| 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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| 21 | 一种具有高升阻比滑翔特性的仿翼龙翼型 | CN201410406497.7 | 2014-08-19 | CN104176234B | 2016-03-02 | 赵成泽; 时圣波; 张柯; 李奥; 宋一凡; 胡寒栋; 朱政光; 戴存喜; 李可; 曹梦楠 |
| 本发明公开了一种具有高升阻比滑翔特性的仿翼龙翼型,基于仿生学原理，通过仿生翼龙独特的翼的结构，研究翼龙的飞行特征和结构特征，探究翼型外形对于长距离飞行的技术支持，在气动实验的基础上，根据分析结果对翼型进行反复迭代设计、计算，最终确定翼型的外形参数；翼型相对厚度为1.5％～3.75％，最大弯度位置为30％～36％，相对弯度为11％～15％，最大厚度位置为3％～4.5％。采用参考点方法模拟出翼龙翼的二维形状，通过改变参考点的位置改变其气动特性，并从改变结果中总结规律。实验表明，翼型可实现飞行过程中滑翔段大的升阻比的优良特性，从而获得很强的续航能力和良好的飞行特性，实现长距离飞行的经济性和实用性。 | ||||||
| 22 | 一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型 | CN201410386225.5 | 2014-08-07 | CN104118556B | 2015-03-18 | 杨旭东; 张顺磊; 许建华; 宋文萍; 朱敏; 宋超; 宋笔锋; 安伟刚; 王海峰; 李育斌; 张玉刚 |
| 本发明提供一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，60％弦长之前的翼型厚度小，60％弦长之后的翼型厚度大，形成“勺型”几何特征，且60％弦长之前翼型的最大相对厚度是60％弦长之后翼型最大相对厚度的66％左右。翼型最大相对厚度位置位于77％左右弦长处，翼型在40％左右弦长处存在一个厚度变小区域，且翼型此处的最小相对厚度是翼型最大相对厚度的35％左右。翼型前部厚度小，后部厚度大，使翼型具有更好的力矩特性。在～104雷诺数下，层流分离泡小，翼型阻力大大减小，从而具有高升阻比及更优异的气动性能。 | ||||||
| 23 | 一种提高大型客机超临界翼型升阻比的方法 | CN201010538213.1 | 2010-11-09 | CN102011770B | 2013-01-30 | 田云; 刘沛清; 冯沛华; 舒培; 周志杰 |
| 本发明提出一种提高大型客机超临界翼型升阻比的方法，通过在某超临界翼型激波发生位置附近布置有限长度、有限高度并具有一定外形的鼓包，该激波控制鼓包的外形函数为fB(xB)＝hBH(xB)，H(xB)为Hicks-Henne 型函数的改型：hB为激波控制鼓包高度，lB为激波控制鼓包长度，cB为该激波控制鼓包的无量纲弦长。本发明提出的激波控制鼓包对现有翼型改动很小，无需其他额外设备，实现了减小激波强度、提高阻力发散马赫数，提高大型客机超临界翼型升阻比的目的。 | ||||||
| 24 | 一种高升阻比陶瓷热敏电阻器及其制备方法 | CN201010190278.1 | 2010-05-28 | CN101880161B | 2012-10-17 | 章慧 |
| 本发明涉及一种高升阻比陶瓷热敏电阻器及其制备方法。陶瓷无铅热敏电阻由BaCO3、SrCO3、Y2O3、SiO2、Na2CO3、Mn(NO3)2和TiO2组成。制备方法是取BaCO3、SrCO3，加结构形成剂电子级TiO2，液相剂Mn(NO3)2，晶粒细化剂暨半导化元素Y2O3和玻璃化试剂SiO2，再加添加剂Na2CO3，经过一次球磨混合，干燥，预烧，二次球磨，在二次球磨时加入添加剂Na2CO3，喷雾造粒，压制成型和高温烧结，按电极制备工艺制成陶瓷无铅热敏电阻。本发明在配方中加入Na2CO3，大幅提高了热敏电阻的升阻比，大幅增强了陶瓷热敏电阻的PTC特性，增强了元件的可靠性，降低了元件的功耗；晶粒细化剂暨半导化元素等的加入，改善了芯片体微观结构，使烧结温度低、生产成本低；工艺简便易操作，工业化能力强，元件可靠性高。 | ||||||
| 25 | 一种提高大型客机超临界翼型升阻比的方法 | CN201010538213.1 | 2010-11-09 | CN102011770A | 2011-04-13 | 田云; 刘沛清; 冯沛华; 舒培; 周志杰 |
| 本发明提出一种提高大型客机超临界翼型升阻比的方法，通过在某超临界翼型激波发生位置附近布置有限长度、有限高度并具有一定外形的鼓包，该激波控制鼓包的外形函数为fB(xB)＝hBH(xB)，H(xB)为Hicks-Henne 型函数的改型：hB为激波控制鼓包高度，lB为激波控制鼓包长度，cB为该激波控制鼓包的无量纲弦长。本发明提出的激波控制鼓包对现有翼型改动很小，无需其他额外设备，实现了减小激波强度、提高阻力发散马赫数，提高大型客机超临界翼型升阻比的目的。 | ||||||
| 26 | 应用于低密度风洞的小量程高升阻比测力天平 | CN201810039269.9 | 2018-01-16 | CN108181083B | 2023-07-21 | 杨彦广; 闵夫; 戴金雯; 李绪国; 邱华诚; 冉曾令; 钟少龙; 王宇 |
| 本发明公开了一种应用于低密度风洞的小量程高升阻比测力天平，包括：天平主体，其上依次设置有模型连接端、第一组合测量元件、轴向力测量元件、滚转力矩测量元件、第二组合测量元件和支杆；本发明为了减小相对较大的法向力和俯仰力矩载荷对轴向力分量和滚转力矩分量的干扰，将轴向力测量元件和滚转力矩测量元件设置在天平测量元件中间，两端对称设置组合测量元件，用于测量除轴向力和滚转力矩之外的其余四个分量。本发明的小量程高升阻比测力天平的设计载荷及外形尺寸完全满足大升力体复杂外形模型低密度风洞测力试验要求，有效地提高了低密度风洞的试验能力，同时本发明提高了轴向力测量精度和抗干扰能力；提高了滚转力矩灵敏度和测量精度。 | ||||||
| 27 | 一种高升阻比可变尾翼的赛车空气动力学套件 | CN201611180342.1 | 2016-12-19 | CN106741228B | 2023-02-14 | 张文龙; 李巍华; 李伟健; 郑晓; 张华才; 毛楚文; 陈俊源 |
| 本发明公开了一种高升阻比可变尾翼的赛车空气动力学套件，包括前翼，尾翼和可变尾翼系统，所述前翼包括一块前翼主翼，对称设置的两块外襟翼，对称地位于两块外襟翼内侧的两套内襟翼组；所述尾翼包括两块大端板、固定设置在两块大端板之间的尾翼主翼、第一减速翼和第二减速翼、活动设置在两块大端板之间的第一襟翼和第二襟翼，所述尾翼主翼位于最前端，所述第一襟翼位于尾翼主翼翼梢末端，所述第二襟翼与第一襟翼在第一襟翼的翼梢末端且有小部分的重叠与间隙；所述可变尾翼系统与第一襟翼、第二襟翼驱动连接。本发明充分综合考虑升力、阻力、气流，是一套高负升力而又低阻力可变尾翼的大学生方程式赛车的空气动力学套件。 | ||||||
| 28 | 一种高升阻比中型无人机的整流罩结构 | CN202110029420.2 | 2021-01-11 | CN112623191A | 2021-04-09 | 梁阳; 王晨先; 王靖欢 |
| 本发明涉及一种高升阻比中型无人机的整流罩结构。所述整流罩结构设置在机翼的翼根处，连接所述机翼翼根和机身，采用小角度的倒角整流；所述机身和机翼间的夹角大于90°。本发明提供的整流罩结构位于机翼和机身的结合部，其流线型的外形将机翼和机身相交处封闭起来，起到对接翼身和减小空气阻力的双重作用。本发明通过曲面创成设计了几种不同的整流罩形式，并通过数值仿真计算进行气动分析和风洞验证后选取了工艺性和整流效果较好的整流罩外形。 | ||||||
| 29 | 应用于低密度风洞的小量程高升阻比测力天平 | CN201810039269.9 | 2018-01-16 | CN108181083A | 2018-06-19 | 杨彦广; 闵夫; 戴金雯; 李绪国; 邱华诚; 冉曾令; 钟少龙; 王宇 |
| 本发明公开了一种应用于低密度风洞的小量程高升阻比测力天平，包括：天平主体，其上依次设置有模型连接端、第一组合测量元件、轴向力测量元件、滚转力矩测量元件、第二组合测量元件和支杆；本发明为了减小相对较大的法向力和俯仰力矩载荷对轴向力分量和滚转力矩分量的干扰，将轴向力测量元件和滚转力矩测量元件设置在天平测量元件中间，两端对称设置组合测量元件，用于测量除轴向力和滚转力矩之外的其余四个分量。本发明的小量程高升阻比测力天平的设计载荷及外形尺寸完全满足大升力体复杂外形模型低密度风洞测力试验要求，有效地提高了低密度风洞的试验能力，同时本发明提高了轴向力测量精度和抗干扰能力；提高了滚转力矩灵敏度和测量精度。 | ||||||
| 30 | 一种基于升阻比实时估计的自适应制导方法 | CN201410790966.X | 2014-12-18 | CN104634183A | 2015-05-20 | 胡军; 吴宏鑫; 杨鸣; 张钊; 董文强 |
| 一种基于升阻比实时估计的自适应制导方法，主要通过再入飞行器制导导航与控制系统的设备信息和导航信息，按照物理原理和定义，实时计算返回舱的升阻比；根据估计出的升阻比，对再入纵向航程制导律、横向航程制导律进行实时补偿设计，从而消除或减缓升阻比偏离标称设计值对制导精度的影响。根据本方法进行再入飞行器的制导律设计可以提高制导精度和制导回路的鲁棒性，最大程度满足了大气内高速飞行器的制导需求。 | ||||||
| 31 | 一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型 | CN201410386225.5 | 2014-08-07 | CN104118556A | 2014-10-29 | 杨旭东; 张顺磊; 许建华; 宋文萍; 朱敏; 宋超; 宋笔锋; 安伟刚; 王海峰; 李育斌; 张玉刚 |
| 本发明提供一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，60％弦长之前的翼型厚度小，60％弦长之后的翼型厚度大，形成“勺型”几何特征，且60％弦长之前翼型的最大相对厚度是60％弦长之后翼型最大相对厚度的66％左右。翼型最大相对厚度位置位于77％左右弦长处，翼型在40％左右弦长处存在一个厚度变小区域，且翼型此处的最小相对厚度是翼型最大相对厚度的35％左右。翼型前部厚度小，后部厚度大，使翼型具有更好的力矩特性。在～104雷诺数下，层流分离泡小，翼型阻力大大减小，从而具有高升阻比及更优异的气动性能。 | ||||||
| 32 | 一种高升阻比固定翼飞机及其实现方法 | CN201210113438.1 | 2012-04-17 | CN102616367B | 2014-08-06 | 王维军; 黄健 |
| 本发明采用高升阻比正弯度翼型，在不利用平尾或鸭翼等带来降低全机升阻比的情况下，来实现机翼零升力矩的配平，充分发挥了正弯度翼型高升阻比特性。为实现机翼零升力矩配平，并且不造成全机升阻比下降，采用重心配置在机翼焦点正下方处的设计布局，以产生大的升阻比和抬头力矩来配平正弯度翼型固有的低头力矩，同时使全机具有纵向静稳定性。既能提高飞机的升阻比，又能使全机具有静稳定性。本发明的一种高升阻比固定翼飞机包括：具有大展弦比正弯度的机翼，用于提供升力，从而提供全机升力；位于机翼的焦点正下方的机身；机翼支撑梁，用于连接所述机身与机翼；设置在机身上的发动机，用于提供推力。本发明还提供了一种固定翼飞机的高升阻比的实现方法。 | ||||||
| 33 | 一种高升阻比陶瓷热敏电阻器及其制备方法 | CN201010190278.1 | 2010-05-28 | CN101880161A | 2010-11-10 | 章慧 |
| 本发明涉及一种高升阻比陶瓷热敏电阻器及其制备方法。陶瓷无铅热敏电阻由BaCO3、SrCO3、Y2O3、SiO2、Na2CO3、Mn(NO3)2和TiO2组成。制备方法是取BaCO3、SrCO3，加结构形成剂电子级TiO2，液相剂Mn(NO3)2，晶粒细化剂暨半导化元素Y2O3和玻璃化试剂SiO2，再加添加剂Na2CO3，经过一次球磨混合，干燥，预烧，二次球磨，在二次球磨时加入添加剂Na2CO3，喷雾造粒，压制成型和高温烧结，按电极制备工艺制成陶瓷无铅热敏电阻。本发明在配方中加入Na2CO3，大幅提高了热敏电阻的升阻比，大幅增强了陶瓷热敏电阻的PTC特性，增强了元件的可靠性，降低了元件的功耗；晶粒细化剂暨半导化元素等的加入，改善了芯片体微观结构，使烧结温度低、生产成本低；工艺简便易操作，工业化能力强，元件可靠性高。 | ||||||
| 34 | 一种超高升阻比的高空长航时无人机布局 | CN202211647962.7 | 2022-12-21 | CN115636079A | 2023-01-24 | 李春鹏; 孙爵; 马海; 张铁军 |
| 一种超高升阻比的高空长航时无人机布局，属于飞行器设计技术领域。本发明提出一种既具有超长的滞空时间，可具有较高的飞行速度的无人机布局用以满足全域覆盖的条件下缩减飞行编队内的装备数量。本发明的机身通过层流挂架与机翼搭接，机身尾部布置层流短舱，层流短舱内设置有动力系统，机身底部布置机身起落架，机翼翼尖布置有翼尖起落架配合完成起降工作，层流短舱两侧布置有尾翼，机身采用吊舱式层流隐身化机身，机身起落架采用自行车式起落架，尾翼为可收放尾翼，动力系统采用超大涵道比动力系统，机翼为可变斜掠翼。本发明的无人机布局实现高空长航时无人机综合性能的跨代提升。 | ||||||
| 35 | 一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型 | CN202211259003.8 | 2022-10-14 | CN115320827A | 2022-11-11 | 李帝辰; 黄仁忠; 魏闯 |
| 本发明提出一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型，属于空气动力学技术领域。一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型具有前缘尖薄、后缘粗钝的特殊外形特征，以翼型上下表面在前缘的连接点为坐标原点，翼型弦长所在直线为X轴建立直角坐标系，方向由翼型前缘指向翼型后缘，Y轴垂直于X轴，用c表示弦长：所述翼型最大相对厚度为5.37%c，最大相对厚度位置在79.01%c，最大相对弯度为4.13%c，最大相对弯度位置在44.11%c。解决现有技术中存在的缺乏一种在高亚音速低雷诺数条件下具有优异气动性能的新翼型的技术问题。本发明与传统翼型相反的类似前后缘倒置的外形，尖前缘有利于前缘吸力峰值显著上升，提供更多的升力。 | ||||||
| 36 | 一种新型高鲁棒性的高升阻比风力机层流翼型 | CN202210349234.1 | 2022-04-01 | CN114738179A | 2022-07-12 | 徐家宽; 杨家盛; 吴轩霆; 周伯霄; 李艺; 白俊强 |
| 本发明提出一种新型高鲁棒性的高升阻比风力机层流翼型，所述翼型由前缘、后缘以及位于所述前缘和后缘之间的上弧线和下弧线构成；所述翼型的前缘半径r与翼型弦长c之比为r/c＝0.942％，最大厚度a与翼型弦长c之比为a/c＝20.25％，最大厚度位置位于x/c＝30.62％处，最大弯度b与翼型弦长c之比为b/c＝2.15％，最大弯度位置位于x/c＝70.8％处，后缘厚度w与翼型弦长c之比为w/c＝0.26％；x为沿着翼型弦线方向从所述前缘到所述后缘的距离，r/c，a/c，b/c，x/c和w/c的值分别能够具有±3％的最大误差。本发明针对粗糙翼型状态的设计同时兼顾了光滑状态的性能，在叶片全使用周期内具有更高气动性能和鲁棒性。 | ||||||
| 37 | 一种离心风扇高升阻比叶片的翼型设计 | CN202011142838.6 | 2020-10-23 | CN112360811A | 2021-02-12 | 潘旭光; 张胜利 |
| 一种离心风扇高升阻比叶片的翼型设计，包括翼型的叶片，叶片的翼型上表面的曲线方程为：y＝p1+p2*x^0.5+p3*x+p4*x^1.5+p5*x^2+p6*x^2.5+p7*x^3+p8*x^3.5+p9*x^4；叶片的翼型下表面的曲线方程为：y＝p1+p2*x^0.5+p3*x+p4*x^1.5+p5*x^2+p6*x^2.5+p7*x^3+p8*x^3.5+p9*x^4。利用翼型的上、下表面曲线方程能设计出高升阻比的翼型，实现翼型的气动性能更加优异，提高风扇的效率。 | ||||||
| 38 | 一种浮升一体高升阻比新型仿生飞行器结构 | CN201811148555.5 | 2018-09-29 | CN109250064A | 2019-01-22 | 刘龙斌; 李梓豪; 王佳瑞; 王丰; 陈伟杰; 李瑞雪 |
| 本发明公开了一种一种浮升一体高升阻比新型仿生飞行器结构，包括：气囊和机翼，机翼对称地设置于气囊的两相对侧；气囊为波瓣囊体结构。该一种浮升一体高升阻比新型仿生飞行器结构相对于传统的飞艇具有飞行速度高、航时长、艇身稳定、易操纵、气动性能好、有效载荷大等优点，而相对于直升机空中悬停功能具有能耗低、载重大等优点，可广泛应用于军事领域，能够适应复杂苛刻的气流环境和艰巨紧迫的任务导向，同时可以携带大型的精确的监视仪器进行低空侦查和监视，可降低约30％左右的能耗和飞行费用，其雷达反射面积相对于现代飞机更小，隐身性能优良。 | ||||||
| 39 | 一种低升阻比返回器混合制导卸载方法 | CN201610052499.X | 2016-01-26 | CN105629731B | 2018-10-12 | 吴宪祥; 杨强; 王娟; 叶素华; 韩宗亭; 呼香艳; 郭宝龙 |
| 本发明公开了一种低升阻比返回器混合制导卸载方法，该方法包括：根据低升阻比飞行器再入过程动力学模型，建立无量纲三自由度运动方程；综合考虑再入过载和着陆精度的基础上，将预测校正再入制导方法和标准轨道跟踪方法相结合，构建混合制导策略；分析卸载策略，将倾侧角参数优化问题描述为：寻找一个σ0，使它在最后阶段的特定速度能够满足到达目标的落点偏差要求；最后，定义过载峰值为适应度函数，借助粒子群优化求解过载峰值在给定区间最小值时的倾侧角作为实际飞行的二次初始再入倾侧角。本发明通过对二次再入倾侧角进行优化，有效解决了低升阻比飞行器再入过程中过载较高的问题，可以用于低升阻比飞行器再入轨迹设计与优化，具有工程可实现性。 | ||||||
| 40 | 一种高升阻比可变尾翼的赛车空气动力学套件 | CN201611180342.1 | 2016-12-19 | CN106741228A | 2017-05-31 | 张文龙; 李巍华; 李伟健; 郑晓; 张华才; 毛楚文; 陈俊源 |
| 本发明公开了一种高升阻比可变尾翼的赛车空气动力学套件，包括前翼，尾翼和可变尾翼系统，所述前翼包括一块前翼主翼，对称设置的两块外襟翼，对称地位于两块外襟翼内侧的两套内襟翼组；所述尾翼包括两块大端板、固定设置在两块大端板之间的尾翼主翼、第一减速翼和第二减速翼、活动设置在两块大端板之间的第一襟翼和第二襟翼，所述尾翼主翼位于最前端，所述第一襟翼位于尾翼主翼翼梢末端，所述第二襟翼与第一襟翼在第一襟翼的翼梢末端且有小部分的重叠与间隙；所述可变尾翼系统与第一襟翼、第二襟翼驱动连接。本发明充分综合考虑升力、阻力、气流，是一套高负升力而又低阻力可变尾翼的大学生方程式赛车的空气动力学套件。 | ||||||
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