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公开(公告)号：CN112078781B
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202010512895.2
申请日：2020-06-08
申请人： 空中客车西班牙运营有限责任公司
发明人： 阿尔贝托·阿拉纳伊达尔戈
摘要： 本发明提供了一种用于飞行器的可收缩涡流发生器系统和飞行器，所述系统包括：蒙皮；布置在所述蒙皮上的狭缝；包括轮廓的板件，所述板件被配置用于激励空气流的边界层；以及驱动装置，所述驱动装置被配置用于使所述板件在第一位置与第二位置之间旋转，其中，在所述第一位置，所述板件的轮廓的至少一部分穿过所述狭缝突出，并且在所述第二位置，所述板件缩回到所述狭缝内。
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公开(公告)号：CN116614927A
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310383337.4
申请日：2023-04-11
申请人： 中国人民解放军空军工程大学
摘要： 面向湍流减阻的方格网状等离子体激励器，自上而下包括高压电极(11)、介质层(13)、低压电极(12)和绝缘基底(14)，高压电极(11)呈交错的网格状，低压电极(12)呈阵列的方块状，每个方块的中心位置与高压电极(11)的每个网格孔眼中心位置对应。本发明的方格网状等离子体激励器解决了传统流动控制技术加工难度大、成本高、结构复杂和普通等离子体激励器有效减阻风速范围受限等问题。由于所发明等离子体激励器的激励强度和工作模式由电信号控制，有利于实现不同环境参数的自适应调节，实现智能化。本发明兼具摩擦减阻和流动分离控制，能够极大提高军用低速无人机的性能，包括防大攻角下失速、扩宽飞行安全边界、提高飞行航程等。
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公开(公告)号：CN116341120B
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310565917.5
申请日：2023-05-19
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , B64C21/00 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提出一种确定乘波特性依赖区的方法，属于高超声速气动布局设计领域。该方法在乘波体轴对称流场中选定部分区域作为乘波特性依赖区基准流场；在乘波特性依赖区基准流场中通过流线追踪法获得乘波特性依赖区，其中流线追踪法的起始点在乘波面基准流场的主激波上，终点在过主激波末端点的左行特征线簇上。本发明力图在不破坏乘波效应的基础上，确定乘波面的哪些范围可以修改、哪些范围不可修改，对乘波体的扩容、减阻和宽速域设计具有重大的工程实践意义。
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公开(公告)号：CN116534246A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310817344.0
申请日：2023-07-05
摘要： 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种流向涡调制装置，应用于表面具有高超声速流体边界层的壁面，流向涡调制装置包括：设置在壁面上且凸出于壁面的三维粗糙元，用于延迟高超声速流体边界层的流向涡转捩；设置在壁面上且位于三维粗糙元背离来流方向一侧的控温组件，用于对壁面进行加热或降温。本申请中将壁面上设置凸出于壁面表面的三维粗糙元，并将壁面上三维粗糙元背离来流方向的一侧设置控温组件，可以在一定程度上使得被三维粗糙元进行调制后的流向涡结构内膜态更为稳定，由此更好得保证三维粗糙元实现流向涡转捩延迟有效性，有助于该流向涡调制装置应用于飞行器时，提升飞行器飞行的稳定性，提升飞行器的有效载荷。
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公开(公告)号：CN116341120A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310565917.5
申请日：2023-05-19
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , B64C21/00 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提出一种确定乘波特性依赖区的方法，属于高超声速气动布局设计领域。该方法在乘波体轴对称流场中选定部分区域作为乘波特性依赖区基准流场；在乘波特性依赖区基准流场中通过流线追踪法获得乘波特性依赖区，其中流线追踪法的起始点在乘波面基准流场的主激波上，终点在过主激波末端点的左行特征线簇上。本发明力图在不破坏乘波效应的基础上，确定乘波面的哪些范围可以修改、哪些范围不可修改，对乘波体的扩容、减阻和宽速域设计具有重大的工程实践意义。
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公开(公告)号：CN116215843A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202310429192.7
申请日：2023-04-20
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： B64C21/00
摘要： 本发明公开了一种基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法及装置，该方法将调制声波以微纳尺度气膜为载体注入到边界层中，通过调整调制声波的相位和作用空间区域，使调制声波与扰动波相互作用，可以促进或抑制扰动波发展，从而主动控制边界层的流动稳定性和转捩过程。微纳尺度气膜的质量流率和壁面法向速度很小，不会对扰动波发展造成额外影响，并且，针对各频域成分扰动波在边界层流动稳定性和转捩过程中起到的不同作用，可以根据实际控制需求选择不同频段范围内的扰动波进行控制，从而能够在不同工况条件下对边界层流动进行有效控制。另外，不更改飞行器表面型面，气膜经过透声材料渗透进入边界层底层，所需工质较少，工程实现难度小。
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公开(公告)号：CN112550679B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202011505408.6
申请日：2020-12-18
申请人： 上海机电工程研究所 , 上海神箭机电工程有限责任公司
摘要： 本发明提供了一种用于高空高速环境的微纳减阻结构，包括开设在飞行器外表面的沟槽，所述沟槽的形状呈长条形，所述沟槽的横截面呈等腰三角形，所述沟槽横截面的顶角位于沟槽的底部，所述沟槽横截面的底边长度在150nm‑200nm之间，所述沟槽与高速气流呈一定的角度，且所述沟槽在飞行器外表面沿垂直于沟槽长度的方向等间隔开设有多个，任一相邻两所述沟槽间均形成有分隔条，所述分隔条的长度方向平行于沟槽的长度方向，所述分隔条的横截面呈等腰三角形，且所述分隔条横截面的顶角位于分隔条的顶端。有助于减小近壁面边界层附近的黏性阻力，进而有助降低高速气体对飞行器的摩擦阻力，且结构简单，工作可靠，减阻效果好。
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公开(公告)号：CN115593614A
公开(公告)日：2023-01-13
申请号：CN202211333394.3
申请日：2022-10-28
申请人： 中国人民解放军国防科技大学(CN)
摘要： 本申请公开了一种高超声速流动控制结构，包括：平行设置的若干小肋单元阵列结构，所述小肋单元阵列结构的特征高度小于0.1δ，δ为边界层厚度，每个小肋单元阵列结构的中心沿长度方向设置有与试验流动方向平行的发散线，每个小肋单元阵列结构的表面在所述发散线长度方向的两侧均对称地设置有若干相互平行且与所述试验流动方向成设定夹角的微沟槽结构，相邻小肋单元阵列结构之间设置有形成与试验流动方向平行的汇聚槽。本实施例的特征高度远远小于边界层厚度，在高超声速流动条件下带来的附加阻力基本可以忽略；本实施例结构简单、可靠性高，并且不需要外界能量输入；本实施例可以有效延迟或消除高超声速飞行器表面边界层流动的分离。
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公开(公告)号：CN114450224A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN201980098716.0
申请日：2019-07-01
申请人： 张传瑞
发明人： 张传瑞
摘要： 本专利专注于如何进行更为安静的超音速飞行。有多种技术和方法被研制出来专门用于解决超音速飞行的噪音问题。超音速飞行的噪音是从飞机传播到地面的，所以在两者之间增加干涉媒介(202)可以有效地阻止噪音向地面传播。使用特别设计的飞机机翼同样可以减少噪音水平。这种特别设计的机翼部分灵感是源自鸟群的飞行。使用主动发射的冲击气流把飞机迎风面的前缘的气流吹开，或者利用在飞机机身底部设置的小洞(901)把机身底部的气流导走同样可以减少从飞机传播到地面的噪音。
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公开(公告)号：CN113619797A
公开(公告)日：2021-11-09
申请号：CN202111085478.5
申请日：2021-09-16
申请人： 郑州轻工业大学
摘要： 本发明公开了一种提高无人机物理层安全的防护方法，包括以下步骤：S1、无人机的意外状态检测；S2、控制喷气嘴产生反向冲力：无人机的控制器控制第一电磁阀打开，使喷气嘴喷气产生反向冲击力；S3、向缓冲气囊充气：无人机的控制器控制第二电磁阀打开，向缓冲气囊中充气，在无人机着陆时通过缓冲气囊，降低无人机坠机时造成的损坏程度，提高无人机的安全性能。
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