升阻比
1. 一种高升阻比中型无人机
申请号: CN202011060969.X
申请日: 2020-09-30
公开（公告）号: CN112407237A
公开（公告）日: 2021-02-26
发明人: 王靖欢; 王晨先; 梁阳; 任勇勇
本发明涉及一种高升阻比中型无人机，该无人机包括机身，所述机身的两侧分别安装有固定的机翼，尾部安装有V形尾翼；其中，所述机翼的展弦比为17～19。本发明提供的无人机采用高性能翼型，设计特定的机翼和尾翼，经过翼身组合体选定、翼身结合处的整流优化，达到了良好的升阻特性；从而使无人机在低速飞行时仍具有较高的升力，保持较长的续航时间。
更多2. 一种具有高升阻比的翼型
申请号: CN200810237016.9
申请日: 2008-12-31
公开（公告）号: CN101458735A
公开（公告）日: 2009-06-17
发明人: 陈进; 王旭东
本发明涉及基于泛函的通用翼型型线形状设计的翼型，通过建立翼型型线的泛函集成方程，然后对该集成方程建立优化设计模型，根据所要求的目标函数选择不同的方程项数和系数来完成目标翼型的设计。本发明提供的基于泛函的通用翼型型线的高升阻比翼型与传统的风力机翼型相比，在正常工作功角范围内，不仅升力系数高，而且具有很高的升阻比，失速较晚。它的构成型线不但能够发挥通用翼型型线的优势，其构成的新型型线还能满足单一型线不能达到的技术指标，从而提高了风力机的输出功率，降低了风力发电成本。
更多3. 一种高升阻比的亚音速翼型
申请号: CN201210464270.9
申请日: 2012-11-16
公开（公告）号: CN103818545B
公开（公告）日: 2016-04-20
发明人: 乔伟; 王洪伟
本发明于飞机翼型设计技术领域，特别是涉及一种亚音速翼型。在保证阻力发散马赫数不低于0.65和相对厚度及后缘厚度没有明显减小的前提下，在本项目设计状态下，相比于现有国际公开的中等速度高升力翼型MS(1)-0317，本项目所发明翼型气动性能有如下提升：1，巡航状态下升阻比提高9%；2，爬升状态下升阻比提高16.5%；3，零升力矩系数绝对值减小21%。
更多4. 一种高升阻比的亚音速翼型
申请号: CN201210464270.9
申请日: 2012-11-16
公开（公告）号: CN103818545A
公开（公告）日: 2014-05-28
发明人: 乔伟; 王洪伟
本发明于飞机翼型设计技术领域，特别是涉及一种亚音速翼型。在保证阻力发散马赫数不低于0.65和相对厚度及后缘厚度没有明显减小的前提下，在本项目设计状态下，相比于现有国际公开的中等速度高升力翼型MS(1)-0317，本项目所发明翼型气动性能有如下提升：1，巡航状态下升阻比提高9%；2，爬升状态下升阻比提高16.5%；3，零升力矩系数绝对值减小21%。
更多5. 应用于低速风洞的高升阻比天平
申请号: CN201510162183.1
申请日: 2015-04-08
公开（公告）号: CN104713694A
公开（公告）日: 2015-06-17
发明人: 赵金海; 孙侃; 贾毅; 扬中艳
本发明提供一种应用于低速风洞试验的高升阻比天平，其包括试验模型连接锥、组合测力元件、天平基体、阻力测量元件、支撑片和支杆连接锥，天平基体的两端分别通过组合测力元件与模型连接锥和支杆连接锥相连，天平基体被一条穿过天平设计中心的前后贯通的斜槽分为上下两部分，天平基体的上下两部分通过关于天平设计中心对称的前后左右四组支撑片连接为一个整体，在天平基体前后关于天平设计中心对称地分别设置有凹槽，在两个凹槽中分别配置有一个阻力测量元件，阻力测量元件为形梁，每个形梁的两端都分别通过柔性铰链与天平基体相连，并且两个形梁关于纵向对称轴以前上后下的方式反对称配置。本发明测量精度高、抗干扰能力强、抗扭转刚度好。
更多6. 一种轴流风机的高效升阻比翼型
申请号: CN202010712550.1
申请日: 2020-07-22
公开（公告）号: CN111765121A
公开（公告）日: 2020-10-13
发明人: 张森; 张新民; 张安超; 曾继来; 朱崎峰
本发明具体涉及一种轴流风机的高效升阻比翼型，包括前缘1、后缘2、吸力面3和压力面4；翼型的弦长为前缘1和后缘2的连线距离，翼型的型线由吸力面3和压力面4构成。翼型的关键数据为：翼型的前缘半径为0.9236%；翼型的后缘厚度为0.978%；翼型的最大相对厚度为12.66%；翼型的最大厚度相对弦长的位置为25.7%；翼型的最大相对弯度为3.62%；翼型的最大弯度相对弦长的位置为40.6%。本发明实施例的工作雷诺数范围是100,000~1,000,000，该翼型具有较宽的高效升阻比范围，使轴流风机在不同的工况条件下，均有较高的工作效率，实现了轴流风机的节能降耗。
更多7. 应用于低速风洞的高升阻比天平
申请号: CN201510162183.1
申请日: 2015-04-08
公开（公告）号: CN104713694B
公开（公告）日: 2017-07-07
发明人: 赵金海; 孙侃; 贾毅; 扬中艳
本发明提供一种应用于低速风洞试验的高升阻比天平，其包括试验模型连接锥、组合测力元件、天平基体、阻力测量元件、支撑片和支杆连接锥，天平基体的两端分别通过组合测力元件与模型连接锥和支杆连接锥相连，天平基体被一条穿过天平设计中心的前后贯通的斜槽分为上下两部分，天平基体的上下两部分通过关于天平设计中心对称的前后左右四组支撑片连接为一个整体，在天平基体前后关于天平设计中心对称地分别设置有凹槽，在两个凹槽中分别配置有一个阻力测量元件，阻力测量元件为形梁，每个形梁的两端都分别通过柔性铰链与天平基体相连，并且两个形梁关于纵向对称轴以前上后下的方式反对称配置。本发明测量精度高、抗干扰能力强、抗扭转刚度好。
更多8. 一种高升阻比的低速无人机翼型
申请号: CN201910658949.3
申请日: 2019-07-22
公开（公告）号: CN110386243A
公开（公告）日: 2019-10-29
发明人: 邓浩; 余彬; 陈会会; 韩扬; 贺翔
本发明公开了一种高升阻比的低速无人机翼型，翼型为圆头尖尾形，翼型对头部前缘半径、弦长、最大相对厚度、最大相对厚度位置、最大相对弯度和最大相对弯度位置进行了设计，使翼型具有较大的厚度、较小的弯度，同时具备较好的气动性能，能够满足低速长航时无人机的使用要求。本发明具有潜在的市场价值。
更多9. 一种太阳能无人机升阻比辨识方法
申请号: CN202311726677.9
申请日: 2023-12-14
公开（公告）号: CN117910377A
公开（公告）日: 2024-04-19
发明人: 张寿勋; 郭有光
本申请针对太阳能无人机大翼展、低翼载、升阻比核算受环境风场影响大的特征，提出了一种太阳能无人机升阻比辨识方法，以设计阶段CFD计算的不同迎角下基础升阻力系数数据为基础，在阻力系数中增加不同迎角阻力系数修正项以及不同高度附加高度修正项，并将其作为待辨识参数。以实际飞行数据使用升力系数和预设待辨识阻力系数附加项确定使用阻力系数，进而确定初始推算升阻比，根据动力学关系确定无人机爬升率，进一步积分得到推算飞行高度。将推算飞行高度与实际高度的差累加作为代价函数，引入混合遗传粒子群优化算法辨识得到既定模型结构中的参数。利用未参与辨识的飞行数据验证辨识结果的准确性。
更多10. 一种高升阻比固定翼飞机配平方法
申请号: CN201210113438.1
申请日: 2012-04-17
公开（公告）号: CN102616367A
公开（公告）日: 2012-08-01
发明人: 王维军; 黄健
本发明采用高升阻比正弯度翼型，在不利用平尾或鸭翼等带来降低全机升阻比的情况下，来实现机翼零升力矩的配平，充分发挥了正弯度翼型高升阻比特性。为实现机翼零升力矩配平，并且不造成全机升阻比下降，采用重心配置在机翼焦点正下方处的设计布局，以产生大的升阻比和抬头力矩来配平正弯度翼型固有的低头力矩，同时使全机具有纵向静稳定性。既能提高飞机的升阻比，又能使全机具有静稳定性。本发明的一种高升阻比固定翼飞机包括：具有大展弦比正弯度的机翼，用于提供升力，从而提供全机升力；位于机翼的焦点正下方的机身；机翼支撑梁，用于连接所述机身与机翼；设置在机身上的发动机，用于提供推力。本发明还提供了一种固定翼飞机的高升阻比的实现方法。
更多11. 一种大升阻比无人机边界保护方法
申请号: CN201911173620.4
申请日: 2019-11-26
公开（公告）号: CN111273678A
公开（公告）日: 2020-06-12
发明人: 赵东宏; 金波; 张瞿辉; 熊维康; 夏炎
本发明公开了一种大升阻比无人机边界保护方法，在姿态驾驶控制回路中加入边界保护项，所述边界保护项为被保护信号的误差值与增益K的乘积。本发明是在不改变原有控制律结构的基础上加入边界保护控制，当各信号在超出边界时，可通过迅速调整飞行姿态来保证各信号重新进入被保护范围，从而保护了无人机的飞行安全。
更多12. 一种高升阻比的低速无人机翼型
申请号: CN201910658949.3
申请日: 2019-07-22
公开（公告）号: CN110386243B
公开（公告）日: 2024-04-16
发明人: 邓浩; 余彬; 陈会会; 韩扬; 贺翔
本发明公开了一种高升阻比的低速无人机翼型，翼型为圆头尖尾形，翼型对头部前缘半径、弦长、最大相对厚度、最大相对厚度位置、最大相对弯度和最大相对弯度位置进行了设计，使翼型具有较大的厚度、较小的弯度，同时具备较好的气动性能，能够满足低速长航时无人机的使用要求。本发明具有潜在的市场价值。
更多13. 高升阻比飞行器变体气动控制方法
申请号: CN202410378562.3
申请日: 2024-03-29
公开（公告）号: CN118062220A
公开（公告）日: 2024-05-24
发明人: 杜若凡; 吕凡熹; 赵飞; 徐艺哲; 张宇佳; 侯砚泽; 石泳
本发明涉及一种高升阻比飞行器变体气动控制方法，包括以下步骤：步骤S1、根据飞行器的外形特征和飞行弹道，进行气动数值仿真，获得飞行器的气动特性数据与飞行器表面压力分布，确定所述飞行器的绕流流场特征；步骤S2、根据气动数值仿真结果，确定传感器的压力测点布设方案；步骤S3、根据所述压力测点布设方案，在与所述气动数值仿真相同的工况下，进行传感器标定，获得变体控制率控制规律；步骤S4、通过控制器实时控制作动机构，进行飞行器机翼的变体控制。本发明通过建立的气动数据库以及布置于飞行器表面的传感器，实时控制飞行器气动外形实现变体，保证飞行器全飞行阶段保持良好的气动特性。
更多14. 一种大升阻比无人机边界保护方法
申请号: CN201911173620.4
申请日: 2019-11-26
公开（公告）号: CN111273678B
公开（公告）日: 2021-07-02
发明人: 赵东宏; 金波; 张瞿辉; 熊维康; 夏炎
本发明公开了一种大升阻比无人机边界保护方法，在姿态驾驶控制回路中加入边界保护项，所述边界保护项为被保护信号的误差值与增益K的乘积。本发明是在不改变原有控制律结构的基础上加入边界保护控制，当各信号在超出边界时，可通过迅速调整飞行姿态来保证各信号重新进入被保护范围，从而保护了无人机的飞行安全。
更多15. 一种高升力系数、高升阻比的叶片
申请号: CN90102959.9
申请日: 1990-10-16
公开（公告）号: CN1060895A
公开（公告）日: 1992-05-06
发明人: 徐咏明
一种工业风机和家用电扇的叶片，采用了具有边界层气流自动控制的BZK结构和能扼制翼尖区气流涡动的WZ装置，同时采用了大弯度扭转的大前掠角设计，因而使叶片获得了较大可用升力系数CL和较高的升阻比L/D，具有优异的使用性能，对节能降噪或在相同效果条件下缩小叶片翼展尺寸有明显效果。
更多16. 一种低升阻比返回器混合制导卸载方法
申请号: CN201610052499.X
申请日: 2016-01-26
公开（公告）号: CN105629731A
公开（公告）日: 2016-06-01
发明人: 吴宪祥; 杨强; 王娟; 叶素华; 韩宗亭; 呼香艳; 郭宝龙
本发明公开了一种低升阻比返回器混合制导卸载方法，该方法包括：根据低升阻比飞行器再入过程动力学模型，建立无量纲三自由度运动方程；综合考虑再入过载和着陆精度的基础上，将预测校正再入制导方法和标准轨道跟踪方法相结合，构建混合制导策略；分析卸载策略，将倾侧角参数优化问题描述为：寻找一个σ0，使它在最后阶段的特定速度能够满足到达目标的落点偏差要求；最后，定义过载峰值为适应度函数，借助粒子群优化求解过载峰值在给定区间最小值时的倾侧角作为实际飞行的二次初始再入倾侧角。本发明通过对二次再入倾侧角进行优化，有效解决了低升阻比飞行器再入过程中过载较高的问题，可以用于低升阻比飞行器再入轨迹设计与优化，具有工程可实现性。
更多17. 一种长航时无人机高升阻比的层流翼型
申请号: CN202410863516.2
申请日: 2024-08-16
公开（公告）号: CN118665747A
公开（公告）日: 2024-09-20
发明人: 孙亚东; 陈林; 陈鹏宇
本发明公开了一种长航时无人机高升阻比的层流翼型，包括层流翼型本体，所述层流翼型本体包括上翼面、下翼面、前缘及后缘，所述上翼面呈上凸状，所述下翼面包括第一部分及第二部分，第一部分向下凸出，所述第二部分至后缘呈S型弯曲；所述前缘的半径为1.43％c，最大厚度位置为40.00％c，最大厚度为17.21％c，最大弯度为4.87％c，最大弯度位置为44.90％c，后缘的厚度0.20％c，其中“c”为翼型弦长；使得层流翼型具有高升力、高升阻比、失速特性缓和的特点，在较高的设计升力系数、较低的飞行速度和较大雷诺数范围下，具有较高的升阻比和巡航效率，且翼型厚度较大，有利于机翼结构设计和油箱布置。
更多18. 一种低升阻比返回器混合制导卸载方法
申请号: CN201610052499.X
申请日: 2016-01-26
公开（公告）号: CN105629731B
公开（公告）日: 2018-10-12
发明人: 吴宪祥; 杨强; 王娟; 叶素华; 韩宗亭; 呼香艳; 郭宝龙
本发明公开了一种低升阻比返回器混合制导卸载方法，该方法包括：根据低升阻比飞行器再入过程动力学模型，建立无量纲三自由度运动方程；综合考虑再入过载和着陆精度的基础上，将预测校正再入制导方法和标准轨道跟踪方法相结合，构建混合制导策略；分析卸载策略，将倾侧角参数优化问题描述为：寻找一个σ0，使它在最后阶段的特定速度能够满足到达目标的落点偏差要求；最后，定义过载峰值为适应度函数，借助粒子群优化求解过载峰值在给定区间最小值时的倾侧角作为实际飞行的二次初始再入倾侧角。本发明通过对二次再入倾侧角进行优化，有效解决了低升阻比飞行器再入过程中过载较高的问题，可以用于低升阻比飞行器再入轨迹设计与优化，具有工程可实现性。
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