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公开(公告)号：CN119389425A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411501184.X
申请日：2024-10-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: B64C21/04 , B64C3/14 , B64F5/60 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F17/16 , G06F17/11 , G05B13/04 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明涉及飞行器控制技术领域，具体涉及一种基于环量控制技术的翼型阵风减缓前馈控制方法，包括：对NACA0012翼型的后缘形状进行修改，并在后缘布置射流孔，形成环量控制翼型；基于所述阵风速度对所述环量控制翼型进行流体模拟实验，构建翼型升力系数受阵风速度扰动的模型；基于射流动量系数对所述环量控制翼型进行流体模拟实验，构建翼型升力系数受射流动量系数控制的模型；基于上述模型，得到输入量为垂向阵风速度，输出量为射流动量系数的阵风减缓前馈控制模型；采用所述阵风减缓前馈控制模型控制尾缘的射流，完成所述环量控制翼型的阵风减缓控制；本发明能够提高飞行器抵御阵风扰动环境的能力。
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公开(公告)号：CN115195996B
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202210824345.3
申请日：2022-07-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: B64C21/04
Abstract: 本发明公开了一种机载轻量化双通道环量控制单元，所述环量控制单元至少包括两个独立的射流通道，共用中间的壁面；所述射流通道至少包括气源入口、过渡段、整流段和射流出口，所述两个射流通道的气源入口采用交叉错位设计，气源入口轴线在同一平面内，且经过柯恩达型面的中线，采用反向外螺纹设计，所述过渡段为圆形通道转矩形通道，在过渡段出口侧面，远离另一个射流通道一侧有一个凸台，凸台上布置有压力传感器和温度传感器，所述整流段内布置有流向加强肋，相邻加强肋采用断续错位结构，用于射流通道的整流和结构加强，在满足结构安全的情况下尽量降低结构的重量和体积，环量控制单元尾端外型面与机翼后缘外型面无缝结合，并通过两侧的网状支架定位并固定在飞机上。
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公开(公告)号：CN119079105A
公开(公告)日：2024-12-06
申请号：CN202411341185.2
申请日：2024-09-25
Applicant: 南昌航空大学
Abstract: 本发明公开了一种倾转翼飞行器减阻结构及方法，所述减阻结构包括固定段机翼、倾转段机翼、副翼、后缘吹气机构、整流罩、电机短舱、螺旋桨、舵机、主动齿轮、从动齿轮、倾转轴，后缘吹气机构包括高压气室、旋转轴、拨片；飞行器处于直升机模式时后缘吹气机构会从倾转翼后缘向前缘吹气使倾转翼上翼面气流分离，以减小螺旋桨的高速气流在倾转段机翼上产生的阻力，从而使倾转翼飞行器悬停起降更加稳定；本发明有效结合直升机飞行器和固定翼飞行器的优点，既可实现垂直起降和较高效的巡航速度，又解决了倾转翼飞行器在直升机模式下产生的额外阻力问题。
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公开(公告)号：CN112334386B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN201980040487.7
申请日：2019-04-11
Applicant: 拉兹万·萨比耶
Inventor： 拉兹万·萨比耶
Abstract: 本发明涉及一种垂直起飞和着陆的个人飞行设备，其特征在于，该飞行设备是由在其间铰接的两个独立部分构成的双翼机设备，第一独立部分包括驾驶员座舱(1)，驾驶员座舱铰接到第二部分，第二部分由机翼组件(6)形成，驾驶员座舱(1)通过两个铰接件(3)附接到机翼组件(6)并固定在机翼的直立的中央竖直支撑件(7)中，该驾驶员座舱(1)通过下机翼的开放区域在中央竖直支撑件(7)的内部摆动，并且以这种方式，驾驶员座舱在机翼支撑结构内部具有有限的摆动可能性，机翼支撑结构进而设置有四个导管类型的螺旋桨(9)，所述螺旋桨由电发动机(20)驱动，其中两个螺旋桨设置在上机翼上，两个螺旋桨设置在下机翼上，从而形成一种四轴飞行器，在每个螺旋桨的导管(10)的入口边缘上设置有环形喷射狭缝(11)，并且操作设备所需的电能由放置在飞行员座椅下方的电池(14)提供，电池通过速度调节器将电能传输到发动机，设备的整个操作借助于设置在双翼机的上机翼的中央部分中的飞行计算机(17)来管理，并且用机翼和发动机来完成垂直定向的起飞，飞行设备借助于固定在机翼的端部中的起落架(15)降落到地面上，飞行设备如四轴飞行器一样起飞，并且通过减小机翼的倾角来完成到巡航飞行的过渡，由于机翼前进时的阻力增加同时飞行设备的平移速度增加，倾角自然地减小，并且同时，由于驾驶员座舱(1)的低重心并由于允许驾驶员座舱相对于机翼组件(6)旋转的接合点(3)，驾驶员座舱保持在竖直位置，并且着陆以类似于四轴飞行器的方式实现，降低速度导致机翼的倾角增大，直到机翼返回到着陆需要的垂直面。
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公开(公告)号：CN112849397B
公开(公告)日：2024-07-12
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：CN118220484A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410537842.4
申请日：2024-04-30
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Inventor： 赵光银
IPC: B64C27/467 , B64C21/04 , B64C21/08
Abstract: 本发明公开了一种基于射流的旋翼流动控制系统及方法，涉及直升机空气动力学技术领域，包括通过管道依次连接的发动机引气口、空气滤芯、单向阀、高压气源驻室、减压阀以及比例阀；所述比例阀将通过管道分别连接有气压缓冲器和供气滑环，所述比例阀电连接有供电电源和信号发生器，所述供气滑环的定子部分与直升机的机体固定，所述供气滑环的转子部分与中空的旋翼主轴连接，所述供气滑环的转子部分的出气口连接有供气管，旋翼桨叶的内部布置有与所述供气管连通的内置气管，所述旋翼桨叶的上翼面前部分布有多个射流口。本发明产生的气动激励具有强度大、结构简单、对原有气动型面影响较小等优点，在旋翼后行桨叶失速分离控制方面具有明显优势和应用潜力。
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公开(公告)号：CN114763196B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202210536339.8
申请日：2022-05-17
Applicant: 吉林大学
IPC: B64C21/06 , B64C21/04 , G06F18/213 , G06F30/28 , 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：CN117818871B
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410239218.6
申请日：2024-03-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种被动式混合层流短舱应用方法，涉及大型飞机层流短舱应用领域，飞机在飞行过程中，基于吸气壁板外部压力高、内部压力低产生的压差，促使吸气壁板附近空气进入舱体内部的吸气管道内；吸气管道将从吸气壁板进入的空气输运至舱体后端；随着内部管道中气体的累积，当其压力逐渐大于舱体后端排气孔的压力时，吸气管道内的空气经排气孔排出短舱外。本发明提供一种被动式混合层流短舱应用方法，本方案设计的装置无需压气机、泵等装置，其进气方式只需要依靠内外自然压差实现。这使得其在取得相同效果的同时，大大简化了整个系统的重量。
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公开(公告)号：CN117171995A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311125294.6
申请日：2023-09-01
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/20 , B64C21/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种判断翼型发生失速的方法及PSJ控制方法。其中，一种判断翼型发生失速的方法，包括以下步骤S1:获取翼型的实时攻角α、恒定压力、翼型上表面沿翼型前缘向后缘分布的各测压孔的实时压力；S2:实时压力分布积分面积S，并根据实时攻角α和实时压力分布积分面积S更新最大压力分布积分面积Smax和最大压力分布积分面积Smax所对应的攻角α0；S3:当Kd＝(Smax‑S)/Smax≥阈值且α＞α0确定翼型发生流动分离。压力分布积分面积S与CL的变化规律趋于一致，因此通过压力分布积分面积S来表征CL，测量时只需测量上表面的测压孔的静压系数，能减少计算量。
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公开(公告)号：CN115384759A
公开(公告)日：2022-11-25
申请号：CN202211214086.9
申请日：2022-09-30
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器降热减阻方法，通过在高超声速飞行器壁面上生成壁面法向冷射流和/或壁面切向冷射流，使得冷射流与来流的相互作用下在高超声速飞行器表面边界层形成一层表面冷气膜。本发明应用于飞行器设计领域，通过冷射流与来流的相互作用生成的表面冷气膜将高超声速飞行器表面原来的气‑固剪切层变成气‑气剪切层，减小了高超声速飞行器壁面附近流体的速度剪切梯度与温度梯度，进而实现边界层摩擦阻力与热流密度的降低，能够低成本、长时间、高效率的实现对高超声速飞行器的降热减阻。
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