升阻比相关的专利数据

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
181	一种基于三维飞行剖面的高超声速飞行器精准弹道快速预测方法	CN201810414022.0	2018-05-03	CN108549785B	2021-09-24	彭双春; 朱恒伟; 谢愈; 潘亮; 范锦秀; 陈璟
本发明公开了一种基于三维飞行剖面的高超声速飞行器精准弹道快速预测方法，包括以下几个步骤：一、建立高超声速飞行器空间运动模型；二、将由地球自转引起的惯性力等价为附加气动力，后续基于预测飞行状态进行实时补偿；三、建立换极地心坐标系，通过换极转化获得飞行器换极模型；四、以纵向升阻比、侧向升阻比和能量为坐标标架，设计三维飞行剖面；五、基于小参数摄动策略，求解得到基于三维飞行剖面的高超声速飞行器动力学模型的摄动解析解。本发明基于三维飞行剖面与飞行弹道的直接映射关系，采用小参数摄动策略获得了飞行器弹道的预测解析解，该预测模型具有良好的预测精度与快速性。
182	一种利用气动力辅助的超轨道速度飞行技术方案	CN201910598021.0	2019-07-04	CN110334439A	2019-10-15	赵吉松; 张汉青; 龚柏春; 胥标; 李爽
本发明公开了一种利用气动力辅助的超轨道速度飞行技术方案，属于飞行器设计技术领域。该技术方案的基本原理是利用高升阻比飞行器产生指向地心的气动升力作为向心力的补充，实现超轨道速度飞行而不发生离心运动，同时辅以推力抵消气动阻力，维持超轨道速度持续飞行。本发明的具体内容为：首先基于高升阻比飞行器建立超轨道速度飞行器的飞行动力学模型；其次基于等高、等速假设，计算飞行器能够到达的超轨道飞行速度；然后建立超轨道速度飞行器的燃耗计算方法；最后采用优化方法求解燃耗最优飞行方案的轨道参数。这种超高速飞行技术在全球快速达到、航天应急救援等众多领域具有重要的应用潜力。
183	一种基于三维飞行剖面的高超声速飞行器精准弹道快速预测方法	CN201810414022.0	2018-05-03	CN108549785A	2018-09-18	彭双春; 朱恒伟; 谢愈; 潘亮; 范锦秀; 陈璟
本发明公开了一种基于三维飞行剖面的高超声速飞行器精准弹道快速预测方法，包括以下几个步骤：一、建立高超声速飞行器空间运动模型；二、将由地球自转引起的惯性力等价为附加气动力，后续基于预测飞行状态进行实时补偿；三、建立换极地心坐标系，通过换极转化获得飞行器换极模型；四、以纵向升阻比、侧向升阻比和能量为坐标标架，设计三维飞行剖面；五、基于小参数摄动策略，求解得到基于三维飞行剖面的高超声速飞行器动力学模型的摄动解析解。本发明基于三维飞行剖面与飞行弹道的直接映射关系，采用小参数摄动策略获得了飞行器弹道的预测解析解，该预测模型具有良好的预测精度与快速性。
184	一种用于兆瓦级风力机叶片的21%厚度主翼型	CN201410269752.8	2014-06-17	CN104018998B	2017-02-08	韩忠华; 许建华; 余雷; 刘方良; 宋文萍; 焦予秦
本发明公开了一种用于兆瓦级风力机叶片的21％厚度主翼型,其采用计算流体力学方法和先进的翼型参数化方法，设计出相对厚度为0.21弦长，最大厚度对应的弦向位置为0.325弦长，后缘厚度0.05弦长，设计升力系数为1.2，设计迎角为6度的翼型。本发明翼型具有较高的升力系数，可缩短叶片的弦长，从而减少叶片重量。在高雷诺数和高升力设计条件下，比其它同类翼型具有更高的升阻比，以提高风能的利用系数。在雷诺数低于1.5×106的非设计情况，保持与传统翼型相当的升阻比。翼型的最大升力系数对粗糙度不敏感。本发明翼型特别适用于兆瓦级变速，或变矩调节型大型风力机。
185	一种用于兆瓦级风力机叶片的25%厚度主翼型	CN201410270941.7	2014-06-18	CN104018999B	2016-11-23	韩忠华; 许建华; 余雷; 刘方良; 宋文萍; 焦予秦
本发明公开了一种用于兆瓦级风力机叶片的25％厚度主翼型，其采用计算流体力学方法和先进的翼型参数化方法，设计出相对厚度为0.25弦长，最大厚度对应的弦向位置为0.325弦长，后缘厚度为0.09弦长；设计升力系数为1.2，设计迎角为6度的翼型。本发明翼型具有较高的升力系数，可缩短叶片的弦长，从而减少叶片重量。在高雷诺数和高升力设计条件下，比其它同类翼型具有更高的升阻比，以提高风能的利用系数。在雷诺数低于1.5×106的非设计情况，保持与传统翼型相当的升阻比。翼型的最大升力系数对粗糙度不敏感。本发明翼型特别适用于兆瓦级变速或变矩调节型大型风力机。
186	以增强升力构形优化副翼控制的驾驶飞行器的方法和设备	CN200780019431.0	2007-05-21	CN101454200A	2009-06-10	F·德拉普莱斯; S·拉姆博克斯; F·索维尼特
根据本发明，基于倾角和速度条件，副翼的偏转角为轻微的负值(b0)，或者与飞行器的最大的升阻比对应(b1)，或者与飞行器的最佳升力对应(b2)。
187	一种风力发电机控制方法及装置	CN202211486062.9	2022-11-24	CN116146441A	2023-05-23	常亚民; 陈勇; 姚晓丽; 朱壮华; 刘建华; 陈琰俊
本发明公开了一种风力发电机控制方法及装置，涉及风力发电机控制技术领域，该方法包括，判断叶片上是否存在覆冰情况；若叶片上不存在覆冰情况，则通过未覆冰控制模式控制发电机运行参数；若叶片上存在覆冰情况，则通过覆冰控制模式控制发电机运行参数。获取覆冰影响参数，根据覆冰影响参数确定覆冰类型和覆冰厚度；根据覆冰类型和覆冰厚度得到覆冰严重度，根据覆冰严重程度确定叶片升阻比；根据叶片升阻比和叶尖速比确定风能利用率，根据风能利用率修正发电机运行参数。从而提高发电机的发电效率，保证了发电机控制的精度，节约了大量运行成本。
188	一种跳跃式再入飞行器瞄准点动态调整方法	CN201410785237.5	2014-12-16	CN104504188B	2016-01-13	杨鸣; 张钊; 董文强; 胡军
本发明公开了一种跳跃式再入飞行器瞄准点动态调整方法。根据预测计算的二次再入点速度与路径角计算无量纲前向速度U1；根据飞行器升阻比与最小倾侧角数据计算最大航程R1；根据二次再入段过载设计参数计算最小航程R2；根据走廊设计参数计算二次再入航程能力水平R；根据二次再入点距离开伞点的待飞距RTG以及二次再入航程能力水平R，计算动态调整量ΔR。本发明利用解析手段快速预测二次再入段航程能力，实现了初次再入段与二次再入段的衔接，降低了数值预测计算量，提高了开伞点控制精度。可以方便的使用于小升阻比飞行器第二宇宙速度再入飞行的制导中。
189	一种幂次乘波体的纵向稳定性优化方法及系统	CN202110275429.1	2021-03-15	CN112949199B	2024-02-02	刘文; 张陈安; 杨磊; 李文皓
本发明公开了一种幂次乘波体的纵向稳定性优化方法及系统，所述方法包括沿目标分割面将原始流场的流线簇分割形成第一流线簇段以及第二流线簇段；所述目标分割面与基准平面平行，所述第一流线簇段用于采用流线追踪方式生成幂次乘波体下表面的头部段，所述原始流场为以目标升阻比为优化目标获得的幂次乘波体对应的流场。本申请实施例将原始流场的流线簇进行分段处理，通过增大原始流场的流线在尾部的下凸”特征，进而提高幂次乘波体的纵向稳定度，同时由于原始流场的流线的头部段保持不变，维持了整个原始流场激波形状和头部的流线形状，使得头部波阻和整个乘波体的升阻比变化较小。
190	一种基于解析预测的滑翔飞行器三维再入制导方法	CN201811532812.5	2018-12-14	CN109740198A	2019-05-10	谢愈; 彭双春; 朱恒伟; 潘亮; 范锦秀; 陈璟
本发明公开了一种基于解析预测的滑翔飞行器三维再入制导方法，本发明实施步骤包括考虑约束条件构建以纵向升阻比、侧向升阻比和能量为标架的三维飞行走廊，基于预测模型在三维飞行走廊内直接设计飞行剖面，设计合理的倾侧翻转策略，飞行剖面更新，跟踪飞行剖面生成倾侧角指令和攻角指令。本发明以高精度解析模型为基础，综合考虑飞行器目标可达与侧向机动任务需求，在考虑诸多约束条件构建的三维飞行走廊内直接设计飞行剖面和翻转策略，通过剖面跟踪生成攻角与倾侧角指令，从而完成三维再入制导方法的设计，能够保证动力学信息的完整性，充分发挥滑翔飞行器远距离大范围机动条件下的任务自适应能力。
191	双翼伞	CN201810482690.7	2018-05-18	CN108438234A	2018-08-24	刘松林
本发明公开一种双翼伞，由两个通过伸缩连接装置相连的冲压式翼伞组成，伸缩连接装置包括：固定支架和位于所述固定支架两端的翼伞卷筒；每个所述翼伞卷筒连接一个翼伞；所述翼伞卷筒在其动力单元的带动下转动，在翼伞上与翼伞卷筒的连接端设置翼伞卷筒连接套，翼伞卷筒连接套与翼伞采用同样材料制成一体，翼伞卷筒连接套套装在所述翼伞卷筒外部，能够在所述翼伞卷筒的带动下转动以实现对与之相连的翼伞的收放。由此可通过控制单个翼伞的收放控制双翼伞飞行方向，且可依据实际需求改变翼伞面积，以满足不同重量载荷的飞行升阻比、滑翔比和飞行需求，具备较好的升阻比、操控性和稳定性。
192	一种用于兆瓦级风力机叶片的21%厚度主翼型	CN201410269752.8	2014-06-17	CN104018998A	2014-09-03	韩忠华; 许建华; 余雷; 刘方良; 宋文萍; 焦予秦
本发明公开了一种用于兆瓦级风力机叶片的21％厚度主翼型,其采用计算流体力学方法和先进的翼型参数化方法，设计出相对厚度为0.21弦长，最大厚度对应的弦向位置为0.325弦长，后缘厚度0.05弦长，设计升力系数为1.2，设计迎角为6度的翼型。本发明翼型具有较高的升力系数，可缩短叶片的弦长，从而减少叶片重量。在高雷诺数和高升力设计条件下，比其它同类翼型具有更高的升阻比，以提高风能的利用系数。在雷诺数低于1.5×106的非设计情况，保持与传统翼型相当的升阻比。翼型的最大升力系数对粗糙度不敏感。本发明翼型特别适用于兆瓦级变速，或变矩调节型大型风力机。
193	船体	CN201720167995.X	2017-02-24	CN206466120U	2017-09-05	龚树勇
本实用新型提供一种船体，所述船体的部分参数根据公式E＝L/HC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，本实用新型较主流航空器的升阻比有很大优势，其E＝L/HC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。
194	一种滑翔高超声速飞行器末端位置和速度控制方法	CN202111400127.9	2021-11-19	CN114167888B	2023-06-20	李亨; 何乾坤; 覃天; 毛金娣; 王少恒; 许琦; 潘霏; 朱政光; 周律
本发明提供一种滑翔高超声速飞行器末端位置和速度控制方法。该方法包括：计算得到规划升力系数；计算得到飞行器当前规划阻力系数以及当前规划升阻比；根据所述当前规划阻力系数计算得到平衡滑翔规划弹道倾角；根据所述当前规划升阻比计算得到规划速度倾侧角；根据所述平衡滑翔规划弹道倾角和规划速度倾侧角计算得到攻角指令以及速度倾侧角指令；基于所述攻角指令以及速度倾侧角指令控制飞行器飞行，直至飞行器与目标的接近速度大于零。通过本发明，解决了现有技术中飞行器满足滑翔段末端期望高度以及末端期望速度的约束时，计算量大，计算速度慢，导致不能及时对弹道进行规划并调整飞行策略的问题。
195	一种用于兆瓦级风力机叶片的25%厚度主翼型	CN201410270941.7	2014-06-18	CN104018999A	2014-09-03	韩忠华; 许建华; 余雷; 刘方良; 宋文萍; 焦予秦
本发明公开了一种用于兆瓦级风力机叶片的25％厚度主翼型，其采用计算流体力学方法和先进的翼型参数化方法，设计出相对厚度为0.25弦长，最大厚度对应的弦向位置为0.325弦长，后缘厚度为0.09弦长；设计升力系数为1.2，设计迎角为6度的翼型。本发明翼型具有较高的升力系数，可缩短叶片的弦长，从而减少叶片重量。在高雷诺数和高升力设计条件下，比其它同类翼型具有更高的升阻比，以提高风能的利用系数。在雷诺数低于1.5×106的非设计情况，保持与传统翼型相当的升阻比。翼型的最大升力系数对粗糙度不敏感。本发明翼型特别适用于兆瓦级变速或变矩调节型大型风力机。
196	一种风力机叶片抗颤振翼型簇设计方法	CN202110962098.9	2021-08-20	CN113569360B	2024-03-22	孟瑞; 赵如新; 高强; 卢宗远
本发明公开了一种风力机叶片抗颤振翼型簇设计方法，属于风力机叶片翼型设计技术领域，包括以下步骤：S1：翼型表达；S2：颤振临界速度因素分析；S3：选择约束条件；S4：确定翼型目标函数。本发明通过在原有的翼型基础上添加翼型扰动函数来修改翼型的几何外形，提高其抗颤振稳定性能并增强其气动性能(升阻比更大)；通过经典抗颤振理论的研究，得出翼型的极惯性矩对其抗颤振性能具有突出的影响，其值可通过高斯‑勒让德积分计算得出；并将最大升阻比和极惯性矩作为优化目标，在isight平台中融合翼型扰动函数、高斯‑勒让德积分计算、网格划分、流体力学计算、多目标遗传算法来获取优化后的新翼型簇,其抗颤振性能及气动性能均得到了显著的提高。
197	一种波纹板形式柔性后缘机翼结构的设计方法	CN202011576113.8	2020-12-28	CN112733253B	2022-09-20	戴玉婷; 严慧; 杨超
本发明公开了一种波纹板形式柔性后缘机翼结构的设计方法，涉及柔性飞行器结构优化领域；首先，将波纹板结构固定在机翼的蒙皮内部作为支撑；然后，利用机翼的结构变量以及驱动力作为样本点；使用流固耦合结合有限元，输出各样本点的机翼升阻比、后缘蒙皮鼓包大小和后缘偏转角。接着，拟合代理模型，固定机翼的结构变量，选择满足驱动力约束条件的样本，输出机翼升阻比满足收敛特性时的最优后缘偏转角z0；最后，选择同时满足结构变量，驱动力，后缘蒙皮鼓包大小和后缘偏转角的约束条件的样本，获取质量最小时的波纹板结构参数和驱动力参数，并设计机翼。本发明较常规机翼在气动特性和质量方面有更大的优势。
198	一种水下航行器用外舱结构	CN202110426621.6	2021-04-20	CN113071598A	2021-07-06	姜大鹏; 王嘉玺; 颜家杰; 麻彩朋; 邓锐; 闫勋; 邓志豪; 王占缘; 贾晋军
本申请公开了一种水下航行器用外舱结构，包括外壳以及硬质框架；外壳整体呈扁平的横置类六棱柱结构；横置类六棱柱结构的两个类V形端部分别形成艏部和艉部；外壳的外周面上沿水平方向环设有凸起裙边；硬质框架可拆卸设于外壳内中部。通过这一外壳结构设计能够在提高升阻比的前提下显著提高横摇稳定性，保证数据采集的准确性。而且，还具有航行机动性更强、升阻比更具优势、非预期纵摇时自带一定回复力等优点，能够节省推进或控制能源，提升续航里程。也能够尽可能满足内部搭载的空间需求，整体实现模块化设计，便于整体卸取和吊装，维护更换方便。同时硬质框架也能够起到支撑作用，用于加强整体结构的力学强度，抵御更大的外部压力。
199	一种地面效应旋翼飞行器及飞行模式切换方法	CN201911228262.2	2019-12-04	CN110901906A	2020-03-24	苏兵兵; 王磊; 周亨; 王兆山; 付立春; 包明敏; 罗骏; 侯祥民; 吴令华; 洪铃
本发明属于垂直起降飞行器技术，具体涉及一种利用“地面效应”原理提高巡航升阻比和巡航速度的旋翼飞行器。所述地面效应旋翼飞行器包括机身(1)、旋翼系统(2)、地效翼(3)、侧端板(4)、尾翼(5)、发动机(22)、传动与倾转系统(23)。其中，地效翼对称设置在机身两侧，侧端板分别设置在低效翼外侧，尾翼位于机身后方，旋翼系统(2)至少有2对，分别对称设置在尾翼和侧端板上，所述发动机(22)与传动与倾转系统(23)连接，并与旋翼系统(2)相连。本发明地面效应旋翼飞行器结合旋翼飞行器和地面效应飞行器优点，在具有垂直起降功能的同时，能够获得较大升阻比，使得旋翼飞行器获得较大的航程和巡航速度，有效提高旋翼飞行器的应用场景和功能作用。
200	强约束复杂任务条件下的三维剖面优化设计方法、系统及介质	CN201910629514.6	2019-07-12	CN110750850A	2020-02-04	张远龙; 谢愈; 彭双春; 潘亮; 范锦秀
本发明公开了一种强约束复杂任务条件下的三维剖面优化设计方法、系统及介质，本发明方法的实施步骤包括：综合考虑多种约束条件，构建满足给定高度剖面约束的侧向升阻比走廊边界；初始化侧向剖面参数，并利用侧向升阻比走廊边界进行归一化得到初始化侧向剖面；根据给定高度剖面和初始化侧向剖面解算参考弹道；建立考虑复杂多约束的非线性规划模型，基于参考弹道进行求解得到强约束复杂任务条件下的三维剖面。本发明采用侧向优先设计，综合兼顾飞行器纵、侧向任务需求，通过建立高度剖面约束与三维剖面的映射关系并构建融入航路点和禁飞区约束的综合性能指标，将复杂三维剖面问题转换为单剖面搜索问题进行求解，简化了三维剖面设计，计算简单和高效。

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