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龙图腾网恭喜西北工业大学申请的专利基于后行桨叶理论的高亚声速倾转旋翼翼型及机翼获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN119160390B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-03-18发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202411644510.2，技术领域涉及：B64C27/467；该发明授权基于后行桨叶理论的高亚声速倾转旋翼翼型及机翼是由赵轲;张伟;高正红;赵欢;黄江涛;邓俊;刘衍旭设计研发完成，并于2024-11-18向国家知识产权局提交的专利申请。

本基于后行桨叶理论的高亚声速倾转旋翼翼型及机翼在说明书摘要公布了：本发明公开了一种基于后行桨叶理论的高亚声速倾转旋翼翼型及机翼，属于倾转旋翼直升机旋翼翼型设计领域；所述翼型的上表面前缘的弯度为0.202~0.242，上表面后缘的弯度为0.079~0.099；所述翼型的下表面前缘的弯度为0.146~0.176，下表面后缘的弯度为0.026~0.046；所述翼型的上表面后缘的斜率为‑0.09~‑0.11，下表面后缘的斜率为0.0057~0.0077；该翼型设置在倾转旋翼直升机桨叶展向60％‑85％位置，该翼型能够在亚声速下缓解大迎角分离现象，提高失速特性，在跨声速下削弱翼型上表面激波，推迟发散马赫数，相较于NACA64212后行桨叶翼型在亚声速、跨声速范围拥有更好的升力、阻力和力矩特性。

本发明授权基于后行桨叶理论的高亚声速倾转旋翼翼型及机翼在权利要求书中公布了：1.一种基于后行桨叶理论的高亚声速倾转旋翼翼型，其特征在于，所述翼型的上表面前缘（1）的半径为0.00575m，上表面前缘（1）的斜率为0.195~0.235，所述翼型的上表面前缘（1）的弯度为0.202~0.242，上表面后缘（2）的斜率为-0.09~-0.11，上表面后缘（2）的弯度为0.079~0.099；所述翼型的下表面前缘（3）的半径为0.000121m，下表面前缘（3）的斜率为-0.19~-0.21，所述翼型的下表面前缘（3）的弯度为0.146~0.176，下表面后缘（4）的斜率为0.0057~0.0077，下表面后缘（4）的弯度为0.026~0.046；所述翼型的上表面后缘（2）的夹角为1.8°，下表面后缘（4）的夹角为0.9°；所述翼型的最大厚度T为0.12m，最大厚度位置在0.289倍弦长处，最大弯度为0.0137倍弦长，最大弯度位置在0.6085倍弦长处；所述翼型设置在桨叶展向60％-85％位置；所述翼型的表面采用n阶CST参数化进行拟合得到，表面坐标的表达式如下： 其中，x为翼型的表面横坐标，y为翼型的表面纵坐标，i为阶次序列，n为CST参数化方法的阶次，为翼型根部台阶的y坐标，为拟合系数，为阶次序列i的拟合系数，！为阶乘；该倾转旋翼翼型的上表面的拟合系数如下： 该倾转旋翼翼型下表面的拟合系数如下： 其中，A0，A1，A2，A3，A4，A5，A6为不同的拟合系数。

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