ES2317762B1 - Carena ventral para un avion. - Google Patents
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Abstract
Carena ventral para un avión dispuesta entre un
ala izquierda (2a) y un ala derecha (2b), que comprende un tramo
central (3a) inferior de sección transversal convexa situado entre
el intradós izquierdo (2e) y el intradós derecho (2f), y con un
ángulo (\Phi) entre la sección de la carena (3) y la línea de
sección correspondiente al intradós (2e, 2f) de cada ala (2a, 2b),
inferior a 90 grados,
sendos tramos laterales inferior izquierdo (3c)
y derecho (3b) de sección transversal cóncava que respectivamente
se extienden entre el intradós (2e, 2f) de cada ala (2a, 2b), y el
tramo central (3a);
sendas primeras líneas de inflexión (4a, 4b)
entre el intradós (2e, 2f) de cada ala (2a, 2b) y el tramo lateral
(3c, 3b) correspondiente;
sendas segundas líneas de inflexión (4c, 4d)
entre los tramos laterales (3c, 3b) y el tramo central (3a).
Description
Carena ventral para un avión.
La presente invención se engloba en el campo
técnico del diseño de superficies aerodinámicas de aeronaves, en
concreto del diseño de la forma externa de la carena ventral
(carena ala-fuselaje).
\vskip1.000000\baselineskip
La principal razón de ser de la carena ventral
de avión es la de procurar en su interior el volumen útil necesario
para el alojamiento de otros componentes tales como el tren de
aterrizaje principal y la instalación de diferentes
sis-
temas.
temas.
La interacción aerodinámica de la carena ventral
con el ala, así como con el fuselaje, es significativa tanto a
altas velocidades subsónicas (próximas al régimen transónico) como
a bajas velocidades (próximas al régimen incompresible). Como
altas velocidades subsónicas suelen definirse velocidades en las
que el número de Mach (Mn) es de entre 0,7 y 0,95.
El objetivo de un buen diseño aerodinámico de la
forma externa de la carena ventral es minimizar las interferencias
negativas entre los tres elementos interrelacionados (ala, carena y
fuselaje), fuentes de resistencia aerodinámica y de pérdida de
sustentación del avión, así como mejorar las condiciones de
adherencia del flujo de aire que poseería un grupo
ala-fuselaje sin carenar. A la vista de la
importante influencia de la carena en el campo fluido alrededor del
ala y del fuselaje, y por consiguiente en las actuaciones del
avión, y sin perder jamás de vista la misión fundamental de dicha
carena, la forma externa de la carena debe ser, como gran parte de
los productos de ingeniería, una solución de compromiso derivada
del consenso entre soluciones de ingeniería de múltiples
disciplinas.
La forma del carenado, dado un volumen interior
útil, juega un papel esencial en la maximización del beneficio
aerodinámico del avión. Los carenados convencionales que se
conocían con anterioridad a la presente invención, partían
básicamente, desde un punto de vista aerodinámico, de las
siguientes soluciones técnicas.
Una primera solución técnica convencional
corresponde a una carena simple sustancialmente abombada e
inferiormente sobresaliente del contorno del fuselaje, cuya
interacción con la aerodinámica del ala se limita a efectos viscosos
fundamentalmente en la superficie externa superior del ala
("extradós") a través de la zona central superior de la carena
denominada comúnmente "fillet" (Egbert Torenbeek,
"Síntesis of Subsonic Airplane Design", Delft University
Press, 1976), mientras que el resto (zona frontal, central inferior
y posterior) de la carena posee generalmente una curvatura suave
en la dirección de la corriente, con objeto de minimizar el
crecimiento de la capa límite de la propia carena, pero sin
interaccionar fuertemente con el flujo de aire alrededor del ala.
Un ejemplo de tal primera solución técnica convencional es la
carena ventral del AIRBUS A330.
Una segunda solución técnica convencional
corresponde a una carena más compleja que inferiormente sólo
sobresale mínimamente del contorno del fuselaje, con un mayor grado
de interacción aerodinámica favorable con el ala, debido
principalmente a que la evolución en dirección al eje longitudinal
del fuselaje (X) del área transversal encerrada por la carena está
altamente integrada en la ley de áreas global del avión (Richard T.
Whitcomb, 1952), disminuyendo la penalización en resistencia
aerodinámica del avión a altas velocidades subsónicas con respecto
a la primera solución técnica convencional. Un ejemplo de tal
segunda solución técnica convencional es la carena ventral del
AIRBUS A380.
Ambas soluciones convencionales comparten la
forma genérica de la sección transversal de su superficie externa,
es decir, las secciones por planos perpendiculares al eje
longitudinal del fuselaje, que se puede denominar clásica y que
posee determinadas características geométricas distintivas. Así,
esa forma geométrica "clásica" presenta una curva simétrica
con respecto al plano de simetría del avión, siendo de curvatura
variable pero siempre convexa vista desde dentro del volumen
encerrado por la carena, es decir, sin cambios en el signo de la
curvatura y sin puntos de inflexión, mientras que el ángulo \Phi
entre la sección de la carena y la línea correspondiente a la
sección de la superficie externa inferior del ala ("intradós")
es un ángulo agudo y próximo a 90 grados.
Si bien la segunda solución técnica convencional
representa una mejora respecto a la primera solución técnica desde
el punto de vista de resistencia aerodinámica del avión completo, a
altas velocidades subsónicas, el volumen que permite encerrar por
la carena ventral por su parte delantera es en proporción
significantemente menor que el de la primera solución técnica
convencional 1, lo cual implica la consiguiente penalización a la
hora de instalar sistemas en la zona de la carena ventral.
Era, por lo tanto, deseable encontrar una nueva
solución técnica para la forma de la carena ventral que permitiera
combinar unas características aerodinámicas similares a las
correspondientes a las de la segunda solución técnica convencional
con un mayor volumen útil para la instalación de sistemas en su
parte delantera y en su parte media, próximo al de una carena según
la primera solución técnica convencional.
La presente invención tiene por objeto una nueva
forma de carena ventral para un avión con características
aerodinámicas al menos similares a las de la segunda solución
técnica convencional y con un volumen útil mayor para la
instalación de sistemas en su parte delantera y en su parte media.
Este objeto se consigue mediante una carena ventral simétrica
respecto del plano de simetría de un avión dispuesta entre un ala
izquierda con un intradós izquierdo y un ala derecha del avión con
un intradós derecho, que comprende un tramo central inferior de
sección transversal convexa situado entre el intradós izquierdo y
el intradós derecho, y con un ángulo \Phi inferior a 90 grados
entre la sección de la carena y la línea de sección correspondiente
al intradós de cada ala, y que se caracteriza porque comprende
además
un tramo lateral izquierdo inferior de sección
transversal cóncava que se extiende entre al menos parte de dicho
intradós izquierdo y dicho tramo central, y un tramo lateral
derecho inferior de sección transversal cóncava que se extiende
entre al menos una primera parte de dicho intradós derecho y de
dicho tramo central;
una primera línea de inflexión entre el intradós
de cada ala y el tramo lateral correspondiente;
una segunda línea de inflexión entre cada tramo
lateral y el tramo central.
El ángulo \Phi es preferentemente el mínimo
posible que siga siendo compatible con las restricciones
estructurales y de sellado entre la carena ventral y el ala. Un
restricción estructural típica es por ejemplo el hecho que el panel
de la carena tiene un determinado espesor que hace inviable que los
paneles del intradós del ala y los de la carena sean tangentes,
mientras que una de las restricciones de sellado, es que los sellos
de goma que se aplican entre los paneles del ala y los de la carena
necesitan un ángulo mínimo de asiento para asegurar el nivel
requerido de estanqueidad. Ambos tipos de restricciones imponen un
ángulo \Phi mínimo que depende de la técnica empleada y que suele
estar en torno a los 10º. A la vista de ello, según a presente
invención el ángulo \Phi es preferentemente menor que 45º y más
preferentemente menor que 30º, pero mayor que 10º. En una
realización especialmente preferida el ángulo \Phi es de 10º a
15º.
En una realización preferida de la invención, la
carena ventral comprende una parte delantera en la que están
dispuestos los respectivos tramos laterales cóncavos y las primeras
líneas de inflexión, una parte trasera de sección transversal
convexa que no comprende dichos tramos laterales cóncavos ni las
primeras líneas de inflexión, y sendos tramos de transición en los
que la configuración de la sección transversal de la parte
delantera se adapta progresivamente a la configuración de la
sección transversal de la parte trasera.
Mediante la novedosa configuración de la carena
ventral de la presente invención se consigue un volumen interior
útil alojado similar al de las carenas ventrales según la primera
solución del estado de la técnica más arriba descrita a la vez que,
según se ha podido verificar en ensayos aerodinámicos, un
comportamiento aerodinámico similar al de las carenas ventrales
según la segunda solución técnica más arriba descrita.
Adicionalmente y según se ha podido comprobar
experimentalmente, desde un punto de vista puramente aerodinámico
la configuración de la carena ventral según la presente invención
presenta una serie de ventajas, respecto de la primera solución
técnica convencional. Así, el flujo de aire incidente sobre la zona
del ala próxima al fuselaje ("ala interna") se ve ralentizado,
lo que implica, por una parte, una disminución de los efectos
negativos de compresibilidad del aire a altas velocidades
subsónicas y, por otra, una reducción del gradiente adverso de
presiones sobre el intradós del ala interna. Ambos efectos se
traducen en un aumento de la eficiencia aerodinámica (relación
sustentación/resistencia). En el caso de que el avión posea motores
anclados bajo el ala, este resultado se ve amplificado, y además se
retarda/elimina la aparición de un desprendimiento del flujo en el
intradós del ala interna a muy altas velocidades subsónicas y bajos
coeficientes de sustentación. Asimismo, cuando el avión vuela a
bajas velocidades y altos coeficientes de sustentación, la mayor
sobrepresión en el intradós del ala interna conlleva un aumento de
la sustentación del avión para un determinado ángulo de ataque.
A continuación se describirán aspectos prácticos
de realizaciones de la invención sobre la base de unas figuras, en
las que
la figura 1 es una vista esquemática en sección
transversal de una carena ventral según una primera solución
técnica convencional;
la figura 2 es una vista esquemática en sección
transversal de una carena ventral según una segunda solución
técnica convencional;
la figura 3 es una vista esquemática en sección
transversal de una carena ventral según una realización de la
presente invención;
la figura 4 es una vista esquemática en sección
transversal en la que pueden apreciarse comparativamente las
soluciones técnicas convencionales mostradas en las figuras 1 y 2 y
la realización de la presente invención mostrada en la figura
3;
la figura 5 es una vista esquemática en
perspectiva frontal inferior de un avión con una carena ventral
según la presente invención.
En estas figuras aparecen referencias numéricas
que identifican los siguientes elementos:
- 1
- fuselaje del avión
- 1a
- extremo delantero del avión
- 2a
- ala izquierda
- 2b
- ala derecha
- 2c
- superficie externa superior (extradós) del ala izquierda
- 2d
- superficie externa superior (extradós) del ala derecha
- 2e
- superficie externa inferior (intradós) del ala izquierda
- 2f
- superficie externa inferior (intradós) del ala derecha
- 3
- carena ventral
- 3a
- tramo central de la carena ventral inferior
- 3b
- tramo lateral derecho de la carena ventral inferior
- 3c
- tramo lateral izquierdo de la carena ventral inferior
- 3d
- parte delantera de la carena ventral
- 3e
- parte trasera de la carena ventral
- 3f
- parte extrema posterior de la carena ventral
- 3g
- tramo de transición
- 4a
- primera línea de inflexión izquierda
- 4b
- primera línea de inflexión derecha
- 4c
- segunda línea de inflexión izquierda
- 4d
- segunda línea de inflexión derecha
- S
- plano de simetría vertical del avión
- X
- dirección del eje longitudinal del fuselaje
Las figuras 1 y 2 muestran realizaciones
convencionales de una carena ventral 3 montada en el fuselaje 1 de
un avión que tiene un ala izquierda 2a con una superficie externa
superior 2c (extradós) y una superficie externa inferior 2e
(intradós) que emergen desde los respectivos lados del fuselaje 1.
La carena ventral 3 comprende un tramo central inferior 3a que se
extiende entre la unión 4a de la carena ventral 3 con el intradós
2e del ala izquierda 2a y la unión 4b de la carena ventral 3 con el
intradós 2f del ala derecha 2b. Las carenas 3 son simétricas
respecto del eje de simetría vertical longitudinal S.
Puede observarse que en la primera realización
convencional mostrada en la figura 1, el tramo inferior central 3a
abombado que sobresale inferior y sustancialmente del contorno del
fuselaje 1, de manera que la carena permite incrementar el volumen
útil del fuselaje aunque su rendimiento aerodinámico sea mejorable.
Por otra parte, en la segunda realización convencional mostrada en
la figura 2 el tramo inferior central 3a esencialmente no sobresale
inferiormente del contorno inferior del fuselaje 1 por lo que esta
segunda realización convencional, si bien ofrece comportamiento
aerodinámico mejor que el de la primera realización convencional,
encierra un volumen útil menor que el de la primera realización
convencional. En ambos casos, el ángulo \Phi entre la sección de
la carena y la línea de sección correspondiente al intradós de cada
ala es agudo, es decir, inferior a 90º.
En la realización según la invención mostrada en
las figuras 3 y 5 (y comparativamente también en la figura 4), la
carena ventral 3 comprende además un tramo lateral izquierdo 3c
inferior de sección transversal cóncava que se extiende entre el
intradós izquierdo 2e y el tramo central 3a, y un tramo lateral
derecho 3b inferior, también de sección transversal cóncava y que
se extiende entre el intradós derecho 2f y del mencionado tramo
central 3a.
Entre el intradós izquierdo 2e y el tramo
lateral izquierdo 3c se extiende una primera línea de inflexión
izquierda 4a mientras que entre el intradós derecho 2f y el tramo
lateral derecho 3b discurre una primera línea de inflexión derecha
4b. A su vez, entre el tramo lateral izquierdo 3c y el tramo
central 3a se extiende una segunda línea de inflexión izquierda 4c,
mientras que entre tramo lateral derecho 3b y el tramo central 3a
se extiende una segunda línea de inflexión derecha 4d. El ángulo
\Phi entre la sección de la carena 3 y la línea de sección
correspondiente al intradós de cada ala es de 15º.
De acuerdo con lo que muestra la figura 5, los
tramos laterales 3c, 3b, y, por lo tanto, las líneas de inflexión
4a, 4b están presentes sólo en la parte delantera 3d pero no en la
parte trasera 3e de la carena 3, por lo que entre esas partes 3d,
3e existen sendos tramos de transición 3g en los que la
configuración de la sección transversal de la parte delantera 3d se
adapta progresivamente, en dirección a la parte extrema posterior
3f de la carena ventral 3, a la configuración de la sección
transversal de la parte trasera 3e. Como también puede apreciarse
en la figura, la carena ventral 3 es simétrica con respecto al eje
de simetría X longitudinal vertical del fuselaje 1 del avión.
La figura 4 muestra una comparación de los
volúmenes interiores útiles de la carena ventral 3 de la presente
invención mostrada en la figura 3, una carena ventral 3' según la
primera configuración convencional mostrada en la figura 1 y una
carena ventral 3'' según la segunda configuración convencional
mostrada en la figura 2. Puede observarse que el volumen útil
encerrado por la carena 3 de la presente invención es algo menor
que el de la carena convencional 3' pero sustancialmente mayor que
el de la carena convencional 3''. Teniéndose en cuenta, sin
embargo, las ventajas que la carena 3 de la presente invención
comporta frente a la carena convencional 3', cabe concluir que la
presente invención ofrece es ventajosa frente a cualquiera de las
dos carenas ventrales convencionales 3', 3''.
Claims (3)
1. Carena ventral para un avión dispuesta entre
un ala izquierda (2a) con un intradós izquierdo (2e) y un ala
derecha (2b) del avión con un intradós derecho (2f), que comprende
un tramo central (3a) inferior de sección transversal convexa
situado entre dicho intradós izquierdo (2e) y dicho intradós
derecho (2f), y con un ángulo (\Phi) entre la sección de la carena
(3) y la línea de sección correspondiente al intradós (2e, 2f) de
cada ala (2a, 2b), inferior a 90 grados, caracterizado porque
comprende además
un tramo lateral izquierdo (3c) inferior de
sección transversal cóncava que se extiende entre al menos parte de
dicho intradós izquierdo (2e) y dicho tramo central (3a), y un
tramo lateral derecho (3b) inferior de sección transversal cóncava
que se extiende entre al menos una primera parte de dicho intradós
derecho (2f) y de dicho tramo central (3a);
sendas primeras líneas de inflexión (4a, 4b)
entre el intradós (2e, 2f) de cada ala (2a, 2b) y el tramo lateral
(3c, 3b) correspondiente;
sendas segundas líneas de inflexión (4c, 4d)
entre los tramos laterales (3c, 3b) y el tramo central (3a).
2. Carena ventral según la reivindicación 1,
caracterizado porque comprende una parte delantera (3d) en
la que están dispuestos los respectivos tramos laterales (3c, 3b) y
las primeras líneas de inflexión (4a, 4b), una parte trasera (3e)
de sección transversal convexa que no comprende dichos tramos
laterales (3c, 3b) ni las primeras líneas de inflexión (4a, 4b), y
sendos tramos de transición (3d) en los que la configuración de la
sección transversal de la parte delantera (3d) se adapta
progresivamente a la configuración de la sección transversal de la
parte trasera (3e).
3. Carena ventral según la reivindicación 1 o 2,
caracterizado porque el ángulo (\Phi) entre la sección de
la carena (3) y la línea de sección correspondiente al intradós
(2e, 2f) de cada ala (2a, 2b) es de 10º a 45º, preferentemente de
10º a 30º, y más preferentemente de 10º a 15º.
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| AT07380076T ATE529332T1 (de) | 2006-10-31 | 2007-03-20 | Flügel-rumpf-verkleidung für ein flugzeug |
| US11/727,362 US8128029B2 (en) | 2006-10-31 | 2007-03-26 | Ventral fairing for an aircraft |
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Families Citing this family (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102008016104A1 (de) * | 2008-03-28 | 2009-10-08 | Airbus Deutschland Gmbh | Durchbrandsicherer Flugzeugrumpf |
| FR2936489B1 (fr) * | 2008-09-30 | 2012-07-20 | Airbus France | Troncon central d'aeronef avec carenage ventral travaillant |
| FR2995589B1 (fr) * | 2012-09-19 | 2015-07-31 | Liebherr Aerospace Toulouse Sas | Panneau de carrosserie pour vehicule de transport comprenant un dispositif d'echange thermique et vehicule de transport comprenant un tel panneau de carrosserie |
| FR2999149B1 (fr) * | 2012-12-10 | 2015-01-16 | Airbus Operations Sas | Fuselage pour aeronef comportant un dispositif de liaison configure pour etre relie a un caisson de voilure de l'aeronef et pour transmettre a ce caisson des efforts subis par le fuselage |
| FR3000020B1 (fr) * | 2012-12-26 | 2015-01-30 | Airbus Operations Sas | Avion a fuselage pourvu d'excroissances laterales delimitant des espaces de stockage |
| ES2578427T3 (es) * | 2012-12-27 | 2016-07-26 | Airbus Operations S.L. | Una carena ventral de una aeronave con una capacidad de almacenamiento mejorada |
| CN103612746B (zh) * | 2013-10-24 | 2016-09-21 | 中国商用飞机有限责任公司 | 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构 |
| US10364021B2 (en) * | 2016-09-26 | 2019-07-30 | General Electric Company | Aircraft having an aft engine and stabilizer root fillet |
| US10486796B2 (en) * | 2016-09-26 | 2019-11-26 | General Electric Company | Aircraft having an AFT engine and stabilizer with a varying line of maximum thickness |
| WO2018203191A1 (en) * | 2017-05-01 | 2018-11-08 | Bombardier Inc. | Aircraft wing unit with upper wing skin defining pressure floor |
| US10773787B2 (en) | 2017-06-14 | 2020-09-15 | The Boeing Company | Wing-to-fuselage joints and aircraft including the same |
| US10766598B2 (en) * | 2017-06-14 | 2020-09-08 | The Boeing Company | Wing-to-fuselage joints and aircraft including the same |
| US20190185134A1 (en) * | 2017-12-19 | 2019-06-20 | Thomas Hsueh | Adjustable Fuselage Location Joint Method |
| FR3077801B1 (fr) | 2018-02-14 | 2022-04-22 | Dassault Aviat | Portion d'aeronef a trainee d'onde reduite |
| BR112020018688A2 (pt) * | 2018-03-12 | 2020-12-29 | Aero Design Labs, Inc. | Método para fabricar uma carenagem de asa ao corpo e carenagem de asa ao corpo |
| RU2701899C1 (ru) * | 2018-11-29 | 2019-10-02 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Фюзеляж летательного аппарата |
| CA3084642A1 (en) * | 2019-06-24 | 2020-12-24 | Bombardier Inc. | Wing to fuse junction shaping, and associated systems and methods |
| US20220410246A1 (en) * | 2021-06-25 | 2022-12-29 | Ultracell Llc | Fuselage heat exchanger for cooling power source for unmanned aerial vehicles (uavs) |
| CN114620200B (zh) * | 2022-03-25 | 2023-10-24 | 中国舰船研究设计中心 | 一种基于catia的水面船舶型线精光顺方法 |
| FR3140347A1 (fr) | 2022-09-29 | 2024-04-05 | Dassault Aviation | Portion d'aéronef à trainée réduite |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3942746A (en) * | 1971-12-27 | 1976-03-09 | General Dynamics Corporation | Aircraft having improved performance with beaver-tail afterbody configuration |
| WO1997035105A1 (en) * | 1996-03-19 | 1997-09-25 | Lockheed Martin Corporation | System and method for diverting boundary layer air |
| US20050178912A1 (en) * | 2004-01-30 | 2005-08-18 | Whelan David A. | Transformable airplane |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB366345A (en) * | 1930-04-07 | 1932-02-04 | Johann Anton Sanders | Improvements in and connected with aeroplanes |
| DE4313592C2 (de) * | 1993-04-26 | 2000-02-17 | Daimler Chrysler Aerospace | Großraumflugzeug |
| US5803405A (en) * | 1995-06-07 | 1998-09-08 | Northrop Grumman Corporation | Expandable aircraft section |
| US6068215A (en) * | 1995-12-21 | 2000-05-30 | Mcdonnall Douglas | Expandable aircraft cargo bay and method |
| US6176196B1 (en) * | 1996-10-03 | 2001-01-23 | Harold P. Halter | Boat bottom hull design |
| FR2827028B1 (fr) * | 2001-07-06 | 2003-09-26 | Airbus France | Aeronef a carenage ventral et joint pour un tel aeronef |
| DE60203078T2 (de) * | 2001-10-05 | 2006-05-04 | Airbus France | Flugzeug mit Flügel-Rumpf-Verkleidungsdichtung |
| FR2836963A1 (fr) * | 2002-03-08 | 2003-09-12 | Airbus France | Dispositif de fixation d'un element sur une structure d'aeronef |
| ATE331657T1 (de) * | 2003-05-05 | 2006-07-15 | Team Smartfish Gmbh | Fluggerät mit auftrieb erzeugendem rumpf |
| US7097136B2 (en) * | 2004-04-13 | 2006-08-29 | Lockheed Martin Corporation | Immersible unmanned air vehicle and system for launch, recovery, and re-launch at sea |
| FR2869872B1 (fr) * | 2004-05-04 | 2007-07-20 | Airbus France Sas | Cale de transition entre un moyen de fixation d'une aile sur un fuselage d'un aeronef et ladite aile, et aeronef comportant une telle cale. |
| FR2871436B1 (fr) * | 2004-06-11 | 2007-09-07 | Airbus France Sas | Aeronef muni d'un carenage ventral, et carenage ventral. |
-
2006
- 2006-10-31 ES ES200602769A patent/ES2317762B1/es active Active
-
2007
- 2007-03-20 EP EP07380076A patent/EP1918194B1/en not_active Not-in-force
- 2007-03-20 AT AT07380076T patent/ATE529332T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-03-26 US US11/727,362 patent/US8128029B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-04-04 EA EA200700565A patent/EA011937B1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3942746A (en) * | 1971-12-27 | 1976-03-09 | General Dynamics Corporation | Aircraft having improved performance with beaver-tail afterbody configuration |
| WO1997035105A1 (en) * | 1996-03-19 | 1997-09-25 | Lockheed Martin Corporation | System and method for diverting boundary layer air |
| US20050178912A1 (en) * | 2004-01-30 | 2005-08-18 | Whelan David A. | Transformable airplane |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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| EA011937B1 (ru) | 2009-06-30 |
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