基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统的制作方法

1.本发明涉及航空航天及流动控制领域，具体涉及基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统。


背景技术：

2.大型飞机一般是指最大起飞重量超过100吨的运输类飞机，包括军用大型运输机和民用大型运输机，也包括一次航程达到3000公里的军用飞机或乘坐达到100座以上的民用客机。随着社会经济发展，航空运输市场对于大型飞机的需求也显著增加。
3.然而，当前的大型飞机设计也还存在诸多技术难点，如飞行控制系统、发动机等等。实际上，由于飞机的体型越大，飞行操控的难度也就越大。因此，对于大型飞机而言，其飞行控制系统设计非常复杂，无论是研发难度还是研发成本都非常高。同时，大型飞机在不同飞行阶段的也将面临不同的技术难题，例如，大型飞机在巡航过程中所需要的推力更大，因此对发动机设计也提出了更高的要求。又例如，大型飞机的起飞、着陆阶段容易因发生局部气流分离而影响起降安全。
4.为了提高大型飞机的安全稳定性，通常会通过机翼设计方案以优化大型飞机的飞行性能。
5.例如，在大型飞机的起飞和着陆阶段，通常使用襟翼增加机翼面积和弯度，避免发生局部气流分离，提高机翼的升力系数，缩短滑跑距离。例如，专利公布号为cn115657526a的中国发明专利申请，其公开了一种襟翼自动控制方法及装置。该方法通过监测飞机的不同飞行阶段（如滑出、爬升等）对机翼进行构型切换。但是，使用襟翼在增加升力的同时会带来更多的阻力，降低了升阻比和机翼效率，发动机必须增加足够的推力来抵抗襟翼带来的巨大阻力。此外，承受高气动载荷的大尺寸襟翼对控制系统的结构和强度要求显著增加了机翼重量，增大了燃油消耗。
6.又例如，在大型飞机的设计过程中，也尝试考虑通过层流控制技术来控制大型飞机的起降过程。例如，专利授权公告号为cn101348170b的中国发明专利，其公开了一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，该方案采用在机翼上翼面开设微孔和在机翼内设置气流通道，并在气流通道中设置吸气泵的方式对机翼进行层流流动控制。具体地，该方案通过对机翼吸力侧（背风面）的流动控制，增大层流流动的范围和减小机翼后缘附近的分离区大小。但是，层流边界层对于结构表面的微小缺陷极为敏感。并且这些缺陷可能是由于飞机结构设计制造时不可避免的公差、各种气动部件（如机翼/机身）连接处的存在以及机头、机翼前缘和发动机短舱表面附着的灰尘等所引起，在实际应用过程中将难以避免。所以将层流控制技术应用于飞机机翼等关键部件表面实际上仍然存在诸多技术难点。
7.因此，亟需一种适用于大型飞机的低成本、安全性高的飞机控制方式。


技术实现要素：

8.本发明的目的在于提供一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，
部分地解决或缓解现有技术中的上述不足，能够在有效控制经济成本的基础上，为大型飞机的特殊飞行环境（如起降过程、遇到气流颠簸时）提供一种辅助性的机翼流动控制方案。
9.为了解决上述所提到的技术问题，本发明具体采用以下技术方案：
10.本发明的第一方面，在于提供一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，包括：对称地设置在飞机双侧机翼上的协同吹吸气模块，所述协同吹吸气模块包括：协同吹吸气区域，所述协同吹吸气区域设置在所述机翼上靠近后缘处的区域；其中，所述协同吹吸气区域包括：设置在所述机翼的上翼面的第一引气区域，以及与所述第一引气区域相对应并设置在所述机翼的下翼面的第二引气区域；所述第一引气区域和所述第二引气区域上均间隔地设置有多个气孔和/或多个狭缝，且所述第一引气区域和所述第二引气区域之间的机翼内部则形成供空气上下流动的流动腔室；
11.所述流动腔室中沿所述机翼的翼展方向设置有多个涵道风扇，所述涵道风扇用于引导机翼外部的空气通过所述流动腔室沿相应方向上下流动，从而在飞机飞行过程中对所述机翼进行升力提升或升力减小；
12.所述机翼流动控制系统还包括：用于控制所述涵道风扇的运行状态的驱动模块。
13.在一些实施例中，还包括：设置在机翼后缘处的后缘襟翼，且所述协同吹吸气模块设置在所述后缘襟翼上；其中，当所述后缘襟翼打开时，所述协同吹吸气模块在所述驱动模块的控制下开启运行以对所述后缘襟翼进行辅助升力提升；
14.当所述后缘襟翼关闭时，所述协同吹吸气模块随着所述后缘襟翼被回收至所述机翼的主翼下方，所述后缘襟翼的上翼面被所述主翼覆盖以限制空气通过所述流动腔室上下流动。
15.在一些实施例中，所述运行状态包括：适用于所述飞机的起飞阶段、降落阶段的第一运行状态，和/或适用于巡航阶段的第二运行状态，和/或适用于进行飞行姿态调整的第三运行状态；
16.其中，所述驱动模块根据所述飞机的飞行状态驱动所述涵道风扇按照相应的运行状态开启运行。
17.在一些实施例中，所述飞行状态包括：飞行姿态，所述系统还包括：用于辅助调整飞机飞行姿态的姿态调整模块，所述姿态调整模块被配置为用于执行以下步骤：
18.对所述飞机的飞行姿态进行实时监测，所述飞行状态包括：飞机姿态角，和/或用户输入的预估姿态角；
19.判断所述飞行姿态是否属于预设的第一阈值范围，若是，则所述姿态调整模块根据所述飞行姿态生成相应的第一信号并发送至所述驱动模块；
20.其中，当所述飞行姿态属于所述第一阈值范围时，则判断所述飞机偏离安全飞行姿态；所述驱动模块基于所述第一信号控制所述涵道风扇按照所述第三运行状态开启运行。
21.在一些实施例中，所述涵道风扇能够正转或反转，且当所述涵道风扇正转时将对所述机翼进行升力提升，当所述涵道风扇反转时将对所述机翼进行升力减小；
22.相应地，所述第三运行状态包括：
23.单侧运行状态，其中，当所述协同吹吸气模块处于所述单侧运行状态时，飞机单侧机翼上的涵道风扇将按照第一设定转速进行正转或反转；
24.双侧正转运行状态，其中，当所述协同吹吸气模块处于所述双侧正转运行状态时，飞机双侧机翼上的所述涵道风扇将分别按照第二设定转速、第三设定转速进行正转；
25.双侧反向运行状态，其中，当所述协同吹吸气模块处于所述双侧反向运行状态时，飞机一侧机翼的所述涵道风扇将按照第四设定转速进行正转；另一侧机翼上的所述涵道风扇将进行按照第五设定转速进行反转。
26.在一些实施例中，所述第一阈值范围包括：第一风险阈值和第二风险阈值，且所述第一风险阈值低于所述第二风险阈值；
27.所述姿态调整模块被进一步地配置为执行以下步骤：
28.当监测到所述飞行姿态处于所述第一风险阈值时，所述姿态调整模块将根据所述飞行姿态生成第一子信号并发送至所述驱动模块，所述第一子信号包括：单侧运行状态信息；
29.当监测到所述飞行姿态处于所述第二风险阈值时，所述姿态调整模块将根据所述飞行姿态生成第二子信号并发送至所述驱动模块，所述第二子信号包括：双侧正转运行状态信息或者双侧反向运行状态信息。
30.在一些实施例中，还包括：安全监测模块，所述安全监测模块被配置为用于执行以下步骤：
31.对双侧机翼中通过所述协同吹吸气区域的气流量进行实时监测；
32.当监测到双侧气流量的实际流量差值超过预设的安全阈值时，将根据所述流量差值、飞行姿态和/或飞行阶段选择对应的协调方案，所述协调方案包括：增大转速、和/或减小转速、和/或关闭风扇；
33.基于所述协调方案生成第二信号并发送至所述驱动模块。
34.在一些实施例中，还包括：风扇监测模块，所述风扇监测模块被配置为用于执行以下步骤：
35.当所述协同吹吸气模块启动运行时，对至少一侧所述机翼中的所述多个涵道风扇的真实工作状态进行实时监测，所述工作状态包括：启动信息，和/或真实转速；
36.判断所述真实工作状态与期望运行状态是否相符，若否，则判断相应的所述涵道风扇出现故障，并获取所述涵道风扇的位置信息；所述位置信息包括：机翼位置，以及所述涵道风扇的安装位置；
37.根据所述位置信息生成第三信号发送至所述驱动模块，所述第三信号包括所述位置信息；
38.其中，所述驱动模块将基于所述第三信号对应关闭另一侧机翼上对应位置处的所述涵道风扇。
39.在一些实施例中，所述气孔的内径在200μm-300μm之间。
40.在一些实施例中，所述气孔的内径在300μm-1000μm之间。
41.在一些实施例中，所述气孔的内径在1000μm-2000μm之间。
42.在一些实施例中，所述协同吹吸气区域设置在机翼的主翼70-80%弦长的范围内。
43.在一些实施例中，所述协同吹吸气区域设置在机翼的主翼80-90%弦长的范围内。
44.在一些实施例中，所述协同吹吸气区域设置在后缘襟翼内部。
45.在一些实施例中，还包括：设置在所述机翼的翼面内侧的活动滑门，当所述活动滑
门关闭时，所述流动腔室被封闭以限制空气穿过机翼内部上下流动；相应地，所述机翼流动控制系统还包括：与所述活动滑门通信连接的滑门控制模块，所述滑门控制模块被配置为用于执行以下步骤：
46.实时监测所述飞机是否发出滑门关闭信号；其中，当所述飞机在监测到飞机进入巡航阶段时，和/或飞机完成降落阶段时，和/或用户输入关闭信号时向所述滑门控制模块发送所述滑门关闭信号；
47.当监测到所述滑门关闭信号时，所述滑门控制模块控制所述活动滑门关闭。
48.有益技术效果：
49.为了能够在特殊飞机阶段/环境（例如，起飞、降落阶段，飞机巡航阶段遇到气流颠簸，又或者飞行区域的气流变化异常时）中对大型飞机进行安全稳定的操控，本发明提供了一种基于上下协同吹气模式实现的机翼流动控制方案，以对大型飞机的飞行状态（如机翼升力、飞机姿态等）进行低成本的辅助性调节。
50.其中，本发明采用低成本、低功耗的涵道风扇以及上下气孔的设计（即协同吸吹气模块）既可以减小流动分离，也可以增大机翼等效弯度，从而为机翼带来显著的升力提升。因此协同吸吹气模块的设置可以在一定程度上减少大型飞机对于后缘襟翼的依赖性，进而可以减小大型飞机中襟翼的尺寸、重量从而降低飞行控制系统的操控难度以及操控成本（如降低发动机的耗能）。
51.并且，当大型飞机在巡航过程中遇到特殊状况时，例如飞机机身发生较大偏离，或者飞机遇到气流颠簸需要快速驶离当前高度区域，又或者飞机遭遇异常气流导致两侧机翼气流环境差异较大时，本发明的机翼流动控制方案还可以对飞机的机身角度、两侧机翼升力进行低成本的辅助性调节与操控。
附图说明
52.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
53.图1a为前缘缝翼、后缘襟翼分别在巡航阶段、起降阶段下的关闭、开启状态的示意图；
54.图1b为本发明一示例性实施例中的协同吹吸气模块的微孔板（蒙皮）布置方案示意图；
55.图1c为大型飞机的后退式襟翼的结构示意图；
56.图1d为本发明一示例性实施例中的协同吹吸气模块在机翼上的安装区域示意图；
57.图1e为图1d中所示协同吸吹气模块的结构示意图；
58.图2示出了本发明一示例性实施例中涵道风扇的外观和尺寸参数；
59.图3为图2所示涵道风扇在高转速（h）、中转速（m）、低转速（l）下的p-q曲线示意图；
60.图4a示出了仿真计算所采用的机翼结构模型的剖面侧视图；
61.图4b示出了图4a中所示机翼的局部侧视图；
62.图4c示出了图4a中所示机翼的局部俯视图；
63.图5a示出了未施加控制时naca0015翼型11
°
攻角的计算结果；
64.图5b示出了未施加控制时naca0015翼型的升阻力特性；
65.图5c示出了施加协同吹吸气控制后naca0015翼型的升阻力特性；
66.图6示出了施加协同吹吸气控制前后naca0015翼型升力系数随攻角的变化；
67.图7示出了施加协同吹吸气控制前后naca0015翼型阻力系数随攻角的变化；
68.图8a示出了afb0512型轴流风机尺寸参数；
69.图8b示出了afb0512型轴流风机性能指标。
70.其中，1为主翼，2为前缘缝翼，3为襟翼（也被称为后缘襟翼），4为协同吸吹气模块，41为气孔，42为风扇，43为狭缝。
具体实施方式
71.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
72.本文中，使用用于表示元件的诸如“模块”、“部件”或“单元”的后缀仅为了有利于本发明的说明，其本身没有特定的意义。因此，“模块”、“部件”或“单元”可以混合地使用。
73.本文中，术语“上”、“下”、“内”、“外”“前”、“后”、“一端”、“另一端”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
74.本文中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
75.本文中“和/或”包括任何和所有一个或多个列出的相关项的组合。
76.本文中“多个”意指两个或两个以上，即其包含两个、三个、四个、五个等。
77.需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者装置所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者装置中还存在另外的相同要素。
78.如在本说明书中使用的，术语“大约”，典型地表示为所述值的+/-5%，更典型的是所述值的+/-4%，更典型的是所述值的+/-3 %，更典型的是所述值的+/-2 %，甚至更典型的是所述值的+/-1 %，甚至更典型的是所述值的+/-0.5%。
79.在本说明书中，某些实施方式可能以一种处于某个范围的格式公开。应该理解，这种“处于某个范围”的描述仅仅是为了方便和简洁，且不应该被解释为对所公开范围的僵化
限制。因此，范围的描述应该被认为是已经具体地公开了所有可能的子范围以及在此范围内的独立数字值。例如，范围1
〜
6的描述应该被看作已经具体地公开了子范围如从1到3，从1到4，从1到5，从2到4，从2到6，从3到6等，以及此范围内的单独数字，例如1，2，3，4，5和6。无论该范围的广度如何，均适用以上规则。
80.实施例一
81.如图1a-图8b所示，本发明提供了一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，以在特殊飞行场景/环境（尤其是大型飞机起降过程、巡航过程中机身偏斜或者遇到气流颠簸时等等）对飞机的飞行状态进行低成本的辅助性调节与控制。
82.如图1a所示，所述系统包括：对称地设置在飞机双侧机翼上的协同吹吸气模块4，所述协同吹吸气模块4包括：协同吹吸气区域，所述协同吹吸气区域设置在所述机翼上靠近后缘处的区域；其中，所述协同吹吸气区域包括：设置在所述机翼的上翼面的第一引气区域，以及与所述第一引气区域相对应并设置在所述机翼的下翼面的第二引气区域；所述第一引气区域和所述第二引气区域上均间隔地设置有多个气孔和/或多个狭缝，且所述第一引气区域和所述第二引气区域之间的机翼内部则形成供空气上下流动的流动腔室；
83.如图1d所示，所述流动腔室中沿所述机翼的翼展方向（如图1c所示，翼展方向为y方向）设置有多个涵道风扇42，所述涵道风扇用于引导机翼外部的空气通过所述流动腔室沿相应方向上下流动，从而在飞机飞行过程中对所述机翼进行升力提升或升力减小；
84.所述机翼流动控制系统还包括：用于控制所述涵道风扇的运行状态的驱动模块。
85.其中，当机翼外部的空气在涵道风扇的引导下通过第一引气区域向第二引气区域流动时（空气的流动方向如图2中箭头所示），协同吸吹气模块4对机翼进行升力提升。当机翼外部的空气在涵道风扇的引导下通过第二引气区域至第一引气区域流动时（例如，空气从下到上流动时），协同吸吹气模块4对机翼进行升力减小。
86.在传统的飞机设计方案中，大型飞机的起飞和着陆阶段，通常使用襟翼增加机翼面积和弯度，避免发生局部气流分离，提高机翼的升力系数（也即进行升力提升），缩短滑跑距离。但是使用襟翼在增加升力的同时也会带来更多的阻力，以及降低升阻比和机翼效率，并且发动机必须增加足够的推力来抵抗襟翼带来的巨大阻力。尤其是针对大型飞机而言，襟翼的自重本就较大，较重的襟翼既对襟翼控制系统的结构和强度提出了更高的要求，也增大了飞机的燃油消耗。此外，襟翼控制系统主要用于起飞降落阶段，在巡航阶段并不会用到，但襟翼系统不可忽视的重量显著增大了巡航阶段的飞行阻力以及燃油消耗。
87.因此，为了简化襟翼控制系统以及降低飞机燃油消耗，本发明的协同吸吹气模块可以部分地替代襟翼。
88.例如，在一些实施例中，所述飞机还包括：设置在机翼后缘处的后缘襟翼，且所述协同吹吸气模块设置在所述后缘襟翼上；其中，当所述后缘襟翼打开时，所述协同吹吸气模块在所述驱动模块的控制下开启运行以对所述后缘襟翼进行辅助升力提升；
89.当所述后缘襟翼关闭时，所述协同吹吸气模块随着所述后缘襟翼被回收至所述机翼的主翼下方，所述后缘襟翼的上翼面被所述主翼覆盖以限制空气通过所述流动腔室上下流动。
90.以大型飞机（例如，军用大型运输机、民用大型运输机等）为例，典型的布置方案如图1a所示，为了尽可能减小对机翼的主翼1的影响（主翼厚度较厚，且内部通常布置有油箱、
管路等系统），将协同吸吹气模块布置在襟翼3的内部。其中，大型飞机的襟翼通常只在起降过程中打开，在巡航阶段处于关闭状态，且襟翼内部一般中空且不会布置其他系统部件，因此设置在襟翼（也即后缘襟翼）3中的协同吹吸气模块4并不会对襟翼3的自身结构或功能产生不利影响。
91.以大型飞机中最常见的后退式襟翼为例（后退式襟翼的结构以及安装位置如图1c所示），将协同吹吸气模块4对称地布置在飞机机翼两侧的后退式襟翼内部。在大型飞机起降过程中，机翼中的前缘缝翼2、后缘襟翼3打开。此时，启动涵道风扇驱动空气从上到下流动，涵道风扇可以额定功率运行，减小机翼后缘的气流分离，提高机翼的整体升力。飞机进入巡航阶段之后，前缘缝翼2、后缘襟翼3关闭（回收）。此时，协同吹吸气模块4也随同后缘襟翼被回收至主翼1下方，后缘襟翼的上表面被主翼覆盖，以限制或减小后缘襟翼上表面的吸气微孔或狭缝对主翼流动的影响。
92.或者，在另一些实施例中，协同吹吸气模块也可以直接设置在主翼的后缘处。
93.需要说明的是，机翼通常是由翼梁、翼肋、桁条、蒙皮等构件组成，它们组成一个整体结构来承受机翼外部载荷，并保持所必需的气动外形。机翼内部为中空结构，其内部空间主要用于装载机翼油箱、传动装置、起落架、发动机等系统设备。这些内部设备不承受飞行过程中的气动载荷，因此，涵道风扇设计在主翼后缘处并不会对机翼的安全性或强度造成过大影响。
94.当然，在一些实施例中，也可以通过蒙皮的结构、厚度、材料等设计来进一步地将提高机翼结构的强度。
95.又或者，在一些实施例中，在不影响协同吹吸气控制效果的前提下，也可以通过减小吹吸气孔41或狭缝43的尺寸以减小蒙皮表面外形改变对机翼气动力的影响。因此，即使在涵道风扇不工作（或故障）的状态下，气孔或狭缝也不会明显改变机翼的升阻力特性。
96.优选地，为了使得该机翼流动控制系统能够适用于大型飞机在不同飞行阶段的飞行任务以及飞行环境的特点。在一些实施例中，涵道风扇的所述运行状态包括：适用于所述飞机的起飞阶段、降落阶段的第一运行状态，和/或适用于巡航阶段的第二运行状态，和/或适用于进行飞行姿态调整的第三运行状态；其中，所述驱动模块根据所述飞机的飞行状态驱动所述涵道风扇按照相应的运行状态开启运行。
97.具体地，在一些实施例中，当大型飞机处于起降阶段时，涵道风扇优选地以额定功率运行；当大型飞机处于巡航阶段时，涵道风扇可以关闭或者也可以以小功率运行（例如，以10%的额定功率运行）；当大型飞机的机身姿态偏离预期姿态/安全姿态时，涵道风扇可以以小功率运行，以配合飞行控制系统对飞行姿态进行辅助性地调节。
98.在一些实施例中，涵道风扇的各个运行状态的具体运行参数（如转动速度和/或转动方向）可以由用户（如飞机设计工程师）预先设定。
99.或者，在一些实施例中，涵道风扇的各个运行状态的具体运行参数也可以根据实时飞行环境（如大气环境）以及飞行状态（如机身姿态、飞行速度）等综合确定，例如，可以由驾驶员根据飞行经验结合实时环境进行设定。
100.优选地，当大气环境相对稳定时，大型飞机在起降阶段采用对称升力调节（即左右机翼的涵道风扇转速相同或相近）的方式进行升力提升。本实施例中，借助涵道风扇驱动的对称升力调节方案，可以在更小的攻角下实现相同的升力；也可以在相同攻角下实现更大
的升力；能够推迟失速攻角，在更大的攻角状态下飞行；也能够减小对起飞速度的需求，缩短滑跑距离等等。
101.进一步地，在一些实施例中，所述飞行状态包括：飞行姿态（也即机身姿态），所述系统还包括：用于辅助调整飞机飞行姿态的姿态调整模块，所述姿态调整模块被配置为用于执行以下步骤：
102.对所述飞机的飞行姿态进行实时监测，所述飞行状态包括：飞机姿态角，和/或用户输入的预估姿态角（具体地，驾驶员可以根据经验对飞机当前或未来一段时间的飞行姿态进行判断或预估，并将姿态角的预估或判断值输入飞行控制系统或者机翼流动控制系统）；
103.判断所述飞行姿态是否属于预设的第一阈值范围，若是，则所述姿态调整模块根据所述飞行姿态生成相应的第一信号并发送至所述驱动模块；
104.其中，当所述飞行姿态属于所述第一阈值范围时，则判断所述飞机偏离安全飞行姿态；所述驱动模块基于所述第一信号控制所述涵道风扇按照所述第三运行状态开启运行。
105.例如，在一些实施例中，姿态调整模块与飞机的飞行控制系统通信连接，一旦当飞行控制系统监测到飞机的偏斜角度过大时，姿态调整模块将及时地向涵道风扇发送相应的第一控制信号，其中，第一控制信号包括：涵道风扇的转速，以及转动方向。
106.优选地，在一些实施例中，为了能够适应于不同飞行姿态调节场景，所述涵道风扇能够正转和/或反转，且当所述涵道风扇正转时将对所述机翼进行升力提升，当所述涵道风扇反转时将对所述机翼进行升力减小；
107.相应地，所述第三运行状态（也即非对称升力调节模式）包括：
108.单侧运行状态，其中，当所述协同吹吸气模块处于所述单侧运行状态时，飞机单侧机翼上的涵道风扇将按照第一设定转速进行正转或反转。
109.例如，在一些实施例中，当飞机姿态角偏大时，可以单独开启向下偏斜机翼一侧的涵道风扇，以对向下偏斜的机翼进行升力提升。
110.双侧正转运行状态，其中，当所述协同吹吸气模块处于所述双侧正转运行状态时，飞机双侧机翼上的所述涵道风扇将分别按照第二设定转速、第三设定转速进行正转。
111.例如，在一些实施例中，两侧机翼的涵道风扇的转速存在速度差，以使得一侧向下偏斜一侧机翼获得较大升力，而向上偏斜一侧机翼获得较小升力，从而通过涵道风扇提供的升力差逐渐平衡机身。
112.双侧反向运行状态，其中，当所述协同吹吸气模块处于所述双侧反向运行状态时，飞机一侧机翼的所述涵道风扇将按照第四设定转速进行正转；另一侧机翼上的所述涵道风扇将进行按照第五设定转速进行反转。
113.例如，在一些实施例中，向下偏斜机翼中的涵道风扇正转以提升该侧升力，向上偏斜机翼中的涵道风扇反转以减小升力，从而减小机身的偏斜。
114.在一些实施例中，上述设定转速可以为用户在飞机设计过程中通过仿真所得的推荐转速，或者也可以为根据长期飞行经验所确定的推荐转速。
115.在一些实施例中，上述设定转速也可以通过飞机当前的飞行速度、姿态角度以及大气环境综合评估所得。
116.进一步地，在一些实施例中，为了保证机身在调整过程中安全性与稳定性，还将基于当前的飞行姿态选择适当的姿态调整方案。
117.优选地，在一些实施例中，所述第一阈值范围包括：第一风险阈值和第二风险阈值，且所述第一风险阈值低于所述第二风险阈值（例如，在一些实施例中，第一风险阈值为（5
°
,10
°
]，第二风险阈值为（10,15
°
]。可以理解的是，阈值范围可以根据飞机的机身结构、实际大气环境等综合因素进行适应性调节）；
118.所述姿态调整模块被进一步地配置为执行以下步骤：
119.当监测到所述飞行姿态处于所述第一风险阈值时，所述姿态调整模块将根据所述飞行姿态生成第一子信号并发送至所述驱动模块，所述第一子信号包括：单侧运行状态信息（如涵道风扇的转速以及转动方向）；
120.当监测到所述飞行姿态处于所述第二风险阈值时，所述姿态调整模块将根据所述飞行姿态生成第二子信号并发送至所述驱动模块，所述第二子信号包括：双侧正转运行状态信息或者双侧反向运行状态信息。
121.例如，在一些实施例中，当飞机的姿态角与安全姿态角偏差相对较小时（即姿态角处于第一风险阈值时），可以通过低耗能的单侧协调的方式辅助调整机身姿态。
122.例如，在一些实施例中，当飞机的姿态角与安全姿态角偏差相对较大时（即姿态角处于第二风险阈值时），则优选双侧协调方式以保证在姿态调整过程中的双翼稳定性。具体地，在一些实施例中，当飞机的姿态角接近临界值（如最大安全姿态角）时，优选地通过正反转的方式快速地辅助调节机身。
123.例如，在一些实施例中，飞机的姿态角包括以下一个或多个参数：俯仰角、滚转角、偏航角。
124.在一些实施例中，在大型飞机的巡航过程中可以通过非对称升力调节机翼以应对气流颠簸、机身偏斜等特殊场景，以辅助飞机实现主动姿态控制。
125.或者，在一些实施例中，当大型飞机在起降过程中遭遇突风出现滚转角变化等不稳定状态时，也可以通过上述非对称升力调节模式实现辅助姿态控制。
126.在一些实施例中，飞行姿态还包括：飞行速度。本实施例中，还将结合飞行速度进一步判断飞机当前的飞行状态。
127.进一步地，为了在机翼流动控制系统的运行过程中，保证机翼的稳定性与安全性，在一些实施例中，所述机翼流动控制系统还包括：安全监测模块，所述安全监测模块被配置为用于执行以下步骤：
128.对双侧机翼中通过所述协同吹气区域的气流量进行实时监测；
129.当监测到双侧气流量的实际流量差值超过预设的安全阈值时，将根据所述流量差值、飞行姿态和/或飞行阶段选择对应的协调方案，所述协调方案包括：增大转速、和/或减小转速、和/或关闭风扇；
130.基于所述协调方案生成第二信号并发送至所述驱动模块。
131.本实施例中，通过对实际气流量的实时监控既可以对飞行机翼两侧的协同吸吹气模块的真实工作状态（如吸吹气效果）进行监测，同时也能够对飞行风险进行预警。
132.例如，在一些实施例中，当飞机飞行遇到异常气流时，可以通过气流量差值对飞行风险进行预警。具体地，在飞机的巡航过程中若遇到机翼两侧气流量差值较大的情况时，可
以选择关闭两侧的涵道风扇，甚至封闭流动腔室以限制空气上下流动。又或者，当气流差值相对较小时，也可以通过减小相应风扇（即气流量较大一侧的风扇）的转速以协调两侧的机翼平衡性。
133.例如，在一些实施例中，该系统可以通过对涵道风扇两侧的压降或气流量、涵道风扇转速等进行实时监测，以判断气流量差值是否满足安全飞行要求。
134.在一些具体的实施例中，可以测量涵道风扇两侧（入口处和出口处）的压降或空气流量。即根据涵道风扇的p-q曲线（风扇入口与出口二端压力差p与当时状态下流量q的对应值），通过压降判断流经风扇的流量，并可以以此来估算机翼上下表面的平均吹吸气速度。
135.在一些实施例中，还包括：风扇监测模块，所述风扇监测模块被配置为用于执行以下步骤：
136.当所述协同吹吸气模块启动运行时，对至少一侧所述机翼中的所述多个涵道风扇的真实工作状态进行实时监测，所述工作状态包括：启动信息（如风扇是否开启），和/或真实转速；
137.判断所述真实工作状态与期望运行状态（如设定转速）是否相符，若否，则判断相应的所述涵道风扇出现故障，并获取所述涵道风扇的位置信息；所述位置信息包括：机翼位置，以及所述涵道风扇的安装位置；
138.根据所述位置信息生成第三信号发送至所述驱动模块，所述第三信号包括所述位置信息；
139.其中，所述驱动模块将基于所述第三信号对应关闭另一侧机翼上对应位置处的所述涵道风扇。
140.本发明实施例中，在涵道风扇开启的过程中，还将对涵道风扇的故障信息进行实时监测。例如，一旦发现机翼左侧的某个涵道风扇出现故障时（如无法开启，或者无法达到设定转速时），将在保持该故障涵道风扇关闭的同时，将机翼右侧对称位置处的涵道风扇同步关闭，以保证两侧机翼的平衡。
141.在一些实施例中，所述气孔的内径在200μm-300μm之间。本实施例中，在飞机巡航过程时，由于气孔孔径较小因此并不会产生额外的阻力。
142.当然，在另一些实施例中，为了降低机翼结构的加工难度，控制生产成本，所述气孔的内径也可以设置在300μm-1000μm之间。
143.又或者，在另一些实施例中，气孔的内径约为500μm-1000μm。
144.又或者，在另一些实施例中，所述气孔的内径还可以设置在1000μm-2000μm之间。
145.在一些实施例中，所述协同吸吹气区域设置在主翼的70-80%弦长（弦长方向为x方向）的范围内。
146.在一些实施例中，所述协同吸吹气区域设置在主翼的80-90%弦长的范围内。
147.进一步地，在一些实施例中，为了减小或避免协同吸吹气模块在涵道风扇关闭时产生阻力。所述系统还包括：设置在所述机翼的翼面内侧的活动滑门，当所述活动滑门关闭时，所述流动腔室被封闭以限制空气穿过机翼内部上下流动；相应地，所述机翼流动控制系统还包括：与所述活动滑门通信连接的滑门控制模块（例如，电机），所述滑门控制模块被配置为用于执行以下步骤：
148.实时监测所述飞机是否发出滑门关闭信号；其中，当所述飞机在监测到飞机进入
巡航阶段时，和/或飞机完成降落阶段时，和/或用户输入关闭信号时向所述滑门控制模块发送所述滑门关闭信号；
149.当监测到所述滑门关闭信号时，所述滑门控制模块控制所述活动滑门关闭。
150.例如，在一些实施例中，当协同吸吹气模块设置在后缘襟翼时，可以仅在下翼面上设置活动滑门。
151.例如，在一些实施例中，当协同吸吹气模块设置在主翼后缘时，则优选在上下翼面上分别设置活动滑门。
152.例如，在一些实施例中，翼面内部设置有滑轨，所述活动滑门可以通过滑轨在机翼内部往复移动以实现开启与关闭。
153.例如，在一些实施例中，当飞机处于巡航状态，且大气环境相对稳定时，则可以关闭协同吹气模块并关闭滑门以减少飞行耗能。
154.下面以型号为delta afb0512xb-a的涵道风扇（如图2所示）为例，对本发明的技术方案以及有益技术效果进一步地说明：
155.本发明提出了一种基于涵道风扇驱动机翼外部气流实现协同吹吸气的机翼流动控制方案。如图1d、图1e所示，协同吸吹气模块由吸气孔板或狭缝（相当于第一引气区域）、吹气孔板或狭缝（相当于第二引气区域）、腔室和涵道风扇组成，由风扇叶片转动诱导机翼外部气流从吸气孔板进入协同吹吸气模块，然后由吹气孔板排出。该方法从外部流场获得吹吸气流体，不需要提供储气系统或者从发动机引气，避免了增加储气系统重量和发动机功率消耗，并且达到有效控制对涵道风扇的要求并不苛刻，可实现性强。
156.并且，cfd（computational fluid dynamics）仿真计算结果表明，本发明提出的机翼流动控制可以显著提高机翼升力，增大失速攻角，起到部分替代襟翼的效果。下面将对仿真计算的仿真参数以及仿真结果进行详细说明：
157.以特征弦长为1m的naca0015翼型为例，雷诺数re为1
×
106时，对应的来流速度大约为14.6m/s。在翼型后缘0.8至0.9倍弦长处布置涵道风扇驱动的协同吹吸气模块。为了验证方案的可行性，涵道风扇以工业领域常见的涵道风扇型号delta afb0512xb-a的性能指标为参照，该风扇的外观和尺寸如图2所示。风扇外壳的长度和宽度均为50mm，厚度为15mm，叶轮厚度为9mm，叶轮直径约为47mm，轮毂直径约为22mm。p-q曲线（静压-风量曲线）是表征风扇性能的重要参数，该风扇的p-q曲线如图3所示。
158.用于验证涵道风扇驱动协同吹吸气实现机翼流动控制有效可行的数值计算几何模型如图4a-图4c所示。图4a为布置有协同吹吸气模块的机翼剖面侧视图，图4b为局部侧视图，图4c为局部俯视图。具体地，引气区域分别采用吸气狭缝和吹气狭缝的形式，狭缝宽度和间距均为2.5mm。在流向位于0.8至0.9倍弦长、展向宽度0.1倍弦长的100mm
×
100mm的方形范围内，紧凑排布了4个外壳长度和宽度为均50mm的涵道风扇。通过动量源模型模拟叶轮旋转对协同吹吸气系统内外流场的驱动作用，叶轮压降和风量的关系以图3所示的p-q曲线为依据，采用中等转速状态下的数据指标。采用sst k-ω湍流模型进行非定常计算，时间步长0.01s，展向采用周期边界条件，考察了-5
°
、0
°
、5
°
、10
°
、15
°
、20
°
攻角状态下由涵道风扇驱动协同吹吸气对naca0015翼型升阻力特性的影响。在re=1
×
106条件下，naca0015翼型的临界失速攻角为11
°
，试验测得的升力系数c
l
为1.07。图5a给出了11
°
攻角时数值模拟计算的c
l
随时间的变化，与试验结果符合良好，证实了数值方法的正确性（图5a中的虚线标注了
cl=1.07的位置）。
159.图5b和图5c分别给出了未施加协同吹吸气控制时和施加控制后naca0015翼型的升力系数c
l
、阻力系数cd以及升阻比。图6和图7显示了施加协同吹吸气控制前后升阻力系数的对比。在-5
°
至20
°
的很宽的攻角范围内，由涵道风扇驱动的协同吹吸气大幅提高了机翼的升力系数。在攻角大于5
°
之后，协同吹吸气控制下的机翼阻力系数有一定程度的增大，这是由于协同吹吸气导致机翼的等效弯度增大带来的影响。
160.由此可见，在大型飞机的起飞和着陆阶段，由涵道风扇驱动协同吹吸气的流动控制方案可以对飞机升力系数进行显著提升，并使飞机以更小的仰角和更低的速度实现起飞和降落，这将代替部分襟翼功能。由此实现的机械系统重量减小也可以带来飞行阻力的降低。当攻角超过15
°
之后，机翼吸力侧出现大尺度的周期性涡脱落，导致升阻力系数波动明显。在协同吹吸气的控制下，c
l
的变化范围介于1.10至1.70之间，cd的变化范围介于0.28至0.44之间，仍然较未施加控制时的升力系数有显著提升。
161.通过上述仿真试验可以说明本发明所提出的基于涵道风扇的协同吹吸气机翼流动控制方案在大型飞机的特殊飞行场景（如起飞和着陆过程）下具有显著优势。这种在机翼后缘上下表面协同吹气和吸气的方式可以有效地增加机翼等效弯度、改善气动特性等控制效果，达成在更小速度和更大攻角状态下飞行、扩大飞行包线的应用目标，最终部分替代或完全替代襟翼的作用效能。而这种替代襟翼的作用效能可以有效减轻襟翼操纵系统和飞机结构重量，减少能源消耗。
162.这使得该机翼流动控制方案能够增强大型飞机在遭遇突风等复杂气流环境中的飞行稳定性，扩大了大型飞机的飞行范围和使用限制条件。
163.在实际应用过程中，可以根据机翼的结构布局和尺寸选择合适的风扇类型和规格。优选地，可以选择更高转速的风扇，以增大吹吸气控制的气流流量/速度。以台达afb0512型号轴流风机为例，其详细外形尺寸如图8a所示，性能参数指标列于图8b，pq曲线如图3所示。其中，图8a中的单位分别为mm、inch，例如，风机的宽度为50.0
±
0.5mm（也即1.969
±
0.020inch）。按照单个afb0512型号轴流风机控制50 mm
×
50 mm正方形范围内的吹吸气孔板考虑，单个正方形微孔尺寸取1 mm，中心间距1.5 mm（孔隙率φ=44.4%），则在50 mm
×
50 mm正方形范围内的微孔总面积为1111 mm2，按照气流量0.330 m3/min估算，在不考虑吹吸气系统损失的情形下，流经单个微孔的平均气流速度大约为4950 mm/s，远大于实现有效控制对吹吸气速度的需求。因此，现有型号的工业轴流风扇性能指标满足吹吸气控制系统对气流量（吹吸气速度）的需求。
164.具体地，在一些实施例中，可以参见风扇的pq曲线分阶段制定飞机飞行过程中涵道风扇驱动协同吹吸气控制系统的运转策略（设定风扇转速等）。例如，在起飞降落阶段，可以以额定转速稳定运行，以尽可能对升力形成更有利的影响。
165.可以理解的是，本发明中的涵道风扇可以为工业领域的常见的轴流风扇或增压高速轴流风扇，也可以是任意一种能够起到引导空气从上到下或从下到上流动效果的风扇或风机结构。
166.可以理解的是，本发明中的机翼流动控制系统也可以推广应用于各类中小型飞机中。
167.需要说明的是，本发明中的上下协同吹气模式与现有技术中的层流控制方案无论
是在控制原理、控制方式还是结构设计上均不相同。
168.首先，从控制原理来看，现有技术中的前后组合吹气形式是通过改变机翼上翼面的流动特性，以推迟边界层从层流状态向湍流转捩，进而减小摩擦阻力同时延迟流动分离。而发明中的上下协同吹气模式是通过上下表面同步吸吹气以减小流动分离、增大机翼等效弯度等方式，以增大机翼的升力系数。
169.实际上，前后组合吹气方案的适用场景也非常有限（其主要适用于层流翼型流动）。因为在实际高雷诺数流动中，机翼前缘的微小干扰（如微小气孔）很容易诱发层流转捩，使得机翼表面的流动变为湍流，并且在湍流流动状态下，机翼前缘吸气将显著增大机翼的摩擦阻力，反而会带来不利的影响。而本发明中上下协同吹气以增大机翼等效弯度的模式则不会受到高雷诺数流动的影响（换句话说，本发明的机翼流动控制方案可以适用于多种机翼翼型）。
170.其次，从具体控制方式以及结构设计来看，前后组合吹吸气的形式需要将气流从机翼前缘引导至后缘，因此需要更强的动力系统（需要依赖发动机引气），铺设更长的气流管路，这对机翼内部空间布局的影响较大。而本发明的上下协同吹气模式可以直接利用涵道风扇进行外部引气，不会造成发动机功率损失。并且，涵道风扇系统简单，重量轻，管路短，整个涵道风扇系统布置在机翼后缘位置，占用空间小，且对机翼内部空间的影响也小。
171.需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者装置所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者装置中还存在另外的相同要素。
172.通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质(如rom/ram、磁碟、光盘)中，包括若干指令用以使得一台计算机终端(可以是手机，计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述的方法。
173.上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护之内。

技术特征：
1.一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，其特征在于，包括：对称地设置在飞机双侧机翼上的协同吹吸气模块，所述协同吹吸气模块包括：协同吹吸气区域，所述协同吹吸气区域设置在所述机翼上靠近后缘处的区域；其中，所述协同吹吸气区域包括：设置在所述机翼的上翼面的第一引气区域，以及与所述第一引气区域相对应并设置在所述机翼的下翼面的第二引气区域；所述第一引气区域和所述第二引气区域上均间隔地设置有多个气孔和/或多个狭缝，且所述第一引气区域和所述第二引气区域之间的机翼内部则形成供空气上下流动的流动腔室；所述流动腔室中沿所述机翼的翼展方向设置有多个涵道风扇，所述涵道风扇用于引导机翼外部的空气通过所述流动腔室沿相应方向上下流动，从而在飞机飞行过程中对所述机翼进行升力提升或升力减小；所述机翼流动控制系统还包括：用于控制所述涵道风扇的运行状态的驱动模块。2.根据权利要求1所述的一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，其特征在于，还包括：设置在机翼后缘处的后缘襟翼，且所述协同吹吸气模块设置在所述后缘襟翼上；其中，当所述后缘襟翼打开时，所述协同吹吸气模块在所述驱动模块的控制下开启运行以对所述后缘襟翼进行辅助升力提升；当所述后缘襟翼关闭时，所述协同吹吸气模块随着所述后缘襟翼被回收至所述机翼的主翼下方，所述后缘襟翼的上翼面被所述主翼覆盖以限制空气通过所述流动腔室上下流动。3.根据权利要求1或2所述的一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，其特征在于，所述运行状态包括：适用于所述飞机的起飞阶段、降落阶段的第一运行状态，和/或适用于巡航阶段的第二运行状态，和/或适用于进行飞行姿态调整的第三运行状态；其中，所述驱动模块根据所述飞机的飞行状态驱动所述涵道风扇按照相应的运行状态开启运行。4.根据权利要求3所述的一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，其特征在于，所述飞行状态包括：飞行姿态，所述机翼流动控制系统还包括：用于辅助调整飞机飞行姿态的姿态调整模块，所述姿态调整模块被配置为用于执行以下步骤：对所述飞机的飞行姿态进行实时监测，所述飞行姿态包括：飞机姿态角，和/或用户输入的预估姿态角；判断所述飞行姿态是否属于预设的第一阈值范围，若是，则所述姿态调整模块根据所述飞行姿态生成相应的第一信号并发送至所述驱动模块；其中，当所述飞行姿态属于所述第一阈值范围时，则判断所述飞机偏离安全飞行姿态；所述驱动模块基于所述第一信号控制所述涵道风扇按照所述第三运行状态开启运行。5.根据权利要求4所述的一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，其特征在于，所述涵道风扇能够正转和/或反转，且当所述涵道风扇正转时将对所述机翼进行升力提升，当所述涵道风扇反转时将对所述机翼进行升力减小；相应地，所述第三运行状态包括：单侧运行状态，其中，当所述协同吹吸气模块处于所述单侧运行状态时，飞机单侧机翼上的涵道风扇将按照第一设定转速进行正转或反转；双侧正转运行状态，其中，当所述协同吹吸气模块处于所述双侧正转运行状态时，飞机
双侧机翼上的所述涵道风扇将分别按照第二设定转速、第三设定转速进行正转；双侧反向运行状态，其中，当所述协同吹吸气模块处于所述双侧反向运行状态时，飞机一侧机翼的所述涵道风扇将按照第四设定转速进行正转；另一侧机翼上的所述涵道风扇将进行按照第五设定转速进行反转。6.根据利要求5所述的一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，其特征在于，所述第一阈值范围包括：第一风险阈值和第二风险阈值，且所述第一风险阈值低于所述第二风险阈值；所述姿态调整模块被进一步地配置为执行以下步骤：当监测到所述飞行姿态处于所述第一风险阈值时，所述姿态调整模块将根据所述飞行姿态生成第一子信号并发送至所述驱动模块，所述第一子信号包括：单侧运行状态信息；当监测到所述飞行姿态处于所述第二风险阈值时，所述姿态调整模块将根据所述飞行姿态生成第二子信号并发送至所述驱动模块，所述第二子信号包括：双侧正转运行状态信息或者双侧反向运行状态信息。7.根据权利要求1或2所述的一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，其特征在于，还包括：安全监测模块，所述安全监测模块被配置为用于执行以下步骤：对双侧机翼中通过所述协同吹吸气区域的气流量进行实时监测；当监测到双侧气流量的实际流量差值超过预设的安全阈值时，将根据所述流量差值、飞行姿态和/或飞行阶段选择对应的协调方案，所述协调方案包括：增大转速、和/或减小转速、和/或关闭风扇；基于所述协调方案生成第二信号并发送至所述驱动模块。8.根据权利要求7所述的一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，其特征在于，还包括：风扇监测模块，所述风扇监测模块被配置为用于执行以下步骤：当所述协同吹吸气模块启动运行时，对至少一侧所述机翼中的所述多个涵道风扇的真实工作状态进行实时监测，所述真实工作状态包括：启动信息，和/或真实转速；判断所述真实工作状态与期望运行状态是否相符，若否，则判断相应的所述涵道风扇出现故障，并获取所述涵道风扇的位置信息；所述位置信息包括：机翼位置，以及所述涵道风扇的安装位置；根据所述位置信息生成第三信号发送至所述驱动模块，所述第三信号包括所述位置信息；其中，所述驱动模块将基于所述第三信号对应关闭另一侧机翼上对应位置处的所述涵道风扇。9.根据权利要求1或2所述的一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，其特征在于，所述气孔的内径在200μm-300μm之间；和/或，所述气孔的内径在300μm-1000μm之间；和/或，所述气孔的内径在1000μm-2000μm之间；和/或，所述协同吹吸气区域设置在机翼的主翼70-80%弦长的范围内；和/或，所述协同吹吸气区域设置在机翼的主翼80-90%弦长的范围内。10.根据权利要求9所述的一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，其特征在于，还包括：设置在所述机翼的翼面内侧的活动滑门，当所述活动滑门关闭时，所述
流动腔室被封闭以限制空气穿过机翼内部上下流动；相应地，所述机翼流动控制系统还包括：与所述活动滑门通信连接的滑门控制模块，所述滑门控制模块被配置为用于执行以下步骤：实时监测所述飞机是否发出滑门关闭信号；其中，当所述飞机在监测到飞机进入巡航阶段时，和/或飞机完成降落阶段时，和/或用户输入关闭信号时向所述滑门控制模块发送所述滑门关闭信号；当监测到所述滑门关闭信号时，所述滑门控制模块控制所述活动滑门关闭。

技术总结
本发明涉及一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，包括：对称设置在飞机双翼上的协同吹吸气模块，该模块包括设置在机翼后缘的协同吹吸气区域；其中，协同吹吸气区域包括：分别设置在上、下翼面的第一引气区域和第二引气区域；第一、第二引气区域上设置有多个气孔或狭缝，且第一、第二引气区域之间的机翼内部形成供空气上下流动的流动腔室；腔室中设置有多个用于引导外部空气通过腔室上下流动的涵道风扇；该系统还包括用于控制涵道风扇的运行状态的驱动模块。该系统通过上下引气的方式提供了一种低成本的增升和辅助操控方案，既可以增大大型飞机在起降过程中的升力，同时可以在大型飞机的起降、巡航过程中对飞行状态进行辅助调节。飞行状态进行辅助调节。飞行状态进行辅助调节。


技术研发人员：李泽祥 冯毅 罗朝匀 李辉 倪章松
受保护的技术使用者：成都流体动力创新中心
技术研发日：2023.04.14
技术公布日：2023/5/16