DE69916360T2 - Flügelprofil - Google Patents
Flügelprofil Download PDFInfo
- Publication number
- DE69916360T2 DE69916360T2 DE69916360T DE69916360T DE69916360T2 DE 69916360 T2 DE69916360 T2 DE 69916360T2 DE 69916360 T DE69916360 T DE 69916360T DE 69916360 T DE69916360 T DE 69916360T DE 69916360 T2 DE69916360 T2 DE 69916360T2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- wing
- edge
- plates
- leading edge
- actuator
- 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.)
- Expired - Lifetime
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
- B64C3/44—Varying camber
- B64C3/48—Varying camber by relatively-movable parts of wing structures
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Footwear And Its Accessory, Manufacturing Method And Apparatuses (AREA)
- Actuator (AREA)
Description
- Diese Erfindung bezieht sich auf eine Tragfläche und insbesondere, jedoch nicht ausschließlich, auf eine Tragfläche für ein Flugzeug.
- Die US-Patentschrift 5.222.699 beschreibt eine Flugzeughinterkanten-Steuerfläche, die an wenigstens einem Ende einen variablen Konturübergangsbereich besitzt, wobei es einen glatten Übergang zwischen der Steuerfläche, wenn sie in Bezug auf den Tragflügel abgelenkt ist, und dem Tragflügel-Hinterkantenbereich selbst gibt. Die Steuerfläche kann außerdem über die gesamte Länge profilsehnenartig flexibel sein. Damit diese profilsehnenartige Flexibilität erreicht wird, ist die obere Außenhaut der Steuerfläche so beschaffen, dass sie unter der Oberfläche des Tragflügelhauptkörpers gleitet.
- Die US-Patentschrift 4.429.844 beschreibt eine Flugzeugtragflügelspitze mit einer variablen Wölbung, die einer variablen Wölbungsvorderkante an dem Tragflügel entspricht. Die variable Wölbung der Tragflügelspitze wird über Scherenplatten erreicht, an denen elastomere Außenhäute befestigt sind, wobei die Scherenplatten an den entsprechenden Punkten in den Vorderkanten-Steuerflächen verankert sind. Da das Biegen der Steuerfläche folglich die Dicke der Tragflügelspitze an einem benachbarten Punkt in der Tragflügelsehne zwangsläufig beeinflusst, lassen die Scherenplatten sowohl eine anpassende Verdickung als auch eine anpassende Biegung der Tragflügelspitze zu.
- Die US-Patentschrift 2.539.576, die im Jahr 1945 angemeldet wurde, beschreibt eine aufblasbare Eisentfernungsvorrichtung zur Verwendung an der Vorderkante eines Flugzeugtragflügels.
- Die Form der Kanten von Flugzeugtragflächen wie etwa der Vorderkante eines Tragflügels kann bei der Verwendung eingestellt werden, um die Wirkungsweise des Flugzeugs zu verbessern. Jedoch legen die vorhandenen einstellbaren Vorderkantenkonstruktionen Schlitze frei, welche die Flugleistung des Tragflügels begrenzen. Diese Schlitze führen zu Druckverlusten, die den sich aus der Tragfläche ergebenden Auftrieb begrenzen.
- Folglich besteht ein Bedarf an einer Vorderkantengestaltung, die einen breiten Bereich der Formanpassung ohne freigelegte Spalte ermöglicht.
- Ein weiteres Problem, das immer vorhanden ist, ist die Notwendigkeit, Eis von den Kanten zu entfernen.
- Bestimmte Aspekte der vorliegenden Erfindung behandeln diese Probleme.
- Gemäß der vorliegenden Erfindung wird eine Tragfläche (
18 ) geschaffen mit einem Körper und einer Kante, die eine Spitze (52 ,102 ), obere und untere elastomere Platten (54 ,56 ,108 ,112 ,114 ), die Arbeitsoberflächen bilden und jeweils mehrere Verstärkungselemente (86 ,106 ) enthalten, und Betätigungsmittel, die so beschaffen sind, dass sie die Platten biegen, umfasst, dadurch gekennzeichnet, dass die Spitze (52 ,102 ) aus einem harten Durometer-Elastomer gebildet ist; die Verstärkungselemente (86 ,106 ) in den Platten (54 ,56 ,108 ,112 ,114 ) frei gleiten können; die Platten (54 ,56 ,108 ) an ihren äußeren Enden an der Spitze (58 ,102 ) befestigt sind; und die Platten (54 ,56 ,112 ,114 ) an ihren inneren Enden in starren Blöcken (58 ,60 ,116 ,118 ) kulminieren, die an der Tragfläche (18 ) befestigt sind; wobei die Tragfläche, die Platten und die Spitzen ohne Unterbrechung ineinander übergehen. - Weitere Merkmale der vorliegenden Erfindung sind in Anspruch 2 und in den Folgenden dargelegt.
- Für ein besseres Verständnis der vorliegenden Erfindung wird nun beispielhaft Bezug auf die beigefügte Zeichnung genommen, in der:
-
1 eine Prinzipdarstellung einer ersten Ausführungsform einer Vorderkante einer Tragfläche gemäß der Erfindung ist; -
2 eine Prinzipdarstellung der Vorderkante aus1 in einem abgelenkten und stumpf gemachten Zustand ist; -
3 eine Querschnittsansicht einer zweiten Ausführungsform einer Vorderkante einer Tragfläche gemäß der Erfindung ist; -
4 eine Draufsicht der Vorderkante aus3 ist; -
5 eine Querschnittsansicht einer dritten Ausführungsform einer Vorderkante einer Tragfläche gemäß der Erfindung ist; -
6 eine perspektivische Darstellung einer stangenverstärkten elastomeren Platte ist; und -
7 eine Querschnittsansicht einer Ausführungsform einer Antivereisungskante für ein Flugzeug ist. - Ausführliche Beschreibung der Zeichnung
-
1 ist eine Prinzipdarstellung einer Vorderkante10 gemäß der Erfindung. Die Vorderkante10 hat einen Drehaktuator12 für das Schwenken der Vorderkante10 . Ein Linearaktuator14 wird für das Stumpfmachen der Vorderkante verwendet. Die Strichlinien16 zeigen die Vorderkante in einem ausgefahrenen Zustand. Die Vorderkante ist typischerweise mit dem Körper18 des Flugzeugtragflügels verbunden.2 ist eine Prinzipdarstellung der Vorderkante10 aus1 in einem abgelenkten und stumpf gemachten Zustand. Wie unten ausführlicher erörtert wird, wird eine verstärkte elastomere Platte verwendet, um die spaltlose, glatte gekrümmte Form der Vorderkante über ihren gesamten Stellbereich zu realisieren. -
3 ist eine Querschnittsansicht einer Ausführungsform einer Vorderkante20 gemäß der Erfindung. Eine harte Durometer-Elastomerspitze22 hat eine erste Kante24 und eine zweite Kante26 . Die erste Kante24 der harten Durometer-Elastomerspitze22 ist mit einer ersten Kante27 einer ersten verstärkten elastomeren Platte28 verbunden. In einer Ausführungsform sind mehrere Verstärkungselemente an der harten Durometer-Elastomerspitze22 befestigt. Diese Verstärkungselemente gleiten in der ersten verstärkten elastomeren Platte28 . Die verstärkte elastomere Platte wird ausführlicher in Verbindung mit6 erörtert. Eine zweite Kante30 der ersten verstärkten elastomeren Platte28 ist mit einem ersten starren Block32 verbunden. In einer Ausführungsform ist der erste starre Block32 aus einem Metall hergestellt. Der erste starre Block32 ist an dem Körper des Flugzeugtragflügels befestigt. Die zweite Kante26 der harten Durometer-Elastomerspitze22 ist mit einer ersten Kante34 einer zweiten elastomeren Platte36 verbunden. Eine zweite Kante38 der zweiten elastomeren Platte36 ist mit einem zweiten starren Block40 verbunden. Die Vorderkante enthält einen Drehaktuator42 und einen Stumpfmachungsaktuator44 . Der Drehaktuator42 lenkt die Vorderkante nach oben oder nach unten ab und der Stumpfmachungsaktuator44 schiebt die Spitze22 hinein und hinaus.4 ist eine Draufsicht der Vorderkante aus3 . Diese Ansicht zeigt die Spitze22 mit der verstärkten elastomeren Platte28 und dem starren Block32 verbunden. In einer Ausführugsform ist an einer äußeren Tragflügelkante ein Übergangsabschnitt mit dem Tragflügelkörper verbunden. In einer Ausführungsform ist der Übergangsabschnitt an einer Innenkante der Vorderkante enthalten. Wie aus dieser Ausführungsform ersichtlich ist, sorgt die Erfindung für eine Vorderkante, die keine Spalte hat, und erzielt bei der Vorderkante einen breiten Bereich der Formanpassung. -
5 ist eine Querschnittsansicht einer Ausführungsform einer Vorderkante50 gemäß der Erfindung. Die Vorderkante50 hat eine harte Durometer-Elastomerspitze52 . Eine verstärkte elastomere Platte54 ist mit der Spitze52 verbunden. Eine zweite verstärkte elastomere Platte56 ist mit der anderen Seite der Spitze52 verbunden. Beide verstärkten elastomeren Platten54 ,56 , die Arbeitsoberflächen der Tragfläche bilden, haben einen starren Block58 ,60 , der an dem Körper62 des Flugzeugtragflügels befestigt ist. Eine Skelettstruktur64 ist an dem Körper des Flugzeugtragflügels befestigt. Die Skelettstruktur enthält eine durch einen Drehaktuator70 mit einem Rotor68 verbundene Basis66 . Ein Stumpfmachungsaktuator71 hat einen Kolben72 , der die Spitze52 von einem stumpfen Zustand (einer zurückgezogenen Position) in einen ausgefahrenen Zustand (eine ausgefahrene Position) bewegt. -
6 ist eine perspektivische Darstellung einer stangenverstärkten elastomeren Platte80 . Die elastomere Platte80 hat einen Stangenblock82 , der entlang einer Kante an einer elastomeren Außenhaut84 befestigt ist. Die elastomere Außenhaut84 kann sich bis zu 100% ihrer entspannten Länge dehnen. Außerdem kann sich die elastomere Außenhaut84 verbiegen. An dem Stangenblock82 sind mehrere flexible verstärkte Stangen86 befestigt und können in der elastomeren Außenhaut84 frei gleiten. In den in der Zeichnung gezeigten Ausführungsformen ist die Vorderkante der Stangen86 an der harten Durometerspitze befestigt. Die Stangen86 sind aus Quarz, Epoxid oder Verbund werkstoffen hergestellt und biegen sich, ohne zu brechen. Die Steifigkeit dieser Verstärkungen ist dafür entworfen, eine spezifische ausgefahrene Form zu ergeben. Die Stangen86 gleiten frei in einem zweiten Stangenblock88 . Die Stangen86 erzielen die elastomere Außenhaut84 mit einer glatten gekrümmten Form, wenn die elastomere Platte80 verlängert, abgelenkt oder verbogen wird. Diese gekrümmte Form sichert eine gute aerodynamische Form ohne irgendwelche Diskontinuitäten, die Turbulenz und Luftwiderstand verursachen. Um die elastomere Platte80 an dem Körper des Flugzeugtragflügels zu befestigen, werden mehrere Befestigungseinrichtungen90 verwendet. -
7 ist eine Querschnittsansicht einer Ausführungsform einer Antivereisungskante100 für die Hinterkante eines Flugzeugtragflügels. Eine harte Durometer-Elastomerspitze102 ist mit einer ersten verstärkten elastomeren Platte104 verbunden. Ein Verstärkungselement106 ist in dem Elastomer gezeigt. Eine zweite verstärkte elastomere Platte108 ist mit der anderen Seite der harten Durometerspitze102 verbunden. Ein Paar mittlere stane Blöcke110 ist mit den elastomeren Platten104 ,108 verbunden. Ein (Antivereisungs-) Aktuator111 ist zwischen dem Paar mittlerer staner Blöcke110 verbunden gezeigt. Ein drittes verstärktes Elastomer112 und eine vierte verstärkte elastomere Platte114 sind mit dem Paar mittlerer staner Blöcke110 verbunden. Ein Paar innerer staner Blöcke116 ,118 ist an dem Körper des Flugzeugtragflügels befestigt. Durch Bewegen des Aktuators111 werden die verstärkten elastomeren Platten104 ,108 ,112 ,114 gezwungen, sich zu wölben. Irgendein an der Struktur100 befestigtes Eis wird zerbrochen und platzt von der Kante weg. - Folglich wurde eine Vorderkante beschrieben, die einen breiten Bereich der Formanpassung ermöglicht, ohne Spalte freizulegen. Außerdem wurde eine Enteisungskante beschrieben. In einer Ausführungsform sind die Vorderkante und die Enteisungskanten zu einer einzigen Kante kombiniert. Während die Erfindung im Zusammenhang mit ihren spezifischen Ausführungsformen beschrieben wurde, ist es offensichtlich, dass dem Fachmann auf dem Gebiet viele Veränderungen, Änderungen und Abwandlungen unter dem Aspekt der vorangehenden Beschreibung klar sind. Die Verstärkungsstangen können z. B. durch Verstärkungsleisten ersetzt sein.
- Es ist klar, dass es für Enteisungszwecke nicht notwendig ist, dass die verstärkten elastomeren Platten
54 ,56 gegenüber dem Tragflügelkörper fest positioniert sind. Dieses Merkmal ist jedoch am wünschenswertesten, um die Auftriebseigenschaften der Tragfläche zu optimieren. - Die harte Durometer-Elastomerspitze
22 ist vorzugsweise aus einem elastomeren Material mit einer Shore-A-Härte von32 oder darunter bis zu 55 oder darüber hergestellt. SilasticTM J (Shore-A-Härte55 ) und ELTM78 (Shore-A-Härte32 ) erscheinen beide zufrieden stellend. - Das elastomere Material in den stangenverstärkten elastomeren Platten
28 ,80 kann Silikon umfassen, wobei die verstärkenden Stangen selbst ein Quarzepoxid umfassen können.
Claims (7)
- Tragfläche (
18 ) mit einem Körper und einer Kante, die eine Spitze (52 ,102 ), obere und untere elastomere Platten (54 ,56 ,108 ,112 ,114 ), die Arbeitsoberflächen bilden und jeweils mehrere Verstärkungselemente (86 ,106 ) enthalten, und Betätigungsmittel, die so beschaffen sind, dass sie die Platten biegen, umfasst, dadurch gekennzeichnet, dass die Spitze (52 ,102 ) aus einem harten Durometer-Elastomer gebildet ist; die Verstärkungselemente (86 ,106 ) in den Platten (54 ,56 ,108 ,112 ,114 ) frei gleiten können; die Platten (54 ,56 ,108 ) an ihren äußeren Enden an der Spitze (58 ,102 ) befestigt sind; und die Platten (54 ,56 ,112 ,114 ) an ihren inneren Enden in starren Blöcken (58 ,60 ,116 ,118 ) kulminieren, die an der Tragfläche (18 ) befestigt sind; wobei die Tragfläche, die Platten und die Spitzen ohne Unterbrechung ineinander übergehen. - Tragfläche nach Anspruch 1, bei der die Kante eine Vorderkante ist.
- Tragfläche nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, mit einem Stumpfmachungsaktuator (
14 ,44 ,71 ,72 ), der die Kante ausfährt und verkürzt. - Tragfläche nach Anspruch 3, mit einer Skelettstruktur (
68 ), die an dem Körper angelenkt ist und den Stumpfmachungsaktuator unterstützt. - Tragfläche nach einem der Ansprüche 1 bis 4, bei der die Betätigungsmittel zum Biegen der Platten ein Drehaktuator (
12 ,42 ,69 ) sind. - Tragfläche nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der die Verstärkungselemente (
86 ,106 ) an der Spitze (52 ,102 ) starr befestigt sind und in den starren Blöcken (58 ,60 ) gleiten. - Tragfläche nach einem der vorhergehenden Ansprüche, mit einem Enteisungsaktuator (
111 ), der zwischen den oberen und den unteren Platten wirkt.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US8282798A | 1998-05-21 | 1998-05-21 | |
US82827 | 1998-05-21 |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE69916360D1 DE69916360D1 (de) | 2004-05-19 |
DE69916360T2 true DE69916360T2 (de) | 2004-08-12 |
DE69916360T3 DE69916360T3 (de) | 2008-06-05 |
Family
ID=22173712
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE69916360T Expired - Lifetime DE69916360T3 (de) | 1998-05-21 | 1999-05-21 | Flügelprofil |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6213433B1 (de) |
EP (1) | EP0958999B2 (de) |
DE (1) | DE69916360T3 (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102005014884B3 (de) * | 2005-04-01 | 2006-09-14 | Nordex Energy Gmbh | Rotorblatt für eine Windenergieanlage |
DE102021005965B3 (de) | 2021-12-01 | 2022-11-10 | Friedrich Grimm | Rotorblatt für eine wind - oder wasserturbine sowie für ein drehflügelfahrzeug und insbesondere für einen hubschrauber |
Families Citing this family (42)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
USRE44313E1 (en) | 1996-10-22 | 2013-06-25 | The Boeing Company | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil |
TW491340U (en) * | 2000-04-11 | 2002-06-11 | Yuan Mei Decorative Lamp & Amp | Water-proof lamp socket of decorative lamp string |
US6588709B1 (en) | 2002-03-20 | 2003-07-08 | The Boeing Company | Apparatus for variation of a wall skin |
US7258308B2 (en) * | 2002-07-02 | 2007-08-21 | The Boeing Company | Method and apparatus for controlling airflow with a gapped trailing edge device having a flexible flow surface |
US6877695B2 (en) * | 2002-12-13 | 2005-04-12 | The Boeing Company | Hinge cover integration into door seal edges |
DK1613860T3 (en) * | 2003-03-31 | 2016-02-01 | Univ Denmark Tech Dtu | Managing energy, performance and / or stability of a wind turbine with horizontal axis of use of variable vane geometry management |
US7059563B2 (en) * | 2003-06-03 | 2006-06-13 | The Boeing Company | Systems, apparatuses, and methods for moving aircraft control surfaces |
GB0326228D0 (en) * | 2003-11-10 | 2003-12-17 | Airbus Uk Ltd | Wing tip device |
US6799739B1 (en) | 2003-11-24 | 2004-10-05 | The Boeing Company | Aircraft control surface drive system and associated methods |
US7424350B2 (en) * | 2004-02-02 | 2008-09-09 | The Boeing Company | Vehicle control systems and corresponding sizing methods |
US7229049B2 (en) * | 2004-05-04 | 2007-06-12 | Lockheed Martin Corporation | Unitized rotary actuator hinge fitting |
US6978971B1 (en) * | 2004-06-15 | 2005-12-27 | The Boeing Company | Methods and apparatuses for controlling airflow proximate to engine/airfoil systems |
US7270305B2 (en) * | 2004-06-15 | 2007-09-18 | The Boeing Company | Aircraft leading edge apparatuses and corresponding methods |
US7494094B2 (en) * | 2004-09-08 | 2009-02-24 | The Boeing Company | Aircraft wing systems for providing differential motion to deployable lift devices |
US7264206B2 (en) * | 2004-09-30 | 2007-09-04 | The Boeing Company | Leading edge flap apparatuses and associated methods |
US7322547B2 (en) * | 2005-01-31 | 2008-01-29 | The Boeing Company | Aerospace vehicle leading edge slat devices and corresponding methods |
US7338018B2 (en) * | 2005-02-04 | 2008-03-04 | The Boeing Company | Systems and methods for controlling aircraft flaps and spoilers |
US7216835B2 (en) * | 2005-02-25 | 2007-05-15 | Northrop Grumman Corporation | Aircraft with extendable leading edge of fuselage and wings |
US7204454B2 (en) * | 2005-02-25 | 2007-04-17 | Northrop Grumman Corporation | Aircraft with articulated leading edge of fuselage and wings |
US7246770B2 (en) * | 2005-02-25 | 2007-07-24 | Northrop Grumman Corporation | Aircraft with rotatable leading edge of fuselage and wings |
US7309043B2 (en) * | 2005-04-27 | 2007-12-18 | The Boeing Company | Actuation device positioning systems and associated methods, including aircraft spoiler droop systems |
US7300021B2 (en) * | 2005-05-20 | 2007-11-27 | The Boeing Company | Aerospace vehicle fairing systems and associated methods |
US7721999B2 (en) * | 2005-05-20 | 2010-05-25 | The Boeing Company | Aerospace vehicle fairing systems and associated methods |
US7367530B2 (en) * | 2005-06-21 | 2008-05-06 | The Boeing Company | Aerospace vehicle yaw generating systems and associated methods |
US7500641B2 (en) * | 2005-08-10 | 2009-03-10 | The Boeing Company | Aerospace vehicle flow body systems and associated methods |
US7475854B2 (en) | 2005-11-21 | 2009-01-13 | The Boeing Company | Aircraft trailing edge devices, including devices with non-parallel motion paths, and associated methods |
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 |
FR2898865B1 (fr) | 2006-03-27 | 2008-05-30 | Cetim Cermat Ass Loi De 1901 | Profil aerodynamique ou hydrodynamique pouvant etre deforme de maniere continue et controlee |
CA2650535A1 (en) * | 2006-04-27 | 2007-12-21 | Flexsys, Inc. | Compliant structure design for varying surface contours |
US7578484B2 (en) * | 2006-06-14 | 2009-08-25 | The Boeing Company | Link mechanisms for gapped rigid krueger flaps, and associated systems and methods |
FR2911113B1 (fr) * | 2007-01-04 | 2009-09-11 | Airbus France Sa | Empennage horizontal pour aeronef. |
WO2008131800A1 (en) * | 2007-04-30 | 2008-11-06 | Vestas Wind Systems A/S | A wind turbine blade |
US9039372B2 (en) * | 2007-04-30 | 2015-05-26 | Vestas Wind Systems A/S | Wind turbine blade |
US7954769B2 (en) * | 2007-12-10 | 2011-06-07 | The Boeing Company | Deployable aerodynamic devices with reduced actuator loads, and related systems and methods |
US7766282B2 (en) | 2007-12-11 | 2010-08-03 | The Boeing Company | Trailing edge device catchers and associated systems and methods |
US8382045B2 (en) | 2009-07-21 | 2013-02-26 | The Boeing Company | Shape-changing control surface |
GB2473448A (en) * | 2009-09-09 | 2011-03-16 | Vestas Wind Sys As | Wind Turbine Rotor Blade With Undulating Flap Hinge Panel |
GB201018924D0 (en) * | 2010-11-09 | 2010-12-22 | Airbus Operations Ltd | Seal |
US9174723B2 (en) | 2013-04-03 | 2015-11-03 | The Boeing Company | Shape memory alloy rods for actuation of continuous surfaces |
US9581145B2 (en) | 2013-05-14 | 2017-02-28 | The Boeing Company | Shape memory alloy actuation system for variable area fan nozzle |
US9598167B2 (en) * | 2014-03-04 | 2017-03-21 | The Boeing Company | Morphing airfoil leading edge |
US10318904B2 (en) | 2016-05-06 | 2019-06-11 | General Electric Company | Computing system to control the use of physical state attainment of assets to meet temporal performance criteria |
Family Cites Families (29)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2368702A (en) | 1943-04-08 | 1945-02-06 | Raymond D Bourne | Streamlined hinge line for aircraft |
US2539576A (en) * | 1945-08-28 | 1951-01-30 | Bendix Aviat Corp | Inflatable ice eliminating apparatus |
US2731221A (en) | 1952-06-25 | 1956-01-17 | North American Aviation Inc | Aircraft door installation |
US2932470A (en) | 1955-05-24 | 1960-04-12 | Chance Vought Aircraft Inc | Variable contour airfoil |
US2970794A (en) | 1957-05-24 | 1961-02-07 | Herbert C Johnson | Inflatable de-icing boot |
US3109613A (en) | 1960-11-28 | 1963-11-05 | Mabel Wilson Raspet | Variable-camber airfoil |
US3716209A (en) † | 1970-06-01 | 1973-02-13 | Mini Of Technology | Fluid dynamic lift generating or control force generating structures |
US3698668A (en) | 1971-04-08 | 1972-10-17 | Boeing Co | Variable camber airfoil |
US4012013A (en) | 1976-02-05 | 1977-03-15 | The Boeing Company | Variable camber inlet for supersonic aircraft |
GB1536331A (en) | 1976-04-01 | 1978-12-20 | Secr Defence | Aerofoils |
US4341176A (en) | 1980-09-29 | 1982-07-27 | Orrison William W | Air foil with reversible camber |
US4429844A (en) * | 1982-09-29 | 1984-02-07 | The Boeing Company | Variable camber aircraft wing tip |
US4892626A (en) | 1988-01-21 | 1990-01-09 | Boeing Company | Method for plating one side of a woven fabric sheet |
US5222699A (en) * | 1990-04-16 | 1993-06-29 | Ltv Aerospace And Defense Company | Variable control aircraft control surface |
US5681014A (en) † | 1992-05-15 | 1997-10-28 | Palmer; Harry W. | Torsional twist airfoil control means |
JPH09504490A (ja) | 1993-05-06 | 1997-05-06 | グラマン エアロスペース コーポレーション | 構造体の形状の制御装置および方法 |
US5662294A (en) | 1994-02-28 | 1997-09-02 | Lockheed Martin Corporation | Adaptive control surface using antagonistic shape memory alloy tendons |
US5794893A (en) | 1995-06-07 | 1998-08-18 | Northrop Grumman Corporation | Elastomeric transition for aircraft control surface |
US5975463A (en) | 1995-12-21 | 1999-11-02 | Mcdonnell Douglas | Expandable aircraft bay and method |
US5810291A (en) | 1996-03-19 | 1998-09-22 | Geiger; Michael Watson | Continuous moldline technology system |
US6048581A (en) | 1996-09-24 | 2000-04-11 | Mcdonnell Douglas Corporation | Elastic ground plane and method |
US5947422A (en) | 1997-04-29 | 1999-09-07 | Mcdonnell Douglas | Tail for an aircraft |
US5941480A (en) | 1997-05-08 | 1999-08-24 | Mcdonnell Douglas | Hinge line skin system for an aircraft |
US5896191A (en) | 1997-05-13 | 1999-04-20 | Mcdonnell Douglas | Reinforced elastomer panel with embedded strain and pressure sensors |
US5927651A (en) | 1997-05-15 | 1999-07-27 | Mcdonnell Douglas | Expandable fuel cell |
US5931422A (en) * | 1997-06-09 | 1999-08-03 | Mcdonnell Douglas | Active reinforced elastomer system |
US5947417A (en) | 1997-07-25 | 1999-09-07 | Mcdonnell Douglas | Fairing for an expandable bay |
US5913494A (en) | 1997-07-25 | 1999-06-22 | Mcdonnell Douglas | Blade seal for an aircraft |
US5975466A (en) | 1998-06-02 | 1999-11-02 | Northrop Grumman Corporation | Variable displacement fuel tank for aircraft |
-
1999
- 1999-05-21 DE DE69916360T patent/DE69916360T3/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-05-21 EP EP99303952A patent/EP0958999B2/de not_active Expired - Lifetime
-
2000
- 2000-03-14 US US09/525,535 patent/US6213433B1/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102005014884B3 (de) * | 2005-04-01 | 2006-09-14 | Nordex Energy Gmbh | Rotorblatt für eine Windenergieanlage |
EP1707806A2 (de) | 2005-04-01 | 2006-10-04 | NORDEX ENERGY GmbH | Rotorblatt für eine Windenergieanlage |
DE102021005965B3 (de) | 2021-12-01 | 2022-11-10 | Friedrich Grimm | Rotorblatt für eine wind - oder wasserturbine sowie für ein drehflügelfahrzeug und insbesondere für einen hubschrauber |
WO2023099117A1 (de) | 2021-12-01 | 2023-06-08 | Friedrich Grimm | Vorrichtung mit einem asymmetrischen, verstellbaren flügelprofil |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE69916360D1 (de) | 2004-05-19 |
EP0958999A2 (de) | 1999-11-24 |
EP0958999B2 (de) | 2007-08-29 |
EP0958999A3 (de) | 2001-08-29 |
DE69916360T3 (de) | 2008-06-05 |
US6213433B1 (en) | 2001-04-10 |
EP0958999B1 (de) | 2004-04-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE69916360T2 (de) | Flügelprofil | |
DE60307951T3 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Strömungsbeeinflussung mittels einer Flügelvorderkante mit flexibler Oberfläche | |
DE102005027749B4 (de) | Auftriebserhöhende Klappe, insbesondere Nasenklappe, für einen aerodynamisch wirksamen Flügel | |
DE69001082T2 (de) | Profilierter propellerfluegel. | |
DE69801589T2 (de) | Auftrieberhöhungsvorrichtung einer flügelvorderkante mit laminarer strömungkontrolle | |
DE3614618C2 (de) | ||
DE2828162C2 (de) | ||
EP2344379B1 (de) | An der tragfläche eines flugzeugs angeordneter vorflügel | |
DE19653851A1 (de) | Aerodynamischer Körper mit innenliegenden Stellantrieben | |
DE102008025414A1 (de) | Aerodynamisches Profil mit reversibel verformbarer Kontur für Luftfahrzeuge, insbesondere für Drehflügelflugzeuge | |
DE2453558C3 (de) | Schubgas-Umlenkschaufel | |
EP1057723A2 (de) | Zusatzflügel für Hauptflügel von Flugzeugen | |
DE2348304B2 (de) | Strömungskörper zur Beeinflussung strömender Medien | |
DE102008033005A1 (de) | Aerodynamische Klappe und Flügel | |
EP0453713A1 (de) | Veränderbares Tragflächenprofil | |
DE102010028490B4 (de) | Flügelprofil mit veränderlicher Krümmung | |
DE19528229C2 (de) | Rotorblatt eines Drehflügel-Flugzeuges | |
DE2026054A1 (de) | ||
DE102012102746B4 (de) | Rotorblatt mit adaptivem Vorflügel für eine Windenergieanlage | |
EP2505493A1 (de) | Adaptiver Vorflügel | |
DE1269497B (de) | Quertriebsflaeche, insbesondere Flugzeugtragfluegel, mit den Profilumriss gestaltenden, durch Gelenke miteinander verbundenen Platten | |
DE2657714A1 (de) | Auftriebsvorrichtung fuer ein tragfluegel-flugzeug | |
DE2541177C2 (de) | Tragflügel für Stauflügelfahrzeuge | |
DE2401684C2 (de) | Rotorblatt | |
DE3836673A1 (de) | Verfahren und anordnung zur verminderung des induzierten widerstandes eines fluegels |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8363 | Opposition against the patent | ||
8366 | Restricted maintained after opposition proceedings |