| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 101 | 风电叶片翼型族 | CN202311733041.7 | 2023-12-15 | CN117869170A | 2024-04-12 | 李星星; 鲁晓锋; 李成良; 谢喆; 任旺; 毛晓娥 |
| 本申请公开了一种风电叶片翼型族，包括第一翼型族、第二翼型族和第三翼型族，均包括多个翼型，各翼型均包括前缘、上表面、尾缘和下表面，前缘至尾缘的连接线为弦线，第一翼型族中各翼型具有第一相对厚度d1，具有范围：17.1％≤d1≤26.3％；第二翼型族中各翼型具有第二相对厚度d2，具有范围：28.5％≤d2≤36.8％；第三翼型族中各翼型具有第三相对厚度d3，具有范围：37.9％≤d2≤63.0％；各翼型最大厚度处至前缘的距离与弦线长度的比值范围为26.5％～35.0％。本申请的风电叶片翼型族能够改善翼型气动‑结构方面的核心特征参数，包括设计升力特征、升阻比特征、临界失速特征、前缘粗糙敏感性、几何面积、截面惯性矩等，满足高性能、低成本、高气动适应性和轻量化等叶片开发要求。 | ||||||
| 102 | 一种直升机翼型 | CN201811286149.5 | 2018-10-31 | CN109204777B | 2023-12-15 | 杨炯; 张卫国; 孙俊峰; 黄明其; 江雄; 杨永东; 武杰; 卢风顺; 何龙 |
| 本发明公开了一种直升机翼型，用于设置在桨叶径向60％‑80％的位置。所述翼型系列在较宽的马赫数范围内，有较高的最大升力系数和最大升阻比，能提升直升机的悬停性能和机动性能等。本发明翼型的上、下翼面均弯曲外凸，翼型尾部平直外延，外形均由H1‑H6段构成，其中：H1段为圆形前缘段；H2段为上翼面上凸段，H6为下翼面下凸段，并与H1段光滑过渡封闭连接；H3段为上翼面后缘收缩段，H5段为下翼面后缘收缩段，H3段与H2段、H5段与H6段光滑过渡封闭连接；H4段为翼型尾部平直外延段，并与H3段和H5段光滑过渡封闭连接。本发明解决了我国没有自主知识产权的高性能旋翼专用翼型可选用的问题，有助于从根本上摆脱对国外旋翼翼型的依赖，以及进一步提升我国直升机旋翼的整体气动性能。 | ||||||
| 103 | 翼型件以及方法 | CN202280026197.9 | 2022-03-23 | CN117157452A | 2023-12-01 | 安东尼·达维斯; 希瑟·拉明 |
| 一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，该翼型件包括吸力侧壁、压力侧壁、前边缘(215)和后边缘(216)。吸力侧壁(212)和压力侧壁(213)从第一端部延伸至第二端部并且相交以限定前边缘和后边缘。吸力侧壁(212)和压力侧壁(213)还包括位于翼型件壁(217)的壁厚度内的冷却通路(218c)，这些冷却通路包括中空三角形通路(218c)。 | ||||||
| 104 | 十字翼型控制棒 | CN202010761602.4 | 2020-07-31 | CN112002442B | 2022-09-23 | 薄涵亮; 王大中; 张作义; 赵陈儒; 秦本科; 王金海; 刘潜峰 |
| 本发明涉及核反应堆技术领域，尤其涉及十字翼型控制棒，包括十字翼组件，十字翼组件包括十字型支撑柱和四块吸收板，十字型支撑柱构造有沿轴向延伸的四条肋边，四条肋边呈十字型分布，四块吸收板分别固定在四条肋边上。通过十字型支撑柱与吸收板形成的具有中轴的结构形式，能够更好的提供十字翼型控制棒的吊装强度，满足外形尺寸和机械强度及落棒冲击的需要，十字翼组件的组装型结构降低了制造难度，保证了加工精度，确保零部件的制造满足工艺性实现的要求，实现了工程化和产品化，不仅满足控制棒内置式水压驱动技术在热功率小于50MW先进一体化小型水堆上实现工程应用，也为其他工业领域复杂异形结构的工程设计提供了选择。 | ||||||
| 105 | 自适应翼型件 | CN202110104166.8 | 2021-01-26 | CN113247237A | 2021-08-13 | P·J·希尔兹; M·D·涅文斯基 |
| 本申请公开了自适应翼型件。公开的用于交通工具的示例翼型件包括：至少部分地限定交通工具外部的第一蒙皮和第二蒙皮，其中第一蒙皮包括第一枢轴和第二枢轴，并且其中第二蒙皮包括第三枢轴和第四枢轴；在第一枢轴和第三枢轴之间延伸的第一臂，其中第一臂可围绕第一枢轴和第三枢轴旋转；在第二枢轴和第四枢轴之间延伸的第二臂，其中第二臂可围绕第二枢轴和第四枢轴旋转；和包括分别可旋转地耦接到第一蒙皮和第二蒙皮的第五枢轴和第六枢轴的封闭物。 | ||||||
| 106 | 带状翼型沉降器 | CN201780023806.4 | 2017-02-16 | CN109154676B | 2020-07-10 | D.G.马丁 |
| 一种带状翼型沉降器被结合到拖曳式地震阵列中，以向阵列的部段或部件提供向下升力。带状翼型沉降器可以被部署在左舷和右舷支线上或外侧分离绳上。所述带状翼型沉降器可被用于在低至60米或更深的深度处浸没和操作地震设备，并且能够在这些深度处维持拖曳的地震拖缆线缆，且通过各种速度变化和转弯仍然保持稳定。 | ||||||
| 107 | 一种高升力翼型 | CN201710649902.1 | 2017-08-01 | CN107487438B | 2020-04-21 | 张彦军; 李星辉; 张野平; 钱瑞战 |
| 本发明涉及飞机翼型设计，特别涉及一种高升力翼型。高升力翼型的最大相对厚度为18％C，最大相对厚度位置为32.5％C，最大相对弯度为2.48％C，最大相对弯度位置为35％C，其中，C为弦长，且弦长C为1；所述高升力翼型的工作马赫数范围为0.2～0.56，雷诺数为1.0×106～1.8×107；再根据上下翼面的函数关系式得到本发明的高升力翼型。本发明的高升力翼型克服了高升力翼型的失速特性曲线陡峭的问题，选择较大的头部半径和最大厚度，使上翼面前30％弦长为圆顶形压力分布，翼型中后段的压力恢复曲线为平缓的凹型，后加载减弱，能够有效保持较大的失速迎角，避免大迎角下前缘峰值过高而造成失速特性陡峭，实现失速和缓且高升力的目的。 | ||||||
| 108 | 压气机翼型件 | CN201580044308.9 | 2015-08-17 | CN106574509B | 2019-09-13 | J·麦克吉尔; R·米勒; R·韦尔斯 |
| 一种用于涡轮引擎或轴向过程压气机的压气机翼型件(70)，所述压气机翼型件包括具有吸入表面(89)的吸入表面壁(88)和具有压力表面(91)的压力表面壁(90)，所述吸入表面壁和所述压力表面壁在前缘(76)和后缘(78)处相遇，并且限定具有尖端表面(86)的尖端(80)，所述翼型件具有最大厚度Tmax。平均弧线(108)被定义为穿过前缘和后缘。压气机翼型件还包括在尖端(80)处的小翼(100)，小翼(100)从吸入表面(89)延伸，小翼(100)具有外悬部Wmax，其具有从吸入表面(89)的在0.1Tmax至1.5Tmax范围内的垂直延伸。小翼(100)具有从前缘(76)起的平均弧线(108)的长度的50％内出现的最大外悬部Wmax。 | ||||||
| 109 | 翼型件冷却装置 | CN201811571816.4 | 2018-12-21 | CN109944644A | 2019-06-28 | T.D.梅利亚 |
| 一种翼型件，其包括：壁，所述壁包括外表面，以及内表面，所述内表面限定用于在使用中接收冷却流体的腔；形成在外表面中的第一沟槽和形成在外表面中的第二沟槽；第一通道，其从腔中的第一通道入口延伸到第一沟槽中的第一通道出口；以及第二通道，其从腔中的第二通道入口延伸到第二沟槽中的第二通道出口；其中第一通道和第二通道在壁内相交。 | ||||||
| 110 | 一种直升机翼型 | CN201811286149.5 | 2018-10-31 | CN109204777A | 2019-01-15 | 杨炯; 张卫国; 孙俊峰; 黄明其; 江雄; 杨永东; 武杰; 卢风顺; 何龙 |
| 本发明公开了一种直升机翼型，用于设置在桨叶径向60％-80％的位置。所述翼型系列在较宽的马赫数范围内，有较高的最大升力系数和最大升阻比，能提升直升机的悬停性能和机动性能等。本发明翼型的上、下翼面均弯曲外凸，翼型尾部平直外延，外形均由H1-H6段构成，其中：H1段为圆形前缘段；H2段为上翼面上凸段，H6为下翼面下凸段，并与H1段光滑过渡封闭连接；H3段为上翼面后缘收缩段，H5段为下翼面后缘收缩段，H3段与H2段、H5段与H6段光滑过渡封闭连接；H4段为翼型尾部平直外延段，并与H3段和H5段光滑过渡封闭连接。本发明解决了我国没有自主知识产权的高性能旋翼专用翼型可选用的问题，有助于从根本上摆脱对国外旋翼翼型的依赖，以及进一步提升我国直升机旋翼的整体气动性能。 | ||||||
| 111 | 一种高升力翼型 | CN201710649902.1 | 2017-08-01 | CN107487438A | 2017-12-19 | 张彦军; 李星辉; 张野平; 钱瑞战 |
| 本发明涉及飞机翼型设计，特别涉及一种高升力翼型。高升力翼型的最大相对厚度为18％C，最大相对位置为32.5％C，最大相对弯度为2.48％C，最大相对弯度位置为35％C，其中，C为弦长，且弦长C为1；所述高升力翼型的工作马赫数范围为0.2～0.56，雷诺数为1.0×106～1.8×107；再根据上下翼面的函数关系式得到本发明的高升力翼型。本发明的高升力翼型克服了高升力翼型的失速特性曲线陡峭的问题，选择较大的头部半径和最大厚度，使上翼面前30％弦长为圆顶形压力分布，翼型中后段的压力恢复曲线为平缓的凹型，后加载减弱，能够有效保持较大的失速迎角，避免大迎角下前缘峰值过高而造成失速特性陡峭，实现失速和缓且高升力的目的。 | ||||||
| 112 | 易碎复合翼型件 | CN201680005933.7 | 2016-01-14 | CN107407154A | 2017-11-28 | D.T.扎托尔斯基; A.布里泽-斯特林费罗; I.F.普伦蒂斯; R.M.冯雷尔; R.A.亨布尔 |
| 本发明提供一种具有至少一个易碎复合叶片(40)的旋转式机械(10)，易碎复合叶片(40)减轻与由对复合叶片(40)的撞击破坏引起的材料释放相关的不利状态。复合叶片(40)具有用于消散能量、自粉碎以及预定释放轨迹的功能。还提供一种用于制造复合叶片(40)、将叶片组装成旋转式机械(10)以及操作自粉碎叶片(40)的方法。 | ||||||
| 113 | 压气机翼型件 | CN201580044308.9 | 2015-08-17 | CN106574509A | 2017-04-19 | J·麦克吉尔; R·米勒; R·韦尔斯 |
| 一种用于涡轮引擎或轴向过程压气机的压气机翼型件(70)，所述压气机翼型件包括具有吸入表面(89)的吸入表面壁(88)和具有压力表面(91)的压力表面壁(90)，所述吸入表面壁和所述压力表面壁在前缘(76)和后缘(78)处相遇，并且限定具有尖端表面(86)的尖端(80)，所述翼型件具有最大厚度Tmax。平均弧线(108)被定义为穿过前缘和后缘。压气机翼型件还包括在尖端(80)处的小翼(100)，小翼(100)从吸入表面(89)延伸，小翼(100)具有外悬部Wmax，其具有从吸入表面(89)的在0.1Tmax至1.5Tmax范围内的垂直延伸。小翼(100)具有从前缘(76)起的平均弧线(108)的长度的50％内出现的最大外悬部Wmax。 | ||||||
| 114 | 一种翼型试验件 | CN201210496154.5 | 2012-11-28 | CN103076150B | 2015-08-05 | 王大伟; 李革萍; 霍西恒; 李志茂; 白穆; 曾飞雄 |
| 一种翼型试验件，其包括：翼型壳体，其包括第一端壁部、与第一端壁部相对的第二端壁部和侧壁部，第一端壁部、第二端壁部和侧壁部形成容纳腔；笛形管试验件，其容纳在容纳腔内用于对翼型壳体防冰；以及位置调节组件，其包括将笛形管试验件固定在其间的第一盖板和第二盖板；第一盖板可活动地设置在第一端壁部上，第二盖板可活动地设置在所述第二端壁部上，以使笛形管试验件相对翼型壳体具有至少两个空间位置。本发明可以使笛形管试验件在翼型试验件的防冰腔内的位置可以调节以方便计算验证该笛形管试验件在防冰腔内应当处于的最佳位置或者接近最佳位置。 | ||||||
| 115 | 一种翼型试验件 | CN201210496154.5 | 2012-11-28 | CN103076150A | 2013-05-01 | 王大伟; 李革萍; 霍西恒; 李志茂; 白穆; 曾飞雄 |
| 一种翼型试验件，其包括：翼型壳体，其包括第一端壁部、与第一端壁部相对的第二端壁部和侧壁部，第一端壁部、第二端壁部和侧壁部形成容纳腔；笛形管试验件，其容纳在容纳腔内用于对翼型壳体防冰；以及位置调节组件，其包括将笛形管试验件固定在其间的第一盖板和第二盖板；第一盖板可活动地设置在第一端壁部上，第二盖板可活动地设置在所述第二端壁部上，以使笛形管试验件相对翼型壳体具有至少两个空间位置。本发明可以使笛形管试验件在翼型试验件的防冰腔内的位置可以调节以方便计算验证该笛形管试验件在防冰腔内应当处于的最佳位置或者接近最佳位置。 | ||||||
| 116 | 轴向冷却翼型件 | CN201210303356.3 | 2012-08-24 | CN102953766A | 2013-03-06 | S.杜塔; A.E.史密斯 |
| 本发明涉及一种轴向冷却翼型件。翼型件(10)包括翼型件叶片(20)。该翼型件叶片(20)具有尾缘(34)、压力侧壁(40)和吸力侧壁(38)，其中翼型件叶片(20)的一部分具有在吸力侧壁(38)与压力侧壁(40)之间测量的最宽截面。压室(36)沿着最宽的截面定位。至少一个通道(42)从压室(36)沿轴向延伸且止于尾缘(34)处。至少一个通道(42)与压室(36)流体连通且从压室(36)接收流。 | ||||||
| 117 | 增强的翼型体 | CN201080054935.8 | 2010-11-30 | CN102884309A | 2013-01-16 | 芬德·莫霍尔特·詹森 |
| 本发明涉及一种翼型体，该翼型体具有前缘和后缘，所述前缘和后缘沿着翼型体的纵向延伸部延伸且限定剖面弦线，该翼型体包括：形成翼型体的外表面且包围翼型体的内部容积的翼型蒙皮，在翼型体内部连接至所述蒙皮并且从所述蒙皮延伸进入翼型体的内部容积中的隔离构件，以及至少一个增强构件，所述至少一个增强构件在张力下工作以增强蒙皮抵抗向内挠曲的能力，且所述至少一个增强构件在翼型体的内部容积中在所述剖面弦线的一侧连接至蒙皮，该侧与所述隔离构件连接至蒙皮的连接部所在的那一侧相同，并且所述至少一个增强构件在与蒙皮相距一定距离处连接至隔离构件。 | ||||||
| 118 | 翼型件隔热罩 | CN201010552197.1 | 2010-11-10 | CN102052093A | 2011-05-11 | V·J·摩根; D·R·约翰斯 |
| 本发明涉及一种翼型件隔热罩。示例性实施例包括一种用于燃气涡轮的多层模块化且可更换的隔热罩(100)。该隔热罩(100)设备可包括邻近翼型件(34)的底层(102)和联接到底层(102)上的热层(103)，其中，底层(102)和热层(103)与翼型件(34)的轮廓匹配。 | ||||||
| 119 | 涡轮翼型件同步 | CN200910266733.9 | 2009-12-29 | CN101776011A | 2010-07-14 | 宁卫; M·E·弗里曼; J·F·赖曼 |
| 本发明涉及涡轮翼型件同步。一种降低作用于涡轮发动机中的目标翼型件排上的运行应力的方法；其中目标翼型件排在各侧上由第一上游翼型件排和第一下游翼型件排邻接；第一上游翼型件排和第一下游翼型件排具有基本相同数量的相似的翼型件，且两者包括一排转子叶片和一排定子叶片其中之一，且目标翼型件排包括另一排；该方法包括以下步骤：将第一上游翼型件排的翼型件和第一下游翼型件排的翼型件的周向位置构造成使得第一上游翼型件排的至少90％的翼型件和第一下游翼型件排的至少90％的翼型件包括介于25％和75％桨距之间的同步关系。 | ||||||
| 120 | 燃气轮机翼型 | CN200910132905.3 | 2009-03-31 | CN101550843A | 2009-10-07 | S·奈克; B·K·沃德尔 |
| 本发明涉及一种燃气轮机翼型。根据本发明的涡轮机部件(25)包括叶根(21)、叶尖(22)和翼型部分(7)，翼型部分具有前后缘(8，9)、位于前后缘之间的外部吸入侧壁和压力侧壁(13，14)。所述壁围出用于流过冷却空气的中心空腔(1～6)，所述空腔由将吸入侧壁与压力侧壁相连的至少一个纵向延伸的第一腹板(15)和将所述第一腹板与吸入侧壁相连的第二纵向延伸腹板(16)分隔为前缘区和后缘区(7a，7b)，从而限定出第一和第二引入室(2，3)。第一腹板(15)在第一引入室和前缘室(1)之间设有至少一个贯通孔(H1)，而第二腹板中没有开口。 | ||||||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈