| 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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| 1 | 基于尾翼布局减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构及方法 | CN202411972414.0 | 2024-12-30 | CN119760887A | 2025-04-04 | 张佳悦; 孙瑞斌; 刘耀峰; 柳煜玮 |
| 本发明提供了基于尾翼布局减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构及方法，包括飞行器模型，所述飞行器模型包括直段和尾裙，所述飞行器模型从直段至尾裙的位置设置有尾翼。本发明通过在飞行器模型布置尾翼，改变附近流场结构，能够减小轨控干扰影响，提高拦截导弹稳定性。通过优化设计确定尾翼的布置位置在飞行器模型迎风面的压力恢复区，使得尾翼产生有利控制。与姿控发动机控制方法相比，尾翼结构简单，更容易实现控制。 | ||||||
| 2 | 抑制直升机高速脉冲噪声的方法、装置及直升机 | CN202111553455.2 | 2021-12-17 | CN114044135B | 2025-01-07 | 陈荣钱; 柳家齐; 殷智飞; 尤延铖 |
| 本发明公开了一种抑制直升机高速脉冲噪声的方法、装置及直升机，涉及直升机噪声控制技术领域，将至少一个合成射流激励器内嵌在桨尖的上表面，合成射流激励器能够产生向上的射流，射流能够与桨叶主流作用形成气动外形，产生高速脉冲噪声时桨尖上的激波为噪声激波，调整合成射流激励器的开启状态和控制参数改变气动外形的形状以削弱噪声激波的强度。该抑制直升机高速脉冲噪声的方法、装置及直升机，能够有效的抑制直升机在各个飞行状态下旋翼的高速脉冲噪声，适用性好。 | ||||||
| 3 | 飞行器机翼、包括该机翼的飞行器及使机翼梢部中的气动弹性颤振减小的方法 | CN202410763026.5 | 2024-06-13 | CN119142508A | 2024-12-17 | 托马斯·威尔逊; 特奥·迈耶; 迈克尔·赖特森 |
| 本公开提供了一种飞行器机翼、包括该机翼的飞行器及使机翼梢部中的气动弹性颤振减小的方法，飞行器机翼包括固定机翼(402)，该固定机翼具有以可旋转的方式安装在固定机翼的梢部处的鸥形机翼梢部(404)，鸥形机翼梢部(404)在由固定机翼(402)的端部限定的机翼平面下方延伸，使得鸥形机翼梢部(404)的重心位于机翼平面下方。已经发现使鸥形机翼梢部(404)的重心降低来减少颤振的发生。鸥形机翼梢部(404)可以围绕其与固定机翼(402)相交的铰接轴线(406)呈鸥形，或者可以以其他方式翻折或弯曲，以使鸥形机翼梢部(404)的重心降低。 | ||||||
| 4 | 用于飞行器的进气系统和飞行器 | CN201910540709.3 | 2019-06-21 | CN110626512B | 2024-06-25 | 卡洛斯·卡萨多-蒙特罗; 皮奥·费尔南德斯-洛佩斯 |
| 本发明提供了一种用于飞行器的进气系统和飞行器，所述进气系统包括：空气导管，所述空气导管适于向飞行器内部、优选地向辅助动力单元提供气流；入口，所述入口安排在所述空气导管一个端部处；围绕所述入口的蒙皮；安排在所述蒙皮上的多个狭缝；驱动装置、连接至所述驱动装置的翻板门、以及连接至所述驱动装置的多个翅片；其中，所述驱动装置被配置成用于使所述翻板门在至少两个位置之间移动，所述位置是所述翻板门关闭所述入口的关闭位置以及所述翻板门被驱动离开所述关闭位置的打开位置，并且其中，所述驱动装置还被配置成用于使所述多个翅片以使得所述多个翅片穿过所述狭缝伸出的方式移动。 | ||||||
| 5 | 一种基于流体振荡器的机翼力矩控制方法 | CN202210349007.9 | 2022-04-01 | CN114906317B | 2024-06-14 | 张玉琪; 徐惊雷; 黄帅 |
| 本发明公开了一种基于流体振荡器的数字式机翼力矩控制方法，该方法通过将多个尺寸不同的流体振荡器，悬挂在机翼的不同翼展位置处，采用数字式控制的非连续力矩调节方式，分别控制形成阶跃信号，实现无机翼舵面下飞行器的滚转、偏航等姿态控制。该方法产生的力矩随时间的变化是阶跃形式的，分别控制多个流体振荡器，通过快速调节每个流体振荡器的工作状态，实现无机翼舵面飞行器的滚转、偏航的姿态控制。该方法通过持续令流体振荡器作动产生所需力矩，实现飞行器的姿态调节，取代机翼上辅助舵面，并简化了机械结构，降低飞行器的雷达散射面积。 | ||||||
| 6 | 一种超高速飞行器稀薄流动减阻方法及系统 | CN202310257648.6 | 2023-03-09 | CN116395131B | 2024-06-04 | 曹进文; 黄河激; 孟显; 韩宁; 张颖; 陈瀚宇 |
| 本发明公开了一种超高速飞行器稀薄流动减阻方法及系统，方法包括：在来流气体碰撞超高速飞行器的来流壁面之前对来流气体进行激光泵浦，以使得来流气体的中性原子能态落在唯一一个不能跃迁的能态上；在超高速飞行器的来流壁面外周侧形成非均匀磁场，以使得来流气体的中性原子因自身内禀磁矩而受到所述非均匀磁场的排斥作用，以降低来流气体相对来流壁面的法向速度，达到对超高速飞行器的减阻作用。本发明根据稀薄气体的特点，提出采用激光泵浦来流气体、并采用非均匀强磁场形成磁梯度力的办法，降低来流气体相对来流壁面的法向速度，减小阻力，解决了高超速飞行器在稀薄气体空域中的摩擦阻力随飞行速度提高同步增大的问题。 | ||||||
| 7 | 飞行器及飞行器机臂 | CN202311204664.5 | 2023-09-19 | CN118025467A | 2024-05-14 | 田瑜; 崔永强 |
| 本申请涉及飞行器技术领域，公开了一种飞行器及飞行器机臂。本申请飞行器机臂包括旋翼电机和螺旋桨，旋翼电机连接螺旋桨；机臂本体，旋翼电机部分设置于机臂本体内，部分伸出机臂本体外并连接螺旋桨，其中至少部分机臂本体截面形状为倒置水滴形。本申请机臂截面呈现倒置水滴形的流线型构造可减少螺旋桨下洗流受飞行器机身干扰后形成涡流，从而减少升力电机的损耗，增加升力电机的效率。 | ||||||
| 8 | 具有稳定翼的旋翼飞行器 | CN202010325065.9 | 2020-04-23 | CN111846199B | 2024-04-12 | 马丁·恩巴赫; 托比亚斯·里斯; 克里斯蒂安·埃克特; 托马斯·克奈施 |
| 本发明涉及一种旋翼飞行器，特别是涉及一种其包括具有中心线(230)的机身、在运行期间产生涡流的至少一个主旋翼以及稳定翼(200)的旋翼飞行器，其中稳定翼(200)具有使至少一个主旋翼的尾流产生的非定常气动载荷减小的平面形状。特别地，稳定翼(200)可具有：左翼尖(260)；右翼尖(260)；具有非零曲率的四分之一翼弦线(240)，使得至少一个主旋翼产生的涡流与该四分之一翼弦线(240)之间的相互作用随时间发展而扩散；弧形的前缘210；以及弧形的后缘220。 | ||||||
| 9 | 一种等离子体激励控制激波边界层干扰的减阻装置 | CN202410142963.9 | 2024-02-01 | CN117682060A | 2024-03-12 | 李辰; 孙东; 李博; 张标; 郭启龙; 袁先旭; 陈坚强 |
| 本发明公开了一种等离子体激励控制激波边界层干扰的减阻装置，包括：第一平板、第二平板与放电电极；第一平板与第二平板固定连接，第一平板在远离其与第二平板连接处的一端，设置有转捩带；且第一平板所在的平面与第二平板所在的平面存在夹角α；第一平板上设置有多个圆柱孔，圆柱孔用于放置放电电极；其中，圆柱孔每两个形成一组，分别用于放置正负放电电极，每组圆柱孔呈交错阵列设置；圆柱孔设置有2*N*（2M+1）个，并在第一平板上按照从转捩带往第二平板的方向依次排布。本发明通过提供一种交错式布局的阵列式等离子体激励器，在消耗同样能量的情况下，可以实现更好的流动控制效果，可以显著降低摩擦阻力，压阻也能进一步降低。 | ||||||
| 10 | 跨域变构飞行器长时减阻方法 | CN202311439549.6 | 2023-10-31 | CN117341963A | 2024-01-05 | 周岩; 刘强; 罗振兵; 谢玮; 高天翔; 彭文强; 邓雄; 景向嵘; 丁振伟 |
| 本发明公开了一种跨域变构飞行器长时减阻方法，在跨域变构飞行器上，通过高动量壁面逆向能量自持合成射流降低飞行器的压差阻力，和/或通过低动量壁面切向能量自持合成射流降低飞行器的摩擦阻力。本发明应用于流体力学主动流动控制领域，基于高动量壁面逆向能量自持合成射流和/或低动量壁面切向能量自持合成射流对流场施加控制，进而降低飞行器的压差阻力和/或摩擦阻力，不仅能耗低，而且无需附加气源/电源，在飞行状态下具有长时间工作的优势，并对跨域非稳态流场具有很强的自适应特性，产生的可控可调的切向/逆向射流可分别对飞行器的摩擦阻力、压差阻力进行多样化控制。 | ||||||
| 11 | 一种合成射流控制多段翼增升装置 | CN202311160556.2 | 2023-09-11 | CN116968916A | 2023-10-31 | 冯立好; 李哲; 侯雁翔; 王晋军 |
| 本发明公开了一种合成射流控制多段翼增升装置，涉及流动控制技术领域，包括多段翼机翼和合成射流机构，多段翼机翼中部设有安装槽，且安装槽靠近多段翼机翼的后缘设置，合成射流机构安装于安装槽内，合成射流机构的射流方向沿多段翼机翼的侧壁切向，合成射流机构采用交变电源驱动。该合成射流控制多段翼增升装置能够提高机翼在全攻角范围内的气动性能。 | ||||||
| 12 | 缝翼噪声抑制方法、装置、介质及设备 | CN202310525554.2 | 2023-05-10 | CN116729620A | 2023-09-12 | 罗望; 向南; 李宇翔; 肖文耀; 张汉; 张世全; 巫大秀; 徐焱 |
| 本申请的实施例公开了一种缝翼噪声抑制方法、装置、介质及设备，涉及飞机噪声处理技术领域，包括：根据目标机翼在典型起降状态下，不同缝翼位置参数时的气动性能数据与气动噪声数据，获得第一位置参数；在第一位置参数下，调整缝翼的后缘与主翼面重合，获得第一状态；在第一状态下，调整缝翼位置参数，以完成对目标机翼的缝翼噪声的抑制。本申请通过不同缝翼未知参数时的气动性能数据与气动噪声数据相结合，将其中气动噪声数据低且气动性能数据中升力系数未降低的参数作为调整的依据，抑制缝翼尖端脱体涡的产生，抑制噪声，进而调整以使缝翼后面与主翼面之间的过渡平滑，弥补前面形变带来的气动性能下降，有效兼顾了噪声抑制与气动性能。 | ||||||
| 13 | 一种高马赫空腔噪声控制方法 | CN202310774315.0 | 2023-06-28 | CN116588319A | 2023-08-15 | 张志雨; 姬隽泽; 蔡红明; 张卓然 |
| 本发明公开了一种高马赫空腔噪声控制方法，沿着空气来流方向在前缘的上游设置扰流板，且扰流板的前角小于扰流板的后角。本发明针对高马赫(3Ma)空腔流动，实现对气动噪声的抑制，实现较大的降噪效果(最严酷位置约12dB)。 | ||||||
| 14 | 一种基于合成双射流的机翼增升及舵效增强方法 | CN202310134259.4 | 2023-02-20 | CN116552778A | 2023-08-08 | 赵志杰; 罗振兵; 邓雄; 张鉴源 |
| 本申请涉及飞行器主动流动控制技术领域的一种基于合成双射流的机翼增升及舵效增强方法。所述方法包括：采用电源控制系统将飞行器机载高压直流电信号转换为高压高频交流电信号，将合成双射流激励器布置在靠近机翼后缘处，该激励器在高压高频交流电信号的驱动下，产生合成双射流；合成双射流与来流相互作用对机翼进行控制，达到机翼增升及舵效增强的目的。该方法中核心部件为合成双射流激励器，该激励器控制能力强，全电控制，能耗低，能量利用率高，响应速度快，结构紧凑，质量轻，不需任何气源管路，极易实现一体化设计，且不存在压载失效的问题，解决了现有技术能耗高、体积大、重量沉、影响发动机性能、难于实现一体化设计的工程瓶颈问题。 | ||||||
| 15 | 一种空腔噪声控制的分流装置及噪声控制方法 | CN202011612744.0 | 2020-12-29 | CN112623197B | 2023-08-04 | 高飞; 胡陈映; 顾金桃; 王美燕; 肖乾 |
| 本发明提供一种空腔噪声控制的分流装置及噪声控制方法，用于降低空腔内部噪声。本发明在空腔前部，即前缘后方的适当位置设置分流装置，强迫在空腔前缘的分离气流产生进一步分离流动：一部分气流向上偏折，减小对空腔后壁的冲击作用；另一部分气流向下偏折进入空腔，削弱自后壁反馈的扰动波；同时对空腔内部流场形态产生扰动，避免自激振荡的情况出现。本发明所设计的空腔噪声控制的分流装置结构形式简单，易于加工；所使用的空腔噪声控制方法有效，可以显著降低空腔噪声。 | ||||||
| 16 | 一种虚拟可变凹坑等离子体湍流摩擦减阻装置及制备方法 | CN202310422836.X | 2023-04-19 | CN116443238A | 2023-07-18 | 宗豪华; 方子淇; 吴云; 苏志; 梁华 |
| 一种虚拟可变凹坑等离子体湍流摩擦减阻装置，包括凹坑平板(1)和虚拟凹坑等离子体激励器(2)。凹坑平板(1)上的凹坑为交错排列或矩阵型排列。虚拟凹坑等离子激励器(2)布置于凹坑平板(1)上，为介质阻挡放电等离子体激励器，包括高压电极(21)、介质层(22)和低压电极(23)。还提供一种一种虚拟可变凹坑等离子体湍流摩擦减阻方法，以及一种基于掩膜喷涂的柔性等离子体激励器快速制备方法。本发明将等离子体激励主动流动控制技术与凹坑被动流动控制技术相结合，利用等离子体激励所形成的虚拟凹坑形面，提高凹坑对流场的扰动强度，增强减阻效果。此外，可变凹坑等离子体气动激励装置的强度可根据来流条件调节，本发明方法易于与传感器结合，形成闭环自适应的湍流摩擦减阻装置。 | ||||||
| 17 | 具有一种带有倾斜锯齿的轮廓的结构 | CN201980013743.3 | 2019-02-15 | CN111771048B | 2023-04-18 | 费尔南多·盖亚·阿奎莱拉; 马修·菲亚克; 马修·西蒙·保罗·格鲁伯 |
| 一种飞行器涡轮发动机，包括在上游风扇(14)的下游用于分隔气流的环形壁(160)，用于引导主流的第一固定叶片(24)以及被附接到环形分隔壁(160)上的第二固定导叶(26)，所述壁具有至少一种气流的异形结构，该异形结构具有带有轮廓的前缘，其呈现一带有锯齿的轮廓(28)，所述锯齿显示连续的齿(30)和槽，使得沿该前缘从第一位置(21)到第二位置(23)，所述齿分别朝第二位置或者朝气流的倾斜方向，或者沿第一叶片的弧度线(240)的方向倾斜。或者，槽(32)有角度地插入在两个第一周向连续的叶片之间。 | ||||||
| 18 | 一种基于特斯拉阀的补气式等离子体射流激励器 | CN202211245991.0 | 2022-10-12 | CN115320833B | 2023-03-31 | 陈肇麟; 税彬书; 谢峰; 肖天航; 邓双厚 |
| 本发明公开了一种基于特斯拉阀的补气式等离子体射流激励器，属于飞行器主动流动控制领域，本发明装置包括入口特斯拉阀、引气管、出口特斯拉阀和等离子体射流激励器，所述等离子体射流激励器由阴电极、阳电极和激励器腔体组成，激励器腔体具有一个底部补气入口、一个顶部射流出口和两个位于腔体内部的电极插入孔，两电极对称布置于激励器腔体内部，通过外接高压脉冲电源控制。本发明使射流动能、高能射流持续时间，工作频率和响应速度大幅提升，且具有结构轻薄、长度可调节、无机械连杆运动部件、无流体供应系统和阀门等特点，可灵活布置于机翼、舵面等飞行器结构内部，改变飞行器局部升阻力，从而实现对飞行器的力矩控制。 | ||||||
| 19 | 一种飞机机翼自适应流动分离控制方法、系统及存储介质 | CN202211123296.7 | 2022-09-15 | CN115230945A | 2022-10-25 | 张鑫; 阳鹏宇; 马志明 |
| 为解决传统技术中存在的全工作时段激励参数与分离流流动特征匹配存在困难影响控制效果的技术问题，本发明实施例提供一种飞机机翼自适应流动分离控制方法、系统及存储介质，包括：根据机翼表面沿弦向布置的多个测压点的压力数据判断是否产生由大尺度脱落涡引起的脉动信号，若是，则根据脉动信号计算脱落涡的运动速度；根据所述脱落涡的运动速度估算出当前脱落涡流经机翼的时间；使用估算出的当前脱落涡流经机翼的时间修正激励器非定常激励间隙时间，以使等离子体激励器工作时，剪切层大尺度脱落涡流经机翼的时间和等离子体非定常激励间隙时间相匹配以实现飞机机翼自适应流动分离控制。 | ||||||
| 20 | 一种用于气动减阻的等离子体吸气装置 | CN202210732890.X | 2022-06-27 | CN115230944A | 2022-10-25 | 于洋; 梁思佳; 张浩; 马博文; 于涛; 杨雅琳; 李睿哲 |
| 本发明涉及气动减阻技术领域，具体涉及一种用于气动减阻的等离子体吸气装置，包括绝缘壳体，所述绝缘壳体的内部设有激励器腔体，所述激励器腔体的内部设置有振动膜且所述振动膜将所述激励器腔体分隔为第一腔体和第二腔体，所述第一腔体和第二腔体中均设置有至少一组离子体激励器，且所述振动膜上设有压振单元；正对所述第一腔体设置的至少一个第一进气口和至少一个第一排气口，所述第一进气口设于所述绝缘壳体的顶部，所述第一排气口设于所述绝缘壳体的底部；正对所述第二腔体设置的至少一个第二进气口和至少一个第二排气口。所述用于气动减阻的等离子体吸气装置利于将激励器腔体的气体迅速向外排出，以提高进气效和减阻效果。 | ||||||
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