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[发明专利]一种射流环量控制装置-CN202311188880.5在审
发明人：王万波;唐坤;黄勇;潘家鑫;覃晨;赵鑫海;李超群 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2023-09-15 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种射流环量控制装置，涉及环量控制技术领域，包括设置机翼内部的射流环量主体、设置在机翼尾缘处的射流出口、以及设置在机翼尾缘处使射流出口处的气流发生偏转的科恩达型面，射流环量主体与射流出口连通，科恩达型面位于射流出口下方，位于科恩达型面下方的机翼尾缘上设置有射流吸气口，机翼内部设置有用于连通射流吸气口与射流环量主体的管道回收系统；本发明设计合理，该装置由于同时采用了吹气和吸气两种方式，不仅能回收多余的高能气流，还能通过射流出口的吸气抑制射流的分离，改善射流对外流“裹挟”效果，提高射流环量控制效率。
一种射流控制装置

[发明专利]具有增强升力的翼型-CN202180084327.X在审
发明人： A.摩尔贝克 -专利权人：阿芒尼斯有限责任公司
申请日： 2021-12-15 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：公开了一种具有前缘和后缘以及吸力面和压力面的翼型，吸力面包括朝向前缘的喷射器翼缝。可设有朝向后缘的至少一个附加翼缝。翼型可构造用于飞机。还公开了一种使用这种翼型操作飞机的方法。
具有增强升力

[发明专利]一种基于协同射流的主动流动控制技术的飞行器-CN202310783785.3在审
发明人：杜海;苏玉鹏;迟劭卿;龚东升;苏东 -专利权人：西华大学;东莞市享飞智能科技有限公司
申请日： 2023-06-29 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本发明提供一种基于协同射流主动流动控制技术的飞行器，协同射流技术是一种主动流动控制技术，采用吹吸气流的方式实现对飞机器的控制，本发明是一种运用新概念流动控制方法的飞行器，涉及航空气动技术领域。该运用协同射流技术的飞行器采用常规式布局，飞行器包括机身、机翼和尾翼，内夹装压气机、吸气装置和吹气装置，实现协同射流的目的。主翼包括第一翼段和第二翼段，第一翼段与机身相连，第二翼段与第一翼段远离机身的一端相连。与第二翼段上翼面前端具有吹气口，于第二翼段上翼面后端具有进气口。本发明的飞行器可以在协同射流装置的配合下降低阻力并产生更高的升力系数，同时也降低了能耗，可以实现长航时飞行。
一种基于协同射流主动流动控制技术飞行器

[发明专利]一种协同射流机翼-CN202310462756.7有效
发明人：杜海;苏玉鹏;任梓铭;龚东升;迟劭卿 -专利权人：西华大学
申请日： 2023-04-26 - 公布日： 2023-07-18 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种协同射流机翼，涉及航空气动技术领域，包括翼身、吹气装置、吸气装置、激励器和底板；翼身呈中空型；吹气装置和吸气装置均与翼身连接；底板和翼身的底部连接；吹气装置上设置有射流吹气口；吸气装置上设置有射流出气口；激励器包括第一离心压气机和第二离心压气机；第一离心压气机和第二离心压气机均设置在底板上。该协同射流机翼将底板与翼身结合，维持翼型整体气动外形；融合了激励器、吹气装置和吸气装置，整个机翼一体化设计，结构清晰，操作简单。相比复杂的外接气源方式，内置气源具有高适应性、高可靠性以及更广泛的应用前景。
一种协同射流机翼

[发明专利]一种用于机翼表面降噪的凹坑结构-CN202310544619.8在审
发明人：胡天翔;曲竟颀;刘沛清;张瑾;郭昊;戴若航 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-05-16 - 公布日： 2023-07-04 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本发明属于飞机机体降噪技术领域，具体公开了一种用于机翼表面降噪的凹坑结构，设置于机翼上，凹坑结构包括：布设基面，设置在机翼的上表面和下表面，且沿机翼所在机身轴线方向位于机翼的尾部，布设基面沿弦长方向与机翼在长度上具有相关度，且布设基面位于机翼沿弦长方向的预设比例位置；凹坑，以预设排列方式分布在布设基面；具有如下优点：不同于锯齿状降噪结构，浅凹坑状结构直接应用在翼缘后部，不会产生额外附体效应。与传统的被动方法应用渗透材料相比，浅凹坑状结构所引起的总阻力增加是微小的，只有较小的空气动力损失。并且其非渗透性保证其不会轻易因为污染而改变降噪性能。相比以往的降噪结构的具有较好的优化。
一种用于机翼表面结构

[发明专利]基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统-CN202310397199.5有效
发明人：李泽祥;冯毅;罗朝匀;李辉;倪章松 -专利权人：成都流体动力创新中心
申请日： 2023-04-14 - 公布日： 2023-06-20 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，包括：对称设置在飞机双翼上的协同吹吸气模块，该模块包括设置在机翼后缘的协同吹吸气区域；其中，协同吹吸气区域包括：分别设置在上、下翼面的第一引气区域和第二引气区域；第一、第二引气区域上设置有多个气孔或狭缝，且第一、第二引气区域之间的机翼内部形成供空气上下流动的流动腔室；腔室中设置有多个用于引导外部空气通过腔室上下流动的涵道风扇；该系统还包括用于控制涵道风扇的运行状态的驱动模块。该系统通过上下引气的方式提供了一种低成本的增升和辅助操控方案，既可以增大大型飞机在起降过程中的升力，同时可以在大型飞机的起降、巡航过程中对飞行状态进行辅助调节。
基于风扇驱动协同吸气机翼流动控制系统

[发明专利]一种用于高空高速环境的微纳减阻结构-CN202011505408.6有效
发明人：许泉;张迪;傅建明;徐胜利;王波兰;莫麟;许斌;刘广;许自然;任智毅;康海峰;陈晶华;刘国刚 -专利权人：上海机电工程研究所;上海神箭机电工程有限责任公司
申请日： 2020-12-18 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于高空高速环境的微纳减阻结构，包括开设在飞行器外表面的沟槽，所述沟槽的形状呈长条形，所述沟槽的横截面呈等腰三角形，所述沟槽横截面的顶角位于沟槽的底部，所述沟槽横截面的底边长度在150nm‑200nm之间，所述沟槽与高速气流呈一定的角度，且所述沟槽在飞行器外表面沿垂直于沟槽长度的方向等间隔开设有多个，任一相邻两所述沟槽间均形成有分隔条，所述分隔条的长度方向平行于沟槽的长度方向，所述分隔条的横截面呈等腰三角形，且所述分隔条横截面的顶角位于分隔条的顶端。有助于减小近壁面边界层附近的黏性阻力，进而有助降低高速气体对飞行器的摩擦阻力，且结构简单，工作可靠，减阻效果好。
一种用于高空高速环境微纳减阻结构

[发明专利]翼型结构及其流动控制方法、飞行器和流动控制试验模型-CN202211577748.9有效
发明人：简春梅;刘忠华;高大鹏;徐开明;吴志刚;陈辅政;吴福章 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2022-12-09 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本申请公开一种翼型结构及其流动控制方法、飞行器和流动控制试验模型，所述翼型结构包括主体和供气装置，其中：所述主体具有主流道以及与主流道连通的吸气口和喷气口，所述吸气口和所述喷气口沿所述翼型结构的翼弦方向排布；所述供气装置设于所述主流道内，所述供气装置的喷嘴在气流方向上朝向所述喷气口设置，所述供气装置用于输出高速气体；所述主流道包括设于所述供气装置与所述喷气口之间的混合段和扩张段，所述混合段和所述扩张段沿所述气流方向依次布置，且所述扩张段的纵截面宽度沿所述气流方向逐渐增大。上述方案能够增大喷气口喷射出的射流的流速和质量流量，并优化流动控制性能。
结构及其流动控制方法飞行器试验模型

[发明专利]一种可延缓流动分离的翼型及置于翼型上的激励器-CN201910037887.4有效
发明人：孟宣市;尹仕卿;李华星 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2019-01-16 - 公布日： 2023-02-28 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种可延缓流动分离的翼型及置于翼型上的激励器，采用同时在前缘喷气和后缘吸气的主动流动控制方式，达到增加升力、减小阻力、改善失速特性目的，对推进系统造成的动力损失很小。管道和激励器埋在结构内部，喷气和吸气不需要额外的气源，避免了复杂的通气管路设计，结构简单，可靠性高，易于实施，对气动结构破坏极小，使用范围广。气流循环利用的机制能够减小能源消耗。等离子体激励器具有尺寸小、重量低、反应迅速、频带响应宽等优点，能在短时间内生成一个比较好的气流回路，且可以根据飞行器的实际情况通过改变缝道的宽度以及激励器的电学参数来生成相应的吹吸气回路以有效改善飞行器的空气动力学特性。
一种延缓流动分离置于翼型上激励

[发明专利]飞行器机翼组件-CN201780075540.8有效
发明人：惠欣宇;克里斯多佛·鲍尔 -专利权人：空中客车营运有限公司
申请日： 2017-12-04 - 公布日： 2022-12-23 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：提出了一种飞行器机翼组件，其包括主翼部分、高升力装置，该高升力装置包括具有上蒙皮部分和下蒙皮部分的流动表面，其中，高升力装置能够在位于主翼部分处的缩回位置与限定高升力装置与主翼部分之间的间隙的展开位置之间移动，其中，主翼部分和处于缩回位置的高升力装置限定具有位于后缘与前缘之间的当地弦长的翼型，其中，前缘在高升力装置的流动表面上位于上蒙皮部分与下蒙皮部分之间，其中，高升力装置的流动表面包括第一流动表面部分、第二流动表面部分和第三流动表面部分，其中，第一流动表面部分是被微穿孔的，以用于空气流入，其中，第一流动表面部分在上蒙皮上从前缘沿翼弦方向延伸当地弦长的2％或更少并且在下蒙皮上从前缘沿翼弦方向延伸当地弦长的2％或更少，并且其中，第二流动表面部分不是被微穿孔的，并且第二流动表面在上蒙皮部分的其余部分上延伸，并且其中，第三流动表面部分不是被微穿孔的，并且第三流动表面在下蒙皮部分的其余部分上延伸。
飞行器机翼组件

[发明专利]宽速域射流控制飞行器-CN202110710139.5有效
发明人：邵帅;郭正;侯中喜;贾高伟;陈晔;王鹏;陈清阳 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-06-25 - 公布日： 2022-10-25 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本发明提供一种宽速域射流控制飞行器，包括机身以及设置在机身左右两侧的机翼；在各机翼前缘沿其展向分布有流动分离抑制装置，用于抑制机翼表面的流动分离；在各机翼外侧后缘设置有可调喷口环量控制装置，为飞行器提供滚转控制；在机身后端中部设置有二元射流推力矢量装置，利用二元射流推力矢量装置进行宽速域飞行中的俯仰和偏航控制。本发明解决现有无操纵面飞行器在低速大迎角和高亚声速飞行状态下的三轴姿态控制失效问题。
宽速域射流控制飞行器

[发明专利]用于共振流动装置的相位调整-CN201710932651.8有效
发明人： D·P·布尔佐佐夫斯基;S·F·格里芬 -专利权人：波音公司
申请日： 2017-10-10 - 公布日： 2022-10-21 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：一种包括多个合成射流发生器的共振阵列的装置，其中相邻的射流发生器被联接，从而引起在多个合成射流发生器的射流之间的相长干涉和相消干涉的可能，这取决于至多个合成射流发生器的对应的多个驱动信号的相对相位。该装置还包括控制器，其经配置以控制对应的多个驱动信号的相对相位，以通过改变由多个合成射流发生器的第二合成射流发生器所发射的第二射流的给定相位，引起由多个合成射流的第一合成射流发生器所发射的第一射流的变化。
用于共振流动装置相位调整

[发明专利]短舱进气道-CN202210914018.7在审
发明人：马波;丛晶洁;邓志 -专利权人：中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心;中国商用飞机有限责任公司
申请日： 2022-08-01 - 公布日： 2022-10-18 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本专利公开了一种短舱进气道，飞机结构设计领域，尤其涉及短舱进气道，用于解决现有技术中存在的短舱结构阻力大、进气道唇口壁偏厚，结构效率低，防冰空间大的问题。本发明通过将传统的短舱进气道唇口和外壁板设计为一个整体，减少紧固件的安装，实现进气道唇口的大面积层流；同时将进气道前隔板设计为三角截面，在前隔板重量相当的情况下，提高前隔板的抗撞性能，从而实现进气道唇口壁厚的降低来提高结构效率，此外还减少防冰空间，实现用气量的减少。
短舱进气道

[发明专利]一种主被动组合的超高速边界层转捩宽频控制方法-CN202011087796.0有效
发明人：罗振兵;刘强;邓雄;程盼;彭文强;周岩 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2020-10-13 - 公布日： 2022-10-11 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本发明公开一种主被动组合的超高速边界层转捩宽频控制方法，在超高速飞行器表面需要控制边界层转捩的区域安装转捩宽频控制结构，转捩宽频控制结构包括合成双射流激励器与微孔隙板，微孔隙板设在飞行器的表面上并覆盖合成双射流激励器的射流出口；微孔隙板通过被动控制抑制第二模态，合成双射流激励器通过主动控制抑制第一模态；通过主被动控制相结合实现第一模态、第二模态兼顾的宽频范围转捩控制。既增强孔隙表面对宽频扰动波的抑制能力，又减小表面粗糙度，理论上有望集成剪切增稳与吸声机理，工程上有利于实现热防护和延迟转捩双目标，并且可以通过合理布置合成双射流激励器的吸气区域和喷气区域，能够有效的扩大控制参数范围。
一种被动组合超高速边界层转捩宽频控制方法

[发明专利]一种扇翼结构及其飞行器-CN202210699811.X在审
发明人：李悦立 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所;西北工业大学
申请日： 2022-06-20 - 公布日： 2022-08-30 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本申请具体涉及一种扇翼结构，包括：扇翼、叶轮，其中，扇翼的上翼面沿自前缘部位向后缘部位向下倾斜，形成倾斜面；扇翼的前缘部位开设有叶轮安装槽，叶轮安装槽沿扇翼的展向伸展，横截面呈弧形；扇翼上具有连通槽，连通槽的进口端延伸至叶轮安装槽内靠近倾斜面的部位，出口端延伸至叶轮安装槽内部；叶轮安装在叶轮安装槽内，在叶轮高速旋转时，扇翼上翼面的倾斜面与叶轮安装槽内弧形面的交汇部位处堆积的气体，会经连通槽流到叶轮安装槽内，从而降低扇翼上翼面的倾斜面与叶轮安装槽内弧形面的交汇部位处的正压区，保证扇翼结构的升力效果，且可提高工作效率。此外涉及一种扇翼飞行器，包括：上述的扇翼结构。
一种结构及其飞行器

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