Triebwerksgondel eines Flugzeugs, die ein Gondel-Gehäuse (19) mit einer ersten (S1) und einer zweiten (S2) Seite und mehrere flossenförmige Wirbelgeneratoren (21, 22, 23; 31, 32) aufweist, die an zumindest einer der beiden Seiten (S1, S2) des Gondel-Gehäuses (19) und derart angeordnet sind, dass das von diesen insgesamt produzierte Wirbelfeld sich bei zunehmendem Anstellwinkel zur Verbesserung des Maximalauftriebs über einen in Spannweiten-Richtung zunehmenden Tragflügel-Bereich erstreckt, wobei der vorderste Punkt eines in Bezug auf die Triebwerksgondel-Umfangsrichtung obersten Wirbelgenerators (31) innerhalb eines zwischen zwei Grenzlinien (51, 52) gelegenen Positionierungs-Korridors (K31) gelegen ist, wobei • die erste Grenzlinie (51) als Anfangspunkt (51a) die Umfangsstelle der Triebwerksgondel mit dem Triebwerksgondel-Umfangswinkel phi = 35 Grad und der Triebwerksgondel-Längskoordinate X = L/4 hat, • die erste Grenzlinie (51) als Anfangspunkt (51b) die Umfangsstelle der Triebwerksgondel mit dem Triebwerksgondel-Umfangswinkel phi = 25 Grad und der Triebwerksgondel-Längskoordinate X = L·2/3 hat, • die zweite Grenzlinie (52) als Anfangspunkt (52a) die Umfangsstelle der Triebwerksgondel mit dem Triebwerksgondel-Umfangswinkel phi = 90 Grad und der Triebwerksgondel-Längskoordinate X = L/4 hat, • die zweite Grenzlinie (52) als Endpunkt (52b) die Umfangsstelle der Triebwerksgondel mit dem Triebwerksgondel-Umfangswinkel phi = 55 Grad und der Triebwerksgondel-Längskoordinate X = L·2/3 hat, wobei die Grenzlinie jeweils die am Außenumfang der Triebwerksgondel verlaufende und kürzeste Linie zwischen jeweils seinem Anfangspunkt und seinem Endpunkt ist.

    An engine pod for an aircraft has one side which features several fin-shaped vortex generators such that the overall vorticity field generated by the vortex generators extends over an increasing airfoil area in the wingspan direction as the angle of attack increases. The first vortex generator lies within a positioning corridor that is situated between two boundary lines. The origin and end points, respectively, of the first boundary line are the points on the circumference of the engine pod with the circumferential engine pod angle phi=35 degrees and 25 degrees and the longitudinal engine pod coordinate X=L/4 and L·⅔. The origin and end points, respectively, of the second boundary line are the points on the circumference of the engine pod with the circumferential engine pod angle phi=90 degrees and 55 degrees and the longitudinal engine pod coordinate X=L/4 and L·⅔.


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    Titel :

    Triebwerksgondel eines Flugzeugs mit einer Wirbelgenerator-Anordnung


    Beteiligte:

    Erscheinungsdatum :

    02.03.2017


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Deutsch


    Klassifikation :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge / B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT



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