| 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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| 101 | 一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18%厚度层流翼型 | CN202310390904.9 | 2023-04-13 | CN116674744A | 2023-09-01 | 赵欢; 金世轶; 高正红; 赵轲; 夏露 |
| 本发明提出一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18％厚度层流翼型，该翼型前缘半径为0.01682，翼型最大厚度为0.184728，位于翼型33.9％弦长处，最大弯度为0.020937，位于翼型16.6％弦长处，后缘夹角为7.64度。相较于NACA 63(3)‑218翼型设计翼型前缘半径增加，最大厚度位置后移，最大弯度增加，其位于翼型的位置也前移，后缘夹角减小。在设计要求的0.3‑0.5Ma范围内，设计翼型相较于基础翼型升阻比提高，最大升阻比提高，力矩特性变好，设计翼型达到设计目的。 | ||||||
| 102 | 一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型 | CN202310401620.5 | 2023-04-16 | CN116443244A | 2023-07-18 | 赵欢; 冯聪; 高正红; 夏露; 赵轲 |
| 本发明提出一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型，该翼型前缘半径为0.002，翼型最大厚度为0.07，位于翼型40.5％弦长处，最大弯度为0.0092，位于翼型10.4％弦长处。该翼型相对于经典的厚度为7％的翼尖桨叶OA407，设计翼型的最大弯度变小，最大厚度位置后移，通过更加平缓的厚度分布来延迟激波的产生。本发明翼型相较于OA407阻力发散马赫数提高了0.015，达到0.87，阻力系数明显降低，力矩特性明显改善。 | ||||||
| 103 | 一种低速高升阻比布局的激光垂起固定翼无人机 | CN201922160118.1 | 2019-12-05 | CN211391661U | 2020-09-01 | 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 |
| 本实用新型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，本实用新型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。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利 | ||||||
| 104 | 一种用于高超声速风洞高升阻比模型的组合测力天平 | CN202020263698.7 | 2020-03-06 | CN211401612U | 2020-09-01 | 许晓斌; 郭雷涛; 谢飞; 孙鹏; 邱怀; 向立光; 唐友霖; 杨方奎; 吴友生 |
| 本实用新型公开了一种用于高超声速风洞高升阻比模型的组合测力天平。该组合测力天平包括同水平轴线的杆式内天平和环式外天平，内天平与外天平之间通过内天平前锥段和外天平前端内锥锥面配合；内天平平键槽与外天平平键槽孔对齐，周向定位键从外至内依次插入外天平平键槽孔和内天平平键槽内，防止内天平和外天平相对转动；拉紧螺栓旋入内天平前锥段水平轴线上的内天平螺纹孔，拉紧螺栓头部通过平垫、弹垫压紧在内天平和外天平前端面上，防止内天平和外天平轴向松动。本实用新型的用于高超声速风洞高升阻比模型的组合测力天平能够实现天平各分量测量元件结构尺寸匹配优化，在保持天平刚度的基础上，提高了横航向气动特性测量精度。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利 | ||||||
| 105 | 高升阻比鸭式前掠翼通航飞机 | CN202230672001.6 | 2022-10-12 | CN307818653S | 2023-01-31 | 吴峻峰; 王海立; 张弛 |
| 1.本外观设计产品的名称：高升阻比鸭式前掠翼通航飞机。 2.本外观设计产品的用途：用于通航飞机研制。 3.本外观设计产品的设计要点：在于形状。 4.最能表明设计要点的图片或照片：立体图1。 | ||||||
| 106 | 高升阻比垂直起降飞行器 | CN202130827888.7 | 2021-12-15 | CN307510627S | 2022-08-23 | 李盛江; 张吉成 |
| 1.本外观设计产品的名称：高升阻比垂直起降飞行器。 2.本外观设计产品的用途：用于野外巡线（石油管线、高压线路等）探测。 3.本外观设计产品的设计要点：在于形状。 4.最能表明设计要点的图片或照片：立体图。 | ||||||
| 107 | 飞行器（高升阻比长航时垂直起降） | CN202230394071.X | 2022-06-24 | CN307580101S | 2022-10-04 | 徐涛; 孙苗苗; 王刚 |
| 1.本外观设计产品的名称：飞行器（高升阻比长航时垂直起降）。 2.本外观设计产品的用途：本外观设计产品用于野外巡线（石油管线、燃气管线、高压线路等）探测。 3.本外观设计产品的设计要点：在于形状。 4.最能表明设计要点的图片或照片：立体图。 | ||||||
| 108 | 风力发电机混合翼叶片 | CN201010540879.0 | 2010-11-12 | CN101975146A | 2011-02-16 | 傅彩明 |
| 一种风力发电机混合翼叶片，由叶柄、低升阻比段、高升阻比段三部分组合而成，低升阻比段为厚翼空心结构，属高强度部分；高升阻比段为薄翼空心结构。因为叶片属混合翼型，本发明的升力系数及升阻比均低于传统翼型风叶。适用于小型风力发电机。 | ||||||
| 109 | 混合翼型风叶 | CN201020602862.9 | 2010-11-12 | CN201953577U | 2011-08-31 | 傅彩明 |
| 一种混合翼型风叶，由叶柄、低升阻比段、高升阻比段三部分组合而成，低升阻比段为厚翼空心结构，属高强度部分；高升阻比段为薄翼空心结构。因为叶片属混合翼型，本实用新型的升力系数及升阻比均低于传统翼型风叶。适用于小型风力发电机。 | ||||||
| 110 | 船体 | CN201710102296.1 | 2017-02-24 | CN106741587B | 2019-01-25 | 龚树勇 |
| 本发明提供种船体,所述船体的部分参数根据公式E=L/H*C设计,C的取值范围为0.85‑0.95,其中,E表示升阻比,L表示垫升区纵向长度,H表示阻力面垂直高度,C表示升阻比折减系数。由于采用了上述技术方案,本发明较主流航空器的升阻比有很大优势,其E=L/H*C值,可以达到30以上,明显高于波音737‑800的升阻比(其值为16),也优于目前运行的地效应飞行器最大20的升阻比。 | ||||||
| 111 | 船体 | CN201710102296.1 | 2017-02-24 | CN106741587A | 2017-05-31 | 龚树勇 |
| 本发明提供一种船体，所述船体的部分参数根据公式E＝L/H*C设计，C的取值范围为0.85‑0.95，其中，E表示升阻比，L表示垫升区纵向长度，H表示阻力面垂直高度，C表示升阻比折减系数。由于采用了上述技术方案，本发明较主流航空器的升阻比有很大优势，其E＝L/H*C值，可以达到30以上，明显高于波音737‑800的升阻比(其值为16)，也优于目前运行的地效应飞行器最大20的升阻比。 | ||||||
| 112 | 中空长航时无人机机翼翼型 | CN201510471797.8 | 2015-08-04 | CN106428521A | 2017-02-22 | 沈观清; 春燕 |
| 中空长航时无人机设计最大难点是机翼翼型，要求很高的升阻比和很线性的升力或攻角特性。高升阻比保证发动机的低耗能，用以解决航程-速度和能耗的矛盾，BDM-WFI翼型在100-110公里飞行时能耗非常低，升阻比高达16-17。因此BDM-B飞机飞行一小时，飞行距离100公里，仅消耗汽油0.7升。 | ||||||
| 113 | 用于风力涡轮机的转子叶片 | CN200580004763.2 | 2005-02-10 | CN1918386B | 2013-12-18 | 艾劳埃斯·乌本 |
| 本发明涉及一种用于风力涡轮机的转子叶片，具体所述转子的中部或主板区域，在倾角偏离所述转子最优倾角约±2°的范围内其升阻比的值为升阻比最大值的80％以上，优选地为90％以上。 | ||||||
| 114 | 用于风力涡轮机的转子叶片 | CN200580004763.2 | 2005-02-10 | CN1918386A | 2007-02-21 | 艾劳埃斯·乌本 |
| 本发明涉及一种用于风力涡轮机的转子叶片，具体所述转子的中部或主板区域，在倾角偏离所述转子最优倾角约±2°的范围内其升阻比的值为升阻比最大值的80％以上，优选地为90％以上。 | ||||||
| 115 | 一种均衡内外流性能的高超吸气式飞行器新型预压缩机翼 | CN202311820486.9 | 2023-12-27 | CN117775270A | 2024-03-29 | 俞宗汉; 于庆宇; 何小龙; 陈政; 张超; 刘隆刚; 祝茂林; 王梓瑞 |
| 本发明公开了一种均衡内外流性能的高超吸气式飞行器新型预压缩机翼，涉及高超吸气式飞行器气动外形设计技术领域，为解决现有飞行器内外流一体化研究仍多侧重于局部结构和流场模拟优化，而通过内流指标模拟数据优化机翼气动外形开展得还较少的问题。机翼预压缩角包括内流性能随攻角的变化特性和参考升阻比，机翼预压缩角表达为θpre‑c，θpre‑c为机翼弦线与机体轴线在纵向基准XOY面上形成的角度差量，机翼形状，包括近机体侧曲线、远机体侧曲线和后缘曲线，机翼截面包括厚度分布和钝化前缘截面形状，参考升阻比包括初始升阻比和目标升阻比，钝化前缘截面形状包括钝化前缘截面轮廓线和钝化前缘截面轮廓对升阻比性能的补偿效果预测。 | ||||||
| 116 | 高超声速飞行器跳跃滑翔飞行射程最大的控制方法及系统 | CN202310895939.8 | 2023-07-20 | CN116880527A | 2023-10-13 | 何烈堂; 欧朝; 方桂才; 肖涵山; 和争春; 李明辉; 吉洪亮; 柳宁远; 官睿; 任友成; 梁雅俊 |
| 本发明公开了高超声速飞行器跳跃滑翔飞行射程最大的控制方法及系统，包括：步骤1，建立高超声速飞行器跃滑弹道的三自由度飞行力学模型；步骤2，改进射程最大跳跃滑翔式飞行弹道计算法，将六个共轭变量初值优化为四个共轭变量初值；步骤3，通过五种不同跃滑弹道控制方法对比分析，得出最大升阻比飞行的射程最大控制方式；采用射程最大跳跃滑翔式飞行弹道计算法对全弹道进行射程最大优化，经优化得到最大升阻比滑翔飞行是实现跃滑弹道射程最大的最优控制方式；步骤4，确定最大升阻比滑翔飞行的边界条件，并用理论解析法证明最大升阻比滑翔飞行是射程最大的最佳控制方式。本发明得到最大升阻比滑翔飞行是实现跃滑弹道射程最大的最优控制方式。 | ||||||
| 117 | 一种再入飞行器的自适应弹道预测方法 | CN201410791081.1 | 2014-12-18 | CN104627388B | 2016-01-13 | 胡军; 杨鸣; 张钊; 董文强; 杨俊春 |
| 一种再入飞行器的自适应弹道预测方法，首先计算综合影响因子，计算升阻比修正系数；在弹道预测过程中，根据综合影响因子修正标称大气密度获得修正后的大气密度；在弹道预测过程中，根据升阻比修正系数计算修正后的升阻比，根据修正后的升阻比计算修正后的升力系数；将修正后的大气密度和修正后的升力系数直接用于弹道预测。本发明的弹道预测方法对综合影响因子变化和升阻比的适应性显著增强，提高了弹道预测的准确程度，也提高了预测校正制导算法的准确程度，解决了在气动参数不准确，大气密度不确知，质量烧蚀等因素影响下，弹道预测不准确，甚至导致实际弹道不可达的问题。 | ||||||
| 118 | 一种新型太阳能飞机 | CN201210229542.7 | 2012-07-03 | CN102730183B | 2015-01-07 | 王维军; 黄健 |
| 本发明涉及具有高升阻比，低能耗的太阳能飞机。为了提高升阻比，该飞机采用升力系数大的正弯度机翼(9)，重心(12)配置在全机焦点(13)正下方处，从而产生大的升阻比和抬头力矩，同时使全机具有静稳定性。既能提高飞机的升阻比，又能使全机具有静稳定性。机翼(9)的面积足够大，适合于安装更多的太阳能电池板，保证储存足够的能源供夜间及阴天飞行使用。同时为了提高飞机结构强度，减轻结构重量，采用双翼面(9、11)、双支撑翼(5、14)结构。 | ||||||
| 119 | 一种新型太阳能飞机 | CN201210229542.7 | 2012-07-03 | CN102730183A | 2012-10-17 | 王维军; 黄健 |
| 本发明涉及具有高升阻比，低能耗的太阳能飞机。为了提高升阻比，该飞机采用升力系数大的正弯度机翼（9），重心（12）配置在机翼焦点（13）正下方处，从而产生大的升阻比和抬头力矩，同时使全机具有静稳定性。既能提高飞机的升阻比，又能使全机具有静稳定性。机翼（9）的面积足够大，适合于安装更多的太阳能电池板，保证储存足够的能源供夜间及阴天飞行使用。同时为了提高飞机结构强度，减轻结构重量，采用双翼面（9、11）、双支撑翼（5、14）结构。 | ||||||
| 120 | 应急返场着陆速度指令集设计方法 | CN201510923549.2 | 2015-12-11 | CN106873615A | 2017-06-20 | 王霄婷; 王跃萍; 刘玮; 朱雪耀; 魏文领; 闻子侠 |
| 本发明属于飞行控制技术，提出一种应急返场着陆速度指令集设计方法，包括：(1)构建质量、滚转角、机场高度、高度、速度参数网格，计算飞机匀速下滑的攻角、升降舵、升阻比、轨迹角、下沉率，确定随质量、滚转角、机场高度、高度变化的最大升阻比速度和空滑最大可用速度，对最大升阻比速度和空滑最大可用速度之间的速度范围进行N+1等分，加上最大升阻比速度和空滑最大可用速度，共建立N+2档速度指令集，每档速度指令集的内容包括该档速度对应的攻角、升降舵、升阻比、轨迹角、下沉率；(3)飞机记录所述N+2档速度指令集，当飞机应急返场时，根据飞机质量、机场高度、高度、速度以及与机场的距离，选择适合的速度指令集档位执行。 | ||||||
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