| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 21 | 用于飞机的前缘缝翼、飞机的机翼及用于飞机机翼的方法 | CN202011197000.7 | 2020-10-30 | CN112776978A | 2021-05-11 | 马克·A·巴尔; 史蒂芬·R·阿莫罗斯; 马修·L·安德森; 拉蒙·A·布林; 迈可尔·R·塞弗伦斯 |
| 公开了一种用于飞机的前缘缝翼、一种飞机的机翼及一种用于飞机机翼的方法。所公开的用于飞机的示例性前缘缝翼包括单件式前部蒙皮和箱形翼梁，该单件式前部蒙皮限定前缘缝翼的上外表面和下外表面，其中，单件式前部蒙皮在前缘缝翼的前端和后端之间延伸，该箱形翼梁联接到单件式前部蒙皮的内表面。箱形翼梁包括远离单件式前部蒙皮的内表面延伸的侧向壁。该侧向壁限定箱形翼梁的至少一个隔室。 | ||||||
| 22 | 一种前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处流动优化方法及装置 | CN201910640497.6 | 2019-07-16 | CN110539882B | 2021-07-16 | 钟敏; 华俊; 郑遂; 王浩; 张国鑫; 王钢林; 李小飞; 李岩; 孙侠生 |
| 本发明属于流动控制技术领域，提出一种优化航空飞行器机翼前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动，抑制和推迟该区域流动分离的方法和装置。本发明经过流场分析、气动设计、装置安装、风洞试验、结果分析和相关调整等步骤，提出在机翼内侧前缘变弯襟翼和外侧前缘缝翼组合构型中，设置第一流动隔离片和第二流动隔离片。其中，所述的第一流动隔离片，位于前缘变弯襟翼和前缘缝翼之间，顺着缝翼前伸的方向布置；所述的第二流动隔离片也位于前缘变弯襟翼和前缘缝翼的交界处，在机翼下表面顺流向布置。本发明的流动优化装置有效地克服了前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动不利干扰，推迟了上表面流动分离的发生，提高了飞机的最大升力系数。另外，本发明原理明确，结构简单，效果显著并得到风洞试验验证。 | ||||||
| 23 | 一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法 | CN201711268751.1 | 2017-12-05 | CN108001669B | 2020-01-07 | 陈荣钱; 刘万鸿; 王李璨; 邱若凡; 尤延铖 |
| 一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法，涉及飞机机体噪声抑制方法。选用零质量射流激励器；在前缘缝翼靠近尖端的吸力面处，等间距布置零质量射流激励器；采用计算流体力学数值模拟或风洞实验的方法得飞机在起飞和着陆时不同飞行状态下，有/无采用零质量射流控制的前缘缝翼噪声数据，建立噪声数据库；通过对噪声数据库进行对比分析，得飞机在起飞和着陆时不同飞行状态下能实现前缘缝翼降噪效果的零质量射流激励器的激励频率、出口动量系数等参数设置；将零质量射流激励器控制参数存储在机载计算机内，当飞机处于起飞和着陆状态时，零质量射流激励器根据不同的飞行状态，调节激励器的参数，起到前缘缝翼噪声抑制的效果。 | ||||||
| 24 | 一种前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处流动优化方法及装置 | CN201910640497.6 | 2019-07-16 | CN110539882A | 2019-12-06 | 钟敏; 华俊; 郑遂; 王浩; 张国鑫; 王钢林; 李小飞; 李岩; 孙侠生 |
| 本发明属于流动控制技术领域，提出一种优化航空飞行器机翼前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动，抑制和推迟该区域流动分离的方法和装置。本发明经过流场分析、气动设计、装置安装、风洞试验、结果分析和相关调整等步骤，提出在机翼内侧前缘变弯襟翼和外侧前缘缝翼组合构型中，设置第一流动隔离片和第二流动隔离片。其中，所述的第一流动隔离片，位于前缘变弯襟翼和前缘缝翼之间，顺着缝翼前伸的方向布置；所述的第二流动隔离片也位于前缘变弯襟翼和前缘缝翼的交界处，在机翼下表面顺流向布置。本发明的流动优化装置有效地克服了前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动不利干扰，推迟了上表面流动分离的发生，提高了飞机的最大升力系数。另外，本发明原理明确，结构简单，效果显著并得到风洞试验验证。 | ||||||
| 25 | 一种基于尾缘微穿孔降低前缘缝翼气动噪声的方法 | CN201210531873.6 | 2012-12-11 | CN103010459B | 2015-02-11 | 刘沛清; 李芳丽; 屈秋林; 郭昊; 田云; 刘晓斌 |
| 本发明公开了一种基于尾缘微穿孔降低前缘缝翼气动噪声的方法，具体为：在前缘缝翼的尾缘处，沿机翼展向设置一排小孔，小孔之间等间距设置。所述的小孔展向打孔率为2%，即通过小孔中心沿缝翼展向方向做一线段，线段长度为缝翼展向厚度，其中，所有小孔直径在此线段上所占据的长度和为整个展向厚度的2%。所述的小孔直径为0.8~1mm，小孔中心与尾缘的距离为3~5mm。本发明中不仅声波在小孔中消耗部分能量，而且主要由于缝翼上下表面压差，使得下表面的少量气流通过小孔流向上表面，通过局部改变尾缘前的气流流动，进而影响尾缘涡脱落行为，由此达到降低由缝翼产生的高频尖频气动噪声的目的，同时保证气动力基本不受影响，且在工程应用上便于实现。 | ||||||
| 26 | 一种仿海豚头部型线的仿生前缘缝翼、叶片及制备方法 | CN202211138075.7 | 2022-09-19 | CN115306486A | 2022-11-08 | 马祺敏; 张洋; 王加浩; 张家忠 |
| 本发明提供一种仿海豚头部型线的仿生前缘缝翼、叶片及制备方法，仿生前缘缝翼采用基于仿海豚头部型线的前缘缝翼轮廓制得，所述前缘缝翼轮廓由仿生缝翼前缘轮廓线和前缘缝翼轮廓的内侧型线通过光滑过渡线进行相切过渡连接得到，其中根据基础叶片翼型的尺寸对仿海豚头部型线进行等比缩放得到仿生缝翼前缘轮廓线，基础叶片翼型前缘与仿生缝翼前缘轮廓线对应的部分为前缘缝翼轮廓的内侧型线。本发明基于仿生的被动控制技术，根据海豚头部特征设计仿生前缘缝翼，并将仿生前缘缝翼和基础叶通过调节装置和缝翼连接件直接连接，在保证基础叶片的况整体外形不变的情下，改善叶片的气动性能，来抑制流动分离和动态失速对叶片造成的负面影响。 | ||||||
| 27 | 一种前缘缝翼的干涉尾缘结构及其干涉量的设计方法 | CN202110230674.0 | 2021-03-02 | CN112949127A | 2021-06-11 | 张家乐; 周颖; 林启洲; 薛小锋; 王春梅; 冯蕴雯 |
| 本发明一种前缘缝翼的干涉尾缘结构及其干涉量的设计方法，属于飞机领域；干涉尾缘结构，包括蒙皮、肋板和梁，肋板分为加强肋、普通肋和端肋，两个加强肋分别布置在缝翼展向20％和80％的位置；同时所述缝翼的尾缘处与机翼前缘的相对位置干涉。干涉量通过预设回复力F0，对缝翼分别施加巡航工况的气动载荷和回复力进行有限元仿真计算，得到缝翼尾缘各个位置的变形量；本发明通过对尾缘引入干涉量，有效减小巡航状态缝翼尾缘的翘曲变形。与现有技术相比，干涉尾缘结构可在一定程度上消除飞机巡航时缝翼尾缘变形带来的增升装置气动效率降低的影响，提高气动性能。 | ||||||
| 28 | 一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法 | CN201711268751.1 | 2017-12-05 | CN108001669A | 2018-05-08 | 陈荣钱; 刘万鸿; 王李璨; 邱若凡; 尤延铖 |
| 一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法，涉及飞机机体噪声抑制方法。选用零质量射流激励器；在前缘缝翼靠近尖端的吸力面处，等间距布置零质量射流激励器；采用计算流体力学数值模拟或风洞实验的方法得飞机在起飞和着陆时不同飞行状态下，有/无采用零质量射流控制的前缘缝翼噪声数据，建立噪声数据库；通过对噪声数据库进行对比分析，得飞机在起飞和着陆时不同飞行状态下能实现前缘缝翼降噪效果的零质量射流激励器的激励频率、出口动量系数等参数设置；将零质量射流激励器控制参数存储在机载计算机内，当飞机处于起飞和着陆状态时，零质量射流激励器根据不同的飞行状态，调节激励器的参数，起到前缘缝翼噪声抑制的效果。 | ||||||
| 29 | 二维三段翼型的前缘缝翼及后缘襟翼位置的气动优化方法 | CN201410670368.9 | 2015-08-17 | CN104978449A | 2015-10-14 | 崔德刚; 徐榛; 杜海; 张睿 |
| 本发明是一种二维三段翼型的前缘缝翼及后缘襟翼位置的气动优化方法，该方法以二维三段翼型的前缘缝翼、后缘襟翼相对于它们原始位置的平动量和绕它们各自的前缘点做面内旋转的转动量作为优化设计变量，以前缘缝翼、后缘襟翼平动、旋转后的整个翼型气动力性能获得提升作为优化目标。本优化方法采用了外循环含敏度分析、内循环以遗传算法为优化算法的嵌套双循环优化流程，有效解决了二维三段翼型气动优化设计过程中，设计变量空间维度高及搜索范围大而导致的寻优效率低、计算次数多、计算耗时长的问题，以及优化过程易早熟等问题。该方法通过工作流引擎自动调度并行计算环境中的计算节点，通过自动化调度并行计算而充分利用了计算资源，缩短了优化过程所需的总计算时间，提高了优化效率。 | ||||||
| 30 | 一种基于尾缘微穿孔降低前缘缝翼气动噪声的方法 | CN201210531873.6 | 2012-12-11 | CN103010459A | 2013-04-03 | 刘沛清; 李芳丽; 屈秋林; 郭昊; 田云; 刘晓斌 |
| 本发明公开了一种基于尾缘微穿孔降低前缘缝翼气动噪声的方法，具体为：在前缘缝翼的尾缘处，沿机翼展向设置一排小孔，小孔之间等间距设置。所述的小孔展向打孔率为2%，即通过小孔中心沿缝翼展向方向做一线段，线段长度为缝翼展向厚度，其中，所有小孔直径在此线段上所占据的长度和为整个展向厚度的2%。所述的小孔直径为0.8~1mm，小孔中心与尾缘的距离为3~5mm。本发明中不仅声波在小孔中消耗部分能量，而且主要由于缝翼上下表面压差，使得下表面的少量气流通过小孔流向上表面，通过局部改变尾缘前的气流流动，进而影响尾缘涡脱落行为，由此达到降低由缝翼产生的高频尖频气动噪声的目的，同时保证气动力基本不受影响，且在工程应用上便于实现。 | ||||||
| 31 | 一种可增加飞机升力的前缘缝翼 | CN202322237432.1 | 2023-08-18 | CN220448122U | 2024-02-06 | 梁文哲; 李赟; 陈滨 |
| 本实用新型涉及航空器技术领域，具体为一种可增加飞机升力的前缘缝翼，包括机翼，所述机翼前侧设置有前缘缝翼本体，所述机翼上设置有用于驱动前缘缝翼本体移动的驱动结构，且所述机翼和驱动结构连接处分别开设有两个槽口一以及两个槽口，还包括：清扫部件一以及清扫部件二，所述清扫部件一和清扫部件二分别设置于两个所述槽口一和两个槽口二处。本实用新型通过在驱动结构前后两端分别设置有清扫部件二以及清扫部件一，能够在每次打开或关闭前缘缝翼时，及时自动对驱动结构上的半弧形滑架以及半弧形齿架表面的杂质或灰尘进行清扫，防止灰尘或杂质过多或积累，影响驱动结构滑动的效果，进而可避免影响前缘缝翼打开或关闭，保证其使用的效果和功能。 | ||||||
| 32 | 一种前缘缝翼尾缘预变形结构 | CN202122705235.9 | 2021-11-03 | CN216332713U | 2022-04-19 | 薛小锋; 张家乐; 冯蕴雯; 何智宇; 唐家强 |
| 本实用新型一种前缘缝翼尾缘预变形结构，属于飞机领域；包括蒙皮、肋板和梁；梁为分段结构，沿展向分为若干U型板，分别固定于各相邻肋板之间；肋板为一体式平板结构，其周向外缘结构与缝翼理论外形贴合；肋板采用密肋式布置，相邻肋板之间的距离为120mm‑150mm，可有效提高缝翼的本体刚度，减少其在气动载荷下的变形。将肋板设计为整体结构，外形与缝翼理论外形贴合，外形轮廓度高。在进行缝翼装配过程中，通过梁和安装孔定位肋板的位置，再将蒙皮安装到肋板，有利于实现良好的缝翼气动外形。本实用新型将梁设计为U型分段结构，降低了梁的成型加工难度，及梁与肋板之间的装配难度，提高了梁的工艺性。 | ||||||
| 33 | 一种飞机前缘缝翼防除冰热空气通道 | CN200920158106.9 | 2009-06-04 | CN201472669U | 2010-05-19 | 章祖华; 刘清 |
| 本实用新型属于飞机防冰设计，涉及一种飞机前缘缝翼防除冰热空气通道的改进。热空气通道由上蒙皮的外蒙皮和内蒙皮组成，外蒙皮上开有通槽，内蒙皮通过紧固件与外蒙皮连接，内蒙皮的前端有一个小的翘起，下蒙皮上均匀开有排气孔。本实用新型的优点是：本实用新型引用飞机发动机排出的高温气流，通过飞机机翼前缘的内外蒙皮形成的空腔控制热气流动的方向、长度、速度和流量，从而达到前缘缝翼的防冰效果；同时为了提高外蒙皮的疲劳性能，采用两次化铣形成气流空腔。本实用新型可以应用于复杂的翼型，翼型不易变形；和电加温相比该装置成本低，失效概率低。 | ||||||
| 34 | 一种飞机前缘缝翼电缆伸缩管 | CN200920158000.9 | 2009-06-04 | CN201411041Y | 2010-02-24 | 冯变变; 聂同攀 |
| 本实用新型属于飞机结构设计领域，涉及一种在运动过程中具有特定行程和偏角的对电缆进行保护的一种飞机前缘缝翼电缆伸缩管。伸缩管由套筒、套筒底座、外伸缩管、束线卡圈、法兰、外伸缩管支架、支架I、支架II、内伸缩管支架、内伸缩管卡盘、内伸缩管组成，套筒通过法兰固定在机翼前梁上；外伸缩管一端通过支架I固定，支架I连接于外伸缩管支架上，外伸缩管支架连接于机翼前梁上；外伸缩管另一端通过支架II约束，支架II固定在机翼固定前缘的隔板上；内伸缩管一端通过内伸缩管支架固定在缝翼上，另一端通过卡盘约束在外伸缩管里；电缆通过外伸缩管支架和机翼前梁进入外伸缩管，并由束线卡圈约束进入内伸缩管。本实用新型可以满足特定的运动轨迹。 | ||||||
| 35 | 一种飞机前缘缝翼密封结构 | CN200920158101.6 | 2009-06-04 | CN201395244Y | 2010-02-03 | 冯变变; 李巧 |
| 本实用新型属于结构设计领域，涉及一种飞机前缘缝翼密封结构。密封结构由一对密封肋，密封型材组成，两个密封肋分别固定在两段前缘缝翼端部，密封型材为哑铃状，密封型材的两头分别插入两个密封肋中并用螺栓固定，两个密封肋分别用紧固件固定在缝翼I段和缝翼II段上。本实用新型的优点是：本实用新型采用密封型材和密封肋相配合的方式，可对相邻两段缝翼的同步性进行密封补偿，即使产生偏差，仍能保证飞机缝翼外形光顺连续，仅在两端各连接1个紧固件，便于密封型材安装和拆卸，大大缩短维修时间。 | ||||||
| 36 | 飞机前缘缝翼噪声控制方法 | PCT/CN2013/088751 | 2013-12-06 | WO2015043074A1 | 2015-04-02 | 谢里; 孙一峰; 党铁红; 陈迎春 |
本发明提供一种用于飞机前缘缝翼的被动降噪方法，该方法包括如下步骤：在前缘缝翼的缝翼凹槽内表面上安装第一压电传感器以利用压电效应吸收气流漩涡撞击的机械能并转化为电能；提供压电分流电路模块使其与所述第一压电传感器电连接从而将所述电能以热的形式耗散。本发明还提供一种用于飞机前缘缝翼的主动降噪方法和一种主被动一体降噪方法。本发明可在不对常规增升装置设计产生较大改变的前提下实现缝翼气动噪声的有效控制，不会对增升装置的气动性能和飞机安全性产生影响。 |
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| 37 | 一种飞机防冰除冰前缘缝翼的冰风洞试验装置 | CN201922374200.4 | 2019-12-25 | CN211919037U | 2020-11-13 | 朱江; 冯成慧; 李刚 |
| 本实用新型实施例公开了一种飞机防冰除冰前缘缝翼的冰风洞试验装置，前缘缝翼部件包括：蒙皮，缝翼梁，缝翼肋，以及穿过缝翼肋的笛形管，缝翼肋的后部设置有用于连接机翼主体部件的连接耳片；机翼主体部件的前缘肋上设置有与连接耳片一一对应的连接孔，中部连接孔通过其内部设置的固定衬套与中间缝翼肋的连接耳片固定连接，侧部连接孔中设置有滑动衬套，侧部连接孔与侧部缝翼肋的连接耳片连接、且具有沿滑动衬套轴向的滑动空间；两个对接侧板分别设置于前缘缝翼部件的机翼主体部件两侧，与机翼主体部件固定连接，且两个对接侧板分别固定于风洞试验转台上。本实用新型实施例可以有效避免过高应力的出现，保证了试验件的安全可靠，满足试验需求。 | ||||||
| 38 | 一种用于飞机前缘缝翼滑轨安装的工装 | CN201820956937.X | 2018-06-21 | CN208559783U | 2019-03-01 | 易鹭; 张俊; 冯炎清; 刘世杰; 龚浩强; 周苗苗; 朱琪; 罗建中; 谢路 |
| 实用新型涉及一种用于飞机前缘缝翼滑轨安装的工装，属于机翼部件安装检测技术领域，特别涉及前缘缝翼滑轨安装的技术领域，所述的工装为板件，所述板件包括左右两个薄厚不同的区域，左区域厚，右区域薄，右区域的厚度至少为11mm，左区域的厚度与右区域的厚度差为9.25～9.35mm；左区域与右区域的分界线与垂直方向角度呈30°～60°；左区域开有4个通孔，四个通孔分为上下两行排列；上行一个通孔为第一孔，下行排列3个通孔，从左至右为第二孔至第四孔；第一孔、第二孔和第三孔分别对应飞机前缘缝翼滑轨的轴承孔，第一孔对应前缘缝翼滑轨连接条的连接孔。本实用新型实用方便，结构简单，易于操作。 | ||||||
| 39 | 用于非设计飞行条件下的改善的进气道性能的超音速卡尔特进气道系统前缘缝翼 | CN201610101056.5 | 2016-02-24 | CN106043716A | 2016-10-26 | T·黄 |
| 本发明涉及用于非设计飞行条件下的改善的进气道性能的超音速卡尔特进气道系统前缘缝翼。一种用于在设计马赫数和非设计马赫数二者处的有效操作的引擎进气道，其中进气道具有卡尔特配置，其中进气道上的有效前缘从与额定的马赫数激波对齐的缩回位置旋转延伸到与非设计马赫数激波对齐的延伸位置。 | ||||||
| 40 | 一种基于齿轮齿条驱动的前缘缝翼支撑机构 | CN201822151609.5 | 2018-12-21 | CN209366447U | 2019-09-10 | 田云; 彭超 |
| 本实用新型提供的一种基于齿轮齿条驱动的前缘缝翼支撑机构，整套机构由固定前缘支撑，滑轨设置在固定前缘的内部，滑轨由上滑轮、第一下滑轮、第二下滑轮和第三下滑轮支撑，上滑轮设置于滑轨前端靠近固定前缘的位置，第一下滑轮和第二下滑轮分别设置于驱动齿轮的左右两端，驱动齿轮设置于滑轨的下侧，驱动齿轮、第一下滑轮和第二下滑轮共用齿轮轴，齿轮轴的两端各有一个扇形的限位挡块。限位挡块可通过与之连接的小滚轮来阻止滑轨的法向运动，同时也可以使滑轨与齿轮保持在同一个缝翼平面内而不发生侧向偏移。限位挡块、小滚轮以及齿轮两端的滑轮组成了一个相对稳固的支撑装置，前缘缝翼在放下时可沿轨迹更平稳地运动。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利 | ||||||
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