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龍圖騰網(wǎng)獲悉中國航空工業(yè)集團公司哈爾濱空氣動力研究所;中國航空工業(yè)集團有限公司申請的專利一種基于側(cè)緣局部擾流的飛機低噪聲仿生襟翼及設(shè)計方法獲國家發(fā)明授權(quán)專利權(quán)，本發(fā)明授權(quán)專利權(quán)由國家知識產(chǎn)權(quán)局授予，授權(quán)公告號為：CN120534498B 。

龍圖騰網(wǎng)通過國家知識產(chǎn)權(quán)局官網(wǎng)在2025-09-23發(fā)布的發(fā)明授權(quán)授權(quán)公告中獲悉：該發(fā)明授權(quán)的專利申請?zhí)?專利號為：202511030265.0，技術(shù)領(lǐng)域涉及：B64C9/14；該發(fā)明授權(quán)一種基于側(cè)緣局部擾流的飛機低噪聲仿生襟翼及設(shè)計方法是由宋妙妍;王普緣;包安宇;陳寶設(shè)計研發(fā)完成，并于2025-07-25向國家知識產(chǎn)權(quán)局提交的專利申請。

本一種基于側(cè)緣局部擾流的飛機低噪聲仿生襟翼及設(shè)計方法在說明書摘要公布了：一種基于側(cè)緣局部擾流的飛機低噪聲仿生襟翼及設(shè)計方法，屬于飛行器設(shè)計領(lǐng)域。其安裝于由縫翼和主翼組成的增升裝置上，本發(fā)明包括內(nèi)襟翼、外襟翼、降噪系統(tǒng)和驅(qū)動系統(tǒng)，內(nèi)襟翼和外襟翼安裝在增升裝置上，內(nèi)襟翼靠近外襟翼的一端設(shè)置有降噪系統(tǒng)，所述降噪系統(tǒng)由位于內(nèi)襟翼內(nèi)部的驅(qū)動系統(tǒng)驅(qū)動；所述降噪系統(tǒng)包括仿生結(jié)節(jié)和非對稱翼梢端板，仿生結(jié)節(jié)設(shè)置于內(nèi)襟翼的端面，非對稱翼梢端板布置于內(nèi)襟翼兩側(cè)。針對襟翼側(cè)緣噪聲降噪方法存在的影響氣動性能、產(chǎn)生額外噪聲、結(jié)構(gòu)復雜的問題，本發(fā)明提供一種基于側(cè)緣局部擾流的飛機低噪聲仿生襟翼，在保證增升裝置氣動性能的同時，達到降低襟翼中頻寬頻噪聲的效果。

本發(fā)明授權(quán)一種基于側(cè)緣局部擾流的飛機低噪聲仿生襟翼及設(shè)計方法在權(quán)利要求書中公布了：1.一種基于側(cè)緣局部擾流的飛機低噪聲仿生襟翼，安裝于由縫翼（1）和主翼（2）組成的增升裝置上，其特征在于：包括外襟翼（3）、內(nèi)襟翼（4）、降噪系統(tǒng)（5）和驅(qū)動系統(tǒng)（6），外襟翼（3）和內(nèi)襟翼（4）安裝在增升裝置上，內(nèi)襟翼（4）靠近外襟翼（3）的一端設(shè)置有降噪系統(tǒng)（5），所述降噪系統(tǒng)（5）由位于內(nèi)襟翼（4）內(nèi)部的驅(qū)動系統(tǒng)（6）驅(qū)動； 所述降噪系統(tǒng)（5）包括仿生結(jié)節(jié)（9）和非對稱翼梢端板，仿生結(jié)節(jié)（9）設(shè)置于內(nèi)襟翼（4）的端面，非對稱翼梢端板布置于內(nèi)襟翼（4）兩側(cè)； 所述仿生結(jié)節(jié)（9）起始于內(nèi)襟翼（4）的翼型前緣，終止于內(nèi)襟翼（4）的35側(cè)緣翼型弦長位置，仿生結(jié)節(jié)（9）采用波浪形狀； 所述內(nèi)襟翼（4）兩側(cè)分為吸力面和壓力面，所述非對稱翼梢端板包括吸力面翼梢端板（7）和壓力面翼梢端板（8），吸力面翼梢端板（7）安裝于內(nèi)襟翼（4）的吸力面，壓力面翼梢端板（8）安裝于內(nèi)襟翼（4）的壓力面； 所述吸力面翼梢端板（7）的最大橫向尺度為內(nèi)襟翼（4）的側(cè)緣翼型最大厚度的1-1.5倍，吸力面翼梢端板（7）的下邊界曲線與內(nèi)襟翼（4）的側(cè)緣翼型曲線完全重合，吸力面翼梢端板（7）的側(cè)邊界與內(nèi)襟翼（4）的側(cè)緣翼型尾緣方向平行； 所述壓力面翼梢端板（8）的最大橫向尺度為內(nèi)襟翼（4）的側(cè)緣翼型最大厚度的1.5倍，壓力面翼梢端板（8）的下邊界曲線與內(nèi)襟翼（4）的側(cè)緣翼型曲線完全重合，壓力面翼梢端板（8）的側(cè)邊界與內(nèi)襟翼（4）的側(cè)緣翼型尾緣方向平行； 所述仿生結(jié)節(jié)（9）延伸方向根據(jù)所述內(nèi)襟翼（4）的側(cè)緣渦量分布確定，與內(nèi)襟翼（4）的翼型下翼面上卷渦系的發(fā)展方向一致； 所述驅(qū)動系統(tǒng)（6）包括液壓驅(qū)動器（12）、支架（11）和腔室（10），內(nèi)襟翼（4）上設(shè)置有腔室（10），支架（11）通過液壓驅(qū)動器（12）實現(xiàn)伸縮動作，當飛機處于第一狀態(tài)時，液壓驅(qū)動器（12）將支架（11）從腔室（10）中推出，使得兩側(cè)的吸力面翼梢端板（7）和壓力面翼梢端板（8）均展開，當飛機處于第二狀態(tài)時，液壓驅(qū)動器（12）回收支架（11），支架（11）縮回腔室（10）內(nèi)，吸力面翼梢端板（7）和壓力面翼梢端板（8）折疊回到內(nèi)襟翼（4）兩側(cè)； 所述非對稱翼梢端板的厚度為內(nèi)襟翼（4）的側(cè)緣翼型尾緣厚度的40%-50%；所述非對稱翼梢端板與所述內(nèi)襟翼的側(cè)緣翼型相接處均采用光順過渡，不修改所述內(nèi)襟翼（4）的側(cè)緣氣動外形； 所述縫翼（1）處于打開狀態(tài)時，縫翼（1）前緣沿切向延伸；所述外襟翼（3）為收起狀態(tài)時，其翼型上表面與主翼（2）凹腔曲線完全貼合，展向尺寸為0.749m；所述內(nèi)襟翼（4）為打開狀態(tài)時，展向尺寸為0.75m；外襟翼（3）與內(nèi)襟翼（4）之間間隔1mm，二者形成剪刀叉狀態(tài)。

如需購買、轉(zhuǎn)讓、實施、許可或投資類似專利技術(shù)，可聯(lián)系本專利的申請人或?qū)＠麢?quán)人中國航空工業(yè)集團公司哈爾濱空氣動力研究所;中國航空工業(yè)集團有限公司，其通訊地址為：150001 黑龍江省哈爾濱市南崗區(qū)一曼街2號；或者聯(lián)系龍圖騰網(wǎng)官方客服，聯(lián)系龍圖騰網(wǎng)可撥打電話0551-65771310或微信搜索“龍圖騰網(wǎng)”。