| 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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| 101 | 具有通过局部几何变形部调节机翼压力的中央整流罩的航空器 | CN200680041594.4 | 2006-11-06 | CN101304918A | 2008-11-12 | T·福尔; P·日默内; A·纳梅尔 |
| 本发明涉及航空器(10)，其包括：机身(12)；两翼(14、16)，发动机舱固定在所述翼上，并且每个翼通过一中央整流罩在机身各侧侧向连接至机身，所述中央整流罩(18、20)对应于各翼具有两个相对的表面，所述两个表面分别连接至相关翼的上表面和下表面并且沿机身纵向地延伸；其特征在于，所述两个表面中的至少一个表面具有至少一局部几何变形部(50；52；54、56、58)，所述至少一局部几何变形部能够产生从中央整流罩朝翼的侧向气动干扰，以便控制空气在翼上的流动。 | ||||||
| 102 | 风轮机的转子叶片 | CN03821904.2 | 2003-09-16 | CN100390407C | 2008-05-28 | 艾劳埃斯·乌本 |
| 本发明设计一种转子叶片，特别是一种风力设备的转子叶片。本发明的目的在于提供一种方法，通过此方法，风力设备转子叶片的CR值(阻力系数)以及声功率的强度可以得到进一步的改善。公开了一种风力设备的转子叶片，其具有压力面以及吸力面，其中，在吸力面上提供了一个大致稳定、区域覆盖的静电场。 | ||||||
| 103 | 飞机新升力装置及可变装置 | CN03110073.2 | 2003-04-18 | CN1537780A | 2004-10-20 | 陈才 |
| 一种用于航天航空飞机新升力装置及可变装置。是机身上部钢带在可变装置的液压推杆作用下形成弯曲气流通道，造成上急下缓压差。产生升力。结构简单，便于制造和改造。是航天或飞机及飞行器理想升力。战斗机提高性能，载重量大，目标小、在航空母舰上可减少阻拦绳和弹射装置。 | ||||||
| 104 | 流体静力发生方法和发生器 | CN02124195.3 | 2002-08-05 | CN1473738A | 2004-02-11 | 张千山 |
| 本发明是一种流体静力发生方法和发生器，其特征是用旋转方法使流体借着离心力离开或者进入容器，产生与外界的压差。而外界力图平衡压差的流体又要在同样的通道，与产生压差的流体相遇，使它们在不同力的作用下维持一种少流动、少能量消耗的对抗，并借助支撑芯板3上的扇形通气孔和其他一些措施，使浮筒1内气压最低的部分(转轴2附近)与其底部之间建立连通关系，使与排气口5对应的，浮筒1底部受力失去平衡，对外产生作用力。本发明产生流体静力的特点是具有近距离可加性，效率高，对升力发生器周围的流动和压力干扰小。本发明的结构特征是，由浮筒1、转轴2、支撑芯板3、叶片4、排气口5组成，浮筒1内各处都处于连通状态。 | ||||||
| 105 | 在翼尖部安装叶轮的飞机机翼 | CN94107374.2 | 1994-07-12 | CN1114944A | 1996-01-17 | 傅前哨; 于维成; 刘树铁; 武文康; 常砢; 武维新; 邱近东 |
| 本发明是一种在翼尖部安装叶轮的飞机机翼，其叶轮由叶片和叶轮轴组成，通过轴承安装在机翼的尖部。使翼尖涡流的一部分能量转变成叶轮的动能，减弱涡流的强度，降低阻力，提高升力，改善飞机性能，提高能源的利用率和飞机飞行的经济性。 | ||||||
| 106 | 多模态宽适应性主动流动控制激励器及其控制方法 | CN202011532897.4 | 2020-12-23 | CN114655425B | 2025-05-09 | 向先宏; 杨晓华; 马洪忠; 刘付龙; 凌蕾; 杨周; 杨鹏; 王海波 |
| 107 | 基于阵列式电晕放电的湍流摩擦减阻装置与方法 | CN202411502823.4 | 2024-10-25 | CN119329747A | 2025-01-21 | 苏志; 刘洪睿; 宗豪华; 梁华; 魏彪; 吴云; 杨鹤森; 方子淇 |
| 基于阵列式电晕微吹气的湍流摩擦减阻装置包括电晕放电腔体板(1)、放电电极(2)。电晕放电腔体板(1)正面开有多个圆柱形斜微孔，作为电晕放电的阳极，这些圆柱形斜微孔在电晕放电腔体板(1)正面呈现阵列分布，圆柱形斜微孔的倾斜方向交错改变。高压直流电源(4)产生直流高压，施加到放电电极(2)上，在放电电极(2)与电晕放电腔体板(1)间产生等离子体(6)，每个放电组的两个斜射流耦合形成螺旋上升的射流，在流场中产生法向吹气效果，实现湍流摩擦减阻。还提供一种基于阵列式电晕放电的湍流摩擦减阻装置与方法。本发明将传感器布置在流场采集流场数据，实时感知流场状态，控制电晕放电模式，在迅速变化的流场状态下保持最佳的减阻效果，进一步提高减阻适应性。 | ||||||
| 108 | 一种多路等离子体调控激波边界层干扰的方法 | CN202411362472.1 | 2024-09-27 | CN119284151A | 2025-01-10 | 梁华; 杨鹤森; 孔鑫宇; 魏彪; 苏志; 宗豪华; 李金平; 熊有德; 吴云; 张东盛 |
| 提供一种压缩拐角激波/边界层干扰模型，设计状态马赫数在马赫1到5之间；在分离区上游安装人工转捩带；在绝缘材料内部插入U形电极盖板；在绝缘材料上表面开相同大小的凹槽阵列以安装U形电极盖板；在绝缘材料表面沿流向布置两排凹槽；每排凹槽包括沿流向均匀分布的多个凹槽，相邻凹槽之间保持相同间距；在每排凹槽两端向外延伸处的设置圆柱阶梯孔。还提供一种多路等离子体调控激波边界层干扰的方法。本发明在分离区前布置多路等离子体阵列，利用高能等离子体的强烈冲击效应和热效应，对波系结构产生接续冲击扰动作用，形成热气团对近壁面激波进行调控，从而降低逆压梯度对边界层的影响，改善激波低频不稳定性，减缓激波/边界层干扰诱导的流动分离。 | ||||||
| 109 | 飞行器机翼及操作飞行器机翼的方法 | CN202410762711.6 | 2024-06-13 | CN119142507A | 2024-12-17 | 托马斯·威尔逊; 克里斯托夫·温克尔曼 |
| 本发明涉及飞行器机翼及操作飞行器机翼的方法。该飞行器机翼包括：固定机翼，该固定机翼具有梢部；翼梢装置，该翼梢装置以可旋转的方式安装在位于固定机翼的梢部处的铰接件上，使得翼梢装置能够绕铰接件旋转；以及致动系统，该致动系统用于使翼梢装置绕铰接件旋转，其中，致动系统包括马达、至少一个齿轮传动式旋转致动器、减速齿轮箱、用于将马达的旋转与齿轮传动式旋转致动器的旋转选择性地断开联接的离合器，齿轮传动式旋转致动器能够由马达驱动并且布置成将旋转运动转换成不同的旋转运动且布置成使翼梢装置相对于固定机翼的梢部旋转，其中，减速齿轮箱沿着马达与齿轮传动式旋转致动器之间的传动系设置在离合器与齿轮传动式旋转致动器之间。 | ||||||
| 110 | 气流剥离检测方法和系统、气流剥离位置检测方法和系统 | CN202010855099.9 | 2020-08-24 | CN112572774B | 2024-12-06 | 加藤宏基 |
| 本发明涉及气流剥离检测方法和系统、气流剥离位置检测方法和系统。提供在物体上不重新安装传感器或不使用原有的传感器就能够检测气流是否从物体表面剥离等的气流剥离检测方法及气流剥离位置检测方法等。在气流剥离检测方法中，在向配置于物体的表面部分的等离子促动器施加了规定电压值的交流电压的状态下测量的等离子促动器的消耗电力(p)或电流值(i)相对于时间的变化率的绝对值成为规定值以上的情况下，检测到在物体表面上流动的气流(A)从物体表面剥离。另外，在气流剥离位置检测方法中，使用上述气流剥离检测方法，在检测到在物体表面上流动的气流从物体表面剥离时成为检测对象的等离子促动器的位置检测到气流从物体表面剥离。 | ||||||
| 111 | 基于逆向喷流与主动冷却的高超声速组合减阻降热结构 | CN202210924988.5 | 2022-08-03 | CN115258130B | 2024-11-29 | 王战; 李佳伟; 张安坤; 沈煊; 李宪开; 周勇健; 何墨凡; 盛发家 |
| 基于逆向喷流与主动冷却的高超声速组合减阻降热结构，属于减阻降热技术领域。在飞机钝化前缘位置排布喷口，实施逆向喷流。喷口以矩阵形式相对于飞机钝化前缘中心线上下对称排布。飞机钝化前缘内设有对流冷却回路、气体喷流回路和内部支撑空间；对流冷却回路分别开设于钝化前缘的上、下表面，对流冷却回路靠近喷口一端的流道横截面呈现阶梯状，对流冷却回路中通过泵循环冷却介质；气体喷流回路一端连接喷口，另一端连接内部喷流装置，内部喷流装置喷出的气体经过气体喷流回路从喷口喷出，气体喷流回路分别位于中心线上下两侧，且从内部喷流装置到喷口逐渐向中心线倾斜。本发明实现降低各类飞行器钝化前缘区域因激波‑激波干扰而导致的强加热热流。 | ||||||
| 112 | 一种基于无反馈振荡射流的无舵面翼型升力装置 | CN202211185451.8 | 2022-09-27 | CN115465445B | 2024-11-19 | 温新; 李子焱; 刘应征 |
| 本发明涉及一种基于无反馈振荡射流的无舵面翼型升力装置，包括环量控制翼型以及设置在环量控制翼型主体内部的无反馈管道的流体振荡器和外部的康达表面，所述环量控制翼型主体内部还设有射流通道、隔板和集气室；所述集气室包括进气端和出气端，所述集气室的孔径由进气端到出气端逐渐递增，所述射流通道的一端连通有外部气源，另一端连通集气室的进气端，所述集气室的出气端连通流体振荡器的整流端，所述隔板固定在射流通道和集气室的腔体内。与现有技术相比，本发明具有翼展方向射流均匀稳定且增升效果更好等优点。 | ||||||
| 113 | 一种适用于低空高速飞行的气动减阻布局方法 | CN202211049866.2 | 2022-08-30 | CN115489713B | 2024-08-30 | 李国良; 曹雪洁; 董磊; 吴凡; 赵琪琦; 刘晓文; 王利; 杨云军 |
| 本发明提供了一种适用于低空高速飞行的气动减阻布局方法，采用在飞行器机身后部设计凹槽及开孔，直接将来流空气引入底部空气驻室，通过底部安装的多孔板流入到飞行器底部。增加底部的压力值，降低飞行器总的阻力，满足低空飞行各空域段阻力最优的状态。头部安装支杆，支杆设计成大长细比圆柱形状，减少波阻及用于热防护。本发明满足飞行包络线内最优气动特性，从而保证在低空高速域飞行状态下具有高升阻比、低能耗的特征。 | ||||||
| 114 | 一种用于气动减阻的等离子体吸气装置 | CN202210732890.X | 2022-06-27 | CN115230944B | 2024-08-02 | 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。 | ||||||
| 115 | 压电环形弯曲体伺服阀组件 | CN202080020083.4 | 2020-04-02 | CN113646567B | 2024-07-26 | 袁忠民 |
| 压电环形弯曲体伺服阀组件通过移除现有技术伺服阀中使用的机械部件来减少机械磨损。该组件不使用转矩电机、挡板和反馈弹簧。以这种方式，不需要移动件，这减少了维护和成本。成对的压电环形弯曲体与成对的喷嘴相邻地安装。压电环形弯曲体通过在允许流动的打开位置和限制流动的关闭位置之间移动，从而独立地调节通过喷嘴的流体流。线性位置感测设备测量阀芯位置并将关于该阀芯位置的反馈提供给阀控制器。阀控制器允许滑阀移动直到阀位置达到命令位置并且滑阀上的力与跨滑阀的压力差平衡。H桥可操作以切换施加到负载上的压力差的极性。 | ||||||
| 116 | 流动控制管道风扇 | CN202311669520.7 | 2023-12-06 | CN118372972A | 2024-07-23 | A·纳德尔; N·巴尔塔季耶夫; A·普雷特; B·惠普尔 |
| 本申请公开了流动控制管道风扇。一种用于与飞行器一起使用的示例流动控制设备，包括：管道，其限定具有初级流动路径的内腔；风扇，其设置在内腔中；在管道的外表面上且在风扇上游的孔口，该孔口流体地耦接到内腔以限定次级流动路径；以及门，其用以控制孔口被打开的程度。 | ||||||
| 117 | 气流流动方向可变的电弧放电激励器装置及工作方法 | CN202210246317.8 | 2022-03-14 | CN114954920B | 2024-06-28 | 史志伟; 孙志坤; 孙琪杰; 孙全兵; 殷镇权 |
| 本发明公开一种气流流动方向可变的电弧放电激励器装置及工作方法，包括脉冲电源装置、电极和激励器主体，电极设置在激励器主体上并与脉冲电源装置电连接，激励器主体包括支撑壳体、永磁体组件、传动组件和角度调节件，永磁体组件放置在支撑壳体内，永磁体组件两侧设置有延伸至支撑壳体外的伸出轴，传动组件安装在支撑壳体内，角度调节件与传动组件一端触接，传动组件另一端与永磁体组件的伸出轴触接，工作时，所述角度调节件转动驱动传动组件转动，所述传动组件转动驱动永磁体组件组件转动进而实现气流流动方向的改变。本发明在不额外消耗能源的情况下，通过不同特性非金属材料零件之间的机械传动以及永磁体实现射流方向的偏转。 | ||||||
| 118 | 飞行器、检测冰的存在的方法和改善空气动力学的方法 | CN202010406609.4 | 2020-05-14 | CN111942594B | 2024-06-25 | 劳尔·卡洛斯·拉马斯·森丁 |
| 本发明涉及一种飞行器(5)、检测冰的存在的方法和改善空气动力学的方法，所述飞行器包括空气动力学表面(6)、空气动力学改进装置，所述空气动力学改进装置具有：嵌入在所述空气动力学表面(6)下方并与所述空气动力学表面电绝缘的第一电极(27)；与所述第一电极(27)电绝缘的第二电极(28)；电压发生器(30)，所述电压发生器被适配成在所述第一电极与所述第二电极之间施加电压，所述飞行器进一步包括在所述第二电极(28)与所述空气动力学表面(6)之间的电绝缘材料层(26)。本发明还涉及用于检测空气动力学表面(6)上的冰和对所述空气动力学表面进行除冰方法，以及用于延迟边界层转变和从所述空气动力学表面分离的方法。 | ||||||
| 119 | 翼型、降噪装置、涡轮机、飞行器、水运工具与冷却风扇 | CN201980089578.X | 2019-11-19 | CN113573978B | 2024-03-26 | 吕本帅 |
| 本公开涉及翼型、降噪装置、涡轮机、飞行器、水运工具与冷却风扇。一种翼型，比如气动翼，该翼型具有前缘和尾缘，该翼型的前缘和尾缘中的一者或两者的至少一部分具有齿形轮廓，齿形轮廓包括多个邻接的齿，每个齿具有表示齿的局部最大弦长方向延伸范围的顶端点，并且在顶端点的每一侧的展长方向上具有根端点，根端点表示齿的局部最小弦长方向延伸范围，并且在根端点处，齿与相应的相邻的齿邻接，其中，齿边轮廓在顶端点与根端点之间以Ogee型曲线变化，使得齿在顶端点的邻域中和根端点的邻域中比在顶端点与根端点之间的位置处更尖锐。 | ||||||
| 120 | 一种飞机舵面射流激励器 | CN202310889976.8 | 2023-07-19 | CN117262208A | 2023-12-22 | 王万波; 赵鑫海; 覃晨; 姜裕标; 黄勇; 潘家鑫; 唐坤 |
| 本发明公开了一种飞机舵面射流激励器，涉及射流激励器技术领域,包括介质入口、射流腔、射流缝以及过渡流道，射流腔沿舵面长度方向布置在舵面内部，射流缝沿舵面长度方向布置在舵面的上表面，过渡流道位于舵面内部，过渡流道一端与射流腔连通，另一端与射流缝连通，介质入口与射流腔的一端连通。本发设计的射流腔采用单端供气，可用于内部空间较小的舵面，采用射流缝(狭缝)吹气，在单端供气的前提下能够保证长度方向射流速度的均匀性，过渡流道用于连接射流腔和射流缝，目的是减小介质的能量损失；射流腔为用于连接介质入口和射流缝的装置，为射流缝提供稳定均匀的气源。 | ||||||
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