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
21	一种具有高升阻比滑翔特性的仿翼龙翼型	CN201410406497.7	2014-08-19	CN104176234A	2014-12-03	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	一种基于升阻比实时估计的自适应制导方法	CN201410790966.X	2014-12-18	CN104634183B	2016-01-13	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。
23	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。
24	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。
25	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。
26	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。
27	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。
28	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。
29	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。
30	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。
31	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。
32	一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型	CN202211259003.8	2022-10-14	CN115320827B	2023-01-31	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。
33	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。
34	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。
35	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	CN110498037B	2020-09-08	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。
36	一种大容积高升阻比脊形吻切锥乘波体设计方法	CN201610927947.6	2016-10-31	CN106428620A	2017-02-22	柳军; 符翔; 王源杰; 丁峰; 刘珍; 黄伟; 罗仕超; 李开; 张宝虎; 闻讯
本发明提供一种大容积高升阻比脊形吻切锥乘波体设计方法，首先，给定乘波体的飞行条件、尺寸约束和性能要求，根据吻切锥理论和尺寸约束来设计吻切锥乘波体；然后，根据尺寸约束设计容积体；最后，基准乘波体与容积体结合，并进行翼身融合操作，以重新设计乘波体上表面并得到最终的脊形吻切乘波体。本发明可以根据任务需求来设计满足容积指标的脊形乘波体，在有攻角的情况下具有高升阻比气动性能，有效解决了容积要求导致乘波体升阻比损失的问题。
37	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。
38	一种可变升阻比的仿生柔性机翼及水下滑翔机	CN202311840191.8	2023-12-28	CN117734920A	2024-03-22	周东辉; 李博; 曹永辉; 武晓阳; 邢城; 裴毓; 曹勇; 潘光
本发明涉及水下航行器技术领域，具体涉及一种可变升阻比的仿生柔性机翼及水下滑翔机，包括：连接架、仿生蝠鲼的胸鳍组件、仿生蒙皮以及驱动组件；仿生蝠鲼的胸鳍组件的根部与连接架固定，胸鳍组件上包覆有仿生蒙皮，驱动组件用于通过第一传动组件、齿轮传动组件以及第二传动组带动二级翼板组件、三级翼板组件转动，以使得胸鳍组件在滑翔过程中产生“弓形”上挑弯曲变形。本装置保证了机翼的上挑弯曲变形更贴合真实蝠鲼滑翔时的机翼状态。
39	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。
40	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。

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