[发明专利]太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型有效
| 申请号： | 201510363073.1 | 申请日： | 2015-06-26 |
| 公开（公告）号： | CN105129071B | 公开（公告）日： | 2017-03-08 |
| 发明（设计）人： | 曾洪江;白琳;谢晋东 | 申请（专利权）人： | 北京昶远科技有限公司 |
| 主分类号： | B64C3/14 | 分类号： | B64C3/14 |
| 代理公司： | 北京同立钧成知识产权代理有限公司11205 | 代理人： | 娄冬梅,黄健 |
| 地址： | 101111 北京市北京经*** | 国省代码： | 北京;11 |
| 权利要求书： | 查看更多 | 说明书： | 查看更多 |
| 摘要： | 本发明提供一种太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型，其中方法包括获取机翼参考模型的第一翼型参数，该第一翼型参数包括第一翼型最大相对厚度、第一翼型最大相对厚度的相对位置、第一翼型最大相对弯度；第一翼型最大相对弯度的相对位置、第一翼型头部半径；根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件，该设计需求参数包括飞行速度、升力系数、雷诺数；约束条件包括最大相对厚度阈值、距离翼型前缘20％～60％弦长范围内的翼型厚度阈值；根据机翼参考模型的第一翼型参数以及翼型设计的约束条件，采用遗传算法和/或数值仿真，确定满足设计需求参数且在约束条件的各个阈值范围内的第二翼型参数，根据第二翼型参数确定太阳能飞机翼型。 | ||
| 搜索关键词： | 太阳能 飞机 设计 方法 | ||
【主权项】：
一种太阳能飞机翼型设计方法，其特征在于，包括：获取机翼参考模型的第一翼型参数，所述第一翼型参数包括：第一翼型最大相对厚度、所述第一翼型最大相对厚度的相对位置、第一翼型最大相对弯度；所述第一翼型最大相对弯度的相对位置、第一翼型头部半径；根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件，所述设计需求参数包括：飞行速度、升力系数、雷诺数；所述约束条件包括：最大相对厚度阈值、距离翼型前缘20％～60％弦长范围内的翼型厚度阈值；根据所述机翼参考模型的第一翼型参数以及所述翼型设计的约束条件，采用遗传算法和/或数值仿真，确定满足所述设计需求参数且在所述约束条件的各个阈值范围内的第二翼型参数，根据所述第二翼型参数确定太阳能飞机翼型。
下载完整专利技术内容需要扣除积分，VIP会员可以免费下载。
该专利技术资料仅供研究查看技术是否侵权等信息，商用须获得专利权人授权。该专利全部权利属于北京昶远科技有限公司，未经北京昶远科技有限公司许可，擅自商用是侵权行为。如果您想购买此专利、获得商业授权和技术合作，请联系【客服】
本文链接：http://www.vipzhuanli.com/patent/201510363073.1/，转载请声明来源钻瓜专利网。
- 上一篇：一种儿科输液用针头固定装置
- 下一篇：一种骨科用撑开钳
- 同类专利
- 一种基于高压捕获翼外形的高速飞行器-201910688614.6
- 崔凯;李广利 - 中国科学院力学研究所
- 2019-07-29 - 2019-10-18 - B64C3/14
- 本发明涉及一种基于高压捕获翼外形的高速飞行器，包括机体，机体的下方设有下翼面，机体的上方设置有高压捕获翼，且下翼面的下方设置有吸气式发动机；水平投影上具有对称轴线，在对称轴线上，将高压捕获翼的最前端定义为A点，从A点开始沿着光滑曲线向两侧后掠，到达侧面的最远点B点，A点和B点之间的连线与水平线的夹角为α，30°<α<50°，高压捕获翼侧部从最远点B点沿着直线往后延伸至C点，对称轴线上的最末端点定义为D点，C点和D点之间的连线与对称轴线的夹角为β，45°<β<90°；本发明后掠程度相对于传统的超高声速飞行器的高压捕获翼较小，尾部燕尾形设计，尽可能多的利用高压区；将吸气式发动机结合到飞行器中，提升航速。
- 一种具有高压捕获翼的吸气式高速飞行器-201910688619.9
- 崔凯;李广利 - 中国科学院力学研究所
- 2019-07-29 - 2019-10-18 - B64C3/14
- 本发明涉及一种具有高压捕获翼的吸气式高速飞行器，包括机体，机体的下方设有下翼面，下翼面的宽度从前端到后端逐渐扩大，机体包括前后顺次连接的第一段部和第二段部，第一段部的前端至后端高度逐渐增加，第二段部的前端至后端高度逐渐减小，机体的上方设置有高压捕获翼，高速飞行器还包括吸气式发动机，吸气式发动机的前端设有进气口，本发明通过将吸气式发动机和高压捕获翼结合起来运用到高速飞行器中，一方面，由于安装了高压捕获翼提升了飞行器的升阻比，从而使得大尺寸高速飞行器的设计成为可能，以安装吸气式发动机以及燃料；另一方面，吸气式发动机的安装又有效地提升了飞行器的速度和航程，从而满足了对远程快速运输的需求。
- 一种偏转翼分离流动控制装置与方法-201910522782.8
- 白亚磊;陶赟;赵瞳 - 南京航空航天大学
- 2019-06-17 - 2019-10-15 - B64C3/14
- 本发明提供了一种偏转翼分离流动控制装置与方法，包括翼型，偏转翼，所述偏转翼固定在翼型的前缘，用来控制翼型的流动分离，可以使来流向翼型上表面偏转，从而增加上表面边界底层的流动速度，达到抑制翼型大范围流动分离的效果，本发明的翼型装置设计简单、制造成本低且安装方便，耐老化，另外，在不改变偏转翼安装角的情况下，翼型能适应大范围迎角来流情况，本发明还提供了一种利用偏转翼分离流动控制方法，该方法为被动控制法，该方法可实现通过安装偏转翼，从而有效控制大范围流动分离。
- 用于特技飞行的气动外形-201580038562.8
- 胡安·杰勒德·瓦埃斯·蒂赫里纳 - 胡安·杰勒德·瓦埃斯·蒂赫里纳
- 2015-08-18 - 2019-08-09 - B64C3/14
- 本发明涉及气动外形jn1431‑265和1413‑362，所述气动外形不仅通过攻角而且还通过尺度效应(速度)调整所述气动外形的气动变量，所述气动外形在组合情况下将配置有所述外形的机翼的效率改进至多30％，允许所述机翼具有可预测的失速以及从这种状况的快速恢复，并且使配置有所述外形的机翼在低速下更有效，从而减少使用副翼或缝翼(“高抬升装置”)的需要，且在使用这些副翼或缝翼的情况下，所述外形的效应甚至更多地增加。另一方面，随着速度增加，气动变量调整其值的至多三分之一(在相同攻角下)，从而使所述机翼在这种高速状况下也极稳定。
- 一种无人机-201610934751.X
- 张彬华;李晓亮 - 顺丰科技有限公司
- 2016-11-01 - 2019-07-23 - B64C3/14
- 本申请提供一种无人机，包括中央机体和与中央机体相连的机翼，中央机体具有中央对称面，中央机体具有位于中央对称面上的中央截面、位于中央对称面两侧的末梢截面、以及从中央对称面的任一侧至末梢截面依次排列的第一截面、第二截面、第三截面和第四截面；中央机体具有以中央截面、末梢截面以及第一至第四截面为控制面建立的贝塞尔曲面的外表面形状。根据本申请实施例提供的技术方案，通过合理设置控制面，并通过控制面建立贝塞尔曲面获得机体外表面形状的三维构型；通过对无人机的计算流体力学模拟，分析机体外流场的分布情况，从而得到优化后的机身，不但拥有足够的空间容纳货箱，而且其在飞行时受到阻力较小，并产生较大升力，气动性能好。
- 飞行器和反对螺旋桨尾流的气动效应的方法-201610535061.7
- A.M.克内珀;P.N.梅思文 - 通用电气航空系统有限责任公司
- 2016-07-08 - 2019-06-18 - B64C3/14
- 一种飞行器，其具有：具有中心线的机身；从机身延伸且具有前缘和后缘的机翼；安装至机翼且具有旋转输出轴的发动机；螺旋桨，其可操作地联接至输出轴且在螺旋桨通过旋转输出轴旋转时生成旋转流场来限定螺旋桨尾流，以及一种反对作用在机翼上的螺旋桨尾流的气动效应的方法。
- 一种狭槽机翼、一种复合型机翼及其一种狭槽机叶-201710818200.1
- 廖超辉 - 廖超辉
- 2017-09-12 - 2019-06-04 - B64C3/14
- 本发明涉及机翼技术领域，尤其是指一种狭槽机翼，狭槽机翼具有前端浅而宽尾端深而窄的特点，第一进风口的大小大于第一出风口的大小，与传统的机翼相比，复合型机翼总升力大于现有技术机翼的70％，从而提高飞机的运载能力，复合型机翼下表面由多个狭槽机翼构成，在迎角不大的情况下基本上不产生向上反气流，对翼尖涡有很大的抑制作用，从而减小飞机的诱导阻力；并且复合型机翼三分之二的升力由狭槽机翼下表面产生，对飞机的失速危害性大幅度降低，从而提高飞机的安全性；狭槽机叶与狭槽机翼的原理相同，狭槽机叶对风力利用率高，在相同情况下发电量要比现有技术的条型机叶的风力发电量大3倍。
- 飞机的机翼-201811253095.2
- 乔治·希克斯;唐纳德·豪;格雷戈瑞·豪;乔·加文 - 湾流航空航天公司
- 2018-10-25 - 2019-05-03 - B64C3/14
- 一种用于飞机的机翼包括但不限于具有翼尖、前缘和后缘的翼体。翼尖包括翼体的最外侧部分。前缘沿着翼体的前部设置并且构造成当飞机以预定迎角亚音速飞行时使涡流在翼尖内侧的位置处从后缘延伸。后缘沿着翼体的后部设置并且在翼尖内侧的对应于涡流从后缘延伸的位置的位置处设置有最后区域。
- 一种机翼运动翼面-201710944084.8
- 高进;吴晓龙;郭亚飞;徐方舟;宋维博 - 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
- 2017-09-30 - 2019-04-09 - B64C3/14
- 本发明提供一种机翼运动翼面，包括弹性蒙皮(1)、形状记忆合金丝(2)、金属蜂窝(3)，在机翼运动翼面表面铺设弹性蒙皮(1)以适应切向变形，并在该弹性蒙皮(1)内部植入形状记忆合金丝(2)，在机翼运动翼面内部填充金属蜂窝(3)以提供法向支撑；通过对机翼运动翼面上、下弹性蒙皮(1)中的形状记忆合金丝(2)施加不同电压，使得形状记忆合金丝(2)产生相变，进而实现机翼运动翼面光滑偏转。本发明所提供的机翼运动翼面，翼面在运动过程中可以保持结构光滑连续无间隙；使用电信号驱动变形，变形更精确易控制；驱动形式简单，无需再在翼面上附加整流罩，可以有效降低结构重量。
- 基于流场控制的无人机控制装置及无人机-201821202999.8
- 王文剑;李珂;陈万里;尚栢荣;凡洪林 - 中国科学院工程热物理研究所
- 2018-07-27 - 2019-04-09 - B64C3/14
- 本实用新型提供一种基于流场控制的无人机控制装置及无人机，该基于流场控制的无人机控制装置包括：气源、至少一个射流腔以及控制阀；气源与无人机的发动机连接，其提供增压气体；射流腔设置在机翼内部，并与气源通过引流管路连接，射流腔与机翼表面的交界处设置有射流口，其射出气体；控制阀与射流腔连接，其控制射流口射出的气体的流量。本实用新型提供的基于流场控制的无人机控制装置主要由储气和传输气设备组成，可埋于结构内部，也可作为结构承力件，与传统机械传动的空气舵相比，整套控制装置结构简洁且重量轻。
- 一种适用于通用飞行器偏重失速特性的层流翼型-201611221397.2
- 张煜;白俊强;何小龙;杨一雄;李立 - 西北工业大学
- 2016-12-27 - 2019-03-29 - B64C3/14
- 本发明以国际公开的翼型NLF0416翼型为基础，采用计算机流体力学方法和翼型参数化方法，设计状态兼顾巡航点、爬升点和失速点，提出一种最大相对厚度为0.17，侧重失速特性的层流翼型TFNLF1，翼型前缘半径2.11％C，最大厚度为17％C，最大厚度位置35.37％C，最大弯度1.88％C，最大弯度位置76.29％C，后缘厚度0.43％C，其中C为翼型弦长。该翼型在爬升和巡航性能保持或小幅优于NLF0416情况下，失速攻角延后，失速特性变缓；在巡航状态为层流主控的情况下，上翼面层流区长度达到48％，下翼面层流区长度达到53％。
- 飞行器前缘面板制造方法、相应前缘面板、前缘和飞行器-201810830360.2
- D·基尔贝尔;M·法鲁兹-富凯;L·马拉尔 - 空中客车运营简化股份公司;空中客车简化股份公司
- 2018-07-26 - 2019-03-05 - B64C3/14
- 飞行器前缘面板制造方法、相应前缘面板、前缘和飞行器。本发明的一个主题是一种用于制造飞行器前缘面板(38，40)的方法，其特征在于，所述方法包括将涂层(54)包覆模制到位于模具(62)的型腔中的片材(46)上的步骤，所述型腔由成形表面(64)界定，所述成形表面呈现出优化的表面光洁度，所述涂层(54)在所述包覆模制步骤之后包括外面(56)，所述外面对应于要获得的所述面板(38，40)的外面并且呈现出由所述模具(62)的成形表面(64)赋予的优化的表面光洁度。本发明另一个主题是一种使用此方法获得的面板和一种包括至少一个面板的前缘。根据本发明的面板由于其外表面的优化的表面光洁度而有助于扩展层流区域。
- 一种适用于通用飞行器偏重巡航特性的层流翼型-201611221467.4
- 张煜;白俊强;何小龙;杨一雄;李立 - 西北工业大学
- 2016-12-27 - 2019-02-26 - B64C3/14
- 本发明以国际公开的翼型NLF0416翼型为基础，采用计算机流体力学方法和翼型参数化方法，设计状态兼顾巡航点、爬升点和失速点，提出一种最大相对厚度为0.17，侧重巡航特性的层流翼型TFNLF3，翼型前缘半径2.14％C，最大厚度为17.22％C，最大厚度位置40.42％C，最大弯度1.35％C，最大弯度位置82.19％C，后缘厚度0.42％C，其中C为翼型弦长。该翼型在失速和爬升性能保持或小幅优于NLF0416情况下，巡航性能得到比较好的改善，巡航升阻比得到一定提升，巡航力矩绝对值减小，巡航配平阻力得到减小；在巡航状态为层流主控的情况下，上翼面层流区长度达到45％，下翼面层流区长度达到65％。
- 基于流场控制的无人机控制装置及无人机-201810842080.3
- 王文剑;李珂;陈万里;尚栢荣;凡洪林 - 中国科学院工程热物理研究所
- 2018-07-27 - 2018-11-16 - B64C3/14
- 本公开提供一种基于流场控制的无人机控制装置及无人机，该基于流场控制的无人机控制装置包括：气源、至少一个射流腔以及控制阀；气源与无人机的发动机连接，用于提供增压气体；射流腔设置在机翼内部，并与气源通过引流管路连接，射流腔与机翼表面的交界处设置有射流口，用于射出气体；控制阀与射流腔连接，用于控制射流口射出的气体的流量。本公开提供的基于流场控制的无人机控制装置主要由储气和传输气设备组成，可埋于结构内部，也可作为结构承力件，与传统机械传动的空气舵相比，整套控制装置结构简洁且重量轻。
- 在空中、水、及地面环境中安全操作的稳定性得到提升的通用汽车-201680061226.X
- 埃万德罗·古尔格尔·多·阿马拉尔·瓦伦特;诺曼·M·威尔利;爱德华多·古尔格尔·多·阿马拉尔·瓦伦特 - 马里兰大学帕克分校
- 2016-08-30 - 2018-10-23 - B64C3/14
- 本发明的通用汽车系统具有一升力体，该升力体由若干相互连接的模块组成，该若干模块被配置为可形成升力体的动力学可行的轮廓，该升力体包括前端中央模块、后模块和可移动地连接于前端中央模块的若干推力矢量模块，该若干推力矢量模块可操作地与与其对应的推进机构连接。在不同操作模式和在空中、水及地面环境的相互转换时，为了安全和稳定操作的需要，该推力矢量模块可被控制相对于升力体移动(以倾斜模式和/或转换模式)，来指挥和驱动至少一推进机构。
- 一种轻小型固定翼无人机用翼型-201721207224.5
- 宋文龙;杜绵银;吕娟;付媛媛;张昆;屈艳萍;谭亚男 - 中国水利水电科学研究院;宁波梅山保税港区景龙投资管理合伙企业（有限合伙）
- 2017-09-20 - 2018-06-12 - B64C3/14
- 本实用新型涉及一种轻小型固定翼无人机用翼型，翼型相对厚度为12％，位于弦长28.8％位置，最大弯度为3.5％，位于弦长53.8％位置，100mm翼型后缘厚度为0.4mm，100mm翼型前缘半径为1.21mm。本实用新型一种轻小型固定翼无人机用翼型，其优点是该LRF1235翼型不仅具有良好的升阻特性和失速特性，而且翼型具有较大的相对厚度和后缘厚度，表明本实用新型具有良好的气动特性和工程性，具有满足轻小型固定翼无人机对高升力、高升阻比、高失速攻角和最大升力系数、大相对厚度的应用需求特点。
- 一种轻小型固定翼无人机用翼型-201710852194.1
- 宋文龙;杜绵银;吕娟;付媛媛;张昆;屈艳萍;谭亚男 - 中国水利水电科学研究院;宁波梅山保税港区景龙投资管理合伙企业（有限合伙）
- 2017-09-20 - 2018-03-06 - B64C3/14
- 本发明涉及一种轻小型固定翼无人机用翼型，翼型相对厚度为12％，位于弦长28.8％位置，最大弯度为3.5％，位于弦长53.8％位置，100mm翼型后缘厚度为0.4mm，100mm翼型前缘半径为1.21mm。本发明一种轻小型固定翼无人机用翼型，其优点是该LRF1235翼型不仅具有良好的升阻特性和失速特性，而且翼型具有较大的相对厚度和后缘厚度，表明本发明具有良好的气动特性和工程性，具有满足轻小型固定翼无人机对高升力、高升阻比、高失速攻角和最大升力系数、大相对厚度的应用需求特点。
- 一种内腔通流式翼型-201720404895.4
- 曹雪宇;江善元 - 南昌航空大学
- 2017-04-18 - 2018-01-05 - B64C3/14
- 本实用新型公开了一种内腔通流式翼型，包括翼身下蒙板、翼身后蒙板、翼身上蒙板、内部气腔、前缘进气口、上部排气口、后部排气口、传动齿轮、前腹板、上腹板、后腹板、滑腔；其特征在于翼型主要由上部的翼身上蒙板、翼身后蒙板和下部的翼身下蒙板组成，翼身上蒙板、翼身后蒙板和翼身下蒙板围成的内部腔体结构设置有内部气腔，翼型最前端设有前缘进气口，翼型后端设有后部排气口，翼身上蒙板上设有上部排气口，翼型内部设有传动齿轮；翼身上蒙板、翼身后蒙板上设有滑腔，前腹板、上腹板、后腹板位于滑腔内；本实用新型的优点是比相同外形的翼型重量轻，减小了占重比；通过控制进气量的大小，改变机翼的气动效率，提高了环境适应能力。
- 一种适用于中短程高速民机的前掠自然层流机翼-201710119061.3
- 韩忠华;朱震;陈静;许建华;宋文萍 - 西北工业大学
- 2017-03-02 - 2017-11-14 - B64C3/14
- 本发明提供一种适用于中短程高速民机的前掠自然层流机翼，具有以下几何结构参数机翼翼展32～36米；展弦比8～12；前掠角15°～20°；尖削比0.2～0.5；机翼剖面采用自然层流超临界翼型，在设计状态条件下，在弦向范围为55％C～60％C的位置出现翼型上表面转捩点；在弦向范围为50％C～55％C的位置出现翼型下表面转捩点。优点为在高亚声速和高雷诺数条件下，通过机翼前掠和采用自然层流超临界翼型来维持机翼表面约50％弦长的层流范围，并保持无激波或仅有弱激波的超临界机翼特性，实现中短程高速民机升阻比和巡航效率的显著提升。
- 机翼-201720046757.3
- 李晓亮 - 顺丰科技有限公司
- 2017-01-16 - 2017-10-20 - B64C3/14
- 本申请公开了一种机翼，包括自翼根到翼稍并排设置的多个截面翼型，机翼具有以翼根翼型、翼稍翼型以及多个截面翼型为控制面建立的贝塞尔曲面的外表面形状；从翼根翼型到翼稍翼型，各个翼型的扭转角度逐渐减小，且各个翼型的弦长逐渐减小。本申请通过限定机翼的各翼型的扭转角和弦长，大大改善整机的升阻比，进而提高飞机的续航时间。
- 翼身融合飞机-201720048984.X
- 李晓亮 - 顺丰科技有限公司
- 2017-01-16 - 2017-10-03 - B64C3/14
- 本申请公开了一种翼身融合飞机，包括翼身融合的机身和机翼，机翼包括位于机身左右两侧的机翼；机身具有中央对称面；机身具有位于中央对称面上的中央截面、垂直于中央截面顶点处的重心截面；重心截面的上翼面呈中间高、两侧低的上凸流线形，重心截面的下翼面呈中间低、两侧高的下凹流线形，重心截面在中央对称面上的高度为H，重心截面的宽度为D，其中0.7≤H/D≤0.8。本申请所提供的翼身融合飞机，采用新型的翼身融合布局，即从机身到机翼的外形平滑过渡，极大的减少了干扰阻力，同时增加了机体内部空间，提高承载能力；控制机身的最大厚度与机身的宽度比，使得机身具有高升阻比，提高飞机的气动性能。
- 一种适用于航测无人机的大展弦比机翼-201620804833.8
- 刘飞鹏;曹庆安;宋佳;曹明;胡晶晶;胡辉;陈天福;涂梨平 - 江西核工业测绘院
- 2016-07-29 - 2017-07-25 - B64C3/14
- 本实用新型公开了一种适用于航测无人机的大展弦比机翼，其包括主翼和副翼。副翼铰接在主翼上，主翼包括主翼外段和主翼内段。主翼外段呈等腰梯形，主翼内段呈矩形。主翼内段的长度为280mm~320mm，主翼的翼展为1410mm~1450mm。主翼的弦长为405.5mm，主翼的展弦比为3.48~3.58。主翼最大厚度为69.5mm，最大弯度为23.5mm，后缘角为19°。主翼板材包括抗腐蚀油漆层、抗刮薄膜层、环氧树脂加芳纶纤维混纺布层、环氧树脂加珍珠棉层和环氧树脂加玻璃纤维层。通过在无人机上安装本案的机翼，可以增加载重量，延长续航时间，减少滚转力矩，提高飞行的稳定性，降低接地、离地的速度和距离，降低失速速度，减小平飞迎角，降低飞行阻力，更节能且效率高。
- 一种无人机-201621159387.6
- 张彬华;李晓亮 - 顺丰科技有限公司
- 2016-11-01 - 2017-07-21 - B64C3/14
- 本申请提供一种无人机，包括中央机体和与中央机体相连的机翼，中央机体具有中央对称面，中央机体具有位于中央对称面上的中央截面、位于中央对称面两侧的末梢截面、以及从中央对称面的任一侧至末梢截面依次排列的第一截面、第二截面、第三截面和第四截面；中央机体具有以中央截面、末梢截面以及第一至第四截面为控制面建立的贝塞尔曲面的外表面形状。根据本申请实施例提供的技术方案，通过合理设置控制面，并通过控制面建立贝塞尔曲面获得机体外表面形状的三维构型；通过对无人机的计算流体力学模拟，分析机体外流场的分布情况，从而得到优化后的机身，不但拥有足够的空间容纳货箱，而且其在飞行时受到阻力较小，并产生较大升力，气动性能好。
- 临近空间低动态飞行器专用翼型-201611160521.9
- 李权;陈利丽;李军府;张德虎;蒋汉杰 - 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
- 2016-12-15 - 2017-05-17 - B64C3/14
- 本发明属于飞行器设计技术，涉及一种临近空间低动态飞行器的专用翼型。其特征在于，在上弦线上和下弦线上各有42个特征点，相邻特征点之间平滑过渡。本发明提出了一种临近空间低动态飞行器的专用翼型，满足了临近空间低动态飞行器的气动力需求。
- 机翼-201710029320.3
- 李晓亮 - 顺丰科技有限公司
- 2017-01-16 - 2017-05-10 - B64C3/14
- 本申请公开了一种机翼，包括自翼根到翼稍并排设置的多个截面翼型，机翼具有以翼根翼型、翼稍翼型以及多个截面翼型为控制面建立的贝塞尔曲面的外表面形状；从翼根翼型到翼稍翼型，各个翼型的扭转角度逐渐减小，且各个翼型的弦长逐渐减小。本申请通过限定机翼的各翼型的扭转角和弦长，大大改善整机的升阻比，提高飞机的续航时间。
- 翼身融合飞机-201710032658.4
- 李晓亮 - 顺丰科技有限公司
- 2017-01-16 - 2017-05-10 - B64C3/14
- 本申请公开了一种翼身融合飞机，包括翼身融合的机身和机翼，机翼包括位于机身左右两侧的机翼；机身具有中央对称面；机身具有位于中央对称面上的中央截面、垂直于中央截面顶点处的重心截面；重心截面的上翼面呈中间高、两侧低的上凸流线形，重心截面的下翼面呈中间低、两侧高的下凹流线形，重心截面在中央对称面上的高度为H，重心截面的宽度为D，其中0.7≤H/D≤0.8。本申请所提供的翼身融合飞机，采用新型的翼身融合布局，即从机身到机翼的外形平滑过渡，极大的减少了干扰阻力，同时增加了机体内部空间，提高承载能力；控制机身的最大厚度与机身的宽度比，使得机身具有高升阻比，提高飞机的气动性能。
- NASAMS(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计-201510599369.3
- 王洪伟;杨军;乔伟 - 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
- 2015-09-18 - 2017-03-29 - B64C3/14
- 本发明属于飞机设计技术领域，特别是涉及一种襟翼设计。NASA MS(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计，该襟翼弦长占翼型总弦长的29％，即襟翼由翼型弦长的71％位置开始，直至翼型后缘；襟翼剖面头部的相对半径为0.7％，襟翼剖面的相对厚度为7％；该襟翼的襟翼舱从翼型弦线的71％位置开始，一直延长到襟翼弦长的96％位置，因此翼型上表面从翼型弦长96％至100％实际上是与襟翼上表面重合的；用计算流体动力学技术(CFD)数值模拟计算了NASA MS(1)-0313翼型的襟翼展开时在主翼面及襟翼上的气流流动情况，计算结果表明主翼面下表面的气流确实能够加速流过襟翼与主翼面之间的缝隙，并以较高的速度直接喷射到襟翼上表面上。
- 兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型-201610246929.1
- 韩忠华;孙祥程;许建华;宋文萍 - 西北工业大学
- 2016-04-20 - 2017-03-29 - B64C3/14
- 本发明提供一种兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，该新概念翼型的最大厚度为4.0％C，最大厚度位置为47.4％C，最大弯度为1.17％C，最大弯度位置为74.4％C，其中，C为翼型弦长。本发明提供的兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，其在高超声速状态下的升阻特性优于常规高超声速翼型，而在跨声速状态下比常规高超声速翼型具有更加优异的升阻特性，从而满足了高超声速飞行器的跨声速爬升阶段和高超声速巡航阶段的性能需要。
- 一种高空低速自然层流高升力翼型-201610164763.9
- 韩忠华;张瑜;史来祥;许建华;宋文萍 - 西北工业大学
- 2016-03-22 - 2017-03-29 - B64C3/14
- 本发明提供一种高空低速自然层流高升力翼型，翼型的最大厚度为14％C，最大厚度位置为36％C，后缘厚度为0.425％C，最大弯度为5.1％C，最大弯度位置为47％C，其中，C为翼型弦长。本发明翼型能够实现在低速、100万量级雷诺数工况下，先转捩后分离，不形成层流分离泡，具有更高的设计升力系数和更大的翼型升阻比，且失速特性缓和，力矩特性好，可以满足高空长航时无人机的性能需要。
- 太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型-201510363073.1
- 曾洪江;白琳;谢晋东 - 北京昶远科技有限公司
- 2015-06-26 - 2017-03-08 - B64C3/14
- 本发明提供一种太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型，其中方法包括获取机翼参考模型的第一翼型参数，该第一翼型参数包括第一翼型最大相对厚度、第一翼型最大相对厚度的相对位置、第一翼型最大相对弯度；第一翼型最大相对弯度的相对位置、第一翼型头部半径；根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件，该设计需求参数包括飞行速度、升力系数、雷诺数；约束条件包括最大相对厚度阈值、距离翼型前缘20％～60％弦长范围内的翼型厚度阈值；根据机翼参考模型的第一翼型参数以及翼型设计的约束条件，采用遗传算法和/或数值仿真，确定满足设计需求参数且在约束条件的各个阈值范围内的第二翼型参数，根据第二翼型参数确定太阳能飞机翼型。
- 专利分类
