升阻比
41. 一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型
申请号: CN201410386225.5
申请日: 2014-08-07
公开（公告）号: CN104118556A
公开（公告）日: 2014-10-29
发明人: 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。
更多42. 一种提高大型客机超临界翼型升阻比的方法
申请号: CN201010538213.1
申请日: 2010-11-09
公开（公告）号: CN102011770A
公开（公告）日: 2011-04-13
发明人: 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。
更多43. 应用于低密度风洞的小量程高升阻比测力天平
申请号: CN201810039269.9
申请日: 2018-01-16
公开（公告）号: CN108181083A
公开（公告）日: 2018-06-19
发明人: 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。
更多44. 应用于低密度风洞的小量程高升阻比测力天平
申请号: CN201810039269.9
申请日: 2018-01-16
公开（公告）号: CN108181083B
公开（公告）日: 2023-07-21
发明人: 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。
更多45. 一种高升阻比气动外型的异形舱体及其制备方法
申请号: CN202111674330.5
申请日: 2021-12-29
公开（公告）号: CN115258126A
公开（公告）日: 2022-11-01
发明人: 王华侨; 杨戈; 王显峰; 肖军; 陈吉红; 郑武; 朱万强; 高嵩; 杨建中; 王宇飞; 胡毅刚; 胡宇恒; 方登科; 罗海涛; 张权; 王永凤
本申请涉及航天航空设备领域，尤其涉及一种高升阻比气动外型的异形舱体及其制备方法；所述异形舱体包括异形舱体I，异形舱体I由前段舱体和后段舱体两部分融接构成，前段舱体和后段舱体都由多组正曲率的凸型曲面和多组负曲率的凹型曲面融合连接构成，其中，正曲率的凸型曲面和负曲率的凹型曲面都由多组光滑的圆弧通过样条插补融合而成；所述方法包括：得到异形舱体的三维模型；根据三维模型进行网格化处理，提取出曲面；针对曲面进进行数据重构，得到曲面的生成轨迹；根据生成轨迹进行后处理，得到曲面的设定参数；根据设定参数进行自动铺放，得到高质量的异形舱体；其中，曲面包括凸曲面和凹曲面，自动铺放以平行往复缠绕的方式进行重叠铺放。
更多46. 一种低速高升阻比布局的激光垂起固定翼无人机
申请号: CN201911234652.0
申请日: 2019-12-05
公开（公告）号: CN110901892A
公开（公告）日: 2020-03-24
发明人: 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
本发明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，本发明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。
更多47. 一种适用于低空低速无人机的高升阻比层流翼型
申请号: CN201910780191.0
申请日: 2019-08-22
公开（公告）号: CN110498037A
公开（公告）日: 2019-11-26
发明人: 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。
更多48. 一种可变升阻比的仿生柔性机翼及水下滑翔机
申请号: CN202311840191.8
申请日: 2023-12-28
公开（公告）号: CN117734920A
公开（公告）日: 2024-03-22
发明人: 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。
更多49. 一种高升阻比可变尾翼的赛车空气动力学套件
申请号: CN201611180342.1
申请日: 2016-12-19
公开（公告）号: CN106741228B
公开（公告）日: 2023-02-14
发明人: 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。
更多50. 一种新型高鲁棒性的高升阻比风力机层流翼型
申请号: CN202210349234.1
申请日: 2022-04-01
公开（公告）号: CN114738179A
公开（公告）日: 2022-07-12
发明人: 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。
更多51. 一种高升阻比可变尾翼的赛车空气动力学套件
申请号: CN201611180342.1
申请日: 2016-12-19
公开（公告）号: CN106741228A
公开（公告）日: 2017-05-31
发明人: 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。
更多52. 一种适用于低空低速无人机的高升阻比层流翼型
申请号: CN201910780191.0
申请日: 2019-08-22
公开（公告）号: CN110498037B
公开（公告）日: 2020-09-08
发明人: 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。
更多53. 一种大容积高升阻比脊形吻切锥乘波体设计方法
申请号: CN201610927947.6
申请日: 2016-10-31
公开（公告）号: CN106428620A
公开（公告）日: 2017-02-22
发明人: 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。
更多54. 一种具有尖前缘大弯度的低雷诺数高升阻比翼型
申请号: CN201910294428.4
申请日: 2019-04-12
公开（公告）号: CN109969381A
公开（公告）日: 2019-07-05
发明人: 宋超; 李伟斌; 王子维; 李鹏
本发明公开了一种具有尖前缘大弯度的低雷诺数高升阻比翼型,涉及一种低雷诺数翼型，所述翼型最大厚度为d/c＝0.09，最大厚度位置为xd/c＝0.274；所述翼型最大弯度为f/c＝0.0595，最大弯度位置为xf/c＝0.527；其中c为翼型弦长，d为翼型最大厚度，f为翼型最大弯度；所述翼型上下表面在前缘的连接点为坐标原点，翼型弦长所在轴线为x轴，xd为最大厚度位置的横坐标，xf为最大弯度位置的横坐标。本发明弃常规翼型的钝头形状，采用尖前缘，减小浸湿面积，使阻力大大减小，且使翼型在失速之前升力系数线性变化；同时，本发明提供的翼型具有大弯度的特点，使翼型上表面的负压区依靠大弯度产生，从而实现高升力的特点。
更多55. 一种低速高升阻比布局的激光垂起固定翼无人机
申请号: CN201911234652.0
申请日: 2019-12-05
公开（公告）号: CN110901892B
公开（公告）日: 2024-03-19
发明人: 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
本发明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，本发明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。
更多56. 一种大容积高升阻比脊形吻切锥乘波体设计方法
申请号: CN201610927947.6
申请日: 2016-10-31
公开（公告）号: CN106428620B
公开（公告）日: 2017-07-21
发明人: 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。
更多57. 一种106高升阻比的130度无铅热敏电阻及其制备方法
申请号: CN202310423375.8
申请日: 2023-04-20
公开（公告）号: CN116344130B
公开（公告）日: 2024-10-11
发明人: 杨新宇; 张俊国; 刘航; 张源
本发明涉及一种106高升阻比的130度无铅热敏电阻及其制备方法，制备该热敏电阻的陶瓷材料其组成按摩尔份数包括：碳酸钡0.799～0.88份、碳酸钙0.16～0.185份、氧化钇0.0023～0.0032份、氧化铝0.002～0.01份、硝酸锰0.0005～0.0012份、二氧化硅0.007～0.02份、二氧化钛1～1.02份、钛酸铋钠(BNT)0.01份、碳酸锂0.0002～0.008份。本发明利用传统钛酸钡陶瓷掺杂BNT材料移动居里点，通过施主Y2O3、受主Mn(NO3)2加入量的调整，矿化剂CaCO3的加入，玻璃相Al2O3、SiO2、TiO2、Li2CO3的加入，制作130℃居里点PTC陶瓷材料,该热敏陶瓷材料的主要成分的化学式为Ba0.99‑XCaX(Bi0.5Na0.5)0.01TiO3，X的取值范围为0.16≤X≤0.185。本发明的PTC热敏电阻，其电阻值为47Ω±20％，居里点130℃，温度系数为23％‑29％，耐电压能力DC950V，升阻比达到106，耐冲击能力十万次以上。
更多58. 一种大推力高升阻比螺旋桨及该螺旋桨桨叶设计方法
申请号: CN202111420778.4
申请日: 2021-11-26
公开（公告）号: CN114228988A
公开（公告）日: 2022-03-25
发明人: 吴奇才; 淦吉昌; 吴敏
本发明公开了一种大推力高升阻比螺旋桨及该螺旋桨桨叶设计方法，所述大推力高升阻比螺旋桨包括轮毂以及与轮毂连接的多片桨叶，所述桨叶包括从桨根到桨尖的多个的截面翼型，桨叶的半径为R，在距离桨叶旋转盘中心0.25R处，桨叶的迎角为19°～21°，桨叶的弦长为0.174R；在距离桨叶旋转盘中心0.40R处，桨叶的迎角为16°～19°，桨叶的弦长为0.159R；在距离桨叶旋转盘中心0.55R处，桨叶的迎角为14.2°～16.2°，桨叶的弦长为0.140R。本发明所公开的大推力高升阻比螺旋桨在相同转速下，该螺旋桨的力效要高于传统桨，能提升飞行器的效率，增加飞行器的续航时间。
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