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[实用新型]一种民用飞机尾椎的改进结构-CN201720043224.X有效
发明人：李磊 -专利权人：上海飞淳心航空科技有限公司
申请日： 2017-01-16 - 公布日： 2017-10-20 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：一种民用飞机尾椎的改进结构，涉及飞机部件领域，包括尾椎主体，所述尾椎主体表面布满有由若干个菱形状基片组成的皮层，基片以交替平行方式排列在尾椎主体表面上，任意两个相邻基片之间留有沟槽，沟槽延伸的方向与基片的边缘平行，尾椎主体上沟槽的连线形成交叉的网状结构，所述基片上设有多道相互平行的凸筋，凸筋延伸的方向与滑过尾椎上的气体流动方向一致，基片上的凸筋从中间往两边高度逐渐降低，相邻两道凸筋连接处圆滑过渡，所述基片、凸筋为一体结构，本申请提供了一种新型飞机尾椎结构，改善了尾椎的气动性能，减少了空气阻力，提高了燃油经济性。
一种民用飞机尾椎改进结构

[实用新型]一种飞机前体涡流动控制装置-CN201621053481.3有效
发明人：赵振山;马晓光 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2016-09-13 - 公布日： 2017-03-15 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：一种飞机前体涡流动控制装置，包括前体涡破碎器和多个导流片，前体涡破碎器沿流向安装于飞机前体棱线上方、进气道进口前方；多个导流片依次安装于前体涡破碎器后方，原低能流流向路径上，对前体涡破碎器后的低能流进行导流，使其不流进进气道入口，而是沿进气道外罩与机身间的沟槽向后流动。其结构简单，易于安装维护、流动控制效果显著。
一种飞机涡流控制装置

[发明专利]带有流动影响装置结构的飞机-CN201080063791.2有效
发明人：布克哈德·哥林;鲁迪伯特·金;乌尔里希·诺格尔·亨氏;沃尔夫冈·倪澈 -专利权人：空中客车运作有限责任公司
申请日： 2010-12-08 - 公布日： 2017-02-08 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：一种飞机(F)，具有结构(20)以及飞行控制装置(50)，所述结构(20)包括沿翼展方向延伸的、在每个机翼(M；1a、1b)的至少一个表面区段(10；11a、12a；11b、12b)上的、用以影响流经表面部分(10；10K)流体的流动影响装置(16；16K)以及用以测量各部分(10；11a、12a；11b、12b)流动状态的流动状态传感装置(17；17K)，其中，飞行控制装置(50)具有流动影响目标参数设定装置(30)，其与用于产生目标参数(30a)的流动影响装置(17；17K)的结构(15)相连，目标参数(30a)是至少一个表面区段(10；10K)的流动影响装置(16；16K)的目标参数，其中，流动影响装置(16；16K)设计成使用目标参数(30a)改变位于区段(10；10K)中的局部升力系数或阻力和升力系数之间的相关性。
带有流动影响装置结构飞机

[发明专利]一种产生更大升力的机翼及飞行器-CN201610875335.7在审
发明人：朱晓义 -专利权人：朱晓义
申请日： 2016-09-30 - 公布日： 2017-02-01 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种产生更大升力的机翼及飞行器，设在机翼上表面的多个通气口通过机翼内部的流体通道和机翼尾部的排气口相通，使流体经过机翼上表面在长度方向与机翼下表面的宽度方向之间的流速不同，而产生的压力差为机翼更大的升力来源。本发明对现有各种飞行器的机翼结构改变不大，但却能产生比传统机翼大多倍的升力来源，立竿见影的使飞行器的载重量显著增加，飞行速度显著提高，飞行半径成倍增加，由此产生一种高速节能的飞行器，为飞行器未来的发展开辟一个全新的方向。
一种产生更大升力机翼飞行器

[发明专利]一种飞机前体涡流动控制装置-CN201610821259.1在审
发明人：赵振山;马晓光 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2016-09-13 - 公布日： 2016-12-14 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：一种飞机前体涡流动控制装置，包括前体涡破碎器和多个导流片，前体涡破碎器沿流向安装于飞机前体棱线上方、进气道进口前方；多个导流片依次安装于前体涡破碎器后方，原低能流流向路径上，对前体涡破碎器后的低能流进行导流，使其不流进进气道入口，而是沿进气道外罩与机身间的沟槽向后流动。其结构简单，易于安装维护、流动控制效果显著。在典型飞行状态，可以提高进气道总压恢复系数1％以上、降低流场畸变指标值30％以上。
一种飞机涡流控制装置

[发明专利]一种可极大幅度减阻的减阻外套-CN201510491336.7在审
发明人：郭宏斌 -专利权人：郭宏斌
申请日： 2015-07-28 - 公布日： 2015-11-25 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：一种可大幅度减阻的减阻外套，特征是在各种飞行器前后部及其他部位，都可制作各种类型减阻外套，并且可将肋状支撑条(5)制作在减阻外套外壳层(3)存在范围，使之形成减阻外套外壳层与肋状支撑条一体性结构。或将肋状支撑条(5)内侧或外侧边缘，向减阻外套外壳层(3)内侧或外侧少量进行延伸，使之形成减阻外套外壳层与肋状支撑条完全一体性结构。并且还可将减阻外套外壳层(3)外表面不同气体外移缝隙(4)之间的，减阻外套外壳层间隔条带的纵切剖面外形，制作为外侧表面为前低后高流线形，内侧表面为近直线状外形的近三角状结构。
一种极大幅度外套

[发明专利]具有形成层流边界层流动的系统的飞机机翼-CN201380042106.1有效
发明人：斯蒂芬·罗尔斯顿 -专利权人：空中客车集团有限公司
申请日： 2013-08-06 - 公布日： 2015-06-10 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：为了形成层流附着线流动（laminar attachment line flow），本发明提出了一种飞机机翼（10），该飞机机翼包括：前缘（12），该前缘（12）包括附着线（14），该附着线为一区域，其中撞击该区域的空气沿前缘（12）顺着翼展方向流入边界层；第一缝翼（22）和第二缝翼（24），其中前缘（12）和附着线（14）至少部分地形成在第一和第二缝翼（22，24）处，在附着线流的下游方向上，第二缝翼（24）邻近第一缝翼（22），以使前缘（12）包括缝翼到缝翼接合处（slat-to- slat junction）（26），其中缝翼腔（30）形成在第一和第二缝翼（22，24）中至少一个的蒙皮区（36）下面的缝翼到缝翼接合处（26）；和管道（38），该管道在缝翼到缝翼接合处（26）具有管道入口（40），该管道入口（40）用于沿机翼（10）的前缘（12）接收翼展方向流，该管道（38）至少部分地由所述缝翼腔（30）形成，其中所述管道入口（40）在前缘（12）周围和缝翼到缝翼接合处（26）的附着线（14）的整个位置范围内延伸。
具有形成层流边界层流动系统飞机机翼

[发明专利]基于多孔介质的高超声速飞行器减阻方法-CN201410423856.X有效
发明人：尤延铖;韩伟强;李怡庆;腾健;潘成剑 -专利权人：厦门大学
申请日： 2014-08-26 - 公布日： 2014-11-19 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：基于多孔介质的高超声速飞行器减阻方法，涉及飞行器减阻方法。在多孔介质材料坯板上等间距制作出圆柱形盲孔阵列，得到多孔介质材料板；多孔介质材料板开孔率为15％～30％，多孔介质材料板的厚度H为400～600μm，圆柱形盲孔阵列的相邻孔间距为80～120μm，圆柱形盲孔的深度d为250～350μm，圆柱形盲孔的直径φ为50～90μm；将高超声速飞行器的机身表面上的大面积较平滑过渡区域作为多孔介质材料板的安装点；通过安装铆钉等间距铆在多孔介质材料板的边缘与高超声速飞行器的机身固连。十分简单、应用造价低，可显著减少高超声速飞行器的所增加的飞行重量，从而提高飞行器的巡航距离和机动性。
基于多孔介质高超声速飞行器方法

[实用新型]双发单垂尾式飞机后体吹气式整流装置-CN201420190016.9有效
发明人：马经忠;李泰安;胡志东;施敬;胡杨;肖毅;曾平君 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2014-04-18 - 公布日： 2014-08-20 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本实用新型涉及飞机气动外形结构设计技术领域，具体的说，是涉及一种双发单垂尾式飞机后体吹气式整流装置，包括一个导流管，所述导流管包括左支管、右支管，两支管分别位于两侧飞机机尾罩与飞机垂尾座之间，两支管的两个进气口位于飞机机尾罩上方，两支管在两侧飞机机尾罩与飞机垂尾座侧壁之间延伸，在飞机垂尾座的后方两支管合并为一个排气口，使得整个导流管呈V型结构。本实用新型的V型结构导流管从垂尾座两侧引入气流，经导流管合并后在飞机后体两机尾罩之间通过排气口喷出，改善飞机后体流场，降低压力脉动，减少不利影响，结构简单，易于生产加工。
发单垂尾式飞机吹气整流装置

[发明专利]用于控制大迎角细长体侧向力的涡流发生装置-CN201310294075.0无效
发明人：翟建;张伟伟;宋述芳;高传强;叶正寅 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2013-07-12 - 公布日： 2013-11-27 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：一种用于控制大迎角细长体侧向力的涡流发生装置，旋转机构安装在飞行器锥头部内，并且该旋转机构的轴线与飞行器的轴线重合；收放机构安装飞行器锥头部内，并位于所述旋转机构与飞行器锥头部顶端之间；收放机构中的微型三角翼位于飞行器锥头部外的顶端处。微型三角翼在电动伸缩杆的带动下能够沿飞行器轴线方向伸缩运动。本发明利用微型三角翼在气流作用下产生的非定常弱扰流，在攻角25°～60°范围内对侧向力实现比例控制，侧向力系数控制范围为-3～3。在零侧力和微小侧力情况下微型三角翼可收回至飞行器锥头内部，不会产生额外的阻力，适用于锥角大于30°的飞行器。本发明具有结构简单、性能可靠等特点。
用于控制大迎细长侧向涡流发生装置

[发明专利]飞行器减阻装置-CN201110462850.X无效
发明人：张瑞麟 -专利权人：张瑞麟
申请日： 2011-12-31 - 公布日： 2013-07-03 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：一种飞行器减阻装置，它利用高速飞行获得的空气动能，空气从进气口进入网状输气管输气、布气，再从减阻外壳的小孔中逸出，并在其外表面形成空气界面，该装置减少了飞行器与大气层的摩擦，提高了飞行速度，还具有优良的散热性能。
飞行器装置

[发明专利]一种基于尾缘微穿孔降低前缘缝翼气动噪声的方法-CN201210531873.6无效
发明人：刘沛清;李芳丽;屈秋林;郭昊;田云;刘晓斌 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2012-12-11 - 公布日： 2013-04-03 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于尾缘微穿孔降低前缘缝翼气动噪声的方法，具体为：在前缘缝翼的尾缘处，沿机翼展向设置一排小孔，小孔之间等间距设置。所述的小孔展向打孔率为2%，即通过小孔中心沿缝翼展向方向做一线段，线段长度为缝翼展向厚度，其中，所有小孔直径在此线段上所占据的长度和为整个展向厚度的2%。所述的小孔直径为0.8~1mm，小孔中心与尾缘的距离为3~5mm。本发明中不仅声波在小孔中消耗部分能量，而且主要由于缝翼上下表面压差，使得下表面的少量气流通过小孔流向上表面，通过局部改变尾缘前的气流流动，进而影响尾缘涡脱落行为，由此达到降低由缝翼产生的高频尖频气动噪声的目的，同时保证气动力基本不受影响，且在工程应用上便于实现。
一种基于尾缘微穿孔降低前缘气动噪声方法

[发明专利]振荡涡旋发生器及其应用-CN201080058915.8有效
发明人：阿夫拉汉姆·塞弗特;奥克萨纳·施塔尔诺瓦;伊兰·福诺;艾萨克·达扬;维克托·特罗申;马奥尔·哈伊·阿夫南;维塔利·帕列伊 -专利权人：雷蒙特亚特特拉维夫大学有限公司
申请日： 2010-11-23 - 公布日： 2012-10-03 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：一种用于控制元件（110）的空气动力表面或流体动力表面（104）上的流动的振荡涡旋发生器装置，振荡涡旋发生器装置（130）包括：两个主壁和两个其他壁，这两个主壁彼此相对地定位，形成第一对壁，这四个壁每个均具有近端和远端，远端连接至一空气动力表面或流体动力表面；连接件，在壁的近端处连接壁；以及处于空气动力表面或流体动力表面中的一开口，该开口基本与两个主壁和两个其他壁邻近。
振荡涡旋发生器及其应用

[发明专利]流线型体、飞机的调节襟翼或主翼或背鳍以及具有这种流线型体的结构组件-CN201080039315.7有效
发明人：乌利希·李斯特;安德里亚斯·诺尔 -专利权人：空中客车运营有限公司
申请日： 2010-09-02 - 公布日： 2012-07-11 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：一种流线型体(1)，其设有流线型体表面(2)，所述流线型体表面产生用于流体绕流的流线型轮廓表面(3)，并且设有对绕着所述流线型体表面(2)流动的流体的流动产生影响的至少一个流动影响装置(7)，所述各流动影响装置包括：通道(10)，所述通道使绕着所述流线型体表面(2)流动的流体与位于所述流线型体(1)中的抽吸清除装置的致动器空间相连接；缺口(20)，从流线型体翼弦方向(S-T)上看所述缺口挨着所述通道(10)，且所述缺口是由所述流线型体表面(2)的流线型轮廓表面(2a)内流动影响区域上所述流线型体表面(2)的凹陷部(21)形成的，使得边界壁(11)被构造为所述凹陷表面的一部分，当通过所述通道(10)使流体周期性地并且连续交替地被抽吸和清除，借由所述抽吸清除装置能够在绕着所述流线型体表面(2)流动的流体的流动中产生涡流(DR)，所述涡流(DR)的旋转轴沿着假定的流线型体翼弦方向(S-T)定向。
流线型飞机调节襟翼背鳍以及具有这种结构组件

[发明专利]大攻角飞行器前体非对称涡非定常小扰动控制结构-CN201110393953.5无效
发明人：明晓;顾蕴松 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2011-12-02 - 公布日： 2012-06-27 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本发明公开一种大攻角飞行器前体非对称涡非定常小扰动控制结构，包括小扰动片、旋转摆振机构、轴编码器和直流电动机，旋转摆振机构与直流电动机的输出轴连接，而小扰动片设于旋转摆振机构的输出轴上；轴编码器贴合旋转摆振机构设置，用于检测小扰动片的摆振频率值，并以脉冲信号的形式输出。此结构可实现以小的能量消耗控制大小和方向随机变换的侧向力，提高系统可靠性。
大攻角飞行器前体非对称涡非定常小扰动控制结构