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公开(公告)号：CN117485547A
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202311736878.7
申请日：2023-12-15
Applicant: 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
Abstract: 本发明公开了一种NASA MS(1)‑0317翼型的固定铰链式襟翼设计结构，包括：在NASA MS(1)‑0317翼型的基础上，襟翼相对弦长设计为29％，襟翼的固定铰链相对下沉量设计为15％；襟翼前缘相对半径设计为6％、襟翼相对厚度设计为22％；襟翼舱在翼型弦线方向的水平长度设计为12％翼型弦长、襟翼舱后缘角设计为5°；最大设计襟翼偏度为25°，设计襟翼缝道宽度为1.4％翼型弦长，设计襟翼缝道重叠量为4.5％翼型弦长。本发明具有襟翼展开机构简单、重量轻、可靠性和维护性好的优点，并且其气动增升能力也满足常规通用飞机的设计需求，是一款综合性能较优的襟翼。
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公开(公告)号：CN106542081A
公开(公告)日：2017-03-29
申请号：CN201510599369.3
申请日：2015-09-18
Applicant: 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
Abstract: 本发明属于飞机设计技术领域，特别是涉及一种襟翼设计。NASA MS(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计，该襟翼弦长占翼型总弦长的29％，即襟翼由翼型弦长的71％位置开始，直至翼型后缘；襟翼剖面头部的相对半径为0.7％，襟翼剖面的相对厚度为7％；该襟翼的襟翼舱从翼型弦线的71％位置开始，一直延长到襟翼弦长的96％位置，因此翼型上表面从翼型弦长96％至100％实际上是与襟翼上表面重合的；用计算流体动力学技术(CFD)数值模拟计算了NASA MS(1)-0313翼型的襟翼展开时在主翼面及襟翼上的气流流动情况，计算结果表明主翼面下表面的气流确实能够加速流过襟翼与主翼面之间的缝隙，并以较高的速度直接喷射到襟翼上表面上。
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公开(公告)号：CN103818545A
公开(公告)日：2014-05-28
申请号：CN201210464270.9
申请日：2012-11-16
Applicant: 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
IPC: B64C3/10
Abstract: 本发明于飞机翼型设计技术领域，特别是涉及一种亚音速翼型。在保证阻力发散马赫数不低于0.65和相对厚度及后缘厚度没有明显减小的前提下，在本项目设计状态下，相比于现有国际公开的中等速度高升力翼型MS(1)-0317，本项目所发明翼型气动性能有如下提升：1，巡航状态下升阻比提高9%；2，爬升状态下升阻比提高16.5%；3，零升力矩系数绝对值减小21%。
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公开(公告)号：CN106800086A
公开(公告)日：2017-06-06
申请号：CN201510845102.8
申请日：2015-11-26
Applicant: 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
IPC: B64C9/16
CPC classification number: B64C9/16
Abstract: 本发明属于飞机设计技术领域，特别是涉及一种单缝富勒式襟翼设计。MS(1)-0317翼型的襟翼在10°、20°和30°襟翼位置时，均能与主翼面形成一个收缩形的缝隙。本发明利用计算流体动力学技术(CFD)数值模拟计算了NASA MS(1)-0317翼型的襟翼展开时在主翼面及襟翼上的气流流动情况，计算结果表明主翼面下表面的气流确实能够加速流过襟翼与主翼面之间的缝隙，并以较高的速度直接喷射到襟翼上表面上。
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公开(公告)号：CN104340377B
公开(公告)日：2016-09-28
申请号：CN201310337568.8
申请日：2013-08-05
Applicant: 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明飞机气动外形设计技术领域，特别是涉及一种轻型飞机的静压孔修形鼓包。本静压孔修形鼓包为：取轻型飞机原静压孔中心连线的中点o，o点向机身外垂直于飞机对称面方向平移6mm生成鼓包顶点p，以o为圆心在机身表面做半径为100mm的圆，取此圆在机身上的投影圆上的任一直径的两个端点a、b，取该投影圆上与该直径相垂直的直径的两个端点c、d，以a、p、b三点做圆弧线apb，以c、p、d三点做圆弧线cpd，将圆弧线cpd以圆弧线apb为脊线扫略生成的几何面与机身相交，即生成本静压孔修形鼓包。本静压孔修形鼓包可减小轻型飞机静压孔处压差150pa，在飞行速度为120节时，指示空速与校正空速之差绝对值的减小量约为4节。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104340377A
公开(公告)日：2015-02-11
申请号：CN201310337568.8
申请日：2013-08-05
Applicant: 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明飞机气动外形设计技术领域，特别是涉及一种轻型飞机的静压孔修形鼓包。本静压孔修形鼓包为：取轻型飞机原静压孔中心连线的中点o，o点向机身外垂直于飞机对称面方向平移6mm生成鼓包顶点p，以o为圆心在机身表面做半径为100mm的圆，取此圆在机身上的投影圆上的任一直径的两个端点a、b，取该投影圆上与该直径相垂直的直径的两个端点c、d，以a、p、b三点做圆弧线apb，以c、p、d三点做圆弧线cpd，将圆弧线cpd以圆弧线apb为脊线扫略生成的几何面与机身相交，即生成本静压孔修形鼓包。本静压孔修形鼓包可减小轻型飞机静压孔处压差150pa，在飞行速度为120节时，指示空速与校正空速之差绝对值的减小量约为4节。
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公开(公告)号：CN110657940B
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN201910868129.7
申请日：2019-09-12
Applicant: 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
Abstract: 本发明属于飞机失速警告器除防冰系统的冰风洞试验模型设计技术，具体涉及一种高升力翼型的结冰风洞试验混合模型及其设计方法。本发明以真实飞机机翼前缘的失速告警器为中心，沿机翼展向截取的一段1:1原机翼段，机翼段剖面为带后加载的高升力翼型，然后对该机翼段进行外形重构，在保证前缘15～25％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致的情况下，将弦长缩短为原模型弦长的45～60％，并优化混合翼型中、后段外形，使得前缘10％弦线范围内压力分布与原机翼相应部位的压力分布基本一致，且整个模型压力分布无突变，相对于现有技术具有较大的实际应用价值。
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公开(公告)号：CN110657940A
公开(公告)日：2020-01-07
申请号：CN201910868129.7
申请日：2019-09-12
Applicant: 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
Abstract: 本发明属于飞机失速警告器除防冰系统的冰风洞试验模型设计技术，具体涉及一种高升力翼型的结冰风洞试验混合模型及其设计方法。本发明以真实飞机机翼前缘的失速告警器为中心，沿机翼展向截取的一段1:1原机翼段，机翼段剖面为带后加载的高升力翼型，然后对该机翼段进行外形重构，在保证前缘15～25％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致的情况下，将弦长缩短为原模型弦长的45～60％，并优化混合翼型中、后段外形，使得前缘10％弦线范围内压力分布与原机翼相应部位的压力分布基本一致，且整个模型压力分布无突变，相对于现有技术具有较大的实际应用价值。
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公开(公告)号：CN106800086B
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201510845102.8
申请日：2015-11-26
Applicant: 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
IPC: B64C9/16
Abstract: 本发明属于飞机设计技术领域，特别是涉及一种单缝富勒式襟翼设计。MS(1)‑0317翼型的襟翼在10°、20°和30°襟翼位置时，均能与主翼面形成一个收缩形的缝隙。本发明利用计算流体动力学技术(CFD)数值模拟计算了NASA MS(1)‑0317翼型的襟翼展开时在主翼面及襟翼上的气流流动情况，计算结果表明主翼面下表面的气流确实能够加速流过襟翼与主翼面之间的缝隙，并以较高的速度直接喷射到襟翼上表面上。
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公开(公告)号：CN107521664A
公开(公告)日：2017-12-29
申请号：CN201710574668.0
申请日：2017-07-14
Applicant: 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
Abstract: 本发明涉及一种飞机副翼角补偿前缘的防结冰结构，并安装在该型通用飞机副翼角补偿前面的机翼安定面下表面。本发明的防冰结构将气流中的过冷水滴均拦截在挡冰条前面，位于挡冰条后面的副翼角补偿前缘不再出现结冰，副翼操纵结冰卡滞问题得到解决。副翼角补偿挡冰条具有结构设计简单、重量轻、安装维护方便等优点，并且不影响飞机原有的气动特性。
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