专利快速检索-快速检索全球专利，免费商用专利数据库-IPRDB

1. 发明申请

WO2020106343A2 METHOD, SYSTEM AND APPARATUS FOR REDUCING FLUID DRAG 审中-公开
公开(公告)号：WO2020106343A2
公开(公告)日：2020-05-28
申请号：PCT/US2019/047066
申请日：2019-08-19
申请人： PEER BELT INC. , 13 MARI LTD
发明人： KISHEV, Rumen, Zdravkov , NIKOLOV, Grigor, Plamenov , FOTEV, Krassimir, Nikolaev
IPC分类号： B63B1/32 , F01D5/14 , B64C1/38 , F15D1/00 , B64C21/10 , F04D29/68
摘要： A novel mechanism for reducing boundary layer friction and inhibiting the effects of uncontrolled fluid turbulence and turbulent layer separation, thus reducing the body drag, kinetic energy losses and lowering engine and pump fuel consumption is proposed. It steps on the type of turbulence observed in the so-called in fluid dynamics "drag crisis". Plurality of device shapes and plurality of devices producing the wanted pure form of even plurality of counter rotating vortices extending into the flow, i.e. tubes, are presented and discussed in detail, contrasting with the prior art. Configurations of multiple devices for the purposes of drag and fuel reduction, including their simulations and experimental results are put forward. Additional embodiments of the resulting tubes disclose use on aircraft or vessel control surfaces as stall inhibitors, use in wind turbines as dynamic range extenders, as well as use in turbines in efficient cooling mechanisms.

2. 发明申请

WO2019163173A1 整流構造体及び飛しょう体审中-公开
公开(公告)号：WO2019163173A1
公开(公告)日：2019-08-29
申请号：PCT/JP2018/033744
申请日：2018-09-12
申请人：三菱重工業株式会社
发明人：吉田　里香子 , 西川　紘介
IPC分类号： B64C1/38 , B64D27/20 , F02K7/10
摘要：飛しょう体の整流構造体１００は、整流部３０と、入熱制御部２０と、真空断熱部１０とを備える。整流部３０は、整流面３０ａと、裏面３０ｂとを有する。整流面３０ａは、進行方向からの気流５を整える。裏面３０ｂは、整流面３０ａの逆側に配置されている。入熱制御部２０は、裏面３０ｂに接続されている。真空断熱部１０は、入熱制御部２０に接続され、表面が剛体で形成されている。また、入熱制御部２０は、裏面３０ｂと真空断熱部１０とに挟まれている。

3. 发明申请

WO2013067885A1 一种用于飞机舱门的扰流片及装有该扰流片的飞机舱门审中-公开
公开(公告)号：WO2013067885A1
公开(公告)日：2013-05-16
申请号：PCT/CN2012/083355
申请日：2012-10-23
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：田剑波 , 陆波 , 陆清 , 曹丹青 , 肖扬 , 任碧诗 , 黄喜平 , 是贤珠 , 陈诚
IPC分类号： B64C1/38
CPC分类号： B64C7/00 , B64C25/16
摘要：本发明提供了一种用于飞机舱门的扰流片，所述扰流片在飞机前起落架左右前舱门的迎风前缘内侧安装在舱门内蒙皮上，与所述舱门内蒙皮紧密贴合，用于减小舱门开门力。本发明还提供了一种飞机舱门，其内蒙皮上安装有本发明所述的于飞机舱门的扰流片。根椐本发明的扰流片能够有效地减小舱门的开门力；且对原有机构改动较小，方便安装及维护。

4. 发明申请

WO2007035141A1 COOLING SYSTEM FOR AN AIRCRAFT, AIRCRFT COMPRISING THE COOLING SYSTEM AND COOLING METHOD 审中-公开
标题翻译：用于飞机的冷却系统，包括冷却系统和冷却方法的飞机
公开(公告)号：WO2007035141A1
公开(公告)日：2007-03-29
申请号：PCT/SE2005/001385
申请日：2005-09-20
申请人： VOLVO AERO CORPORATION , MÅRTENSSON, Hans , HELLGREN, Anders
发明人： MÅRTENSSON, Hans , HELLGREN, Anders
IPC分类号： B64C1/38 , B64D7/00 , F41H3/00
CPC分类号： B64C1/38
摘要： The invention relates to a cooling system (20) for an aircraft (1) comprising a cooling circuit (21) for transporting a coolant, with the cooling circuit (21) running to a component (22) in the aircraft that is heated up during flying in order to take up heat from the heated-up component via the coolant. The cooling circuit (21) runs to a jet engine (2) for propulsion of the aircraft in order to release heat to a flow of gas (IV) in the jet engine via the coolant.
摘要翻译：本发明涉及一种用于飞行器（1）的冷却系统（20），包括用于输送冷却剂的冷却回路（21），冷却回路（21）运行到飞行器中的一个部件（22）飞行以便通过冷却剂从加热部件吸收热量。冷却回路（21）运行到用于推进飞行器的喷气发动机（2），以便经由冷却剂将热释放到喷气发动机中的气体（IV）流。

5. 发明申请

WO2004022215A3 METHOD AND APPARATUS FOR INDUCING CONTROLLED VORTICES TO REDUCE AFTERBODY DRAG 审中-公开
标题翻译：用于诱导控制物体减少后体积的方法和装置
公开(公告)号：WO2004022215A3
公开(公告)日：2004-06-03
申请号：PCT/US0327737
申请日：2003-09-05
申请人： CONSULTING AVIAT SERVICES INC , DIXON CHARLES J , HUGHES ARTHUR C
发明人： DIXON CHARLES J , HUGHES ARTHUR C
IPC分类号： B64C1/00 , B64C5/12 , B64C23/06 , B64C1/38
CPC分类号： B64C1/0009 , B64C5/12 , B64C23/06 , B64C2001/0045 , Y02T50/12 , Y02T50/162
摘要： A method and apparatus of creating vortices via vortex controllers (10), wherein the vortices (30) are capable of entraining high-energy surrounding flow to induce a series of powerful longitudinal vortices that reattach separated flow by merging into single vortices along the undersurface of the afterbody (102) to reenergize the boundary layer, thus preventing undersurface flow separation and reducing overall afterbody drag.
摘要翻译：一种通过涡流控制器（10）产生涡流的方法和装置，其中涡旋（30）能够夹带高能量的周围流动，以引起一系列强大的纵向涡旋，其通过沿着下游的下表面汇合成单个涡流来重新连接分离的流动后体（102）重新通电边界层，从而防止下表面流分离并减少整体后体阻力。

6. 发明申请

WO01026964A1 HEAT SHIELD 审中-公开
标题翻译：隔热板
公开(公告)号：WO01026964A1
公开(公告)日：2001-04-19
申请号：PCT/GB2000/003818
申请日：2000-10-06
IPC分类号： B64C1/38 , B64C3/18 , B64C3/36 , B64D13/00 , B64D15/02 , B64C3/00
CPC分类号： B64D13/006 , B64C3/36 , B64D13/00 , B64D15/02
摘要： Heat shield apparatus for deflecting hot gases away from an aerofoil spar (2). The apparatus comprises a shield member (11), a support member for detachably supporting the shield member, and means (8) for adjustably mounting the support member on a hot air duct (5) positioned within an aircraft aerofoil (1), the arrangement being such that, in use, the heat shield (11) can be positioned between the hot air duct (5) and the spar (2) of the aerofoil.
摘要翻译：用于将热气体从机翼翼梁偏转的隔热装置（2）。该装置包括屏蔽构件（11），用于可拆卸地支撑屏蔽构件的支撑构件和用于将支撑构件可调节地安装在位于飞行器机翼（1）内的热空气导管（5）上的装置（8）使得在使用中，隔热罩（11）可以位于热空气管道（5）和机翼的翼梁（2）之间。

7. 发明申请

WO2016010592A1 OPTICAL WINDOW SYSTEM WITH AERO-OPTICAL CONDUCTIVE BLADES 审中-公开
标题翻译：具有光电导电叶片的光学窗系统
公开(公告)号：WO2016010592A1
公开(公告)日：2016-01-21
申请号：PCT/US2015/021744
申请日：2015-03-20
申请人： RAYTHEON COMPANY
发明人： VASQUEZ, David A. , USHINSKY, Michael , ICHKHAN, Joseph J.
IPC分类号： F42B10/46 , B64C1/36 , B64C1/38 , F42B15/34 , B64C1/14
CPC分类号： B64C1/1484 , B32B37/30 , B64C1/1492 , B64C21/00 , B64C23/06 , B64C2230/10 , B64D47/08 , F42B10/46 , F42B15/34 , H05B3/84 , Y02T50/162 , Y02T50/166
摘要： A method of improving optical characteristics of an optical window (100) operating in a flow of fluid and having first and second panes (104, 106) of optically transmissive material - each having an edge (114, 116) adjacent to, parallel with, and at least partially coextensive with each other - is described herein. The method includes inserting a thermally conductive blade (110) between two adjacent edges (114, 116) of the first and second panes (104, 106) of optically transmissive material; and lifting an adverse flow stagnation zone forward of the optical window by protruding the thermally conductive blade (110) into the flow of fluid from an outer surface of the panes of the optical window.
摘要翻译：一种改善在流体流动中操作的光学窗口（100）的光学特性的方法，该光学窗口具有光学透射材料的第一和第二窗格（104,106），每个窗口具有邻近于平行于该光学窗口的边缘（114,116）并且彼此至少部分共同延伸。该方法包括将导热叶片（110）插入光学透射材料的第一和第二窗格（104,106）的两个相邻边缘（114,116）之间; 以及通过将导热叶片（110）从光学窗口的窗格的外表面突出到流体流中来提升光学窗口向前的不利流动停滞区域。

8. 发明申请

WO2014035525A3 ACTIVE COOLING OF HIGH SPEED SEEKER MISSILE DOMES AND RADOMES 审中-公开
公开(公告)号：WO2014035525A3
公开(公告)日：2014-03-06
申请号：PCT/US2013/045426
申请日：2013-06-12
申请人： INTEGRAL LASER SOLUTIONS, LLC. , THE CURATORS OF THE UNIVERSITY OF MISSOURI
发明人： SCHLIE, LaVerne Arthur , MA, Hongbin
IPC分类号： F42B15/34 , F42B15/01 , F42B12/76 , B64C1/38
摘要： A thermal management system and method for active cooling of high speed seeker missile domes or radomes comprising bonding to an IR dome or RF radome a heat pipe system having effective thermal conductivity of 10 - 20,000 W/m*K and comprising one or more mechanically controlled oscillating heat pipes, employing supporting integrating structure including a surface bonded to the IR dome or RF radome that matches the coefficient of thermal expansion the dome or radome material and that of said one or more mechanically controlled oscillating heat pipes, and operating the heat pipe system to cool the IR dome or RF radome while the missile is in flight.

9. 发明申请

WO2014027919A1 ГОЛОВНОЙ ОТСЕК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 审中-公开
标题翻译：航空母舰的前舱
公开(公告)号：WO2014027919A1
公开(公告)日：2014-02-20
申请号：PCT/RU2013/000126
申请日：2013-02-15
申请人： ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "ВОЕННО-ПРОМЫШЛЕННАЯ КОРПОРАЦИЯ "НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ МАШИНОСТРОЕНИЯ"
发明人： ЛЕОНОВ, Александр Георгиевич , МАРТЫНОВ, Вячеслав Иванович , ЛАВРЕНОВ, Александр Николаевич , БЫЧКОВ, Михаил Сергеевич , ИВАНОВ, Владимир Петрович , САФИН, Мурад Дильшатович , СТРАХОВ, Андрей Николаевич , БОЛЬШАКОВ, Михаил Валентинович , ЯЦЫК, Владимир Самуилович , МИЛЮЧЕНКО, Сергей Георгиевич , ИВАНОВ, Илья Александрович , СВИРИН, Николай Степанович , ПЕТУХОВ, Роман Андреевич , ОГНЕВ, Владимир Анатольевич , СУРКОВ, Дмитрий Михайлович
IPC分类号： F42B15/12 , F42B15/34 , H01Q1/42 , B64C1/14 , B64C1/38
CPC分类号： F42B10/46 , F42B10/62 , F42B15/34
摘要： Изобретение относится к управляемому ракетному оружию, а более конкретно - к конструкции аэробаллистических ракет (АБР) с самонаведением на конечном участке траектории. Целью предлагаемого изобретения является создание головного отсека (ГО) летательного аппарата (в первую очередь, АБР) с возможностью компоновки в нем одновременно нескольких активных и/или пассивных бортовых сенсоров головки самонаведения и/или системы маршрутной навигации, аэродинамически рационального с точки зрения лобового сопротивления и уровня перекрестных связей между каналами управления, допускающего возможность независимой стабилизации по крену бортовых систем наведения и/или навигации. Указанная цель достигается тем, что в головном отсеке летательного аппарата (ЛА), включающем переднюю панель с плоскими иллюминаторами и боковую обечайку со стыковочным шпангоутом, передняя панель выполнена в виде клина, с углом развала плоскостей клина 60...170 градусов в тангажной плоскости ЛА, в которых установленоне менее одного плоского иллюминатора, а боковая обечайка выполнена осесимметричной с переменным сечением по внешнему контуру, с максимальным диаметром сечения в плоскости стыковочного шпангоута. При установке двух и более иллюминаторов они могут иметь различные спектральные диапазоны пропускания. При этом боковая обечайка выполнена: коническая - с углом наклона образующей конуса к плоскости стыковочного шпангоута 60...89 градусов, биконическая - с углом наклона образующей переднего конуса к плоскости стыка переднего и заднего конусов 60...89 градуса, и углом наклона образующей заднего конуса к плоскости стыковочного шпангоута 15...89 градусов. Образующая профиля боковой обечайки может выполняться также оживальной, параболической, в виде сплайна и как комбинация этих форм. В боковой обечайке ГО может быть выполнена призматическая или цилиндрическая вставка, которая может быть оптически или радиопрозрачной. Головной отсек ЛА может также выполняться с возможностью поворота передней панели и смежной с ней части боковой обечайки относительно продольной оси ЛА. При этом поворотная часть ГО может отделяться от неподвижной части герметичной мембраной. В плоскости разделения поворотной и неподвижной частей ГО может быть установлен подшипник. На ГО скоростных ЛА с внутренней стороны боковой обечайки и передней панели, за исключением иллюминаторов, может устанавливаться теплоизоляция. При этом теплоизоляция может быть выполнена из материала с фазовым переходом в диапазоне температур 30...75 градусов Цельсия. Кроме того, иллюминаторы с внутренней стороны могут закрываться сдвигаемыми теплоизолирующими накладками. Головной отсек скоростных ЛА может также снабжаться аэродинамической иглой, в том числе с возможностью ее складывания: например, телескопического внутрь ГО либо с предстартовым склонением на угол до 120 градусов относительно продольной оси ЛА. Положительный эффект, который достигается при применении представленного технического решения, включает: - возможность рационально закомпоновать на скоростных ЛА головной отсек с высокоточными бортовыми системами наведения и/или коррекции траектории полета, в том числе многоканальными активными и/или пассивными; - возможность варьирования количеством автономных каналов наведения/навигации ЛА для ГО фиксированной геометрии; - возможность стабилизации бортовых систем наведения/навигации ЛА по каналу крена путем независимой стабилизации поворотной части ГО. Одновременно головной отсек по предлагаемому техническому решению может включать дополнительные элементы (детали, узлы, механизмы и т.п.), позволяющие обеспечить штатную работу изделия в условиях экстремальных скоростных напоров, теплопотоков, силовых нагрузок, вибраций и прочих полетных факторов, характерных для современных и перспективных ЛА.
摘要翻译：本发明涉及一种可控制的导弹武器，更具体地说，涉及在轨迹的最后部分中具有目标寻求指导的气体弹道导弹（ABM）的设计。所提出的发明所解决的问题在于，创建一个飞行器（主要是ABM）的前隔间（FC），其中可以同时在其中组装多个主动和/或无源车载前传感器，用于寻靶指导和/或路线导航系统，所述前隔室在阻力和控制通道之间的交叉通信水平方面具有空气动力学效能，并且允许车载引导和/或导航系统的独立摇摆稳定的可能性。上述问题的解决之处在于，在空中客车（AV）的前隔室中，所述隔间包括具有平坦照明器的前面板和具有接合框架的侧面外壳，所述前面板为楔形，在AV的俯仰平面中的楔形平面的喇叭角为60度至170度，其中安装了最小的一个平坦的照明器，并且侧面壳体沿着外部轮廓以交替的部分轴对称地形成，并且在接合框架的平面中具有最大截面直径。当安装两个或更多个照明器时，所述照明器可以具有不同的光谱透射范围。此外，侧壳形成如下：圆锥形 - 锥形母线与接线架的平面的倾斜角为60度至89度，双锥形 - 与母线的母线倾斜角度引导锥体到60 ... 89度的前锥和后锥之间的连接点的平面，并且后锥的母线与接合框架的平面的倾斜角为15 ... 89度。侧壳的轮廓的母线也可以被构造为椭圆形，抛物线形，以花键的形式并且作为所述形式的组合。可以在FC的侧壳中形成可以是光学透明的或雷达透明的棱柱形或圆柱形插入物。 AV的前隔室也可以被构造成具有前导面板的可能性，并且与其相邻的外壳的一部分相对于AV的纵向轴线旋转。此外，FC的可旋转部分可以通过密封膜与不可移动部分分离。轴承可以安装在FC的可旋转部分和不可移动部分之间的分离平面中。绝热可以安装在高速AV的FC上，侧面外壳和前面板的内侧，不包括照明器。此外，绝热可以由具有在30摄氏度到75摄氏度的温度范围内的相变的材料形成。此外，照明器可以通过可移动隔热板在内侧被覆盖。高速AV的前隔室还可以设置有空气动力学针，其包括可以将后者收起的可能性：例如，可伸缩地在FC内，或者预倾斜到相对于纵向的高达120度的角度 AV的轴。使用技术解决方案时所产生的积极作用包括： - 高精度车载导航和/或飞行轨迹校正系统（包括多通道主动和/或被动系统; - 改变固定几何的FC的AV的自主引导/导航通道的数量的可能性; - 通过FC的可旋转部分的独立稳定，通过滚动控制来稳定AV的车载引导/导航系统的可能性。同时，根据所提出的技术方案的前隔室可以包括附加元件（部件，单元，机构等），使得可以在极端空气速度压力，热流，重的条件下确保制品的正常操作现代和预期AV的特征的负载，振动和其他飞行因素。

10. 发明申请

WO2008121418A1 A PASSIVE DRAG MODIFICATION SYSTEM 审中-公开
标题翻译：无源DRAG修改系统
公开(公告)号：WO2008121418A1
公开(公告)日：2008-10-09
申请号：PCT/US2008/004249
申请日：2008-03-31
申请人： THE UNIVERSITY OF ALABAMA , LANG, Amy, W.
发明人： LANG, Amy, W.
IPC分类号： B64C1/38
CPC分类号： B64C21/10 , B63B1/36 , B64C2230/26 , F15D1/0045 , F15D1/06 , Y02T50/166 , Y02T70/121
摘要： A micro-array surface that provides for drag reduction. In one aspect, an aerodynamic or hydrodynamic wall surface that is configured to modify a fluid boundary layer on the surface comprises at least one array of micro-cavities formed therein the surface. In one example, the interaction of the micro-cavities with the boundary layer of the fluid can delay transition of the fluid over an identical smooth surface without the micro-cavities.
摘要翻译：提供减阻的微阵列表面。在一个方面，被配置为修改表面上的流体边界层的空气动力学或流体动力学壁表面包括在其中形成的表面中的至少一个微孔阵列。在一个示例中，微腔与流体的边界层的相互作用可以延迟流体在不具有微腔的相同光滑表面上的转变。

你已经成功收藏专利！

检索式保存成功!

IPRDB

热门服务

关于我们

友情链接

联系方式