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公开(公告)号：CN102928190B
公开(公告)日：2015-04-15
申请号：CN201210345227.0
申请日：2012-09-18
申请人： 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 成都飞机设计研究所
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明提供一种限位锁定装置，用于全动翼面颤振模型风洞试验，其中，包括：支撑部件，用于提供支撑；夹持部件，转动连接在所述支撑部件上，所述夹持部件用于夹持待试验的全动翼面，所述夹持部件能带动所述全动翼面相对于所述支撑部件转动，且转动轴为竖直方向；制动部件，包括制动杆和制动滑块，所述制动杆固定在所述全动翼面的下方；所述制动滑块与所述支撑部件滑动连接；所述制动滑块内部设置有空槽，所述制动杆伸入到所述空槽中。上述技术方案提供的限位锁定装置，能够有效限制全动翼面的振幅，从而保证全动翼面在试验过程中不会突发出现大振幅，从而降低了全动翼面被破坏的几率，提高了试验的安全性。
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公开(公告)号：CN102928190A
公开(公告)日：2013-02-13
申请号：CN201210345227.0
申请日：2012-09-18
申请人： 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 成都飞机设计研究所
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明提供一种限位锁定装置，用于全动翼面颤振模型风洞试验，其中，包括：支撑部件，用于提供支撑；夹持部件，转动连接在所述支撑部件上，所述夹持部件用于夹持待试验的全动翼面，所述夹持部件能带动所述全动翼面相对于所述支撑部件转动，且转动轴为竖直方向；制动部件，包括制动杆和制动滑块，所述制动杆固定在所述全动翼面的下方；所述制动滑块与所述支撑部件滑动连接；所述制动滑块内部设置有空槽，所述制动杆伸入到所述空槽中。上述技术方案提供的限位锁定装置，能够有效限制全动翼面的振幅，从而保证全动翼面在试验过程中不会突发出现大振幅，从而降低了全动翼面被破坏的几率，提高了试验的安全性。
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公开(公告)号：CN202928776U
公开(公告)日：2013-05-08
申请号：CN201220475002.2
申请日：2012-09-18
申请人： 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 成都飞机设计研究所
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本实用新型提供一种限位锁定装置，用于全动翼面颤振模型风洞试验，其中，包括：支撑部件，用于提供支撑；夹持部件，转动连接在所述支撑部件上，所述夹持部件用于夹持待试验的全动翼面，所述夹持部件能带动所述全动翼面相对于所述支撑部件转动，且转动轴为竖直方向；制动部件，包括制动杆和制动滑块，所述制动杆固定在所述全动翼面的下方；所述制动滑块与所述支撑部件滑动连接；所述制动滑块内部设置有空槽，所述制动杆伸入到所述空槽中。上述技术方案提供的限位锁定装置，能够有效限制全动翼面的振幅，从而保证全动翼面在试验过程中不会突发出现大振幅，从而降低了全动翼面被破坏的几率，提高了试验的安全性。
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公开(公告)号：CN108100212B
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN201810084045.X
申请日：2018-01-29
摘要： 本发明公开一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机，采用背负式进气道、有人驾驶的重型双发布局，包括机翼和尾翼，其特征在于所述机翼的后掠角可以变化，所述尾翼在两个自由角度上进行偏转；机翼的自适应变后掠能够满足战斗机经济巡航和高速突防要求，提升全机的整体气动性能；多功能变体尾翼收拢时能够保持全机为典型的飞翼布局，保持高升阻比的同时也具有较好的雷达隐身能力，当起降或机动飞行时，变体尾翼打开用于阵风和航向控制，从而解决了小展弦比飞翼布局战斗机的航向控制问题。
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公开(公告)号：CN115892439A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202310225181.7
申请日：2023-03-10
摘要： 本发明属于飞机技术领域，公开了一种高抗风的分布式推进飞行器。该飞行器包含机身、机翼、尾翼和分布式推进器，机身和机翼在机身中部融合设计，机身采用非圆非扁平的U型，机翼分为内翼、外翼和小翼，分布式推进器对称安装在内翼上表面尾缘处，尾翼采用V尾或π尾布局并安装在机身尾部上方。本发明的一种高抗风的分布式推进飞行器，通过机身和机翼的融合设计使飞机具有较小的航向静稳定性，通过分布式推进器差动控制使飞机具有较高的航向操控能力，相对传统布局飞行器，本发明的一种高抗风的分布式推进飞行器具备很强的抗风能力。
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公开(公告)号：CN108100212A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201810084045.X
申请日：2018-01-29
摘要： 本发明公开一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机，采用背负式进气道、有人驾驶的重型双发布局，包括机翼和尾翼，其特征在于所述机翼的后掠角可以变化，所述尾翼在两个自由角度上进行偏转；机翼的自适应变后掠能够满足战斗机经济巡航和高速突防要求，提升全机的整体气动性能；多功能变体尾翼收拢时能够保持全机为典型的飞翼布局，保持高升阻比的同时也具有较好的雷达隐身能力，当起降或机动飞行时，变体尾翼打开用于阵风和航向控制，从而解决了小展弦比飞翼布局战斗机的航向控制问题。
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公开(公告)号：CN105366033A
公开(公告)日：2016-03-02
申请号：CN201510758951.X
申请日：2015-11-10
IPC分类号： B64C5/14 , B64C31/02 , B64C31/028
CPC分类号： B64C5/14 , B64C31/02 , B64C31/028
摘要： 本发明提供了一种滑翔类飞行器的机翼非对称后掠滚转控制方法，该滚转控制方法利用滑翔类飞行器的较大展弦比机翼，通过较大展弦比机翼的非对称后掠产生的法向力差量，实现滚转控制。本发明的滑翔类飞行器的机翼非对称后掠滚转控制方法的滚转控制效率较传统的尾舵控制方法大幅增加，可推广应用于类似布局的飞行器的滚转控制。
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公开(公告)号：CN105235889A
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201510665447.5
申请日：2015-10-16
摘要： 本发明提供了一种飞行器自适应菱形翼布局，所述的飞行器自适应菱形翼布局包括机头、机尾、机翼、发动机、任务舱、连接臂、铰链、操纵舵。机翼有4个，前后呈菱形排布；连接臂有4个，可伸缩，呈横向、纵向的十字交叉排布。机头与机翼通过铰链连接；机尾与机翼通过铰链连接；发动机与机翼通过铰链连接；任务舱通过可伸缩的连接臂与机头、机尾、发动机连接，任务舱能够根据任务需求更换；机翼上有操纵舵用于飞行姿态的控制。通过伸缩连接臂即可实现机翼后掠角和前掠角的改变，获得与不同飞行速度相适应的菱形翼布局，提高气动性能。本发明的飞行器自适应菱形翼布局具有结构简单可靠、成本低、用途多样的优点。
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公开(公告)号：CN115367097A
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202211299510.4
申请日：2022-10-24
摘要： 本发明公开了一种新型大尺度变体飞行器，具体涉及飞行器变体和气动布局的技术领域。具体包括机身，机身的尾部设有发动机和倒V型尾翼，其特征在于：所述的机身上设有纵向移动的前翼连接盒体和后翼连接盒体，前翼连接盒体的两侧均与前翼活动连接，前翼与前后翼连接盒体活动连接，前后翼连接盒体与后翼活动连接，后翼与后翼连接盒体活动连接。本发明的有益效果：本方案的变形方式可以实现机翼展长和前后掠角的灵活变形，并且将变后掠角和变展长灵活结合，赋予目标飞行器多种气动布局形式，从而使飞行器满足在不同飞行任务、飞行环境下的自适应变形需求。
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公开(公告)号：CN113358327B
公开(公告)日：2021-11-30
申请号：CN202110911847.5
申请日：2021-08-10
摘要： 本申请公开一种高平尾布局的高速模型平尾“回”形变角装置。其包括立尾和若干变角块对。立尾形成有“回”形连接结构，“回”形连接结构具有第一连接部和第二连接部，第一连接部和第二连接部呈台阶状。变角块包括耳片和“回”形安装结构，“回”形安装结构具有第一安装部和第二安装部，第一安装部和第二安装部呈台阶状且与第一连接部和第二连接部呈嵌合对应，耳片连接于第一安装部。相同变角块对的耳片偏角相同，不同变角块对的耳片偏角不同。立尾被配置为与任一对变角块对可拆卸地配合，变角块对中的两个变角块分别呈嵌合状并可拆卸地连接于立尾的两侧，第一安装部与第一连接部可拆卸地连接，第二安装部与第二连接部可拆卸地连接。
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