前缘缝翼
101. 飞机机翼
申请号: CN200780006789.X
申请日: 2007-02-07
公开（公告）号: CN101389530A
公开（公告）日: 2009-03-18
发明人: D·多德; F·卡瑟兰
一种飞机机翼(1)，包括前缘缝翼(5)，所述缝翼包括主体部分(7)和设置在主体部分(7)的翼展端的缝翼延伸部(9)。缝翼延伸部(9)的横截面区域小于主体部分(7)的横截面区域。因此，缝翼延伸部可提供缝翼的某些空气动力学优点，同时又可使其上安装有缝翼(5)的机翼(1)的前缘的体积相对较大。缝翼延伸部的翼弦和厚度对弦之比可小于缝翼上的相当的尺寸。
更多102. 襟翼上具有联合射流结构的增升装置
申请号: CN200810115495.7
申请日: 2008-06-24
公开（公告）号: CN101323371A
公开（公告）日: 2008-12-17
发明人: 刘沛清; 张东; 金立宁; 田云; 李成功
本发明公开了一种襟翼上具有联合射流结构的增升装置，该装置包括机翼前缘缝翼、主翼和襟翼，所述的襟翼上表面设有联合射流结构，并且在联合射流结构具有空气压缩机，控制喷出气流的流量和速度，来调节气流对飞机起飞着陆气动性能的影响。该种增升装置能够明显改善飞机襟翼上方的流动品质，避免襟翼出现分离，提高飞机的起飞着陆和失速特性，提高最大升力，并且可以使飞机在较小的速度下实现起飞和着陆。
更多103. 一种轻型运动飞机的高升力机翼
申请号: CN201920474364.1
申请日: 2019-04-10
公开（公告）号: CN209795810U
公开（公告）日: 2019-12-17
发明人: 彭进业
本实用新型公开并提供了一种缩短起降距离、易于操控和防止失速的轻型运动飞机的高升力机翼，所述一种轻型运动飞机的高升力机翼包括前缘缝翼、主机翼和后缘襟副翼；所述前缘缝翼设于所述主机翼的前缘，所述后缘襟副翼设于所述主机翼的后缘，通过在主机翼的前缘和后缘加设有前缘缝翼和后缘襟副翼，从而加大了主机翼上表面的空气流动速度，本实用新型应用于飞机机翼结构设计领域。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
更多104. 一种动力增升机翼
申请号: CN201911346443.5
申请日: 2019-12-24
公开（公告）号: CN111017194B
公开（公告）日: 2023-08-04
发明人: 张声伟
本发明公开了一种动力增升机翼，包括机翼、内侧发动机和外侧发动机，机翼前缘设置有内外侧两段折扇式前缘缝翼和一段等弦长常规缝翼，机翼后缘设置有内侧增升襟翼、外侧增升襟翼和副翼，内侧发动机位于内侧增升襟翼平均气动弦所在位置，其安装形式为翼上支撑式，外侧发动机位于外侧增升襟翼平均气动弦所在位置，其安装形式为翼吊式，本发明可以提高飞机航迹控制能力、增大起降构型最大升力系数，减小起降场长。
更多105. 一种动力增升机翼
申请号: CN201911346443.5
申请日: 2019-12-24
公开（公告）号: CN111017194A
公开（公告）日: 2020-04-17
发明人: 张声伟
本发明公开了一种动力增升机翼，包括机翼、内侧发动机和外侧发动机，机翼前缘设置有内外侧两段折扇式前缘缝翼和一段等弦长常规缝翼，机翼后缘设置有内侧增升襟翼、外侧增升襟翼和副翼，内侧发动机位于内侧增升襟翼平均气动弦所在位置，其安装形式为翼上支撑式，外侧发动机位于外侧增升襟翼平均气动弦所在位置，其安装形式为翼吊式，本发明可以提高飞机航迹控制能力、增大起降构型最大升力系数，减小起降场长。
更多106. 襟翼上具有联合射流结构的增升装置
申请号: CN200810115495.7
申请日: 2008-06-24
公开（公告）号: CN101323371B
公开（公告）日: 2010-08-18
发明人: 刘沛清; 张东; 金立宁; 田云; 李成功
本发明公开了一种襟翼上具有联合射流结构的增升装置，该装置包括机翼前缘缝翼、主翼和襟翼，所述的襟翼上表面设有联合射流结构，并且在联合射流结构具有空气压缩机，控制喷出气流的流量和速度，来调节气流对飞机起飞着陆气动性能的影响。该种增升装置能够明显改善飞机襟翼上方的流动品质，避免襟翼出现分离，提高飞机的起飞着陆和失速特性，提高最大升力，并且可以使飞机在较小的速度下实现起飞和着陆。
更多107. 一种飞行稳定的固定翼无人机
申请号: CN201822069168.4
申请日: 2018-12-11
公开（公告）号: CN209159982U
公开（公告）日: 2019-07-26
发明人: 刘玉军; 辛小冬; 刘静鑫; 李静
本实用新型涉及无人机技术领域，且公开了一种飞行稳定的固定翼无人，包括机舱，所述机舱左右两侧且靠近顶部的一端均固定安装有机翼，两个所述机翼内顶壁且位于左侧内壁和右侧内壁之间均固定安装有前缘缝翼机。该飞行稳定的固定翼无人机，通过两个机翼内顶壁且位于左侧内壁和右侧内壁之间均固定安装有前缘缝翼，通过两个机翼内底壁且位于左侧内壁和右侧内壁之间均固定安装有后缘襟翼的设计，可以达到飞机在起飞阶段打开前缘缝翼和后缘襟翼提供升力的同时且保持稳定的目的，通过两个机翼均固定安装有机翼副翼，通过垂直尾翼固定安装有垂直安定面的设计，可以进一步的达到为无人机提供稳定性的目的，从而实现了飞行稳定的效果。
更多108. 一种高升力降噪翼型结构
申请号: CN202120745423.1
申请日: 2021-04-13
公开（公告）号: CN215622650U
公开（公告）日: 2022-01-25
发明人: 朱卫军; 刘嘉颖; 顾超杰
本实用新型公开了一种高升力降噪翼型结构，包括前缘缝翼(1)、中主体段(2)和后缘襟翼(3)，所述前缘缝翼(1)下表面凹弯处布置有第一多孔介质块(11)，所述中主体段(2)上表面凹弯处布置有第二多孔介质块(21)，所述后缘襟翼(3)尾部连有格尼襟翼(4)。本实用新型提供的一种高升力降噪翼型结构，利用多孔介质填充凹弯可基本消除在前中段凹湾处产生空腔振荡，在满足提升整体升阻比情况下，实现色调噪声基本消除。
更多109. 一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法
申请号: CN201610972223.3
申请日: 2016-11-04
公开（公告）号: CN106599353A
公开（公告）日: 2017-04-26
发明人: 张鑫鹏; 匡江红; 吕鸿雁
本发明涉及一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法，该方法包括如下步骤：(1)建立带有前缘缝翼后缘襟翼多段翼型飞机模型并导入fluent软件；(2)构建飞机模型的垂直下落运动函数，并导入fluent软件；(3)选取湍流模型；(4)设置仿真参数，包括流体参数、翼型材料参数、工作环境参数、边界条件参数、动网格更新模型、求解方法和求解精度；(5)运行fluent软件，获取飞机垂直下落过程中翼型周围流体流动参数变化图，包括速度、压力和温度变化图。与现有技术相比，本发明能有效获取飞机降落过程中的外流场动态数值，便于对飞机起降性能评估以及增升装置的设计提供参考。
更多110. 一种气动力特性快速预测方法
申请号: CN201811394290.7
申请日: 2018-11-21
公开（公告）号: CN109515739A
公开（公告）日: 2019-03-26
发明人: 王斌; 苏诚; 张青青; 岳良明; 孟军
一种气动力特性快速预测方法，包括如下步骤：(1)根据机翼前缘缝翼、襟翼、副翼和扰流板布置，提取基础机翼典型控制翼型；(2)采用离散点形式描述控制翼型，利用一系列沿展向分布的控制翼型来描述基础机翼；(3)控制翼型变前、后缘弯度几何建模；(4)变弯度机翼CAD自动造型；(5)结构化网格自动生成；(6)欧拉+附面层法气动特性求解，快速获得变弯度机翼气动特性结果。本发明原理简单，可操作性强；气动力计算的CAD外形和网格自动生成，欧拉+附面层法流场求解速度快；变弯度机翼气动特性分析效率高。
更多111. 一种气动力特性快速预测方法
申请号: CN201811394290.7
申请日: 2018-11-21
公开（公告）号: CN109515739B
公开（公告）日: 2020-11-20
发明人: 王斌; 苏诚; 张青青; 岳良明; 孟军
一种气动力特性快速预测方法，包括如下步骤：(1)根据机翼前缘缝翼、襟翼、副翼和扰流板布置，提取基础机翼典型控制翼型；(2)采用离散点形式描述控制翼型，利用一系列沿展向分布的控制翼型来描述基础机翼；(3)控制翼型变前、后缘弯度几何建模；(4)变弯度机翼CAD自动造型；(5)结构化网格自动生成；(6)欧拉+附面层法气动特性求解，快速获得变弯度机翼气动特性结果。本发明原理简单，可操作性强；气动力计算的CAD外形和网格自动生成，欧拉+附面层法流场求解速度快；变弯度机翼气动特性分析效率高。
更多112. 基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法
申请号: CN202110272004.5
申请日: 2021-03-12
公开（公告）号: CN113071667A
公开（公告）日: 2021-07-06
发明人: 肖天航; 朱震浩; 支豪林
本发明提供了一种基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法，其飞机的基础机械增升装置采用前缘缝翼、主机翼以及后缘襟翼的形式，在后缘襟翼铰链处布置吹气孔，通过管道系统引导发动机的高压气流吹到襟翼表面，形成内吹式襟翼；类似的，在尾翼舵面的铰链处布置吹气孔，尾翼内部布置的小型发动机产生高压气流，再通过管道引导其吹向舵面。本发明通过主动流动控制技术，更高效的实现增升以及尾翼和舵面效益，最大化地提高两栖飞机起降阶段的升力系数，通过减小起降速度、起降滑跑距离以及保证稳定的操纵性的方式提高两栖飞机抗浪性。
更多113. 一种水陆两栖飞机
申请号: CN202110334018.5
申请日: 2021-03-29
公开（公告）号: CN113232832B
公开（公告）日: 2023-08-22
发明人: 朱震浩; 肖天航; 徐惠民; 昂海松
本发明公开了一种水陆两栖飞机，属于飞机技术领域，包括机身，所述机身采用“V型”船身式机身，机身长宽比为10～12；所述机翼固定在所述机身的背部的翼身整流罩上，所述机翼的靠近机头的一侧设置有前缘缝翼，靠近机尾的一侧设置有内、外襟翼，所述内襟翼靠近所述机身设置，所述机翼远离所述机头的一侧，且远离所述机身的一端还设置有副翼，所述外襟翼设置在所述副翼与所述内襟翼之间；所述翼尖浮筒通过吊架固定在所述机翼靠近翼梢的下表面；所述发动机短舱固定在机身上方；所述尾翼设置在所述机身的尾部。本发明不仅能够保证水面滑行时较好的横向、纵向稳定性以及防喷溅安全性，还能够保证较高的巡航速度以及气动特性。
更多114. 一种水陆两栖飞机
申请号: CN202110334018.5
申请日: 2021-03-29
公开（公告）号: CN113232832A
公开（公告）日: 2021-08-10
发明人: 朱震浩; 肖天航; 徐惠民; 昂海松
本发明公开了一种水陆两栖飞机，属于飞机技术领域，包括机身，所述机身采用“V型”船身式机身，机身长宽比为10～12；所述机翼固定在所述机身的背部的翼身整流罩上，所述机翼的靠近机头的一侧设置有前缘缝翼，靠近机尾的一侧设置有内、外襟翼，所述内襟翼靠近所述机身设置，所述机翼远离所述机头的一侧，且远离所述机身的一端还设置有副翼，所述外襟翼设置在所述副翼与所述内襟翼之间；所述翼尖浮筒通过吊架固定在所述机翼靠近翼梢的下表面；所述发动机短舱固定在机身上方；所述尾翼设置在所述机身的尾部。本发明不仅能够保证水面滑行时较好的横向、纵向稳定性以及防喷溅安全性，还能够保证较高的巡航速度以及气动特性。
更多115. 用于在缩回位置与伸出位置之间驱动襟翼安排的系统
申请号: CN201910640302.8
申请日: 2019-07-16
公开（公告）号: CN110723276A
公开（公告）日: 2020-01-24
发明人: 马库斯·吉贝特; 布拉任科·科斯科维奇
一种襟翼系统包括前缘襟翼、致动器、第一、第二和第三固定连杆，第一和第二连接连杆及辅助连杆，第一至第三固定连杆包括分别将其可旋转地支撑在第一至第三结构性固定点上的第一至第三支撑接头，第一固定连杆包括与第一连接连杆的端部(其另一端部与第一襟翼接头联接)联接的第一连接接头，第二固定连杆包括与第一连接连杆的中心区域可旋转地联接的第二连接接头，第三固定连杆包括与第二连接连杆的端部(其另一端部与第二襟翼接头联接)可旋转地联接的第三连接接头，第二连接与第一固定连杆在相应端部内的位置由辅助连杆相联，固定、连接及辅助连杆安排成将前缘缝翼从缩回位置主动地放置到伸出位置。本申请还提供包括该襟翼系统的机翼和飞行器。
更多116. 一种可垂直起降的尾座式超音速无人飞行器
申请号: CN201911023941.6
申请日: 2019-10-25
公开（公告）号: CN110683031A
公开（公告）日: 2020-01-14
发明人: 赵超; 杨兆
本发明属于飞行器设计技术，具体涉及一种可垂直起降的尾座式超音速无人飞行器。本发明可垂直起降的尾座式超音速无人飞行器，该飞行器包括机身、机翼、发动机和垂尾，所述机翼包括内翼和外翼，发动机安装在内翼和外翼之间，在内翼前缘具有涡襟翼，后缘具有襟翼，在外翼前缘具有前缘缝翼，后缘具有副翼，所述垂尾具有方向舵；所述发动机采用推力矢量发动机，且在腹部下端具有辅助垂直起降的可收放支撑杆；在不同的飞行阶段，通过所述发动机提供的推力、各舵面的角度调节及矢量喷管的配合对飞行器的姿态进行控制。相对倾转动力的垂直起降无人机更简单，安全性与可靠性更高，同时，可实现此类飞行器大载重运输的任务需求。
更多117. 液氢同温层飞机
申请号: CN01807471.5
申请日: 2001-04-03
公开（公告）号: CN1429165A
公开（公告）日: 2003-07-09
发明人: P·麦克迪雷; B·D·希布斯; R·F·小柯廷; K·D·斯旺森; P·别利克
本发明公开了一种飞机，其具有较宽的飞行速度范围，并能长时间飞行并消耗较少的能量，同时其搭载一个具有无遮挡下视的通信平台。该飞机机翼前缘包括一个可偏转的前缘缝翼以及一个反射后缘。该飞机包括一个在中心与两端之间横向伸展的飞行翼。其中机翼是后掠的，具有相对恒定的弦长。该飞机还包括一个通过燃料电池提供能量的动力模块。该燃料电池储存液态氢气作为燃料，但是在燃料电池中使用的是气态氢气。一个燃料箱加热器用于控制燃料箱中的燃料的气化速度。本发明的飞机包括由多个支架构成的支撑结构，其中的支架形成一个附加在机翼上的四面体。
更多118. 一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置
申请号: CN202111187740.7
申请日: 2021-10-12
公开（公告）号: CN113955146B
公开（公告）日: 2023-03-31
发明人: 张大林; 朱光亚; 陈维建; 张朋磊
本发明公开了一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置，包括：阵列冲击射流组件，包括多个平面射流板和一个弧面射流板，所述多个平面射流板和弧面射流板之间通过铰链活动连接；射流参数控制组件，与所述阵列冲击射流组件两侧的射流进气口连通，用于调节射流参数模拟试验件表面的防冰冷负荷分布；低温冷气源，与所述射流参数控制组件的进气端连通，用于为射流装置提供所需冷却空气；本发明提供的防冰冷负荷试验模拟装置可以模拟前缘缝翼试验件的靶面外形，并通过调节射流状态参数实现对不同飞行工况的防冰冷负荷分布的模拟，可满足全尺寸防冰系统的性能验证要求，结构简单、易于操作，突破传统冰风洞试验设备的限制，提高试验的经济性。
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