Ein Strömungskörper für ein Luftfahrzeug, insbesondere für eine Flügelvorderkanten-Vorrichtung, wird vorgeschlagen, wobei der Strömungskörper eine gekrümmte vordere Kante mit einer Hinterkante und wenigsten eine mit wenigstens einer Spannweitenkante der vorderen Haut gekoppelte Hinterkantenkomponente aufweist, wobei die Hinterkantenkomponente ein Konstantquerschnittsprofil umfasst, das sich in einer Tiefenrichtung verjüngt, um zwei Spannweiten-Strömungsflächen zu bilden, die in einer Hinterkante enden, und wobei die Hinterkantenkomponente zum Bereitstellen eines nahtlosen Übergangs zwischen der vorderen Haut und wenigstens einer der zwei Spannweiten-Strömungsflächen ausgebildet ist.

    A flow body for an aircraft, in particular for a wing leading edge device, is proposed, the flow body having a curved front skin having a leading edge and at least one trailing-edge component coupled with at least one spanwise edge of the front skin, wherein the trailing-edge component comprises a constant cross-sectional profile that tapers in a chordwise direction to form two spanwise flow surfaces that end in a trailing edge, and wherein the trailing-edge component is designed for providing a flush transition between the front skin and at least one of the two spanwise flow surfaces.


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    Titel :

    Strömungskörper für ein Luftfahrzeug mit einer massiven Hinterkantenkomponente


    Beteiligte:
    BENSMANN STEFAN (Autor:in) / FEES MARTIN (Autor:in) / ERBAN MARCUS (Autor:in)

    Erscheinungsdatum :

    03.12.2020


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Deutsch


    Klassifikation :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge



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