstrahl | |
DE3150595C2 (de) | ||
DE1186336B (de) | Flugzeugtriebwerk mit einem Axialverdichter, der seitlich angeordnete Ablenkduesen speist | |
DE2856033C2 (de) | Einrichtung zur Steuerung und Stabilisierung eines Fluggeräts | |
DE2248480B2 (de) | Turbinenstrahltriebwerk für senkrecht oder kurz startende oder landende Flugzeuge | |
DE1481931A1 (de) | Steuereinrichtung fuer Flugzeuge | |
DE3327385C2 (de) | Strahlaustrittsdüse für Gasturbinenstrahltriebwerke | |
DE1481931C (de) | Steuereinrichtung für Flugzeuge | |
DE1578081C3 (de) | Düsenrohrausbildung zur Steuerung eines Flugkörpers | |
DE2361210C2 (de) | Tragflügelkonstruktion | |
DE1183751B (de) | Einrichtung zur Beeinflussung der Richtung und der Querschnittsflaeche eines aus einer Lavalduese austretenden UEberschallstrahls | |
DE1531532C (de) | ||
DE1031140B (de) | Vorrichtung zum Ablenken eines aus einer Duese austretenden Gasstrahles | |
DE1506577C (de) | Steuereinrichtung fur Flugzeuge | |
DE1206731B (de) | Strahlrohr, insbesondere fuer Flugzeuge, mit seitlichen Austrittsoeffnungen und Umlenkschaufelgittern | |
DE2833080C1 (de) | Zweistrom-Turboluftstrahltriebwerk fuer vertikal- oder kurzstartfaehige Flugzeuge |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |