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公开(公告)号：WO2005044661A3
公开(公告)日：2005-12-29
申请号：PCT/US2004027562
申请日：2004-08-25
IPC分类号： B64C3/16 , B64C5/02 , B64C5/04 , B64C5/12 , B64C7/00 , B64C9/22 , B64C9/32 , B64C9/36 , B64C13/50 , B64C23/04 , B64C30/00 , B64C39/12
CPC分类号： B64C9/326 , B64C3/16 , B64C5/02 , B64C5/04 , B64C5/12 , B64C7/00 , B64C9/22 , B64C9/32 , B64C9/36 , B64C13/503 , B64C23/04 , B64C30/00 , B64C39/12 , Y02T50/12 , Y02T50/32 , Y02T50/44
摘要： A supersonic aircraft (900) comprises a fuselage (901), a wing (904), and a canard (920) coupled onto the fuselage (901) forward of the wing (904) at an elevated position that enables stretching forward of the aircraft lifting length, forming an effective area distribution and a shaped sonic boom signature.
摘要翻译： 超音速飞机（900）包括机身（901），机翼（904）和在机身（904）前方的机身（901）上方的联接到机身（904）前方的能够向前伸展的升高位置的快门（920） 提升长度，形成一个有效的面积分布和一个形状的声波起飞签名。
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2.发明申请
公开(公告)号：WO2017153393A1
公开(公告)日：2017-09-14
申请号：PCT/EP2017/055299
申请日：2017-03-07
发明人： BURY, Yannick
IPC分类号： B64C9/36
摘要： La présente invention concerne un dispositif d'atténuation du sillage tourbillonnaire créé dans la zone arrière d'un aéronef (100), l'aéronef présentant au moins une voilure (108) et un arrière corps (106) ayant une forte réduction de section asymétrique vers le haut du fuselage arrière (112). Le dispositif est positionné en aval de la voilure (108) de l'aéronef (100) de manière symétrique par rapport au plan longitudinal de l'aéronef. Le dispositif comprend des appendices aérodynamiques (200) générateurs de vortex aptes à être déployés entre une position repliée où les appendices aérodynamiques sont repliés sensiblement dans le sens du fuselage (110), aptes à passer d'une position repliée où ils sont repliés sensiblement dans le sens du fuselage (110), et une position déployée calculée pour générer des structures tourbillonnaires ayant une intensité et une trajectoire qui modifient le champ de pression local afin d'interagir avec le sillage tourbillonnaire pour l'atténuer et éloigner les tourbillons d'upsweep du plan longitudinal de l'aéronef (100).
摘要翻译： 本发明涉及一种用于衰减由本发明产生的涡旋涡流的装置。 在后＆egrave区;再一个具有éronef（100）具有éronef PRé感觉至少一个翼（108）和后＆egrave;重主体（106），其具有高Ré截面缩小ASYMDé 在后机身（112）上行李箱。 该设备位于＆oacute; 翼型件（108）的下游具有éronef（100）马尼＆egrave;重符号é棒相对于脱ronef的纵向平面。 该装置包括能够产生气动附件（200）的涡流发生器。 ＆Ecirc;被去策略＆eacute; S的回退位置＆eacute之间; e＆O ugrave; 空气动力学附件基本上沿着机身（110）的方向折叠，能够 从一个关闭的位置移动到另一个位置; 它们被折叠（E S）基本上在所述机身（110）的方向和位置Dé策略éDe计算éE要克具有强度Déé否E RER涡结构 和修改本地压力场的路径以与涡流尾迹为ATTéNUE和DE loigner A E的纵向平面的涡流的向上弯曲交互。ronef（100）
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3.发明申请SUBSONIC PLANE OR FLIGHT SIMULATOR THEREOF, ADJUSTABLE FUSELAGE CONTROL SURFACE, COMPUTER PROGRAM PRODUCT AND METHOD 审中-公开SUBSONIC飞机或飞行模拟器，可调节的控制面，计算机程序产品和方法
公开(公告)号：WO2013100767A1
公开(公告)日：2013-07-04
申请号：PCT/NL2012/050931
申请日：2012-12-27
申请人： DE KROES, Jan Louis
发明人： DE KROES, Jan Louis
摘要： The invention relates to a subsonic plane (1) or flight simulator, actually or simulatedly comprising an elongate fuselage (2) with a cockpit (3) placed near a first, front end of the fuselage, two wings (5) disposed on opposite sides of the fuselage, provided with ailerons (4), and a tail (6) located near a second, rear end of the fuselage, which is provided with an elevator (7) and a rudder (8). The fuselage is furthermore provided with at least one adjustable fuselage control surface (9) for controlling the plane. The fuselage control surface is adjustable between a neutral rest position and at least one working position in which the fuselage control surface extends away from the fuselage.
摘要翻译： 本发明涉及一种亚音速飞机（1）或飞行模拟器，实际上或模拟地包括具有放置在机身的第一前端附近的驾驶舱（3）的细长机身（2），设置在机身两侧的两个翼（5） 具有副翼（4）和位于机身的第二后端附近的尾部（6），其设有电梯（7）和舵（8）。 机身还设置有至少一个用于控制该平面的可调节的机身控制面（9）。 机身控制表面可在中立静止位置与机身控制表面远离机身延伸的至少一个工作位置之间调节。
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公开(公告)号：WO2022024112A1
公开(公告)日：2022-02-03
申请号：PCT/IL2021/050897
申请日：2021-07-25
发明人： SKLADMAN, Rami , DARMON, Ilan
摘要： Refueling devices for use in in-flight refueling operation are provided, including a body configured for being towed by a tanker aircraft and having a boom member that has a fuel delivery nozzle, a spatial control system and a longitudinal control system. The longitudinal displacement control system includes at least one panel element defining a front panel projected area orthogonal to a body longitudinal axis, each panel element being controllably and reversibly deployable incrementally to each one of a plurality of successive deployed positions between a fully retracted position and a fully deployed position, to provide a respective reversible incrementally increasing aft force to the refueling device at least during the in-flight refueling operation.
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5.发明申请
公开(公告)号：WO2010105818A3
公开(公告)日：2010-12-16
申请号：PCT/EP2010001684
申请日：2010-03-17
发明人： WEBER CARSTEN , FISCHER MARKUS , NAMER ARNAUD
摘要： An aircraft comprising a device for influencing the directional stability of the aircraft, which aircraft comprises: a control-input device; a flight control device; a sensor device for acquiring the rotation rates including the yaw rates, of the aircraft; - wherein the aircraft comprises two tail-mounted flaps (K1, K2), each comprising an actuator that is functionally connected with the flight control device, which tail-mounted flaps (K1, K2) are situated symmetrically to each other in relation to the vertical axis and on opposite sides of the fuselage and are movable between a retracted and an extended position, - wherein the control function is designed in such a manner that the adjusting commands that are generated on the basis of the control commands depending on the acquired rotation rates comprise adjusting commands to the actuators of the tail-mounted flaps (K1, K2) for their actuation, as well as a method for influencing the directional stability of the aircraft (F).
摘要翻译： 一种飞机，包括用于影响飞行器的方向稳定性的装置，该飞机包括：控制输入装置; 飞行控制装置; 用于获取包括飞行器的横摆速度的旋转速率的传感器装置; - 其中所述飞行器包括两个尾部安装的翼片（K1，K2），每个翼片包括与所述飞行控制装置功能性连接的致动器，所述尾部安装的翼片（K1，K2）相对于所述飞行控制装置彼此对称地定位 垂直轴线和机身的相对侧上并且可在缩回位置和延伸位置之间移动，其中控制功能被设计成使得根据所获取的旋转基于控制命令生成的调整命令 速率包括对用于其致动的尾部安装的翼片（K1，K2）的致动器的调节命令，以及用于影响飞行器（F）的方向稳定性的方法。
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6.发明申请
公开(公告)号：WO2007137935A1
公开(公告)日：2007-12-06
申请号：PCT/EP2007/054483
申请日：2007-05-09
申请人： AIRBUS DEUTSCHLAND GMBH , MERTOL, Anil, B. , CLEEMANN, Volker , WEBER, Carsten , FISCHER, Markus
摘要： The invention concerns an apparatus for and a method of producing aerodynamic resistance on an aircraft, comprising at least one braking flap (10), wherein the at least one braking flap can be extended into the airflow around the aircraft. In accordance with the invention at least one braking flap is arranged on the fuselage (12) of the aircraft in a region over the wings of the aircraft (4).
摘要翻译： 本发明涉及一种在飞行器上产生空气阻力的装置和方法，包括至少一个制动挡板（10），其中所述至少一个制动挡板可以延伸到飞机周围的气流中。 根据本发明，在飞行器（4）的机翼上方的区域中，飞机的机身（12）上布置有至少一个制动挡板。
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7.发明申请
公开(公告)号：WO2006028485A1
公开(公告)日：2006-03-16
申请号：PCT/US2005/001285
申请日：2005-01-14
申请人： RAYTHEON COMPANY
CPC分类号： F42B10/64
摘要： A 2-D correction system uses intermittent deployment of aerodynamic surfaces (18) to control a spin or fin stabilized projectile (10) in flight; correcting both crossrange and downrange impact errors. Intermittent surface deployment develops rotational moments, which create body lift that nudge the projectile (10) in two-dimensions to correct the projectile (10) in its ballistic trajectory. In low spin rate projectiles ("fin stabilized"), the rotational moment directly produces the body lift that moves the projectile (10). In high spin rate projectiles ("spin stabilized"), the rotational moment creates a much larger orthogonal precession that in turn produces the body lift that moves the projectile (10). The aerodynamic surfaces are suitably deployed over multiple partial roll cycles at precise on (deployed) and off (stowed) positions in the cycle to nudge the projectile (10) up or down range or left or right cross range until the desired ballistic trajectory is restored.
摘要翻译： 二维校正系统使用空气动力学表面（18）的间歇部署来控制飞行中的旋转或翅片稳定的射弹（10）; 纠正交叉和下调影响的错误。 间歇性表面部署产生旋转力矩，产生身体升力，以二维推动射弹（10），以在其弹道轨迹上校正射弹（10）。 在低旋转弹丸（“翅片稳定”）中，旋转力矩直接产生移动射弹的身体提升力（10）。 在高旋转弹丸（“自旋稳定”）中，旋转力矩产生了更大的正交进动，从而产生移动射弹（10）的身体升力。 空气动力学表面在循环中精确的（部署）和关闭（收起）位置上适当地部署在多个局部滚动循环中，以推进弹丸（10）上或下范围或左或右交叉范围，直到所需的弹道轨迹恢复 。
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