KR19980040611A - Aircraft wing - Google Patents
Aircraft wing Download PDFInfo
- Publication number
- KR19980040611A KR19980040611A KR1019960059835A KR19960059835A KR19980040611A KR 19980040611 A KR19980040611 A KR 19980040611A KR 1019960059835 A KR1019960059835 A KR 1019960059835A KR 19960059835 A KR19960059835 A KR 19960059835A KR 19980040611 A KR19980040611 A KR 19980040611A
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- flap
- flow path
- aircraft
- main
- main blade
- Prior art date
Links
Landscapes
- Wind Motors (AREA)
Abstract
본 발명은 항공기주익에 관한 것으로서, 항공기의 양항비를 높이기 위해 상,하부면에 소정의 곡률을 가지며, 그 후단부에 트레일링에지가 형성된 주익본체와, 주익본체의 후단에 회동가능하게 설치된 회동플랩과, 회동플랩과 주익본체 사이에 형성되는 유로에 회동가능하게 설치되며, 유로를 통과하는 기류가 상기 회동플랩의 상부면을 타고 흐르도록 유로의 방향을 제어하는 유로제어수단을 구비한다. 이와 같은 구조의 항공기주익을 채용하는 것에 의해 양항비가 높은 항공기를 구현할 수 있다.The present invention relates to an aircraft wing, which has a predetermined curvature on the upper and lower surfaces in order to increase the lift ratio of the aircraft, the main wing main body having a trailing edge formed at the rear end thereof, and a pivot installed at the rear end of the main wing main body. And a flow path control means for rotatably installed in a flow path formed between the flap and the rotational flap and the main blade body, and for controlling the direction of the flow path so that airflow passing through the flow path flows on the upper surface of the rotational flap. By employing an aircraft wing having such a structure, an aircraft having a high porting ratio can be realized.
Description
본 발명은 항공기의 주익(主翼)에 관한 것으로서, 상세하게는 양항비(揚抗比力)가 개선된 항공기주익에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a main wing of an aircraft, and more particularly, to an aircraft wing having an improved port ratio.
양력과 항력은 항공기에 작용하는 공기 역학적인 힘 중에서 가장 중요한 것이다. 양력은 항공기를 공중으로 들어올리는 힘으로 날개의 윗면과 아래면 사이에 흐르는 기류의 압력 차이에 의해서 발생되는 힘이다. 그리고, 항공기의 전진과 양력 그 자체에 수반하여 후향으로 또하나의 힘이 생기는데, 이 힘을 항력이라 한다. 항력은 항공기가 전진하는 것을 방해하고 결과적으로 양력의 저하를 초래하며, 항공기가 비행할 때뿐만 아니라 이착륙할 때에도 바람직하지 않은 영향을 준다. 따라서, 항력을 감소시키고 양력을 증가시키기 위한 노력, 즉 양항비가 개선된 날개를 개발하려는 노력이 진행되고 있다.Lift and drag are the most important of the aerodynamic forces acting on an aircraft. Lift is the force that lifts the aircraft into the air and is caused by the pressure difference in the airflow between the top and bottom of the wing. And with the forward and lift of the aircraft itself, another force is created backwards, which is called drag. Drag can prevent the aircraft from moving forward and result in a drop in lift, which is undesirable when the aircraft is flying and taking off and landing. Therefore, efforts are being made to reduce drag and increase lift, that is, to develop wings with improved lift ratio.
도 1 또는 도 2를 참조하면, 종래 항공기의 주익은, 크게 본체 역할을 하는 주익본체(12)와 그 주익본체(12)에 결합되는 회동플랩(18)으로 이루어진다. 상기 회동플랩(18)은 항공기의 이,착륙시 하방으로 도시되지 않은 구동수단에 의하여 소정 각도로 회동되며, 이때, 트레일링에지(16)의 하부면과 회동플랩(18)의 선단면 사이에는 도 2에 도시된 바와 같이 소정의 유로(100)가 생긴다. 상기 주익본체(12)에는 그 선단부에 소정의 곡률을 갖는 제1리딩 에지(the first leading edge)(14)가 결합되어 있고, 그 후단부에는 트레일링에지(the first trailing edge)(16)가 결합되어 있으며 그 트레일링에지(16)의 하부면과 연결되며 상기 회동플랩(18)의 선단 곡률면에 대응되는 소정의 곡률을 가지는 코브(cove)(24)가 형성되어 있다. 상기 트레일링에지(16)에의 하부에는 소정의 길이를 갖는 탭(26)이 설치되어 있다. 상기 탭(26)은 후술할 유로(100)의 방향을 상기 회동플랩(18)의 상부면으로 유도하기 위한 것으로서, 도면에는 도시되지 않았지만, 상기 주익본체(12)에 설치된 모터(미도시)에 의해 구동되는 것에 의해 트레일링에지(16)의 면에서 수직 방향으로 회동 가능하다.1 or 2, the main wing of the conventional aircraft is composed of a main wing main body 12 and a pivoting flap 18 coupled to the main wing main body 12, which serves as a main body. The pivoting flap 18 is rotated at a predetermined angle by a driving means not shown downward during the landing and landing of the aircraft, and at this time, between the lower surface of the trailing edge 16 and the tip end surface of the pivoting flap 18. As shown in FIG. 2, a predetermined flow path 100 is formed. The main body 12 is coupled to a first leading edge 14 having a predetermined curvature at its front end, and a trailing edge 16 at its rear end. A cove 24 is coupled to the lower surface of the trailing edge 16 and having a predetermined curvature corresponding to the leading curvature surface of the pivoting flap 18. A tab 26 having a predetermined length is provided below the trailing edge 16. The tab 26 is for guiding the direction of the flow path 100 to be described later to the upper surface of the pivoting flap 18. Although not shown in the drawing, the tab 26 may be mounted on a motor (not shown) installed in the main body 12. It can be rotated in the vertical direction at the surface of the trailing edge 16 by being driven by it.
이와 같은 구조의 항공기주익의 동작을 설명하면, 항공기가 비행함에 따라 상기 주익(10)의 상,하부면을 타고 기류가 진행한다. 상기 주익(10)의 상부면을 흐르는 기류의 속도는 아래면보다 빠르므로, 상기 주익(10)의 상부는 하부보다 저압을 유지하고 결과적으로 항공기를 공중에 뜨게 한다.Referring to the operation of the aircraft wing having such a structure, the air flows on the upper and lower surfaces of the wing 10 as the aircraft is flying. Since the velocity of the airflow flowing through the upper surface of the main blade 10 is faster than the lower surface, the upper portion of the main blade 10 maintains a lower pressure than the lower portion and consequently floats the aircraft in the air.
항공기가 이,착륙시 상기 회동플랩(18)은 도 2에 도시된 바와 같이 하방으로 소정각도 회동하고, 트레일링에지(16)의 하부면과 회동플랩(18)의 선단면 사이에 유로(100)가 생긴다. 항공기가 비행함에 따라, 상기 주익(10)의 상,하부면을 타고 기류가 진행한다. 주익(10)의 주익본체(12)의 하부면을 흐르는 기류는 회동플랩(18)의 하부면을 따라 진행하며, 일부는 유로(100)를 지나게 된다. 이때, 상기 유로(100)를 지나는 기류의 방향은 화살표(K) 방향을 따르므로, 주익본체(12)의 상부면을 타고 흐르는 기류와 만나서 소용돌이가 되어 주익(10)에 항력을 증가시킨다. 이러한 항력을 줄이기 위하여, 탭(26)이 트레일링에지(16)의 면에 대해 직각으로 전개된다. 따라서 상기 유로(100)를 지나는 기류는 상기 회동플랩(18)의 상부면을 타고 흐르게 되어 상기 주익본체(12)의 상부면을 타고 흐르는 기류와 만나지 않게 되어 항력을 줄일 수 있다.When the aircraft lands, the pivot flap 18 is rotated downward by a predetermined angle as shown in FIG. 2, and the flow path 100 is disposed between the lower surface of the trailing edge 16 and the distal end surface of the pivot flap 18. ) As the aircraft flies, air flows on the upper and lower surfaces of the main blade 10. The airflow flowing through the lower surface of the main blade body 12 of the main blade 10 travels along the lower surface of the rotation flap 18, and part of the main blade body 12 passes through the flow path 100. At this time, the direction of the air flow passing through the flow path 100 follows the direction of the arrow (K), and meets the air flow flowing on the upper surface of the main blade body 12 is vortex to increase the drag on the main blade (10). To reduce this drag, the tab 26 is deployed at right angles to the face of the trailing edge 16. Therefore, the airflow passing through the flow path 100 flows on the upper surface of the pivot flap 18 so that the airflow does not meet the airflow flowing on the upper surface of the main blade body 12, thereby reducing drag.
상기 주익(10)의 상부면을 흐르는 기류는 회동플랩(18)의 상부면을 타고 흐르는 기류 방향으로 진행한다. 이때, 상기 주익(10)의 상부면을 타고 흐르는 기류의 속도는 하부면의 기류의 속도보다 빠르므로, 상기 주익(10)의 상부는 하부보다 저압을 유지하고 결과적으로 항공기를 공중에 뜨게 한다.The airflow flowing through the upper surface of the main blade 10 travels in the airflow direction flowing along the upper surface of the rotational flap 18. At this time, since the speed of the air flow flowing through the upper surface of the main blade 10 is faster than the speed of the air flow of the lower surface, the upper portion of the main blade 10 maintains a lower pressure than the lower portion and consequently floats the aircraft in the air.
그런데, 상기한 탭(26)이 상기 트레일링에지(16)면에 대해서 직각으로 전개되므로, 구조상 도 2에 도시된 바와 같이, 상기 탭(26) 부근에서 소용돌이가 발생된다. 이러한 소용돌이는 항력의 증가로 이어져서 실속각을 작게하여 파일럿이 항공기를 이,착륙시키는 것을 어렵게 한다.However, since the tab 26 extends at a right angle with respect to the trailing edge 16 surface, as shown in FIG. 2, a vortex is generated in the vicinity of the tab 26. This vortex leads to an increase in drag, making the stall angle small, making it difficult for the pilot to take off and land the aircraft.
본 발명은 상기와 같은 문제를 해결하기 위해 창출된 것으로, 주익의 후단에 설치된 탭에 의하여 발생되는 소용돌이를 줄여 항력을 감소시킬 수 있는 개선된 항공기주익을 제공하는 것을 목적으로 한다.The present invention has been made to solve the above problems, and an object of the present invention is to provide an improved aircraft wing that can reduce drag by reducing the vortex generated by the tab installed at the rear end of the wing.
도 1은 종래 항공기주익에 있어서, 주익본체에 대해 회동플랩이 나란하게 전개된 모양을 도시한 측면도.1 is a side view showing a state in which the rotating flap is deployed side by side with respect to the main wing body in the conventional aircraft wing.
도 2는 도 1의 항공기주익에 있어서, 회동플랩이 회동되었을 때 탭이 전개된 것을 간략하게 도시한 측면도.FIG. 2 is a side view briefly showing that the tab is unfolded when the rotation flap is rotated in the aircraft wing of FIG.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 항공기주익에 있어서, 주익본체에 대해 회동플랩이 나란하게 전개된 모양을 도시한 측면도.Figure 3 is a side view showing a state in which the rotor flap is deployed side by side with respect to the main wing in the aircraft main wing according to an embodiment of the present invention.
도 4는 도 3의 항공기주익에 있어서, 보조트레일링에지가 소정각도 회동되어 전개된 것을 도시한 측면도.Figure 4 is a side view showing that the auxiliary trailing edge is rotated by a predetermined angle in the aircraft wing of FIG.
도 5는 도 4의 항공기주익에 있어서, 보조트레일링플랩의 확대 측면도.5 is an enlarged side view of the auxiliary trailing flap in the aircraft wing of FIG.
도면의주요부분에대한부호의설명Explanation of symbols on the main parts of the drawing
30 ... 주익32 주익본체30 ... Main wing 32 Main body
34 제1리딩 에지35 유압 실린더34 1st leading edge 35 Hydraulic cylinder
36 트레일링에지37 보조트레일링플랩36 trailing edge 37 auxiliary trailing flap
38 회동플랩38 pivot flap
상기와 같은 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 항공기주익은, 상하부면에 소정의 곡률을 가지며, 그 후단부에 트레일링에지가 형성된 주익본체와; 상기 주익본체의 후단에 회동가능하게 설치된 회동플랩과; 상기 회동플랩과 상기 주익본체 사이에 형성되는 유로에 회동가능하게 설치되며, 상기 유로를 통과하는 기류가 상기 회동플랩의 상부면을 타고 흐르도록 상기 유로의 방향을 제어하는 유로제어수단을 구비하여 된 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, the aircraft wing of the present invention, has a predetermined curvature on the upper and lower surfaces, the main body main body has a trailing edge formed at its rear end; A rotation flap rotatably installed at the rear end of the main blade body; It is rotatably installed in the flow path formed between the rotation flap and the main blade body, and provided with a flow path control means for controlling the direction of the flow path so that the air flow passing through the flow path rides through the upper surface of the rotation flap It is characterized by.
본 발명에 있어서, 상기 유로제어수단은, 상기 트레일링에지의 하부면에 연장되는 주익본체에 회동가능하게 설치되는 보조트레일링플랩과, 상기 주익본체 내부에 설치되며 상기 보조트레일링플랩이 상기 회동플랩의 선단 방향을 향하도록 회동시키는 구동수단을 구비하여 된 것이 바람직하고, 상기 구동 수단은 유압 실린더인 것이 바람직하다.In the present invention, the flow path control means, the auxiliary trailing flap which is rotatably installed on the main blade body extending on the lower surface of the trailing edge, the inside of the main blade body and the auxiliary trailing flap is the rotation It is preferable that the driving means is rotated so as to face the tip direction of the flap, and the driving means is preferably a hydraulic cylinder.
다음, 본 발명의 실시예에 따른 항공기주익을 도면을 참조하면서 상세히 설명한다.Next, the aircraft wing according to an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
도 3 내지 도 5를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 항공기주익(30)은, 크게 주익본체(32)와 회동플랩(38)으로 이루어진다. 상기 주익본체(32)의 선단부에는 소정의 곡률을 가지는 제1리딩 에지(34)가 결합되어 있고, 그 후단부에는 트레일링에지(36)가 결합되어 있다. 주익본체(32)의 후단부에는 후술할 회동플랩(38)의 선단면에 대응되는 곡률면이 형성된 코브(34)가 형성되어 있다. 상기 주익본체(32)의 후단부에는 회동플랩(38)이 결합되는데, 도면에는 도시되지는 않았지만 상기 주익본체(32)와 힌지 결합되며, 이,착륙시, 도시되지 않은 구동수단에 의하여 하방으로 소정 각도 회동된다. 이때, 트레일링에지(36)의 하부면과 회동플랩(38)의 선단면 사이에는 도 4에 도시된 바와 같이 소정의 유로(100)가 생긴다.3 to 5, the aircraft wing 30 according to the embodiment of the present invention, the main wing body 32 and the rotation flap 38 is large. A first leading edge 34 having a predetermined curvature is coupled to the front end of the main blade body 32, and a trailing edge 36 is coupled to the rear end thereof. At the rear end of the main blade body 32, a cove 34 having a curvature surface corresponding to the front end surface of the rotating flap 38, which will be described later, is formed. Rotating flap 38 is coupled to the rear end of the main blade body 32, although not shown in the figure is coupled to the hinge and the main blade body 32, this, when landing, by the driving means not shown down The predetermined angle is rotated. At this time, a predetermined flow path 100 is formed between the lower surface of the trailing edge 36 and the front end surface of the pivoting flap 38.
본 발명의 특징에 따르면, 상기 트레일링에지(36)에의 하부에는 유로(100)의 방향을 회동플랩(38)의 상부면으로 유도하는 보조트레일링플랩(37)이 설치되어 있다. 상기 보조트레일링플랩(37)은 도 5에 도시된 바와 같이, 상기 주익본체(32)에 내장된 유압실린더(35)와 연결되어 이,착륙시 상기 회동플랩(38)의 선단면쪽으로 회동된다. 그리고, 항공기의 비행시, 보조트레일링플랩(37)은 유압실린더(35)에 의해 다시 회동되어 트레일리에지(36)의 하면에 포개어지게 되며, 회동플랩(38)은 주익본체(32)에 대해서 평행하게 전개된다.According to a feature of the present invention, an auxiliary trailing flap 37 is provided below the trailing edge 36 to guide the direction of the flow path 100 to the upper surface of the pivoting flap 38. As shown in FIG. 5, the auxiliary trailing flap 37 is connected to the hydraulic cylinder 35 embedded in the main blade body 32 and rotated toward the front end surface of the pivoting flap 38 during landing. . And, during the flight of the aircraft, the auxiliary trailing flap 37 is rotated again by the hydraulic cylinder 35 is superimposed on the lower surface of the trailing edge 36, the pivoting flap 38 to the main blade body 32 Parallel to one another.
이와 같은 구조의 항공기주익의 동작을 첨부된 도면들을 참조하여 설명하면 다음과 같다.Referring to the accompanying drawings, the operation of the aircraft wing of such a structure is as follows.
항공기가 비행시, 주익(30)의 상부면을 타고 통과하는 기류의 흐름은 하부면을 타고 흐르는 기류보다 빠른 속력으로 흐른다. 그러면, 유체의 흐름 속력에 대한 압력을 정의하는 베르누이의 정리에서 나타나는 바와 같이, 항공기의 주익(30)의 기류압은 아래쪽보다 위쪽이 낮게 되고 결과적으로 양력이 발생되어 항공기는 대기중에 뜨게 된다.When the aircraft is flying, the flow of airflow passing through the upper surface of the main wing 30 flows at a higher speed than the airflow flowing through the lower surface. Then, as shown in Bernoulli's theorem, which defines the pressure on the flow velocity of the fluid, the airflow pressure of the main wing 30 of the aircraft is lower than upward, and consequently lift is generated, causing the aircraft to float in the atmosphere.
항공기가 이,착륙시, 상기 회동플랩(38)은 도 4에 도시된 바와 같이 하방으로 소정각도 회동하고, 트레일링에지(36)의 하부면과 회동플랩(38)의 선단면 사이에 유로(100)가 생긴다. 항공기가 비행함에 따라, 상기 주익(30)의 상,하부면을 타고 기류가 진행한다. 주익본체(32)의 하부면을 흐르는 기류는 회동플랩(38)의 하부면을 따라 진행하며, 일부는 유로(100)를 지나게 된다. 이때, 상기 유로(100)를 지나는 기류의 방향은 화살표(K) 방향을 따르므로, 주익본체(32)의 상부면을 타고 흐르는 기류와 만나서 소용돌이가 되어 주익(30)에 항력을 증가시킨다. 이러한 항력을 줄이기 위하여, 본 발명의 특징에 따르는 보조트레일링플랩(37)도 유압실린더(35)에 의해 구동되어 회동플랩(38)의 선단면 방향으로 소정각도 회동되어 전개된다. 상기 보조트레일링플랩(37)은 트레일링에지(36)의 하부면에서 비스듬하게 회동플랩(38) 방향으로 기울어져 있으므로, 종래의 탭에 비해서 발생되는 소용돌이 양이 적다. 따라서, 탭에 의해서 발생되는 항력을 줄일 수 있다. 상기 유로(100)를 지나는 기류는 보조트레일링플랩(37)에 의해 상기 회동플랩(38)의 상부면을 타고 흐르도록 유도되어 주익본체(32)의 상부면을 타고 흐르는 기류와 급격히 만나지 않게 되고 평행하게 만나므로 소용돌이가 발생되지 않는다.When the aircraft lands, the pivoting flap 38 rotates downward by a predetermined angle as shown in FIG. 4, and includes a flow path between the lower surface of the trailing edge 36 and the distal end surface of the pivoting flap 38. 100) occurs. As the aircraft flies, air flows on the upper and lower surfaces of the main blade 30. The airflow flowing through the lower surface of the main blade body 32 proceeds along the lower surface of the rotational flap 38, and part of the air flows through the flow path 100. At this time, the direction of the air flow passing through the flow path 100 follows the direction of the arrow (K), and meets the air flow flowing on the upper surface of the main blade body 32 is vortex to increase the drag on the main blade (30). In order to reduce such drag, the auxiliary trailing flap 37 according to the characteristics of the present invention is also driven by the hydraulic cylinder 35 to be rotated by a predetermined angle in the direction of the front end face of the rotational flap 38. Since the auxiliary trailing flap 37 is inclined obliquely from the lower surface of the trailing edge 36 in the direction of the rotation flap 38, the amount of swirl generated is smaller than that of the conventional tab. Thus, drag generated by the tap can be reduced. The air flow passing through the flow path 100 is guided to flow on the upper surface of the pivot flap 38 by the auxiliary trailing flap 37 so as not to rapidly meet the air flow flowing on the upper surface of the main blade body 32. Since they meet in parallel, no vortex occurs.
상기 주익본체(32)의 상부면을 흐르는 기류는 회동플랩(38)의 상부면을 타고 흐르는 기류 방향으로 진행한다. 이때, 상기 주익본체(32)의 상부면을 타고 흐르는 기류의 속도는 하부면의 기류의 속도보다 빠르므로, 상기 주익본체(32)의 상부는 하부보다 저압을 유지하고 결과적으로 항공기를 공중에 뜨게 한다.The airflow flowing through the upper surface of the main blade body 32 proceeds in the airflow direction flowing along the upper surface of the rotational flap 38. At this time, since the speed of the air flow flowing through the upper surface of the main blade body 32 is faster than the speed of the air flow of the lower surface, the upper portion of the main blade body 32 maintains a lower pressure than the lower portion and consequently floats the aircraft in the air. do.
상술한 바와 같이, 본 발명의 항공기주익에 따르면, 주익의 후단의 하부면에서 비스듬하게 전개되는 보조트레일링플랩을 사용함으로써, 주익의 후단의 하부면에서 수직으로 전개된 탭을 사용한 항공기보다 항력을 줄일 수 있다. 즉, 종래 탭 부근에서 발생되는 소용돌이가 본 발명의 보조트레일링플랩에서는 상당히 제거되어 그로 인해 발생되는 항력을 줄일 수 있다. 따라서, 실속각을 종래보다 크게하여 항공기의 운용을 용이하게 할 수 있다는 효과가 있다As described above, according to the aircraft main wing of the present invention, by using the auxiliary trailing flap that is developed obliquely on the lower surface of the rear end of the main wing, drag force is lower than that of the aircraft using a tab vertically deployed on the lower surface of the rear end of the main wing. Can be reduced. That is, the vortex generated in the vicinity of the conventional tab is significantly removed in the auxiliary trailing flap of the present invention can reduce the drag generated thereby. Therefore, there is an effect that the stall angle can be made larger than before to facilitate the operation of the aircraft.
Claims (3)
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1019960059835A KR19980040611A (en) | 1996-11-29 | 1996-11-29 | Aircraft wing |
| FR9715045A FR2756540A1 (en) | 1996-11-29 | 1997-11-28 | Aircraft wing design |
| CN97123068A CN1184056A (en) | 1996-11-29 | 1997-11-28 | Airfoil of aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1019960059835A KR19980040611A (en) | 1996-11-29 | 1996-11-29 | Aircraft wing |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR19980040611A true KR19980040611A (en) | 1998-08-17 |
Family
ID=66483735
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1019960059835A KR19980040611A (en) | 1996-11-29 | 1996-11-29 | Aircraft wing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| KR (1) | KR19980040611A (en) |
-
1996
- 1996-11-29 KR KR1019960059835A patent/KR19980040611A/en not_active Application Discontinuation
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2565897C (en) | High-lift device for an aircraft | |
| US5806807A (en) | Airfoil vortex attenuation apparatus and method | |
| US4174083A (en) | Flow deflector for fluid inlet | |
| US4194707A (en) | Lift augmenting device for aircraft | |
| US5056741A (en) | Apparatus and method for aircraft wing stall control | |
| CN105035306B (en) | Jet-propelled wing flap lift-rising connection wing system and its aircraft | |
| US6416015B1 (en) | Anti-torque and yaw-control system for a rotary-wing aircraft | |
| US5016837A (en) | Venturi enhanced airfoil | |
| BRPI0811340B1 (en) | Aircraft wing and method for increasing lift on aerodynamic surfaces and reducing drag | |
| US4736913A (en) | Fluid flow control device | |
| EP2004484A2 (en) | Aircraft with aerodynamic lift generating device | |
| US2261363A (en) | Spoiler | |
| US5297764A (en) | Air foil providing vortex attenuation | |
| US6161800A (en) | Pivoting spanwise-flow redirector for tiltrotor aircraft | |
| US6527229B1 (en) | Aerodynamic lift generating device | |
| US3131873A (en) | Ejector flap system for aircraft wing with ducted fan | |
| KR100236122B1 (en) | The wing of airplane | |
| US4890803A (en) | Airfoil with fixed and variable upper camber portions | |
| US3326500A (en) | Aircraft lift-increasing device | |
| KR19980040611A (en) | Aircraft wing | |
| US4682746A (en) | Control force generator | |
| US3442470A (en) | Augmentor wing structure for aircraft | |
| GB2405624A (en) | Wing with lift augmentation | |
| JP3212692B2 (en) | Rotor blade boundary layer controller | |
| EP0295652A2 (en) | Ground-surface-effect wing plane |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A201 | Request for examination | ||
| E902 | Notification of reason for refusal | ||
| WITB | Written withdrawal of application |