Estructura (11) de borde de ataque para un sistema de control de flujo de una aeronave (1), que comprende un panel (13) de borde de ataque que rodea una cámara (17) impelente de una manera curvada, extendiéndose la cámara (17) impelente en una dirección (19) de la envergadura, en el que el panel (13) de borde de ataque tiene una primera parte (21) lateral que se extiende desde un punto (23) de borde de ataque a un primer extremo (25) de fijación, en el que el panel (13) de borde de ataque tiene una segunda parte (27) lateral opuesta a la primera parte (21) lateral que se extiende desde el punto (23) de borde de ataque a un segundo extremo (29) de fijación, en el que el panel (13) de borde de ataque comprende una superficie (33) interior orientada hacia la cámara (17) impelente y una superficie (37) exterior en contacto con un flujo (39) ambiente, en el que el panel (13) de borde de ataque comprende múltiples microporos (45) que forman una conexión de fluido entre la cámara (17) impelente y el flujo (39) ambiente, y en el que la cámara (17) impelente está separada por una pared (49) divisoria en una sección (51) de cámara impelente del borde de ataque en la zona del punto (23) de borde de ataque, y una sección (53) de cámara impelente aguas abajo situada aguas abajo de la sección (51) de cámara impelente del borde de ataque, caracterizada porque la sección (51) de cámara impelente del borde de ataque está conectada a una primera entrada (55) de aire a través de un primer conducto (57), y la sección (53) de cámara impelente aguas abajo está conectada a una segunda entrada (59) de aire a través de un segundo conducto (61), y en el que la primera entrada (55) de aire está separada de la segunda entrada (59) de aire y el primer conducto (57) está separado del segundo conducto (61).
Disclosed is a leading edge structure (11) for a flow control system of an aircraft (1), comprising a leading edge panel (13) that surrounds a plenum (17) in a curved manner, the plenum (17) extending in a span direction (19), wherein the leading edge panel (13) has a first side portion (21) extending from a leading edge point (23) to a first attachment end (25), wherein the leading edge panel (13) has a second side portion (27) opposite the first side portion (21), extending from the leading edge point (23) to a second attachment end (29), wherein the leading edge panel (13) comprises an inner surface (33) facing the plenum (17) and an outer surface (37) in contact with an ambient flow (39), and wherein the leading edge panel (13) comprises a plurality of micro pores (45) forming a fluid connection between the plenum (17) and the ambient flow (39). The object, to provide a more efficient leading edge structure that is more precisely adapted to the requirements, is achieved in that the plenum (17) is separated by a partition wall (49) into a leading edge plenum section (51) in the area of the leading edge point (23), and a downstream plenum section (53) downstream from the leading edge plenum section (51).
Una estructura de borde de ataque para un sistema de control de flujo de una aeronave
2021-12-13
Patent
Elektronische Ressource
Spanisch
IPC: | B64C AEROPLANES , Flugzeuge |
Estructura de borde de ataque para un sistema de control de flujo de una aeronave
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