[发明专利]乘波体外形设计方法有效
| 申请号： | 201310684003.7 | 申请日： | 2013-12-13 |
| 公开（公告）号： | CN103770935A | 公开（公告）日： | 2014-05-07 |
| 发明（设计）人： | 陈冰雁;王利;白鹏;杨云军 | 申请（专利权）人： | 中国航天空气动力技术研究院 |
| 主分类号： | B64C21/00 | 分类号： | B64C21/00;B64F5/00 |
| 代理公司： | 北京五洲洋和知识产权代理事务所(普通合伙) 11387 | 代理人： | 刘春成;张向琨 |
| 地址： | 100074 *** | 国省代码： | 北京;11 |
| 权利要求书： | 查看更多 | 说明书： | 查看更多 |
| 摘要： | 本发明提供一种乘波体外形设计方法，包括以下步骤：步骤一、确定基准流场参数；步骤二、给定下表面出口形线和激波面出口形线；步骤三、采用逆向流线追踪的方式生成乘波体下表面；同时，通过对激波出口形线的缩放调整，自动获得长度给定的乘波体外形。本发明通过给定下表面出口形线和激波面出口形线，采用逆向流线追踪的方式，可以生成乘波体外形；同时，通过对激波出口形线的缩放调整，可以自动获得长度给定的乘波体外形。借此，本发明能够同时控制乘波体的长度和下表面形状，非常方便地生成满足设计需求的乘波体外形。 | ||
| 搜索关键词： | 体外 设计 方法 | ||
【主权项】：
一种乘波体外形设计方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、确定基准流场参数；步骤二、给定下表面出口形线和激波面出口形线；步骤三、采用逆向流线追踪的方式生成乘波体下表面；同时，通过对激波出口形线的缩放调整，自动获得长度给定的乘波体外形。
下载完整专利技术内容需要扣除积分，VIP会员可以免费下载。
该专利技术资料仅供研究查看技术是否侵权等信息，商用须获得专利权人授权。该专利全部权利属于中国航天空气动力技术研究院，未经中国航天空气动力技术研究院许可，擅自商用是侵权行为。如果您想购买此专利、获得商业授权和技术合作，请联系【客服】
本文链接：http://www.vipzhuanli.com/patent/201310684003.7/，转载请声明来源钻瓜专利网。
- 同类专利
- 一种双后掠布局的乘波体-201610912726.1
- 刘传振;白鹏 - 中国航天空气动力技术研究院
- 2016-10-19 - 2019-01-25 - B64C21/00
- 一种双后掠布局的乘波体，所述的乘波体的上表面为自由流面追踪得到的平面，下表面为具有乘波性能的曲面，该曲面通过钝头区域、大后掠角区域和小后掠角区域进行描述；其中，钝头区域为乘波体设计中的流线追踪曲面，钝头前缘线在对称轴处的切率为零；大后掠角区域也称内翼部分，平滑连接于钝头区域的两侧，其外型面由前缘线和曲线组成，前缘线为大后掠直线，后掠角范围50°‑80°，且前缘线末端与钝头区域边缘之间的距离小于乘波体半展长的30％，曲线为乘波体设计中的流线追踪线；小后掠角区域也称为外翼部分，平滑连接于大后掠角区域的流线两侧，小后掠角区域的前缘线为一条直线，后掠角30°‑70°。
- 一种飞机平尾根部涡流发生器-201820368252.3
- 王源博;郑战星;赵晓霞;冯虎祥;张晓;刘毅;国洪梅;邹玉龙;任庆祝;任安;赵楠;徐璐;李朋;王超;张鹏;薛海明;任开勋 - 陕西飞机工业（集团）有限公司
- 2018-03-16 - 2018-12-11 - B64C21/00
- 本实用新型公开了一种飞机平尾根部涡流发生器，属于气动外形设计领域。研究涡流发生器的空气动力原理，基于其设计准则和经验，通过数值模拟和风洞试验设计了一种较优的涡流发生器，安装于某型飞机平尾前下方机身表面。该涡流发生器产生的尾流与飞机平尾来流能量混合，使得平尾翼根下表面的局部气流分离得到有效推迟，平尾根部流场形态得到显著改善，从而解决了飞机某构型下气流分离引起的振动问题，同时对全机气动特性影响较小。
- 一种飞行器头部自适应热防护方法-201611029621.8
- 蔡琛芳;张江;王涛 - 中国航天空气动力技术研究院
- 2016-11-14 - 2018-11-23 - B64C21/00
- 一种飞行器头部自适应热防护方法，涉及高速气动热防护领域、高速空气动力学领域；飞行器头部自适应热防护方法包括：确定头部温度升高的部位，安装热电偶，并预设飞行器飞行中所需要的激波针喷出气体的流量和压力；及时调整激波针喷出气体的流量和压力，此过程不断循环调节，直到降低表面温度，防止表面热烧蚀，本发明利用在超声速或高超声速飞行器内壁面能够感受到头部温度升高的部位安装热电偶，根据热电偶测量得的温度，调节阀门的开度，同时通过控制激波针喷出的气体压力，最终能够改变来流在飞行器头部的扰流情况，降低表面温度，防止热烧蚀，从而对飞行器头部起到热防护的作用。
- 流体中运动物体阻力降低装置-201510795741.8
- 马东升 - 马东升
- 2015-11-19 - 2017-05-31 - B64C21/00
- 本发明设计一种流体(空气或水)中运动物体阻力降低装置，主要由微型增压器，电动机，驱动电源，节流控制器构成。通过在运动物体头部喷射高压流体，改变局部边界层流体的流动方向和速度，进而降低作用在物体头部和躯干前部表面上的运动阻力。此外，通过调节微型增压器出口的开启程度，可以改变物体运动的方向。本装置可用于各种导弹，飞机，鱼雷，潜艇等，以提高其行驶速度，或增加其航程，或节省燃料。
- 涡流发生器-201410456956.2
- 丹·约翰·克林曼;埃斯特·什夫拉·兹多夫特茨基;兰迪·李·马卡莱格·马利亚里 - 波音公司
- 2014-09-09 - 2017-04-12 - B64C21/00
- 本文中公开了一种涡流发生器。示例装置包括壳体，包括表面。示例装置还包括设置在壳体中的双压电晶片致动器。该双压电晶片致动器包括具有相对于表面固定的第一部分的第一双压电晶片横梁。叶片被可旋转地耦接至双压电晶片致动器，并且双压电晶片致动器被用于旋转叶片以将叶片的一部分延伸穿过表面，以在流过表面的流体中产生涡流。
- 机翼射流流动控制机构-201510260691.3
- 魏立辉;董军;刘国政;王铭威;孙晓玲;崔立冬;孙楠;管佳明;徐晶晶 - 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
- 2015-05-16 - 2017-04-05 - B64C21/00
- 本发明提供一种机翼射流流动控制机构，包括气源、调节阀、流量计、供气管路、机身组件、机翼组件、腔体和缝道；腔体包括下内腔体、下立板、下外腔体、隔板、上内腔体、上立板、上外腔体；气源固定于机身组件上，腔体固定于机翼组件上，腔体上端与供气管路末端连接，机翼组件背风面流动分离点附近开有缝道，缝道与腔体相连通；下立板、隔板、上立板位于腔体中间，将腔体分为下内腔体、下外腔体、上内腔体和上外腔体；工作时，高压气体经气源流出，经调节阀和流量计后由供气管路进入飞行器模型内部的下外腔体，经隔板进入上外腔体，经缝道从机翼背风面流出，进入流场进行流动控制。本发明能够明显改善机翼流动分离，增大升力系数、推迟失速迎角。
- 一种后掠角可控的曲线头部密切锥乘波体-201510557414.9
- 段焰辉;范召林;吴文华;余雷 - 空气动力学国家重点实验室
- 2015-09-02 - 2017-02-01 - B64C21/00
- 本发明公开了一种后掠角可控的曲线头部密切锥乘波体，所述乘波体的整个前缘为一条直线段，所述直线段前缘的后掠角的角度在设计阶段可控，气捕获曲线由一条直线段和一段圆弧组成，圆弧位于靠近对称面一侧，圆心位于对称面上，圆心高于流动捕获管曲线位于对称面上的端点，两点之间的距离为圆心偏离距离。本发明通过后掠角可控的直线前缘在上表面产生稳定分离涡，提高了上表面的气动性能却未牺牲飞行器的体积效率，这对上表面的设计是非常有利的。
- 一种减小飞机最小操纵速度的结构-201520691206.3
- 韩德巍;乔伟;王强;李鹏;杨欢 - 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
- 2015-09-08 - 2016-03-30 - B64C21/00
- 本实用新型属于飞机设计技术领域，特别涉及一种减小飞机最小操纵速度的结构。所述的结构包括涡流发生器(2)，涡流发生器(2)为三角形或者鲨鱼鳍形，涡流发生器(2)沿垂尾纵向排列，所有安装后的涡流发生器后缘线(1)与方向舵前缘线(3)平行。该结构改善了平尾和方向舵的流场，有效减小了飞机的最小操纵速度，并且该结构简单，成本较低，大大缩短了飞机定性后调整最小操纵速度的时间。
- 双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法-201410257292.7
- 李怡庆;尤延铖;滕健;潘成剑 - 厦门翔腾航空科技有限公司
- 2014-06-11 - 2015-12-30 - B64C21/00
- 双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法，涉及临近空间飞行器。先指定空气动力学特征再反推出满足该特征的设计方案。指定某复杂形状的三维激波曲面，获取其横向曲率中心变化规律；由此反推出满足乘波设计所需的一系列基本流场；在每一周向位置的基本流场中进行不同曲率中心，不同径向位置的流线追踪；最终获得能够产生该指定复杂三维激波曲面的乘波装置，即双进气道高超声速乘波体飞行器设计方案。本发明在实现飞行器与进气道一体化的同时实现双进气道设计为双发动机高超声速飞行器的设计提出了解决办法。
- 一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体-201510555706.9
- 段焰辉;范召林;吴文华;余雷 - 空气动力学国家重点实验室
- 2015-09-02 - 2015-11-18 - B64C21/00
- 本发明公开了一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体，所述乘波体的整个前缘为一条直线段，所述直线段前缘的后掠角的角度在设计阶段可控，气捕获曲线由一条直线段和一段圆弧组成，圆弧位于靠近对称面一侧，圆心为流动捕获管曲线位于对称面上的端点；本发明通过后掠角可控的直线前缘在上表面产生稳定分离涡，提高了上表面的气动性能却未牺牲飞行器的体积效率，这对上表面的设计是非常有利的。
- 襟翼零质量流/射流流动控制系统-201510260635.X
- 刘国政;王铭威;魏立辉;董军;孙楠;崔立冬;孙健;管佳明;由亮;孙晓玲;李洪淼 - 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
- 2015-05-16 - 2015-08-26 - B64C21/00
- 本发明公开一种襟翼零质量流/射流流动控制系统，包括质量流/射流发生器、供气管路、机身组件、机翼组件、襟翼、腔体和缝道；机身组件与机翼组件连接，质量流/射流发生器和供气管路位于机身组件上，质量流/射流发生器与供气管路相连接，襟翼位于机翼组件上，襟翼内部开有腔体，缝道布置在襟翼背风面，缝道与腔体相通；工作时，零质量流/射流发生器产生的零质量流/射流由供气管路进入襟翼内部的腔体内，经缝道从襟翼背风面流出，进入流场进行流动控制。本发明能够明显改善襟翼流动分离，增大升力系数、推迟失速迎角。
- 一种涡流发送器-201510200578.6
- 黄申;郭富强;王宝国 - 天津市实达电力设备有限公司
- 2015-04-24 - 2015-08-12 - B64C21/00
- 本发明公开了一种涡流发送器，包括输送管道，输送管道的外周面套装有总管，总管设有旋窝留，所述旋窝留包括分管，分管与输送管道之间设有若干支管，若干支管呈等间距布置。本发明可以形成向前的旋窝留；第一旋转柱或第二旋转柱的旋转可以控制升降管沿着导向管做竖直升降移动，从而方便了对总管的竖直升降控制，灵活度大大提高。
- 基于绕尖头冯卡门曲线回转体基准流场的乘波体设计方法-201410344888.0
- 丁峰;沈赤兵;柳军;黄伟;刘珍;李开 - 中国人民解放军国防科学技术大学
- 2014-07-18 - 2014-12-10 - B64C21/00
- 本发明公开一种基于绕尖头冯卡门曲线回转体基准流场的乘波体设计方法包括以下步骤：将冯卡门曲线回转体母线修型为尖头冯卡门曲线回转体母线，设计尖头冯卡门曲线回转体；求解绕零攻角尖头冯卡门曲线回转体的超声速轴对称基准流场；在绕零攻角尖头冯卡门曲线回转体的超声速轴对称基准流场内进行流线追踪，生成乘波体气动外形。采用本发明的技术方案，提高乘波体的容积和升阻比特性。
- 双进气道高超声速乘波体飞行器装置-201420305916.3
- 李怡庆;尤延铖;滕健 - 厦门翔腾航空科技有限公司
- 2014-06-10 - 2014-11-26 - B64C21/00
- 双进气道高超声速乘波体飞行器装置，涉及临近空间飞行器。设有外乘波飞行器前体、一对内乘波进气道和中间乘波体；所述内乘波进气道设有内乘波进气道压缩型面、内乘波进气道唇口、内乘波进气道肩部和内乘波进气道隔离段；所述外乘波飞行器前体与内乘波进气道依靠二元平面楔导乘波段连接过度，所述中间乘波体与内乘波进气道依靠二元平面楔导乘波段连接过度，内乘波进气道型面于内乘波进气道肩部处转平进入内乘波进气道隔离段。在保持乘波体飞行器与内乘波进气道优点的同时，实现了双进气道高超声速乘波体的一体化设计，能够同时获得高升阻比的乘波体构型及全流量捕获的双进气道装置。
- 履带泵气式升力体飞行器-201410250299.6
- 江善元 - 南昌航空大学
- 2014-06-09 - 2014-09-03 - B64C21/00
- 一种履带泵气式升力体飞行器，包括机身、动力螺旋桨、垂尾翼、方向舵、动力机、机翼，机身与机翼为连体弧面形外壳，机身中部上下为通腔，通腔内安装与机身相连的内腔结构支架，内腔结构支架的前端装有动力机及主动轮，动力机的输出轴与主动轮相连，内腔结构支架的后端装有从动轮，履带套置在主动轮与从动轮上，主动轮带动履带转动，内腔结构支架的中部设有支撑导轮，支撑导轮用于支撑主动轮与从动轮之间的履带，动力螺旋桨设在机身的尾部中央。本发明的履带泵气式升力体飞行器，产生升力有三大部分，整体产生升力的效率比普通飞机大很多，起飞、着陆距离均大大缩短，起飞降落性能更好。
- 乘波体外形设计方法-201310684003.7
- 陈冰雁;王利;白鹏;杨云军 - 中国航天空气动力技术研究院
- 2013-12-13 - 2014-05-07 - B64C21/00
- 本发明提供一种乘波体外形设计方法，包括以下步骤：步骤一、确定基准流场参数；步骤二、给定下表面出口形线和激波面出口形线；步骤三、采用逆向流线追踪的方式生成乘波体下表面；同时，通过对激波出口形线的缩放调整，自动获得长度给定的乘波体外形。本发明通过给定下表面出口形线和激波面出口形线，采用逆向流线追踪的方式，可以生成乘波体外形；同时，通过对激波出口形线的缩放调整，可以自动获得长度给定的乘波体外形。借此，本发明能够同时控制乘波体的长度和下表面形状，非常方便地生成满足设计需求的乘波体外形。
- 飞机前缘缝翼噪声控制方法-201310442703.5
- 谢里;孙一峰;党铁红;陈迎春 - 中国商用飞机有限责任公司;中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
- 2013-09-25 - 2014-03-12 - B64C21/00
- 发明提供一种用于飞机前缘缝翼的被动降噪方法，该方法包括如下步骤：在前缘缝翼的缝翼凹槽内表面上安装第一压电传感器以利用压电效应吸收气流漩涡撞击的机械能并转化为电能；提供压电分流电路模块使其与所述第一压电传感器电连接从而将所述电能以热的形式耗散。本发明还提供一种用于飞机前缘缝翼的主动降噪方法和一种主被动一体降噪方法。本发明可在不对常规增升装置设计产生较大改变的前提下实现缝翼气动噪声的有效控制，不会对增升装置的气动性能和飞机安全性产生影响。
- 机翼增升装置等离子体流动控制方法-201310476784.0
- 吴云;李应红;梁华;赵光银;韩孟虎 - 中国人民解放军空军工程大学
- 2013-10-12 - 2014-01-22 - B64C21/00
- 本发明涉及一种机翼增升装置等离子体流动控制方法，技术特征在于：在前缘缝翼吸力面、主翼后缘吸力面和后缘襟翼吸力面敷设等离子体激励器。等离子体激励器由被绝缘材料隔开的不对称布局电极组成，绝缘材料上表面电极与脉冲等离子体电源高压端相连，下表面电极接地。等离子体激励器的敷设位置在分离点的前缘和后缘。飞机起飞、着陆打开前缘缝翼、后缘襟翼时，发出“开”信号，打开等离子体激励器，飞机收起前缘缝翼、后缘襟翼时，发出“关”信号，关闭等离子体激励器。可以有效抑制起飞、着陆状态下，前缘缝翼、主翼后缘和后缘襟翼吸力面的流动分离，显著提高机翼升阻比和最大升力系数，进而提高飞机的起飞、着陆重量，缩短滑跑距离。
- 用于飞行器的表面元件、飞行器和用于改进在表面元件上的高升力生成的方法-201310100372.7
- 丹尼尔·雷克策;布尔哈德·格尔林;马西亚斯·伦格斯 - 空中客车德国运营有限责任公司
- 2013-03-26 - 2013-10-23 - B64C21/00
- 一种飞行器的例如为机翼的表面元件（2），所述表面元件（2）包括：前缘（4）；沿着所述前缘（4）定位的高升力器装置（12）；定位在前缘（4）区域中的至少一个附加体部（8,10），其中，所述高升力器装置（12）在所述至少一个附加体部（8,10）的区域中断开，以防止与所述附加体部（8,10）碰撞，其中，所述表面元件（2）在覆盖所述附加体部（8,10）的区域中包括开口（16）的布置，所述开口（16）连接至空气输送装置（30,38,40,44），以通过所述开口输送空气。由此，能够消除用于协调挂架或其他附加体部上方的流动的附加襟翼。
- 用于减少气流阻力的板材-201110390415.0
- 赵兴明 - 赵兴明
- 2011-11-20 - 2013-05-29 - B64C21/00
- 一种用于减少气流阻力的板材，包含有板材本体(1)和分流球(2)，在板材本体(1)上设置有圆孔(11)，分流球(2)设置在板材本体(1)的圆孔(11)中，分流球(2)设置为与板材本体(1)铰接式联接，在分流球(2)的外侧表面上设置有凹形园槽(21)和分流导槽(22)，分流导槽(22)设置为十字形，在板材本体(1)上设置有连接相邻分流球(2)上的分流导槽(22)的连接分流导槽(12)，因此减少气流阻力效果更好。
- 一种双乘波体对拼吸气式高超飞行器前体及其设计方法-201210558589.8
- 崔凯;胡守超;李广利;屈志朋 - 中国科学院力学研究所
- 2012-12-20 - 2013-04-10 - B64C21/00
- 本发明公开了一种双乘波体对拼吸气式高超飞行器前体及其设计方法，双乘波体对拼吸气式高超飞行器前体包括：左乘波体和右乘波体，所述左乘波体和右乘波体间隔预定间距对称设置；拼接面，形成在所述左、右乘波体的下前缘线之间，所述拼接面用于缝合左右乘波体下前缘线间的缝隙，并作为前体的升力面为飞行器提供额外的升力；上壁面，形成在所述拼接面前缘线和所述左、右乘波体上前缘线之间，所述上壁面用于缝合左右乘波体上前缘线间的缝隙。本发明通过形成双乘波体结构，并在双乘波体之间形成用于合理缝合左右乘波体下前缘线间缝隙且提升飞行器气动/容积综合性能的拼接面和上壁面，这样，就能够很好地提升飞行器腹部空间的利用。
- 适用于尖后缘机翼的等离子体环量控制方法-201210359729.9
- 冯立好;王晋军;刘亚光;史涛瑜;崔宏昭 - 北京航空航天大学
- 2012-09-24 - 2013-01-23 - B64C21/00
- 本发明提出一种适用于尖后缘机翼的等离子环量控制方法，一个或多个等离子体激励器贴附于机翼吸力面靠近后缘处，覆盖电极靠近机翼后缘，另外一个或多个等离子体激励器贴附于机翼压力面靠近后缘的位置，裸露电极接近机翼后缘。在电场力驱动下，贴附于吸力面的等离子体激励器产生指向下游后缘方向的壁面射流，贴附于压力面的等离子体激励器产生指向上游前缘方向的壁面射流。本发明方法相比吹气式环量控制适用范围更广，可适用于尖后缘机翼，而且所使用的结构简单，易于安装实现，不需要额外的气源，同时可以实现对机翼增升的主动控制，具有巨大的优势和发展潜力。
- 基于等离子体壁面射流的气动式格尼襟翼-201210230000.1
- 冯立好;王晋军;崔宏昭;刘亚光;史涛瑜 - 北京航空航天大学
- 2012-07-04 - 2012-10-31 - B64C21/00
- 本发明提出一种基于等离子体壁面射流的气动式格尼襟翼，由等离子体激励器诱导产生的水平壁面射流与来流相互作用所实现。等离子体激励器贴附于机翼压力面靠近后缘处，包含裸露电极、覆盖电极以及两电极之间的绝缘介质，其中裸露电极靠近机翼的后缘，覆盖电极位于裸露电极上游。裸露电极和覆盖电极之间施加高压高频正弦交流电源，诱导产生指向上游方向的壁面射流，与自由来流相互作用，在机翼压力面靠近后缘处形成一个稳定的回流区，增加了机翼压力面压力及吸力面吸力，从而提高机翼的升力。本发明的气动式格尼襟翼的增升效果和机理与传统机械式格尼襟翼相似，但是前者质量轻、装置简单、对流场边界层干扰小，且能实现对机翼的主动、非定常控制。
- 大攻角非对称涡/侧向力闭环主动控制装置-201110319552.5
- 顾蕴松;陈智铭;李斌斌 - 南京航空航天大学
- 2011-10-20 - 2012-03-28 - B64C21/00
- 本发明公开一种大攻角非对称涡/侧向力闭环主动控制装置，包括小扰动片、旋转摆振机构、微型直流电动机、轴编码器、步进电机和驱动器、动态压差传感器、天平测力元件与闭环反馈系统；旋转摆振机构将微型直流电动机的旋转运动转换成小扰动片的旋转摆振运动；轴编码器实时确定小扰动片的摆振频率值，并以脉冲信号输出；步进电机和驱动器控制微型直流电动机的转速；动态压差传感器检测实时侧向力的动态信息；闭环反馈系统根据动态压差传感器的数据控制微型直流电动机；天平测力元件用于测量侧向力。此装置可根据实际需要对其扰动控制频率、位置、占空比等参数进行调控，以小的能量消耗实现对大攻角非对称涡的控制。
- 一种基于方波的高效脉冲喷流发生方法及其装置-201110207785.6
- 邓学蓥;王延奎;张华明;董超;吴鹏;李乾 - 北京航空航天大学
- 2011-07-22 - 2012-02-22 - B64C21/00
- 本发明是一种基于方波的高效脉冲喷流发生技术及其装置，从理论技术和实验装置上提出了一种解决高效脉冲喷流的方法，并实验验证可行，可以产生不同频率的接近方波的脉冲喷流，本发明为基于方波的脉冲吹气控制的方法提供了前提条件，为流动控制提供了技术储备。
- 倾转涵道无人机-201120048544.7
- 章勇;王云;耿立威;戴良忠;王漳军 - 南昌航空大学
- 2011-02-28 - 2011-10-19 - B64C21/00
- 一种倾转涵道无人机，机身中央的内腔中布置有中央涵道，中央涵道通过倾转轴与机身相连，与倾转轴连接的机身部位布置有涵道倾转机构，机身两侧对称布置有机翼，机头和机翼翼尖部位分别布置有姿态操控涵道，机身侧后方布置有外倾双垂尾，外倾双垂尾后侧布置有方向舵，机身下方布置有前三点轮式起落架，中央涵道、涵道倾转机构、姿态操控涵道和方向舵分别连接飞行控制系统。本实用新型的技术效果是：1、采用无尾、大三角翼身融合布局，具有优良的气动性能；2、独特的可倾转中央涵道设计；3、独特的三涵道姿态控制设计；4、采用涵道旋翼设计，即全部桨叶都内置在涵道中，有效提高了复杂环境下飞行的安全性。
- 电磁转换声桥-200880102287.1
- 克洛德·安妮·佩里乔;弗朗索瓦·吉里;乔斯·布恩迪亚;皮埃尔·皮卡路格 - 皮赛詹绅股份有限公司
- 2008-03-10 - 2011-02-09 - B64C21/00
- 在eCRT电子元件的周围空间中的声音领域的应用出色地证明了该压电元件eCRT瞬时获取磁场并根据音频调制将磁信息转变为电流。由该迅速且瞬时的压电元件进行的该音频电调制将最初由线圈损失的声音转变为听得见的机械运动。eCRT主体包括电磁声支架，所述电磁声支架捕获所有损失的声信息并将所述信息传输到构成扬声器的支撑的至少一个共鸣板上。
- 减小空气动力学效应的边界层-200780100181.3
- 弗朗索瓦·吉里;克洛德·安妮·佩里乔;皮埃尔·皮卡路格;乔斯·布恩迪亚 - 皮赛詹绅股份有限公司
- 2007-08-08 - 2010-09-08 - B64C21/00
- 当空气在诸如飞机、汽车等在周围空气中运动的物体表面流动时会出现空气动力学效应。在物体中空气的流动也会造成空气动力学问题。在管道内空气的强制流动会造成许多空气动力学问题，这是因为在亚音速模式中通常具有各种不同的运行状态模式。会出现抑制气流的反作用力，因而在气体流动中，通常是空气流动中，降低了在临界的特定条件下已知直径或截面的有效性。靠近管道壁的气体或液体的流动变慢，并且对流动造成障碍，在流体中心与外围边缘之间形成了不同的流动梯度。被称作eCRT(Electron Convector Real Time实时电子转换器)的电子元件通过简单的电子亲和力吸引电子，并将其转换为振动机械模式，以此转换并引导电子的能量，该电子元件由本领域技术人员以非常精确的比例制出的混合物构成，非常精细地混合有各种硅石粉末以及例如钛、铝粉末等金属粉末。本发明的方法和装置用于修正和调整各种活动的自由电子和离子，还在运动的液体和气体中起作用，所述装置用于机械、航空航天和航海工业以及计算机、供电和医学领域。
- 进气畸变和恢复控制系统-200780013280.8
- 约瑟夫·S·西尔基;克里斯托弗·D·威尔逊;理查德·S·戴尔 - 波音公司
- 2007-03-16 - 2009-04-29 - B64C21/00
- 一种用于飞行器的空气吸入系统，以控制畸变和压力恢复，用于改善空气动力性能。该系统包括入口(28)和至少一个介质阻挡放电发生器(34)，其位于发动机上游用于对空气的低能量边界层赋予动量。多个隔开的介质阻挡放电发生器可按经选择的组合来启动，以在各种飞行条件下优化性能。在一个实施例中，一个或多个发生器的方位可大致相对于进入空气的流动方向成横向，以沿侧向方向驱逐边界层和放置其被发动机摄入。在另一实施例中，一个或多个发生器可沿流动方向定位，以加速边界层空气。
- 专利分类
