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1. 发明申请

WO2017065858A3 EJECTOR AND AIRFOIL CONFIGURATIONS 审中-公开
标题翻译：喷射器和机翼配置
公开(公告)号：WO2017065858A3
公开(公告)日：2017-07-13
申请号：PCT/US2016044326
申请日：2016-07-27
申请人： JETOPTERA INC , EVULET ANDREI
发明人： EVULET ANDREI
IPC分类号： B64C15/14 , F02K1/36
CPC分类号： B64D29/02 , B64C9/38 , B64C15/00 , B64C21/00 , B64C39/024 , B64C2201/10 , B64C2201/104 , B64D27/10 , B64D27/18 , B64D33/02 , B64D33/04 , B64D2033/0273 , Y02T50/166 , Y02T50/32 , Y02T50/44
摘要： A propulsion system coupled to a vehicle. The system includes an ejector having an outlet structure out of which propulsive fluid flows at a predetermined adjustable velocity. A control surface having a leading edge is located directly downstream of the outlet structure such that propulsive fluid from the ejector flows over the control surface.
摘要翻译：与车辆连接的推进系统。该系统包括具有出口结构的喷射器，推进流体在该出口结构中以预定的可调节速度流动。具有前缘的控制表面直接位于出口结构的下游，使得来自喷射器的推进流体流过控制表面。

2. 发明申请

WO2017065859A2 FLUIDIC PROPULSIVE SYSTEM 审中-公开
公开(公告)号：WO2017065859A2
公开(公告)日：2017-04-20
申请号：PCT/US2016/044327
申请日：2016-07-27
申请人： JETOPTERA, INC. , EVULET, Andrei
发明人： EVULET, Andrei
IPC分类号： B64D27/18 , B64D29/02
CPC分类号： B64D29/02 , B64C9/38 , B64C15/00 , B64C21/00 , B64C21/04 , B64C39/024 , B64C2201/10 , B64C2201/104 , B64D27/10 , B64D27/18 , B64D33/02 , B64D33/04 , B64D2033/0273 , Y02T50/166 , Y02T50/32 , Y02T50/44
摘要： A propulsion system coupled to a vehicle. The system includes a convex surface, a diffusing structure coupled to the convex surface, and at least one conduit coupled to the convex surface. The conduit is configured to introduce to the convex surface a primary fluid produced by the vehicle. The system further includes an intake structure coupled to the convex surface and configured to introduce to the diffusing structure a secondary fluid accessible to the vehicle. The diffusing structure comprises a terminal end configured to provide egress from the system for the introduced primary fluid and secondary fluid.

3. 发明申请

WO2017041018A1 FLUIDIC PROPULSIVE SYSTEM AND THRUST AND LIFT GENERATOR FOR AERIAL VEHICLES 审中-公开
标题翻译：流体推进系统和用于空中客车的起升和起跳发电机
公开(公告)号：WO2017041018A1
公开(公告)日：2017-03-09
申请号：PCT/US2016/050236
申请日：2016-09-02
申请人： JETOPTERA, INC.
发明人： EVULET, Andrei
IPC分类号： B64C21/04 , B64C23/00 , B64C39/12 , B64D27/02 , B64D33/04 , F02K1/28 , F02C3/32
CPC分类号： B64D29/02 , B64C9/38 , B64C15/00 , B64C21/00 , B64C21/04 , B64C39/024 , B64C2201/10 , B64C2201/104 , B64D27/10 , B64D27/18 , B64D33/02 , B64D33/04 , B64D2033/0273 , Y02T50/166 , Y02T50/32 , Y02T50/44
摘要： A vehicle includes a main body and a gas generator producing a gas stream. At least one fore conduit and tail conduit are fluidly coupled to the generator. First and second fore ejectors are fluidly coupled to the at least one fore conduit. At least one tail ejector is fluidly coupled to the at least one tail conduit. The fore ejectors respectively include an outlet structure out of which gas from the at least one fore conduit flows. The at least one tail ejector includes an outlet structure out of which gas from the at least one tail conduit flows. First and second primary airfoil elements have leading edges respectively located directly downstream of the first and second fore ejectors. At least one secondary airfoil element has a leading edge located directly downstream of the outlet structure of the at least one tail ejector.
摘要翻译：车辆包括产生气流的主体和气体发生器。至少一个前导管和尾管与流体耦合到发生器。第一和第二前喷射器流体地联接到至少一个前导管。至少一个尾喷射器流体地联接到所述至少一个尾管。前喷射器分别包括出口结构，来自至少一个前导管的气体流出。至少一个尾喷射器包括出口结构，来自至少一个尾管的气体从该出口结构流出。第一和第二主翼元件具有分别位于第一和第二前部喷射器的下游的前缘。至少一个副翼元件具有位于至少一个尾喷射器的出口结构的下游的前缘。

4. 发明申请

WO2017005737A1 SYSTEME POUR LA GESTION DUALE DE L'ANTIGIVRAGE ET DE L'ASPIRATION DE LA COUCHE LIMITE SUR UNE SURFACE PORTANTE D'UN AERONEF, COMPRENANT UNE FONCTION DE COLLECTE DE L'AIR D'ANTIGIVRAGE 审中-公开
标题翻译：用于飞机上的AEROFOIL上的反射和边界层吸收的双重管理系统，包括收集反空气的功能
公开(公告)号：WO2017005737A1
公开(公告)日：2017-01-12
申请号：PCT/EP2016/065829
申请日：2016-07-05
申请人： SONACA S.A.
发明人： GUEUNING, Dimitri , DEBAISIEUX, Stéphane
IPC分类号： B64D15/04 , B64C21/06 , B64C21/08
CPC分类号： B64C21/06 , B64C21/08 , B64D15/04 , Y02T50/166
摘要： Pour la gestion duale de l'antigivrage et de l'aspiration de la couche limite, l'invention propose un système pour surface portante (4) d'un aéronef, comprenant : - au moins un canal d'antigivrage (44) et au moins un canal d'aspiration (46); - un dispositif (26) de contrôle de l'aspiration de la couche limite et un dispositif (28) de contrôle d'antigivrage; - une conduite (30b) de collecte de l'air d'aspiration communiquant avec ledit canal d'aspiration et une conduite (30a) d'alimentation en air d'antigivrage raccordée au dispositif (28) et communiquant avec le canal d'antigivrage. Selon l'invention, le dispositif (26) comporte une vanne à trois voies (26a, 26b, 26c) sur lesquelles sont raccordées la conduite (30b), une conduite d'aspiration (29), et une conduite d'échappement d'air d'antigivrage (31), le système comportant de plus un conduit de collecte d'air d'antigivrage (64) raccordé au canal d'antigivrage (44), et à la conduite (30b).
摘要翻译：本发明涉及一种用于飞行器机翼（4）的防冰和边界层抽吸的双重管理的系统，包括：至少一个防冰通道（44）和至少一个吸入通道（46）; 用于监测边界层抽吸的装置（26）和用于监测防冰的装置（28）; 用于收集与所述抽吸通道连通的吸入空气的管道（30b）和用于供应连接到所述设备（28）并与所述防冰通道连通的防冰空气的管道（30a）。根据本发明，装置（26）包括三通阀（26a，26b，26c），管道（30b），吸入管道（29）和用于排放防冰空气（31）的管道）连接，所述系统还包括用于收集与防冰通道（44）连接的防冰空气（64）和管道（30b）的管道。

5. 发明申请

WO2016132073A1 ENSEMBLE PROPULSIF POUR AERONEF COMPRENANT UN TURBOREACTEUR A SOUFFLANTE NON CARENEE ET UN PYLONE D'ACCROCHAGE 审中-公开
标题翻译：包括发动机风力涡轮发动机和附件PYLON的飞机推进装置
公开(公告)号：WO2016132073A1
公开(公告)日：2016-08-25
申请号：PCT/FR2016/050370
申请日：2016-02-18
申请人： SNECMA
发明人： GRUBER, Mathieu, Simon, Paul , JODET, Norman, Bruno, André
IPC分类号： B64C1/16 , B64C1/40 , B64D27/14 , B64D29/04 , B64D27/26 , B64D27/00
CPC分类号： B64C1/16 , B64C1/40 , B64C2230/14 , B64D27/14 , B64D29/04 , B64D2027/005 , B64D2027/262 , Y02T50/166 , Y02T50/44 , Y02T50/46 , Y02T50/66
摘要： L'invention concerne un ensemble propulsif pour aéronef, comprenant : un turboréacteur (1) ayant au moins une hélice propulsive non carénée (4a), et un pylône d'accrochage (3) destiné à assurer l'accrochage du turboréacteur sur un élément de structure (2) de l'aéronef, ledit pylône étant positionné sur le turboréacteur en amont de l'hélice (4a) et ayant un profil aérodynamique (30) s'étendant transversalement entre un bord d'attaque (31) et un bord de fuite (32), le bord de fuite du profil aérodynamique du pylône comportant une découpe (34) s'étendant longitudinalement sur une partie du bord de fuite en regard d'au moins une partie de l'hélice, ladite découpe étant configurée pour augmenter localement la distance entre le bord de fuite et l'hélice, le contour de la découpe ayant une forme courbe présentant au moins deux points d'inflexion.
摘要翻译：本发明涉及一种飞机推进单元，其包括：具有至少一个未被牵引的推进风扇（4a）的涡轮发动机（1）和用于将涡轮发动机附接到飞行器的结构元件（2）的附接塔架（3）所述塔架位于风扇（4a）上游的涡轮发动机上，并具有在前缘（31）和后缘（32）之间横向延伸的空气动力学轮廓（30），所述空气动力学轮廓的后缘该塔架包括一个切口（34），该切口（34）纵向延伸面对面向风扇的至少一部分的后缘的一部分，所述切口被局部地配置以增加后缘和风扇之间的距离，切口的轮廓具有弯曲形状呈现出至少两个拐点。

6. 发明申请

WO2015198296A3 AIR INTAKE STRUCTURE AND AIRFLOW CONTROL SYSTEM 审中-公开
标题翻译：空气采集结构和气流控制系统
公开(公告)号：WO2015198296A3
公开(公告)日：2016-08-04
申请号：PCT/IB2015058209
申请日：2015-10-24
申请人： YOUSEF HANI
发明人： YOUSEF HANI
IPC分类号： B64C21/06 , B64C23/00
CPC分类号： B64C21/08 , B64C21/06 , B64D15/04 , B64D27/20 , B64D33/02 , B64D2033/0226 , Y02T50/166
摘要： An aircraft design using an air intake structure (10) for reducing drag and assisting aerodynamic control surfaces in controlling the aircraft. The air intake structure comprises an outer skin (20) including a plurality of perforations (42), a plurality of closing plates (14) for covering corresponding perforations (42) and an actuator operatively connected to the plurality of closing plates (14). The outer skin (20) creates a chamber between the outer skin and a fuselage of the aircraft and extends to cover engines of the aircraft and adapted to restrict airflow into the engines. The plurality of closing is movable between a closed position covering the corresponding perforations (42) and, an open position, uncovering the corresponding perforations (42). The actuator is used for positioning the plurality of closing plates between the closed position and the open position. The aircraft design also includes a wing for minimizing an airfoil boundary layer separation and de-icing a leading edge of the wing.
摘要翻译：一种使用进气结构（10）的飞机设计，用于减少阻力并辅助空气动力学控制表面来控制飞行器。进气结构包括包括多个穿孔（42）的外皮（20），用于覆盖相应穿孔（42）的多个封闭板（14）和可操作地连接到多个封闭板（14）的致动器。外皮（20）在外皮和飞机的机身之间产生一个室，并且延伸到覆盖飞行器的发动机并适于限制气流进入发动机。多个关闭可以在覆盖对应的穿孔（42）的关闭位置和打开位置之间移动，露出对应的穿孔（42）。致动器用于将多个封闭板定位在关闭位置和打开位置之间。飞机设计还包括一个机翼，用于最小化机翼边缘层分离和除冰机翼前缘。

7. 发明申请

WO2016022011A1 AERODYNAMIC DEVICE 审中-公开
标题翻译：空气动力装置
公开(公告)号：WO2016022011A1
公开(公告)日：2016-02-11
申请号：PCT/KZ2015/000008
申请日：2015-07-09
申请人： AKHMEJANOV, Alibi
发明人： AKHMEJANOV, Alibi
IPC分类号： B64C9/38 , B64C15/14 , B64C21/10 , B64C29/00
CPC分类号： B64C3/10 , B64C3/44 , B64C3/54 , B64C9/00 , B64C9/38 , B64C15/14 , B64C21/10 , B64C29/0016 , B64C39/024 , Y02T50/166 , Y02T50/32
摘要： The invention relates to aviation equipment An object of this invention is to develop a new aerodynamic device which can extend the range of aerodynamic devices for aviation, increase the efficiency of the air flow power use, increase the efficiency of the lifting force and improve the efficiency of controlling the wing resultant forces. For this purpose, the aerodynamic device has an aerodynamic wing (2) with a blower (1) of gaseous working fluid (such as air) mounted above the wing (2), in accordance with the invention, the aerodynamic wing (2) has a specific shape it is designed in the form of a double-curved open surface made up by a system of longitudinal grooves (7,8) along the whole wing surface The wing (2) has a convergent segment (4) and a divergent segment (6); between the convergent and the divergent segments there is a smooth transitional segment (5). The wing outlines have end elements (11). In the convergent and the divergent segments of the wing lower surface which is not blown by air, there is a controlled drive system (10) for the wing surface cambering and area changing. The divergent segment tip on the wing trailing edge has a deflectable controlled element (9). The structural parts of the present invention meet special conditions.
摘要翻译：本发明涉及航空设备本发明的目的是开发一种新的空气动力装置，其可以扩展用于航空的空气动力装置的范围，提高空气流动功率使用的效率，提高提升效率并提高效率控制机翼合力。为此，空气动力学装置具有空气动力学翼（2），其具有安装在机翼（2）上方的气态工作流体（例如空气）的鼓风机（1），根据本发明，气动翼（2）具有特定形状被设计成由沿着整个机翼表面的纵向槽（7,8）的系统组成的双曲面开口表面。翼（2）具有收敛段（4）和发散段（6）; 在收敛和发散段之间有一个平滑的过渡段（5）。机翼轮廓有端点元素（11）。在未被空气吹送的翼下表面的会聚和发散段中，存在用于机翼表面弯曲和区域变化的受控驱动系统（10）。机翼后缘上的发散段尖端具有可偏转控制元件（9）。本发明的结构部分满足特殊条件。

8. 发明申请

WO2015159196A1 VTOL AIRCRAFT WITH A THRUST-TO-WEIGHT RATIO SMALLER THAN 0.1 审中-公开
标题翻译：垂直起落飞机的重量比小于0.1
公开(公告)号：WO2015159196A1
公开(公告)日：2015-10-22
申请号：PCT/IB2015/052664
申请日：2015-04-13
申请人： CHEN, Li Jing
发明人： CHEN, Li Jing
IPC分类号： B64C29/00 , B64C21/04
CPC分类号： B64C29/00 , B64C9/00 , B64C15/02 , B64C21/04 , B64C23/005 , B64C29/005 , B64C29/0066 , B64C2009/005 , B64D27/16 , Y02T50/166
摘要： VTOL aircraft with a thrust-to-weight ratio smaller than 0.1, during vertical take-off/landing, obtains another vertical lift, besides traditional vertical lift generated by low-temp bypass duct directing, under the closing of the propelling nozzle (7) of low-temp duct (6) of a turbofan engine and the opening of the inlet (14) of the low-temp bypass duct (15), the low-temp air (18) from the low-temp duct (6) to flow, in form of low-temp planar jet (20), over the upper surface of the wing along the wingspan, by high-temp bypass duct (15) directing, under the closing of the propelling nozzle (5) of high-temp duct (4) of the turbofan engine and the opening of the inlet (8) of the high-temp bypass duct (9), the high-temp air (18) from the high-temp duct (4) to flow, in form of high-temp planar jet (13), above the low-temp planar jet (20) but not burn up the wing along the wingspan and enables the ailerons (1, 2) to control the balances more efficiently.
摘要翻译：在垂直起飞/着陆期间，在垂直起飞/着陆期间，推力重量比小于0.1的垂直起降飞机除了在推进喷嘴（7）的关闭下产生的低温旁通管道产生的传统的垂直升降之外还获得另一个垂直升力，的涡轮风扇发动机的低温管道（6）和低温旁通管道（15）的入口（14）的开口，低温空气（18）从低温管道（6）到以低温平面射流（20）的形式在翼的上表面上沿翼展延伸，通过高温旁路管道（15）引导在高温下的推进喷嘴（5）的关闭下涡轮风扇发动机的管道（4）和高温旁通管道（9）的入口（8）的开口，来自高温管道（4）的高温空气（18）以形式的高温平面射流（13），在低温平面射流（20）之上，但不会沿翼展燃烧翼，并使副翼（1,2）更有效地控制平衡。

9. 发明申请

WO2015155121A1 APPLIKATOR UND APPLIKATIONSVERFAHREN 审中-公开
标题翻译： APPLICATOR和应用过程
公开(公告)号：WO2015155121A1
公开(公告)日：2015-10-15
申请号：PCT/EP2015/057347
申请日：2015-04-02
申请人： KUKA SYSTEMS GMBH
发明人： STURM, Thomas , HUBER, Helmut
IPC分类号： B05C1/08 , B29C59/04 , B05D3/06 , B29C59/02 , F15D1/00
CPC分类号： B05C9/02 , B05C1/0808 , B05C9/12 , B05D1/40 , B05D3/067 , B05D5/02 , B25J11/0075 , B29C59/02 , B29C59/046 , B29C2035/0827 , B29C2043/3613 , B29C2059/023 , B64C21/10 , B64C2230/26 , F15D1/0035 , F15D1/0085 , Y02T50/166
摘要： Die Erfindung betrifft einen Applikator und ein Verfahren für den Auftrag und die prägende Mikroprofilierung eines fluidischen Mediums (6) auf einem Untergrund (5) insbesondere im Non-Aerospace-Bereich sowie eine entsprechende Applikationseinrichtung mit einem solchen Applikator. Der Applikator (2) weist eine umlaufend bewegte Matrize (22) mit einem Prägeprofil (25), ein Andrückmittel (32) für die Matrize (22) und eine Stabilisierungseinrichtung (15), insbesondere Aushärteeinrichtung, für das aufgetragene Medium (6) auf. Der Applikator (2) weist ferner einen hohlen Stützkörper (27) auf, den die Matrize (22) unter Bildung eines Zwischenraums (31) mit Abstand umgibt, wobei das Andrückmittel (32) im Zwischenraum (31) angeordnet ist. Die Applikationseinrichtung weist neben dem Applikator eine Handhabungseinrichtung (3) für eine Relativbewegung zwischen dem Applikator (2) und einem Werkstück (4) auf.
摘要翻译：本发明涉及一种涂抹器以及用于顺序的方法和引导（6）的流体介质的基板（5）上在非航空航天领域微概要，特别是并用这样的涂敷相应的应用设备。该涂抹器（2）具有用于管芯（22）和稳定装置（15）在圆周方向移动模具（22）具有压印轮廓（25），一个压力装置（32），特别是固化装置，用于涂布介质（6）。该涂抹器（2）还包括中空的支持体（27），在其上金属模（22）围绕以形成一个距离的间隙（31），其中，所述压力装置（32）被布置在所述中间空间（31）。所述应用装置包括用于涂抹器（2）和（4）相邻的涂抹器的工件之间的相对移动的操作装置（3）。

10. 发明申请

WO2015043074A1 飞机前缘缝翼噪声控制方法审中-公开
公开(公告)号：WO2015043074A1
公开(公告)日：2015-04-02
申请号：PCT/CN2013/088751
申请日：2013-12-06
申请人：中国商用飞机有限责任公司 , 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
发明人：谢里 , 孙一峰 , 党铁红 , 陈迎春
IPC分类号： B64C21/00
CPC分类号： B64C21/00 , B64C9/24 , B64C23/005 , B64C2220/00 , B64C2230/14 , Y02T50/166
摘要：本发明提供一种用于飞机前缘缝翼的被动降噪方法，该方法包括如下步骤：在前缘缝翼的缝翼凹槽内表面上安装第一压电传感器以利用压电效应吸收气流漩涡撞击的机械能并转化为电能；提供压电分流电路模块使其与所述第一压电传感器电连接从而将所述电能以热的形式耗散。本发明还提供一种用于飞机前缘缝翼的主动降噪方法和一种主被动一体降噪方法。本发明可在不对常规增升装置设计产生较大改变的前提下实现缝翼气动噪声的有效控制，不会对增升装置的气动性能和飞机安全性产生影响。

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