| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 61 | 超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼 | CN201310360594.2 | 2013-08-19 | CN103407580B | 2015-04-08 | 吴文华; 陈德华; 王勋年; 张书俊; 周志宏; 孟德虹; 周桂宇 |
| 本发明公开了超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼，目的在于解决当前采用的提高大展弦比机翼的强度和刚度的一些优化设计方法，进一步提升空间有限，而采取增大变形体断面的几何特征参数的方法，则需增加机翼的结构重量，效果均不佳的问题。本发明根据飞行器总体构型，将机翼分成若干段，按照一定方式分段布置张线，研究结果表明，本发明利用张线的“拉”与机翼本身的“压”来代替机翼原来弯曲作用，可以在基本不增加结构重量的前提下，大幅提高大展弦比机翼的刚度和强度，将气动弹性变形降低到传统机翼的10%以内。本发明对于超大展弦比机翼进入实用具有重要意义，能够大幅提高飞行器的巡航效率，节省燃油消耗，降低成本。 | ||||||
| 62 | 一种升阻比高及失速角大的主机翼加整流翼气动布局 | CN200310119249.6 | 2003-11-25 | CN1636827A | 2005-07-13 | 郭宏斌 |
| 一种升阻比高的主机翼加整流翼布局，特征是制作厚度较小的主机翼，安装在飞机机身二侧的中下方或下方，与主机翼平面外形相近但面积大大减小的整流翼，前缘相对主机翼前缘后移约二者间距上下并后部成略上翘式，安装主机翼上方机身上部或中上部，这样的机翼组合将具有升力高与飞行阻力小，可用飞行迎角大，大迎角时诱导阻力小与不易产生失速，正常飞行及不良气象条件下飞行稳定性高等优点，因而可在各种有人或无人飞机上得到广泛应用。 | ||||||
| 63 | 一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族 | CN202310522548.1 | 2023-05-10 | CN116729619B | 2023-11-17 | 赵轲; 张伟; 高正红; 赵欢; 夏露; 黄江涛; 邓俊 |
| 本发明提出一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族，翼型族前缘下表面正加载和后缘上表面反加载，实现抬头力矩，缓解飞翼布局外翼段翼型的设计载荷和力矩压力，改善环量分布，提高升阻比，实现设计点的力矩的精准自配平。翼型族的上表面比较平坦，压力分布变化比较和缓，避免出现强的激波，减小翼型设计状态的阻力，提高翼型的阻力发散特性。翼型族具有明显的负弯度特征，减小飞翼布局内翼段的载荷，改善飞翼布局“三角形”环量分布特征，减小诱导阻力，提高飞翼布局的升阻比。与传统的翼型相比，翼型族可以通过改变前加载和后加载来实现力矩的精准控制，在典型设计状态下，升阻比提高了10，阻力发散马赫数提高了0.03，同时翼型的雷达散射截面积减小了0.035m2。 | ||||||
| 64 | 一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族 | CN202310522548.1 | 2023-05-10 | CN116729619A | 2023-09-12 | 赵轲; 张伟; 高正红; 赵欢; 夏露; 黄江涛; 邓俊 |
| 本发明提出一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族，翼型族前缘下表面正加载和后缘上表面反加载，实现抬头力矩，缓解飞翼布局外翼段翼型的设计载荷和力矩压力，改善环量分布，提高升阻比，实现设计点的力矩的精准自配平。翼型族的上表面比较平坦，压力分布变化比较和缓，避免出现强的激波，减小翼型设计状态的阻力，提高翼型的阻力发散特性。翼型族具有明显的负弯度特征，减小飞翼布局内翼段的载荷，改善飞翼布局“三角形”环量分布特征，减小诱导阻力，提高飞翼布局的升阻比。与传统的翼型相比，翼型族可以通过改变前加载和后加载来实现力矩的精准控制，在典型设计状态下，升阻比提高了10，阻力发散马赫数提高了0.03，同时翼型的雷达散射截面积减小了0.035m2。 | ||||||
| 65 | 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法 | CN202310173124.9 | 2023-02-28 | CN115871913B | 2023-06-30 | 陈兵; 贾洪印; 李思逸; 吴晓军; 刘深深; 余婧; 张培红; 周桂宇; 韩青华 |
| 本发明涉及飞行器气动布局设计技术领域，公开了一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，该气动布局，包括由前体侧缘轮廓曲线、纵向对称面轮廓曲线和前体末端横截面轮廓曲线组成的乘波前体；其中，纵向对称面轮廓曲线是在外压缩流场中前体侧缘轮廓曲线对称面处离散点获取的追踪流线，前体末端横截面轮廓曲线是在外压缩流场中由前体侧缘轮廓曲线各离散点追踪流线在末端截止后形成的拟合曲线。本发明解决了现有技术存在的内转进气道与弹身之间的匹配设计困难，难以满足高超声速、高升阻比和超远航程的需求等问题。 | ||||||
| 66 | 低室温电阻率高升阻比的无铅PTC热敏陶瓷材料及制备方法 | CN202211569319.7 | 2022-12-08 | CN116332639A | 2023-06-27 | 曾涛; 李诗恒; 曾江涛; 杜刚; 张永丽; 周同彪 |
| 本发明涉及一种低室温电阻率高升阻比的无铅PTC热敏陶瓷材料及制备方法，本发明通过改良钛酸钡基无铅PTC材料的配方以及调整还原气氛组成和配比，采用分段烧结的方式，来优化材料性能。其中第一次烧结过程中，通入还原性气体(CO：N2＝1：4)来消耗氧气并制造还原气氛，从而大幅降低陶瓷的室温电阻率。在第二阶段的再氧化烧结过程中，晶界部分被氧化，使得陶瓷的升阻比大幅提升，达到可与含铅PTC相媲美的优良性能，大大减少环境污染。 | ||||||
| 67 | 中低雷诺数微小型飞行器的高升阻比紧耦合双翼气动布局 | CN202310523848.1 | 2023-05-11 | CN116252944A | 2023-06-13 | 蒋崇文; 刘哲; 许晨豪; 胡姝瑶 |
| 本发明属于微小型飞行器气动布局设计技术领域，涉及一种中低雷诺数微小型飞行器的高升阻比紧耦合双翼气动布局，包括前翼、后翼、端板、机身等部分，后翼设置在前翼的后下方，后翼的翼尖通过端板与前翼的翼尖或下翼面相连；前翼与后翼的展长之比在1~2范围内；沿微小型飞行器飞行时气流流向的铅垂面截取的双翼截面中，前翼与后翼的截面弦长之比在1~3范围内；前翼的截面前缘与后翼的截面前缘的竖直方向距离为5~30%的前翼的截面弦长；前翼的截面前缘与后翼的截面前缘水平方向距离为80~110%的前翼的截面弦长；前翼与后翼的弦线间夹角为0°~15°。通过双翼紧耦合设计使得最大升阻比得到提升，以提高微小型飞行器气动效率。 | ||||||
| 68 | 基于阻力和升阻比的滑翔弹道随速度变化降阶解计算方法 | CN202011532035.1 | 2020-12-21 | CN112507467B | 2023-05-12 | 朱恒伟; 廖波; 江庆平; 郭胜鹏 |
| 本发明属于制导技术领域，涉及基于阻力和升阻比的滑翔弹道随速度变化降阶解计算方法。考虑基于阻力和升阻比的滑翔弹道随速度变化降阶解计算方法，包括以下步骤：建立滑翔飞行器的动力学模型；建立基于牛顿迭代法的滑翔飞行器的动力学模型的近似方程；求解一次近似方程的解析解。本方法建立了包含大范围横向运动的滑翔飞行器三维机动弹道一次近似方程，以阻力加速度和纵向升阻比为控制变量，利用了雅可比矩阵的稀疏特性，能够快速求解三维机动弹道一次近似方程的解析解，其求解精度相对传统求解方法明显提高。 | ||||||
| 69 | 一种在大攻角下的高升阻比风力机翼型及其设计方法 | CN202210270902.1 | 2022-03-18 | CN114593010A | 2022-06-07 | 张扬; 杨光宇; 曾鑫磊; 胡澜翔 |
| 本发明属于风力发电技术领域，尤其涉及一种在大攻角下的高升阻比风力机翼型的设计方法，以其形成过程描述为：将基准翼型剖面投影于XY坐标系中得到基准翼型轮廓，将基准翼型轮廓前缘点与坐标原点重合，在基准翼型轮廓上设置有开缝；在下翼面处选取两个点作为开缝的入口，记为a点和b点；在上翼面处选取两个点作为开缝的出口，记为c点和d点；a点和c点之间取点e，b点和d点之间取点f；aec和bfd构成了开缝的形状，在翼型中间形成一个通道；ae和bf为直线，ec和fd为圆弧，ae与bf平行。实现更大的失速迎角和更小的阻力，显著提高了其在大攻角下的升阻比，从而提高了风力发电机组风轮的风能吸收效率。 | ||||||
| 70 | 一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法 | CN202210201305.3 | 2022-03-03 | CN114313253A | 2022-04-12 | 陈兵; 刘深深; 韩青华; 曾磊; 桂业伟; 刘磊; 贾洪印; 余婧 |
| 本发明公开了一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法，属于飞行器气动布局设计领域，包括机体/内流道气动布局；在所述机体/内流道气动布局中从前到后分别为前体预压缩面、一级外压缩面、二级外压缩面、三级外压缩面、冲压流道、第一尾喷管和第二尾喷管，进气道分流板位于二级外压缩面内部，涡轮流道并联于冲压流道上方；本发明具备高效的高速巡航飞行能力，满足了飞行器低速段的高升力需求，同时改善高速机翼在低速起飞状态下的流动分离问题，可以保证飞机的宽速域飞行性能。 | ||||||
| 71 | 一种不同攻角下水下滑翔机升阻比的边界层网格求解方法 | CN201710221791.4 | 2017-04-06 | CN106886666B | 2019-12-31 | 张艳芹; 权振; 刘国良; 孔祥滨; 于晓东; 程海阔; 郭丽丽 |
| 本发明提出一种不同攻角下水下滑翔机升阻比的边界层网格求解方法，目的是确定水下滑翔机的最佳滑行角度，并能得到不同攻角下的阻力与升力，为后续水下滑翔机的控制系统以及动力源的选择提供理论支撑。最后通过实验验证了边界层网格数值模拟的准确性，得到的吻合情况较好。此分析方法可以推广到其它系列水下运动机器中，与传统的复杂公式推导相比节省了计算周期，计算效率可提高两倍以上，更能有效的预测和求解水下机器的效率等问题。步骤A、水下滑翔机物理模型简化。步骤B、创建水下滑翔机流体外域模型。步骤C、创建水下滑翔机边界层网格模型。步骤D、进行不同攻角下水下滑翔机升阻比的数值求解计算。步骤E、进行数据结果后处理。本发明应用于水下滑翔机升阻比的有效求解。 | ||||||
| 72 | 一种适用于低空低速无人机的高升阻比层流翼型 | CN201910780191.0 | 2019-08-22 | CN110498037A | 2019-11-26 | 延小超; 秋晨 |
| 本发明属于无人机翼型设计技术领域，具体涉及一种适用于低空(H＜5000m)低速(Ma＜0.1)无人机的高升阻比层流翼型，所述翼型的最大厚度为10％C，最大厚度对应的弦向位置为34％C，最大弯度为3.76％C，最大弯度对应的弦向位置为41％C，后缘厚度为0.3％C，其中C为翼型弦长。本发明翼型能够在50万量级雷诺数工况下，翼型上表面在70％C～80％弦长处发生流动转捩，层流流动逐渐演变为湍流流动，即先转捩后分离，不产生层流分离泡，在设计状态下该翼型具有低阻力和高升阻比，且失速特性平缓、力矩特性优良，能够满足低空低速长航时轻型无人机各项性能指标。 | ||||||
| 73 | 一种基于阻力剖面的高升阻比高超平稳滑翔再入制导方法 | CN201710970667.8 | 2017-10-18 | CN107941087B | 2019-08-06 | 陈万春; 张晚晴; 余文斌 |
| 本发明涉及一种基于阻力剖面的高升阻比高超平稳滑翔再入制导方法，它包括以下几个步骤：步骤一：高超声速飞行器建模；步骤二：滑翔距离解析解推导；步骤三：再入轨迹规划与跟踪制导；步骤四：基于地球自转模型的平稳滑翔弹道倾角推导。本发明的优点在于：(1)获得了精度更高的基于能量的滑翔距离解析解，形式简单，便于应用。(2)以能量为自变量规划阻力剖面，在旋转地球背景下将阻力剖面转换为纵向升阻比，然后调整倾侧角在最大升阻比下进行跟踪，横向运动由航向误差门限控制。(3)针对再入弹道的振荡问题，推导基于地球自转模型的平稳滑翔弹道倾角，并采用以此为反馈项的弹道阻尼技术抑制振荡。 | ||||||
| 74 | 一种具有尖前缘大弯度的低雷诺数高升阻比翼型 | CN201910294428.4 | 2019-04-12 | CN109969381A | 2019-07-05 | 宋超; 李伟斌; 王子维; 李鹏 |
| 本发明公开了一种具有尖前缘大弯度的低雷诺数高升阻比翼型,涉及一种低雷诺数翼型，所述翼型最大厚度为d/c＝0.09，最大厚度位置为xd/c＝0.274；所述翼型最大弯度为f/c＝0.0595，最大弯度位置为xf/c＝0.527；其中c为翼型弦长，d为翼型最大厚度，f为翼型最大弯度；所述翼型上下表面在前缘的连接点为坐标原点，翼型弦长所在轴线为x轴，xd为最大厚度位置的横坐标，xf为最大弯度位置的横坐标。本发明弃常规翼型的钝头形状，采用尖前缘，减小浸湿面积，使阻力大大减小，且使翼型在失速之前升力系数线性变化；同时，本发明提供的翼型具有大弯度的特点，使翼型上表面的负压区依靠大弯度产生，从而实现高升力的特点。 | ||||||
| 75 | 一种带有非定常升阻比调节机构的水下滑翔机机翼 | CN201610326715.5 | 2016-05-17 | CN105923131B | 2018-11-16 | 宋大雷; 郭亭亭; 韩雷; 王向东 |
| 本发明涉及水下滑翔机机翼调节技术领域，尤其涉及一种带有非定常升阻比调节机构的水下滑翔机机翼。其包括机翼，所述机翼上连接有调节机构，所述调节机构包括固定支架、联动部分和油路控制部分，所述联动部分和油路控制部分均安装在所述固定支架上，所述机翼与所述联动部分相连，所述油路控制部分与所述联动部分相互配合，形成通过油路控制部分控制可调节角度的机翼。本发明能够改变机翼的升阻比，从而最大效率的提升滑翔机机翼浮力在水平方向上贡献的分量，进而增加滑翔机的续航能力，大大提高了水下滑翔机的运动效率，即：提高了水下滑翔机的续航里程。 | ||||||
| 76 | 基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼 | CN201610644119.1 | 2016-08-08 | CN106184720B | 2018-08-31 | 王晋军; 张增; 冯立好; 潘翀; 高琪; 刘沛清; 何国胜; 贺曦 |
| 本发明提供一种基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼。本发明提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，包括机翼本体、格尼襟翼和等离子体激励器；等离子体激励器包括覆盖电极、绝缘介质层、裸露电极以及交流电源；覆盖电极的上表面涂覆在机翼本体的下表面上，绝缘介质层覆盖在覆盖电极的下表面，裸露电极设置在绝缘介质层的下表面，交流电源的一端与覆盖电极连接，交流电源的另一端与裸露电极连接；裸露电极和绝缘介质层靠近格尼襟翼的迎风面设置，覆盖电极远离格尼襟翼的迎风面设置。本发明提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，可提高飞机飞行时的升阻比，降低飞机飞行时的耗油量。 | ||||||
| 77 | 一种不同攻角下水下滑翔机升阻比的边界层网格求解方法 | CN201710221791.4 | 2017-04-06 | CN106886666A | 2017-06-23 | 张艳芹; 权振; 刘国良; 孔祥滨; 于晓东; 程海阔; 郭丽丽 |
| 本发明提出一种不同攻角下水下滑翔机升阻比的边界层网格求解方法，目的是确定水下滑翔机的最佳滑行角度，并能得到不同攻角下的阻力与升力，为后续水下滑翔机的控制系统以及动力源的选择提供理论支撑。最后通过实验验证了边界层网格数值模拟的准确性，得到的吻合情况较好。此分析方法可以推广到其它系列水下运动机器中，与传统的复杂公式推导相比节省了计算周期，计算效率可提高两倍以上，更能有效的预测和求解水下机器的效率等问题。步骤A、水下滑翔机物理模型简化。步骤B、创建水下滑翔机流体外域模型。步骤C、创建水下滑翔机边界层网格模型。步骤D、进行不同攻角下水下滑翔机升阻比的数值求解计算。步骤E、进行数据结果后处理。本发明应用于水下滑翔机升阻比的有效求解。 | ||||||
| 78 | 基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼 | CN201610644119.1 | 2016-08-08 | CN106184720A | 2016-12-07 | 王晋军; 张增; 冯立好; 潘翀; 高琪; 刘沛清; 何国胜; 贺曦 |
| 本发明提供一种基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼。本发明提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，包括机翼本体、格尼襟翼和等离子体激励器；等离子体激励器包括覆盖电极、绝缘介质层、裸露电极以及交流电源；覆盖电极的上表面涂覆在机翼本体的下表面上，绝缘介质层覆盖在覆盖电极的下表面，裸露电极设置在绝缘介质层的下表面，交流电源的一端与覆盖电极连接，交流电源的另一端与裸露电极连接；裸露电极和绝缘介质层靠近格尼襟翼的迎风面设置，覆盖电极远离格尼襟翼的迎风面设置。本发明提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，可提高飞机飞行时的升阻比，降低飞机飞行时的耗油量。 | ||||||
| 79 | 多激波系低声爆高升阻比外形设计方法、系统及气动外形 | CN202410179042.X | 2024-02-18 | CN117725688A | 2024-03-19 | 罗骁; 宋超; 周铸; 陈波; 蓝庆生; 刘红阳; 唐滔; 汤宇; 吕广亮; 刘文君 |
| 本发明提供了一种多激波系低声爆高升阻比外形设计方法、系统及气动外形，具体包括：利用拉丁超立方采样法分别获得机身和机翼的设计变量，对样本点下的机身和机翼分别进行气动与声爆分析，建立对应的代理模型，调用预设优化算法进行气动和声爆的多目标设计，获得各自的设计变量，以及各自对应的气动与声爆响应，得到、输出机身及机翼外形，并对机身与机翼进行分离与耦合设计。本发明提供的方法具有设计效率高、迭代速度快的优点，能够形成具有优良气动特性与声爆特性的气动外形。 | ||||||
| 80 | 一种低速高升阻比布局的激光垂起固定翼无人机 | CN201911234652.0 | 2019-12-05 | CN110901892B | 2024-03-19 | 何卓阳; 丘丹; 王明新; 吴松涛; 蓝钢; 温远高; 邝利华; 黄荣奎; 罗朗杰; 陈旭骏; 曾嘉鹏; 方春青; 吴彦蓉; 戴伟坤 |
| 本发明公开了一种低速高升阻比布局的激光垂起固定翼无人机，包括机身，所述机身两侧设有机翼，所述机翼上安装有连接杆，且连接杆位于机翼的两侧分别安装有前驱动螺旋扇和后驱动螺旋扇，所述连接杆的尾端安装有降阻器，所述降阻器包括滑动尾翼和尾翼，所述滑动尾翼和尾翼的一端分别安装在机翼的连接杆上，所述滑动尾翼的另一端滑动连接在尾翼上，本发明通过在机身的后侧设置由滑动尾翼和尾翼组成的降阻器，滑动尾翼和尾翼的一端安装在连接杆上，以及滑动尾翼和尾翼的另一端连接且将两者滑动连接，在无人机飞行时，可在风速的作用下自行改变滑动尾翼和尾翼之间的夹角，从而减小升起的阻力，提高增加升阻比。 | ||||||
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