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公开(公告)号：CN113942638B
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202110920478.6
申请日：2021-08-11
Applicant: 星逻人工智能技术(上海)有限公司
Abstract: 本发明公开了一种利用气窗实现转向的涵道无人机及控制方法，涵道无人机包括外壳、动力部和气窗控制组件。动力部设于外壳内，包括旋翼和旋翼驱动器，旋翼驱动器固连于外壳上，其输出端与旋翼连接，用于驱动旋翼旋转。外壳内壁面形成涵道，外壳侧壁设有开口，外壳上转动连接有与开口相匹配的气窗。气窗控制组件固连于外壳，并与气窗连接，用于控制气窗开合。本发明通过将某一方向上的气窗打开，气流产生不平衡力驱使涵道无人机朝向锁打开气窗的同一方向水平移动；同时，打开气窗后涵道无人机整体中心发生偏移，使得机身中轴线与重力方向产生小幅度的倾斜。本发明通过控制不同方向气窗的开合，使得能够保持稳定的悬停状态或任意水平方向移动。
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公开(公告)号：CN115723945A
公开(公告)日：2023-03-03
申请号：CN202211539838.9
申请日：2017-08-25
Applicant: 通用电气公司
Inventor： 尼古拉·N·帕托丘科 , 伊凡·马尔塞维奇
Abstract: 提供了一种用于飞行器的空气注入组件。该飞行器包括沿着纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，以及在机身的后端处安装到机身的边界层摄取风扇。空气注入组件包括多个注入口，注入口在边界层摄取风扇上游的位置处被限定在机身的表面上。通过流体通道向注入口提供补充气流，在注入口处注入补充气流以使至少一部分相对较高速度的边界层气流移位。以这种方式，进入边界层摄取风扇的气流更均匀，具有更小的涡流畸变，并且具有更低的平均速度。
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公开(公告)号：CN114763196A
公开(公告)日：2022-07-19
申请号：CN202210536339.8
申请日：2022-05-17
Applicant: 吉林大学
IPC: B64C21/06 , B64C21/04 , G06F30/15 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06K9/62 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种基于非线性降维的小型固定翼飞行器失速控制方法，属于小型固定翼飞行器主动流动控制技术领域。对机翼的攻角进行实时测量，通过非线性降维算法对攻角数据进行实时处理，判断处理后的攻角是否达到临界失速攻角，当达到时，控制合成射流压电泵工作，从机翼尾缘处通过导流管道将低动量气体吸入泵腔内，再通过导流管道向机翼表面喷射气体以抑制机翼表面边界层的分离，当攻角从临界失速攻角逐渐减小，保持原翼型的气动性能。优点在于降低测量攻角误差，压电式合成射流控制具有更快的响应速度，以应对飞行器在空中的突发失速情况，对失速攻角下的飞行姿态进行速度补偿，防止飞行器的失速。
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公开(公告)号：CN113955089A
公开(公告)日：2022-01-21
申请号：CN202111404111.5
申请日：2021-11-24
Applicant: 侯飞
Abstract: 本发明公开了一种基于无人机的测绘装置、电子设备，涉及到无人机领域，包括无人机本体，为了解决测绘用的无人机在飞行时其稳定性较差，受高空的气流影响机身会高频率的晃动，导致测绘出现偏差、模糊，测绘不精确的现象，在连接板的下方设置有维稳机构，当传动单元启动时可通过扇叶轴带动扇叶转动，从而带动无人机本体周围的气流从进气管处进入，然后从排气管处排出，从而从无人机本体侧面推动无人机本体趋于稳定，避免了无人机本体产生歪斜的现象，保证了无人机本体稳定飞行，受高空快速气流影响较小。
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公开(公告)号：CN112849397A
公开(公告)日：2021-05-28
申请号：CN202110271032.5
申请日：2021-03-09
Applicant: 中国民用航空飞行学院 , 潘卫军 , 韩帅
Abstract: 本发明涉及飞行领域，特别是一种加强涡流冲浪的结构、机翼及飞机。一种加强涡流冲浪的结构，包括射流装置，所述射流装置包括喷孔，所述喷孔设置在翼尖上，所述射流装置能够启闭所述喷孔，所述喷孔用于喷射气流。采用本发明所述加强涡流冲浪的结构，通过将射流装置的喷孔设置在翼尖上，通过射流装置来主动控制位于翼尖上的喷孔喷射气流，来主动控制前机的涡环量，进而增加对后机的附加升力，减少后机油耗，以此来减少编队飞机的整体油耗。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112758309A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202110109243.9
申请日：2021-01-27
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: B64C21/04
Abstract: 本发明属于飞行器设计领域，特别涉及一种可用于高超声速飞行器减阻的狭缝平行吹气方法，包括在所述飞行器的迎风面上设置狭缝，然后通过所述狭缝向壁面边界层内平行吹气。本发明针对高超声速飞行器提出了新的狭缝平行吹气减阻技术的应用方案，不仅实现了利用狭缝吹气技术降低高超声速飞行器表面摩擦阻力，同时又不改变高超声速飞行器的力矩特性。不同于逆向喷流和安装激波杆等针对激波阻力的减阻方式，本发明的主要实现途径是采用狭缝平行吹气的方式降低高超声速飞行器表面的摩擦阻力，从而达到降低飞行器总阻力的目的。
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公开(公告)号：CN111891338A
公开(公告)日：2020-11-06
申请号：CN202010458465.7
申请日：2020-05-21
Applicant: 年启贺
Inventor： 年启贺
IPC: B64C21/04
Abstract: 本发明公布了一种前端喷射助推减摩技术：在准备飞行的飞行物体内部储存足够的高压空气，让这种具有一定压力的高压压缩空气，通过飞行物体前端周围的若干、均匀、对称布置的微孔，在特定时间内沿着飞行方向的相反方向(即向后方)强力急速喷出，连续产生足够的、低温的、急速向后的、均衡、均匀的冷却空气，将飞行物体包裹起来，使来自前方的空气不能或少量接触到飞行物体的正面，如此便减少了飞行物体的空气阻力和摩擦力。实现了：一方面阻隔和“润滑”了迎面而来的空气阻力；另一方面对飞行物体也有助推和降温作用，达到快速飞行、缩短飞行时间、减少能耗、安全的目的。
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公开(公告)号：CN111532419A
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN202010258942.5
申请日：2020-04-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种射流环量控制单元，所述射流环量控制单元设置于机翼的尾缘位置，射流环量控制单元包括第一高压气腔、第二高压气腔、第一喷嘴、第二喷嘴和柯恩达型面，第一喷嘴与所述第一高压气腔相连通，且第一喷嘴朝向机翼尾部设置，第二喷嘴与第二高压气腔相连通，且第二喷嘴朝向机翼尾部设置；第一喷嘴和第二喷嘴间设置有柯恩达型面，且所述第一喷嘴和/或第二喷嘴与柯恩达型面间设有台阶结构。通过所述台阶结构设置，使得在喷嘴射流出口处形成回流区，从而促进射流膨胀。因膨胀不足引起的激波与台阶形成的回流区的剪切层相互作用，减轻膨胀不足影响的效果，防止激波引起的分离，从而在较高的压力比下促进射流的附着。
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公开(公告)号：CN109996725A
公开(公告)日：2019-07-09
申请号：CN201780072546.X
申请日：2017-08-25
Applicant: 通用电气公司
Inventor： 尼古拉·N·帕托丘科 , 伊凡·马尔塞维奇
Abstract: 提供了一种用于飞行器的空气注入组件。该飞行器包括沿着纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，以及在机身的后端处安装到机身的边界层摄取风扇。空气注入组件包括多个注入口，注入口在边界层摄取风扇上游的位置处被限定在机身的表面上。通过流体通道向注入口提供补充气流，在注入口处注入补充气流以使至少一部分相对较高速度的边界层气流移位。以这种方式，进入边界层摄取风扇的气流更均匀，具有更小的涡流畸变，并且具有更低的平均速度。
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公开(公告)号：CN108860597A
公开(公告)日：2018-11-23
申请号：CN201810648599.8
申请日：2018-06-22
Applicant: 上海理工大学
Abstract: 本发明涉及一种采用环量控制增升的扑翼式获能装置。扑翼具有上翼面、下翼面、前缘和尾缘，尾缘为半圆弧形，上翼面的靠近尾缘处开设上喷口，下翼面的靠近尾缘处开设下喷口，上喷口和下喷口为对称式，上喷口、下喷口与设于扑翼内部的射流装置相连，射流装置包括依次相连的气压泵、管道、交替阀和射流通道，射流通道包括对称的上通道和下通道，分别与上喷口和下喷口相通；当扑翼从最高位置向下做升沉运动、或从最低位置向上做升沉运动时，在交替阀控制下，射流经过下通道从下喷口喷出、或经过上通道从上喷口喷出。射流与外界气流混合后沿着弯曲的半圆形尾缘表面形成附壁效应，可使环量增加，扑翼的升力显著增加，从而提高获能效率。
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