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公开(公告)号：CN106593786A
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201710082316.3
申请日：2017-02-15
Applicant: 西北工业大学 , 西北工业大学深圳研究院
CPC classification number: Y02E10/722 , Y02E10/723 , F03D7/00 , F05B2260/901 , F05B2260/904
Abstract: 本发明公开了一种用于风力机叶片气动刹车的反向联合射流控制方法及装置，每个叶片上均设有反向联合射流控制装置，叶片反向联合射流控制装置的剖面结构分为高压气室和低压气室两部分，高压气室与后缘喷气口相通，低压气室与前缘吸气口相通；沿着叶片方向的高压气室形成高压气流通道，高压气流通道经由叶片桨毂与机舱内的气泵一端相连通；沿着叶片方向的低压气室形成低压气流通道，低压气流通道经由桨毂与机舱内的气泵另一端相连通；后缘喷气口位于距翼型前缘80％c位置处，喷气口高度为1.38％c，前缘吸气口位于距翼型前缘6％c位置处，吸口高度为0.65％c，其中c表示翼型弦长。本发明采用反向联合射流，可以达到气动刹车的效果。
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公开(公告)号：CN106762402A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611234442.8
申请日：2016-12-28
Applicant: 西北工业大学 , 西北工业大学深圳研究院
CPC classification number: Y02E10/722 , Y02E10/723 , F03D7/00
Abstract: 本发明公开了一种基于联合射流技术的风力机叶片流动控制装置及其控制方法，叶片上安装有一个联合射流装置，所述联合射流装置包括高压气室、前缘喷气口、低压气室和后缘吸气口，所述高压气室与前缘吹气口相通，所述低压气室与后缘吸气口相通，高压气室与低压气室通过气流管道与机舱内的气泵装置相连通；前缘喷气口位于距翼型前缘6％c位置处，喷口高度为0.65％c，后缘吸气口位于距翼型前缘80％c位置处，吸气口高度为1.83％c，其中，c为翼型弦长。本发明能够有效降低风力机叶片的切入风速、增大风力机输出功率、抑制动态失速。
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公开(公告)号：CN106593786B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN201710082316.3
申请日：2017-02-15
Applicant: 西北工业大学 , 西北工业大学深圳研究院
Abstract: 本发明公开了一种用于风力机叶片气动刹车的反向联合射流控制方法及装置，每个叶片上均设有反向联合射流控制装置，叶片反向联合射流控制装置的剖面结构分为高压气室和低压气室两部分，高压气室与后缘喷气口相通，低压气室与前缘吸气口相通；沿着叶片方向的高压气室形成高压气流通道，高压气流通道经由叶片桨毂与机舱内的气泵一端相连通；沿着叶片方向的低压气室形成低压气流通道，低压气流通道经由桨毂与机舱内的气泵另一端相连通；后缘喷气口位于距翼型前缘80％c位置处，喷气口高度为1.38％c，前缘吸气口位于距翼型前缘6％c位置处，吸口高度为0.65％c，其中c表示翼型弦长。本发明采用反向联合射流，可以达到气动刹车的效果。
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公开(公告)号：CN106762402B
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN201611234442.8
申请日：2016-12-28
Applicant: 西北工业大学 , 西北工业大学深圳研究院
Abstract: 本发明公开了一种基于联合射流技术的风力机叶片流动控制装置及其控制方法，叶片上安装有一个联合射流装置，所述联合射流装置包括高压气室、前缘喷气口、低压气室和后缘吸气口，所述高压气室与前缘吹气口相通，所述低压气室与后缘吸气口相通，高压气室与低压气室通过气流管道与机舱内的气泵装置相连通；前缘喷气口位于距翼型前缘6％c位置处，喷口高度为0.65％c，后缘吸气口位于距翼型前缘80％c位置处，吸气口高度为1.83％c，其中，c为翼型弦长。本发明能够有效降低风力机叶片的切入风速、增大风力机输出功率、抑制动态失速。
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公开(公告)号：CN119018338A
公开(公告)日：2024-11-26
申请号：CN202411378808.3
申请日：2024-09-30
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种航空飞行器分段蒙皮展向振动的减阻方法，包括：确定航空飞行器在巡航状态下进入湍流阶段的流体力学参数；确定航空飞行器机翼上用于布置活动蒙皮的预设区域，将预设区域内的机翼在航空飞行器的航向上按照预设长度进行分段，然后在机翼外部布置活动蒙皮，活动蒙皮的航向长度为预设长度；活动蒙皮为条状结构，每段活动蒙皮与机身之间布置驱动机构，用于驱动该段活动蒙皮在机翼表面进行展向振荡，且相邻的活动蒙皮的展向振荡方向相反；确定航空飞行器进入巡航阶段初始时刻的活动蒙皮展向振荡参数；航空飞行器进入到巡航阶段后的初始时刻，按照确定的展向振荡参数，利用驱动机构驱动机翼上的活动蒙皮进行展向振荡。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105270620A
公开(公告)日：2016-01-27
申请号：CN201510717687.5
申请日：2015-10-29
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 一种升浮一体式垂直起降通用飞行器，中央机身位于后排翼前缘中间位置；左机身和右机身分别位于排翼两端的翼梢处。左机身和右机身向前伸出。两台发动机分别安装在左机身和右机身内侧。左机身和右机身的后端均有向后延伸出的尾撑，并且该尾撑与机身纵向轴线之间有15°的夹角。飞行器采用双垂尾布局，升降舵和方向舵分别设置在平尾和垂尾上；起落架为前三点式，主起落架分别位于左机身和右机身下部，前起落架位于中央机身前部。本发明具有应用广泛、飞行地域广、工作效率高的特点，适用于交通运输、土地测绘、资源勘探、环境监测、科学实验、航空训练、安全巡逻、人员救护、快邮传递、农林防治、文化体育、行政公务、旅游观光领域。
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公开(公告)号：CN103407570A
公开(公告)日：2013-11-27
申请号：CN201310294075.0
申请日：2013-07-12
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 一种用于控制大迎角细长体侧向力的涡流发生装置，旋转机构安装在飞行器锥头部内，并且该旋转机构的轴线与飞行器的轴线重合；收放机构安装飞行器锥头部内，并位于所述旋转机构与飞行器锥头部顶端之间；收放机构中的微型三角翼位于飞行器锥头部外的顶端处。微型三角翼在电动伸缩杆的带动下能够沿飞行器轴线方向伸缩运动。本发明利用微型三角翼在气流作用下产生的非定常弱扰流，在攻角25°～60°范围内对侧向力实现比例控制，侧向力系数控制范围为-3～3。在零侧力和微小侧力情况下微型三角翼可收回至飞行器锥头内部，不会产生额外的阻力，适用于锥角大于30°的飞行器。本发明具有结构简单、性能可靠等特点。
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公开(公告)号：CN103144769A
公开(公告)日：2013-06-12
申请号：CN201310069667.2
申请日：2013-03-05
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64C29/00
Abstract: 一种倾转涵道垂直起降飞行器的气动布局，前涵道风扇对称的安装在各机身头部外侧；后涵道风扇对称的安装在各机身中部内侧；各涵道风扇分别通过传动组件中的涵道转动轴与位于机身内的传动组件连接。各涵道转动轴的轴线在机身轴线上的投影点与全机重心之间沿机身的轴向距离为1.125倍机翼弦长。本发明中，涵道风扇能够绕涵道转动轴旋转，当飞行器垂直起降时，涵道风扇为垂直90°位置，推力矢量向上，过渡阶段时涵道风扇绕涵道转动轴向前转动90°，巡航阶段时涵道风扇为水平0°位置，推力矢量向前，实现了垂直起降、高速巡航飞行，具有气动效率高、结构紧凑、可靠性强、机动性强、操纵灵活、远航程、低噪声等优势。
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公开(公告)号：CN103115532A
公开(公告)日：2013-05-22
申请号：CN201310069559.5
申请日：2013-03-05
Applicant: 西北工业大学
IPC: F42B10/38
Abstract: 一种超音速导弹减阻翼，两组弹翼对称分布在弹体的两侧。每组弹翼均包括上翼片和下翼片。上翼片和下翼片的根弦长均为0.52m，展长均为0.52m。所述的上翼片上反角为负9°，下翼片的上反角为正9°。上翼片和下翼片的前缘后掠角均为63.6°。各上翼片和下翼片分别与驱动机构连接。当超音速巡航导弹的马赫数低于设计点时，弹体两侧上翼片向下偏转，下翼片向上偏转，使得双翼最大厚度处和前缘入口处的面积比为1，来流通过两翼之间，避免了壅塞现象的发生。当马赫数继续增加接近设计马赫数时，弹体两侧上翼片向上偏转，下翼片向下偏转，达到Busemann双翼外形的位置，利用激波减弱和激波膨胀波干涉效应降低激波阻力。
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公开(公告)号：CN101723085A
公开(公告)日：2010-06-09
申请号：CN200910254461.0
申请日：2009-12-23
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 一种气囊式副翼，其特征在于，在两侧机翼上表面和下表面粘贴有气囊式副翼；将橡胶材料制成的矩形气囊式副翼(2)粘贴固定在机翼(1)的下表面；气囊式副翼(2)的弦向尺寸为1.5％～7％机翼弦长，展向尺寸为机翼展长的9％～22％；气囊式副翼(2)的后缘距机翼(1)的后缘为0％～10％机翼尖弦长；空气压缩机3位于机身内部，分别与位于两个机翼上表面和下表面的气囊式副翼(2)连接。充气后的气囊从机翼上、下表面突起，改变了机翼表面形状，从而影响其绕流流场，明显地改变机翼(1)的气动特性，获得操纵飞机姿态和控制飞机飞行的气动力。本发明具有结构重量轻、翼面光滑且加工维护方便的特点。
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