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[发明专利]用于旋翼飞机的无轴承旋翼的旋翼桨叶-CN200810086159.4有效
发明人： B·埃南克尔;R·普法勒 -专利权人：欧洲直升机德国有限责任公司
申请日： 2008-03-17 - 公布日： 2008-09-17 - 主分类号： B64C27/467 文献下载
摘要：本发明涉及用于旋翼飞机的无轴承旋翼的旋翼桨叶，包括：沿桨叶半径方向看的内侧旋翼桨叶区段，它具有拍击和摆振柔性的旋翼桨叶连接区域；沿桨叶半径方向延伸的翼梁；以及起空气动力作用的旋翼桨叶翼型，具有沿桨叶纵深方向看形成了翼梁的前部翼型区域和后部翼型区域在内侧旋翼桨叶区段的区域中，翼梁和前部翼型区域是扭转柔性的，而后部翼型区域是扭转刚性的，且在桨叶根部区域之外沿桨叶半径方向看，承担柔性梁功能的前部翼型区域首先完全与承担控制罩功能的后部翼型区域分隔开，并且翼梁和前部翼型区域的扭转柔性的构造随着桨叶半径方向的增加而减小，并且在内侧旋翼桨叶区段之外，翼梁连同前部翼型区域和后部翼型区域一起分别是扭转刚性的。
用于飞机轴承桨叶

[发明专利]用于旋翼飞机的旋翼桨叶-CN200680048238.5有效
发明人： B·格罗曼;C·莫彻;A·艾特米库斯;S·曼格尔斯多夫 -专利权人：欧洲直升机德国有限责任公司
申请日： 2006-12-08 - 公布日： 2009-03-04 - 主分类号： B64C27/615 文献下载
摘要：一种旋翼桨叶(20)、尤其是用于旋翼飞机的旋翼桨叶，包括一个起空气动力作用的旋翼桨叶翼型，它具有一个翼型前端区域(21)、一个具有翼型芯(22)和包络翼型芯(22)的上和下覆盖皮(30)的翼型基体(20a)以及一个具有后棱边(40)的翼型后棱边区域(23)；并且具有一个可逆弯曲的弯曲促动器(26)，它通过第一端部固定在指向后棱边(40)的翼型基体(20a)的端部区域并且通过第二端部自由地从翼型基体(20a)和其端部区域向着后棱边(40)突出来并且通过这个突出来的第二端部形成旋翼桨叶翼型的翼型后棱边区域(23)的一部分和活动的旋翼桨叶罩(24)，它在弯曲促动器(26)弯曲时可以变形成弧形的旋翼桨叶罩偏转。
用于飞机桨叶

[发明专利]一种用于高速共轴双旋翼直升机桨叶中部的低力矩超临界自然层流翼型-CN202310689347.0在审
发明人：赵欢;史龙龙;高正红;舒博文;张瑞滨;夏露;赵轲 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-06-12 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： B64C27/467 文献下载
摘要：本发明提出一种用于高速共轴双旋翼直升机桨叶中部的低力矩超临界自然层流翼型，翼型前缘半径0.78％，翼型最大厚度为9.0％，位于翼型40.6％弦长处，最大弯度为0.69％，位于翼型14.0％弦长处，后缘夹角为本发明在保证低速气动性能损失不大的情况下，跨声速状态的零升力矩比OA309翼型有了明显的下降，使得翼型由力矩控制的可用马赫数范围明显增大；该翼型的阻力发散特性也显著优于OA309翼型，达到了马赫数0.844，比OA309提升了0.013，具体体现在该翼型能够在跨声速状态下削弱翼型上表面激波；且满足共轴双旋翼直升机旋翼中外段翼型阻力系数稳健性要求，为共轴双旋翼直升机桨叶中部的翼型设计奠定了基础。
一种用于高速共轴双旋翼直升机桨叶中部力矩临界自然层流

[发明专利]一种低雷诺数旋翼翼型选型方法、系统、电子设备及介质-CN202211492700.8在审
发明人：马砾;招启军;管桐;张夏阳;井思梦;陈喆 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-11-25 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开一种低雷诺数旋翼翼型选型方法、系统、电子设备及介质，涉及旋翼翼型选型领域，该方法通过利用NACA‑四系中弧线翼型方程及翼型厚度分布经验公式编写翼型的生成程序；给定最大弯度f、最大弯度位置p、最大厚度t这三个翼型参数的变化范围，采用遗传算法，依据旋翼设计工况下的马赫数、雷诺数，以翼型主要工作迎角下的升阻比为优化目标，通过基于位势流理论的Xfoil软件进行翼型气动特性计算；最终迭代出适合于该设计工况下的最佳翼型参数，得到最优翼型。本发明方法实现了低雷诺数旋翼翼型的快速选型，有效避免了因设计人员设计经验欠缺、在设计工况下参考翼型气动数据缺失等造成的翼型选择困难，得到的翼型在设计工况下具有良好气动特性。
一种雷诺数翼翼选型方法系统电子设备介质

[发明专利]一种高效的共轴刚性旋翼翼型多目标稳健设计方法-CN202310093410.4有效
发明人：赵欢;高正红;夏露 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-02-07 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提出了一种高效的共轴刚性旋翼翼型多目标稳健设计方法。构建了能在共轴刚性旋翼翼型设计复杂约束下同时优化多个旋翼气动性能指标，并维持大范围稳健性的先进翼型设计方法，推动了翼型多目标设计方法面向共轴刚性直升机翼型设计等重要工程领域的应用，具有重要的工程应用价值通过执行该设计方法设计的翼型，相对于经典的OA系列翼型，在中、低速特性有所提升的情况下，高速特性提升显著且更加稳健，所有状态下力矩特性也明显更好，可以满足新一代共轴刚性直升机旋翼翼型的性能指标要求。
一种高效刚性翼翼多目标稳健设计方法

[发明专利]一种旋翼翼型的确定方法及系统-CN202110789904.7有效
发明人：赵国庆;丁岩;招启军;井思梦;陈希;王博 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-07-13 - 公布日： 2022-06-10 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种旋翼翼型的确定方法及系统。所述方法包括当前迭代次数下，根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数；基于旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数和当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数得到当前迭代次数下的旋翼翼型；根据当前迭代次数下的旋翼翼型计算当前迭代次数下的等效迎角；判断当前迭代次数下的等效迎角和上一次迭代次数下的等效迎角的差值的绝对值是否在设定范围内；若是，则确定当前迭代次数下的旋翼翼型为最终的旋翼翼型；本发明得到的旋翼拥有良好的翼型气动特性。
一种翼翼确定方法系统

[发明专利]一种新型旋翼桨叶-CN201811022512.2在审
发明人：刘勇;余瑾;邹茂真;陈立道 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2018-09-03 - 公布日： 2019-01-01 - 主分类号： B64C27/467 文献下载
摘要：本发明公开了一种新型旋翼桨叶，包括桨叶，所述桨叶的根部设有桨根接头，所述桨根接头的一侧设有螺栓孔，且螺栓孔的内壁连接有剪力螺栓，桨根接头通过剪力螺栓连接有桨榖，所述桨叶的主翼型段包括第一翼型段、第二翼型段和第三翼型段，且桨叶展向内段的第一翼型段采用相对厚度较厚的OA212翼型，桨叶外段的第二翼型段采用了相对厚度较薄的OA209翼型，且第一翼型段和第二翼型段之间设有过渡段，所述桨叶的一端为削尖结构，且桨叶为非矩形桨叶本发明能够有效提高桨叶的升阻比，提升旋翼的气动效率，在给定拉力的的情况下，降低旋翼的需用功率，使旋翼产生良好的悬停和前飞性能。
翼型桨叶桨根旋翼剪力螺栓旋翼桨叶螺栓孔桨叶展向内壁连接气动效率需用功率非矩形过渡段升阻比内段外段削尖悬停

[发明专利]一种集流管采用对称翼型的高效旋壳泵-CN201010017643.9无效
发明人：王春林;姚庆余;殷震宇 -专利权人：镇江正汉泵业有限公司
申请日： 2010-01-11 - 公布日： 2010-07-14 - 主分类号： F04D29/42 文献下载
摘要：本发明是一种集流管采用对称翼型的高效旋壳泵，其特征是集流管处于旋壳内的液体中，液体连接液体进口，液体内有叶轮，叶轮接旋转电机，集流管上开有集流管进口通道和出口管通道，集流管的断面上设翼型，该翼型的前缘是圆滑的，翼型的后缘是尖锐的，翼型两面对称，连接翼型前缘和翼型后缘中点形成翼型中线，翼型两面到翼型中线的距离相等。优点：绕流阻力最小的集流管形状，从而使旋壳内流动损失最小，泵的效率最高，该型式集流管为对称翼形。将圆形普通集流管改进成对称翼形集流管，结构简单，制造工艺可行，能够有效地提高泵的效率，根据泵型不同，至少可提高3％以上，最高达到8％，对研究节能型高效旋壳泵有着重要意义。
一种流管采用对称高效旋壳泵

[实用新型]翼型集流管的小流量高扬程旋壳泵-CN201020022892.2无效
发明人：王春林;姚庆余;殷震宇 -专利权人：镇江正汉泵业有限公司
申请日： 2010-01-11 - 公布日： 2010-11-24 - 主分类号： F04D29/00 文献下载
摘要：本实用新型是一种翼型集流管的小流量高扬程旋壳泵，其特征是集流管处于旋壳内的液体中，液体连接液体进口，液体内有叶轮，叶轮接旋转电机，集流管上开有集流管进口通道和出口管通道，集流管的断面上设翼型，该翼型的前缘是圆滑的，翼型的后缘是尖锐的，翼型两面对称，连接翼型前缘和翼型后缘中点形成翼型中线，翼型两面到翼型中线的距离相等。优点：绕流阻力最小的集流管形状，从而使旋壳内流动损失最小，泵的效率最高，该型式集流管为对称翼形。将圆形普通集流管改进成对称翼形集流管，结构简单，制造工艺可行，能够有效地提高泵的效率，根据泵型不同，至少可提高3％以上，最高达到8％，对研究节能型高效旋壳泵有着重要意义。
翼型集流管流量扬程旋壳泵

[发明专利]适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形-CN202110239558.5有效
发明人：招启军;张航;张夏阳;王博;陈希;赵国庆 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-03-04 - 公布日： 2022-03-08 - 主分类号： B64C27/467 文献下载
摘要：本发明涉及一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形，其特征在于，包括：三片桨叶；任一所述桨叶均包含从桨根至桨尖分布的第一基础翼型C、第二基础翼型A以及第三基础翼型A；所述第二基础翼型A以及所述第三基础翼型A的基础翼型类型相同。本发明提高了旋翼气动外形悬停状态和飞行状态下的气动性能。
适用于中小型无人倾转旋翼飞行器改进型气动外形

[发明专利]一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型-CN202110320695.1有效
发明人：招启军;原昕;赵国庆;陈希;王博;张夏阳 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-03-25 - 公布日： 2022-07-01 - 主分类号： B64C27/467 文献下载
摘要：本发明涉及一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型，所述翼型为前后缘非对称的双钝头翼型，所述翼型的最大厚度为26％c，最大厚度位置为50％c，弯度为3.7％c，面积为0.2c2；所述翼型的上表面前缘半径为0.0365c，下表面前缘半径为0.0153c，上表面后缘半径为0.0711c，下表面后缘半径为0.0203c，其中c为翼型弦长。本发明的配置于升力偏置旋翼根部的翼型，具有更好的气动性能，即在升力偏置旋翼的典型工作状态下阻力更低，力矩系数低，能够适应升力偏置旋翼桨叶根部的来流变化，实现有效减阻，更适合配置在升力偏置旋翼的根部。
一种配置升力偏置根部

[发明专利]旋翼飞行器的旋翼及旋翼飞行器-CN201911244213.8有效
发明人：周东岳;姜欣宏;马聪;卢鹏;李振凯;孙恒盛;闫波;郜奥林;刘金来;唐河森 -专利权人：北京二郎神科技有限公司
申请日： 2019-12-06 - 公布日： 2022-12-20 - 主分类号： B64C27/32 文献下载
摘要：本公开涉及一种旋翼飞行器的旋翼及旋翼飞行器，其中旋翼飞行器的旋翼，包括桨叶和桨毂，桨叶通过桨毂安装于旋翼飞行器的驱动组件上，桨叶的翼型由前缘、尾缘以及位于前缘和尾缘之间的上弧线和下弧线构成，桨叶的翼型的最大厚度a与翼型的弦长c之比为a/c＝6.85％，最大厚度位于x/c＝30.5％处；桨叶的翼型的最大弯度b与翼型的弦长c之比为b/c＝6.6％，最大弯度b位于x/c＝47.1％处。通过上述技术方案得到的旋翼具有更高的气动效率、更轻的重量，同样升力面分布设计下，所需转速更低，噪音更小。
飞行器

[发明专利]一种多旋翼无人机桨叶优化设计方法-CN202011556269.X有效
发明人：王江;吴则良;王辉;叶建川;李斌;莫雳 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2020-12-24 - 公布日： 2022-12-23 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种多旋翼无人机桨叶优化设计方法，包括以下步骤：确定工况条件参数，并选择参考翼型；将参考翼型参数化获得基础翼型；对基础翼型进行优化，获得最佳翼型；最佳翼型三维仿真验证。根据本发明所述的多旋翼无人机桨叶优化设计方法，具有适用性广、优化维度高、优化效率高、优化效果好等诸多优点。
一种多旋翼无人机桨叶优化设计方法

[实用新型]旋翼飞行器的桨叶及旋翼飞行器-CN201922190800.5有效
发明人：周东岳;姜欣宏;马聪;卢鹏;李振凯;孙恒盛;闫波;郜奥林;刘金来;唐河森 -专利权人：北京二郎神科技有限公司
申请日： 2019-12-06 - 公布日： 2020-08-28 - 主分类号： B64C11/20 文献下载
摘要：本公开涉及一种旋翼飞行器的桨叶及旋翼飞行器，其中旋翼飞行器的桨叶的翼型由前缘、尾缘以及位于前缘和尾缘之间的上弧线和下弧线构成，桨叶的翼型的最大厚度a与翼型的弦长c之比为a/c＝6.85％，最大厚度位于x/c＝30.5％处；桨叶的翼型的最大弯度b与翼型的弦长c之比为b/c＝6.6％，最大弯度b位于x/c＝47.1％处。通过上述技术方案得到的旋翼具有更高的气动效率、更轻的重量，同样升力面分布设计下，所需转速更低，噪音更小。
飞行器桨叶

[发明专利]一种全工况条件下的高升阻比低力矩特性9%厚度旋翼翼型-CN201611032973.9在审
发明人：宋文萍;卜月鹏;韩忠华;杨旭东;高正红;左英桃;黄明;彭小康 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2016-11-20 - 公布日： 2017-05-31 - 主分类号： B64C27/467 文献下载
摘要：本发明提出一种全工况条件下的高升阻比低力矩特性9％厚度旋翼翼型。申请人综合利用多种优化策略，弥补了目前优化算法对于多设计点、多约束问题处理的不足，改进了常规的翼型参数化方法，针对不同剖面的工作状态，采用不同气动分析算法，高效、精确地得到气动数值解。在给定的工作状态下，得到全工况条件下高升阻比9％厚度旋翼翼型，并提高了旋翼机动，悬停升阻比，适用于高速旋翼的叶片设计。本发明提出的9％厚度旋翼翼型与现有公开的9％厚度旋翼翼型相比，提高了旋翼机动，悬停升阻比，进而提升了旋翼效率，有着良好的工程实用性。
一种工况条件下高升力矩特性厚度翼翼

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