申请/专利权人：南京航空航天大学

申请日：2021-03-12

公开（公告）日：2023-02-10

公开（公告）号：CN112977803B

主分类号：B64C9/16

分类号：B64C9/16;B64C9/22;B64C21/04;B64C21/06

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2023.02.10#授权;2021.07.06#实质审查的生效;2021.06.18#公开

摘要：本发明提供了一种吹吸协同高升力增强的变形襟翼，包括由前缘襟翼、翼身和后缘变形襟翼组成的机翼，所述的前缘襟翼内部设置有射流舱，前缘襟翼上表面布置有与射流舱相连的射流孔；后缘变形襟翼内部设置有吸流舱，后缘变形襟翼上表面布置有与吸流舱相连的吸流孔；翼身内埋入有微型压缩机，微型压缩机通过橡胶管分别与射流舱和吸流舱连接，微型压缩机将气流从吸流孔吸入并加压后于射流孔射出。本发明将吹吸协同主动流动控制技术与变形襟翼相结合，用于大型固定翼飞行器，以产生高升力增强效果，改善起降气动特性，实现短距起降，减缓机场压力，同时亦可以提升巡航效率，增大航程。

主权项：1.一种吹吸协同高升力增强的变形襟翼，包括由前缘襟翼（11）、翼身和后缘变形襟翼（12）组成的机翼，前缘襟翼（11）和后缘变形襟翼（12）分别通过转轴（4）与翼身连接并绕转轴偏转，其特征在于：所述的前缘襟翼（11）内部设置有射流舱（5），前缘襟翼（11）上表面布置有与射流舱（5）相连的射流孔（7）；所述的后缘变形襟翼（12）内部设置有吸流舱（6），后缘变形襟翼（12）上表面布置有与吸流舱（6）相连的吸流孔（8）；所述的翼身内埋入有微型压缩机（2），微型压缩机（2）通过橡胶管（3）分别与射流舱（5）和吸流舱（6）连接，微型压缩机（2）将气流（9）从吸流孔（8）吸入并加压后于射流孔（7）射出；以机翼的弦长为基准，所述前缘襟翼（11）长度为弦长的15%~17%，前缘襟翼（11）偏转角度范围为0°~30°；后缘变形襟翼（12）长度为弦长的30%~35%，后缘变形襟翼（12）偏转角度范围为0°~60°；以机翼的弦长为基准，所述射流孔（7）位于离机翼前缘2.0%~4.0%弦长处，所述射流孔（7）的高度为弦长的0.65%~1.0%，所述射流孔（7）与垂向夹角为25~30度，且所述射流孔（7）与机翼上表面垂直；以机翼的弦长为基准，所述吸流孔（8）位于离前缘70.0%~75.0%弦长处，所述吸流孔（8）的高度为弦长的1.3%~1.5%，所述吸流孔（8）与垂向夹角为70~75度，且所述吸流孔（8）与机翼上表面垂直。

全文数据：

权利要求：

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