后缘相关的专利数据

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
81	一种风机叶片大后缘结构	CN201110401175.X	2011-12-06	CN103147930A	2013-06-12	王海刚
本发明涉及一种风力发电机组叶片的后缘结构。现有叶片后缘主要由压力面和吸力面直接拼接而成，随着叶片长度的增加，为使叶片内半径方向有足够的刚度，需增大叶片的截面面积。现有技术主要在叶片后缘处增加材料铺层的厚度，但此种方法后缘铺层所需材料多，需大量涂胶，会加大叶片重量，且真空导入灌注质量差，工艺性不高，效果较差。本发明提供了一种风机叶片大后缘结构，该叶片大后缘结构在叶片的压力面和吸力面的后缘连接处增加叶片后缘支撑结构，形成叶片大后缘结构，通过改变翼型后缘结构，无需增大材料铺层厚度，即可增加叶片的横截面面积，提高叶片在后缘处的抗疲劳特性，获得较大的叶片刚度，工艺性及产品效果均有提高。
82	翼型件后缘及其制造方法	CN201110119570.9	2011-04-29	CN102235183A	2011-11-09	R·S·班克
本发明涉及翼型件后缘及其制造方法。具体而言，提供了一种用于加工包括多个内部冷却通道(36)的翼型件(22)的方法。该方法包括有选择地移除紧邻翼型件(22)后缘(26)的压力侧(30)区段，以便露出紧邻翼型件(22)后缘(26)的多个内部冷却通道(36)的一部分(48)。该方法还包括将多个内部冷却通道(36)的露出部分(48)加工成预定形状。
83	具有成形后缘基座的翼型	CN200410102024.4	2004-12-16	CN1629450A	2005-06-22	A·切罗利斯; W·A·克卢斯
一种用于燃气涡轮发动机的叶片，其包括有后缘冷却腔，其中压力面和吸力面通过间隔开的基座的阵列而连接起来。最易受到热应力的区域中的基座形成为椭圆形的，使得热应力分散在较大的区域上。这样就降低了应力集中。同时也可在其它位置处使用不同尺寸的圆柱形基座。
84	飞机的后缘襟翼的滑动装置	CN202210291835.1	2022-03-23	CN114537643B	2024-01-30	刘杨; 董萌; 周颖; 刘松; 王春梅; 陈炎
一种飞机的后缘襟翼的滑动装置，能够优化载荷传递方式，减少滚轮数量，降低滑轮架复杂程度，减轻结构数量。滑动装置包括滑轨和滑动架组件，滑轨包括平坦部以及对称地位于平坦部两侧的一对倾斜部，从滑轨的延伸方向观察时，平坦部沿延伸方向延伸，倾斜部构成为随着远离平坦部而向上方倾斜，平坦部的上表面形成为第一滚动面，一对倾斜部各自的下表面形成为第二滚动面，滑动架组件包括滑轮架、第一滚轮组以及相对于第一滚轮组对称布置的第二滚轮组，第一滚轮组以与第一滚动面垂直且能够在第一滚动面上滚动的方式布置于滑轮架，第二滚轮组以与第二滚动面垂直且能够在第二滚动面上滚动的方式布置于滑轮架。
85	一种机翼后缘襟翼驱动结构	CN202111218376.6	2021-10-20	CN113844640B	2023-09-29	王焜; 陈炜; 曾俊; 周昌成; 刘振忠
本发明提供一种机翼后缘襟翼驱动结构，包括襟翼、第一导轨、第二导轨、第一连接杆和第二连接杆，第一导轨内设有第一滑块，第二导轨内设有第二滑块；第一连接杆一端铰接固定在机翼上，另一端与第二滑块铰接；第一导轨固定在机翼内部，第二导轨与襟翼固定连接，襟翼前端与第一滑块铰接；第二连接杆一端铰接在第一连接杆中部，另一端与第一滑块铰接。本发明提供的后缘襟翼驱动结构，能让襟翼整流罩厚度大幅度减小，进而降低飞机飞行阻力。
86	后缘喷气式矢量推进变形翼	CN201910251764.0	2019-03-29	CN111746784A	2020-10-09	郭士钧; 张曙光; 张飞豹; 贺媛媛; 黄伯源
本发明提供了一种后缘喷气式矢量推进变形翼，该变形翼包括刚性盒段、弹性盒段和驱动机构。安置于刚性盒段内的管道可将飞行器发动机产生的高压气流传导至分布安置于机翼弹性盒段内的驱动机构处，其中，驱动机构的空心弯管能够并将高压气流传导至机翼后缘，并以不同的角度从机翼后缘喷出产生推力，达到分布式矢量推进的目的。同时驱动机构能够驱动弹性盒段产生形变，改变机翼形态，提高气动效率、失速迎角极限、升力系数和飞行性能。
87	一种风电叶片降噪后缘结构	CN201910921155.1	2019-09-27	CN110645141A	2020-01-03	黄轩晴; 高猛; 孙松峰; 李军向
本发明公开了一种风电叶片降噪后缘结构，包括后缘贴片、锯齿降噪片、梳流结构单元，后缘贴片附连在叶片展向35％-98％位置对应的后缘区段表面上或者在叶片全部的后缘区段表面上，并沿自身长度方向形成有多个供锯齿降噪片安装的安装位，两两安装位之间设有一根安装柱，锯齿降噪片与后缘贴片之间采用转轴铰链形式相连接，锯齿降噪片能够随流过叶片后缘区段的气流的速度和方向的改变做相应的转动调整，梳流结构单元与安装柱之间采用球形铰链形式相连接，两两相邻的锯齿降噪片之间设有一个梳流结构单元，梳流结构单元能够随相邻锯齿降噪片之间迎风面和背风面的合并气流的方向的改变做相应的转动调整。本发明可以更好的降低叶片气流噪声，提高叶片效率。
88	风能设备转子叶片后缘区段	CN201580040369.8	2015-07-08	CN106574601B	2019-05-07	法尔克·施皮特; 弗洛里安·鲁布纳; 克里斯托夫·文克
本发明涉及一种用于增大风能设备(100)的转子叶片(1，108)的轮廓深度的风能设备转子叶片后缘区段(2，112)。风能设备转子叶片后缘区段(2，112)包括：具有内部叶片壳(12)的至少一个内部叶片区段(6，7，8)；具有中间叶片壳(11)的至少一个中间叶片区段(5)。在此，至少一个中间叶片区段(5)和至少一个内部叶片区段(6，7，8)可经由耦联装置(25)彼此连接，并且耦联装置(25)具有至少一个壳元件(13，53)，所述壳元件具有两个彼此平行地设置的内侧(22，62)，所述内侧形成容纳腔(66)，所述容纳腔(66)设计用于容纳内部叶片壳(12)或者中间叶片壳(11)中的至少一个，并且两个内侧(22，62)分别构成用于可与内部叶片壳(12)或中间叶片壳(11)中的至少一个连接为，使得作用到风能设备转子叶片后缘区段(2，112)上的力中央地被导入耦联装置(25)中。
89	用于涡轮翼型件的后缘冷却	CN201611095392.X	2016-12-02	CN106968720A	2017-07-21	R.S.班克; Z.D.韦布斯特
本发明涉及用于涡轮翼型件的后缘冷却。具体而言，一种用于燃气涡轮发动机(10)的构件包括具有外表面(98,100)的翼型件(78)。一个或多个冷却通路(110,112,114)可设置在翼型件(78)内，具有沿后缘(104)延伸的冷却通路(114)。多个冷却通道(116)可从冷却通路(114)延伸穿过后缘(104)。至少一个流元件(120)和至少一个膜孔(122)可设置在冷却通道(116)中或冷却通道(114)附近的后缘通路(114)中。流元件(120)和膜孔(122)可与彼此成预定关系，向膜孔(122)提供改善的流动。
90	具有后缘补充结构的翼型件	CN201410389307.5	2014-08-08	CN104343469A	2015-02-11	K.R.柯特利; A.E.史密斯; D.E.施克
本发明提供一种具有后缘补充结构的翼型件，该翼型件包括主要部分，该主要部分由基体材料形成并且具有内部芯，该内部芯包括中空区域。还包括主要部分的后缘区域。还包括后缘补充结构，该后缘补充结构包括在接近后缘区域的位置处操作性地联接到基体材料的低熔点高温合金。还包括至少一个冷却通道，该至少一个冷却通道将主要部分的内部芯流体联接到后缘区域的内部区域。还包括后缘区域排气路径，该后缘区域排气路径布置于内部区域中并且被构造成沿翼型件的展向方向引导冷却气流。
91	风电叶片后缘粘合补强工艺	CN201110087321.6	2011-04-08	CN102179938B	2013-02-06	杨云胜; 曾庆川; 罗维奇; 朱国森; 祝正强; 殷家福; 赵东
风电叶片后缘粘合补强工艺，包括以下步骤：1）模具整形、2）后缘表面处理、3）后缘环氧玻璃钢包覆、4）外形修整；本发明，避免了环氧玻璃钢包覆过程中边口部位增强材料与本体的架空，通过后缘环氧玻璃钢包覆，大幅提高吸力面壳体和压力面壳体的结合强度，从而避免叶片在后期使用过程中因后缘率先开裂而导致整个叶片的失效，杜绝叶片在使寿命期内发生开裂的质量问题。
92	风电叶片后缘粘合补强工艺	CN201110087321.6	2011-04-08	CN102179938A	2011-09-14	杨云胜; 曾庆川; 罗维奇; 朱国森; 祝正强; 殷家福; 赵东
风电叶片后缘粘合补强工艺，包括以下步骤：1）模具整形；2）后缘表面处理；3）后缘环氧玻璃钢包覆；4）外形修整；本发明，避免了环氧玻璃钢包覆过程中边口部位增强材料与本体的架空，通过后缘环氧玻璃钢包覆，大幅提高吸力面壳体和压力面壳体的结合强度，从而避免叶片在后期使用过程中因后缘率先开裂而导致整个叶片的失效，杜绝叶片在使寿命期内发生开裂的质量问题。
93	一种飞机后缘襟翼收放机构	CN200910143860.X	2009-06-01	CN101596935B	2011-04-13	喻杰
本发明属于飞机设计技术，涉及对飞机后缘襟翼收放机构的改进。它包括机翼后梁和襟翼前缘桁条，其特征在于，由分别与机翼后梁和襟翼前缘桁条连接的外摇臂组件[1]、展向约束摇臂组件[2]和内摇臂组件[3]构成飞机后缘襟翼收放机构。本发明的整流罩尺寸小，结构简单，重量轻，空间利用率高，能满足襟翼气动效率要求。本发明将收放机构在收起位置时所占的机翼展向空间转化为在放下位置时襟翼的弦向位移，有效地解决了因襟翼收放机构整流罩尺寸过大而导致的飞机性能降低的问题。
94	具有后缘襟翼的轴流式风机	CN202080021970.3	2020-03-16	CN113614385A	2021-11-05	罗伯特·爱德华多·莫西维奇
本发明涉及一种叶片组件(30)，用于具有旋转轴线X的大尺寸轴流式风机(32)。本发明的叶片组件包括：‑根部结构(34)，其用于将叶片组件机械地连接至轮毂(36)；‑叶片，其中叶片的至少一部分具有包括前部半翼型件(48)和后部襟翼(50)的复合翼型件(46)，其中：‑半翼型件用于通过根部结构相对于轮毂(36)以预定桨距角(αc)装配；‑襟翼(50)安装在叶片上，使得襟翼能够被固定在介于相对于桨距角(αc)的最大偏转位置和最小偏转位置之间的位置；以及‑在前部半翼型件和后部襟翼之间限定通道，该通道适于允许流体从复合翼型件的正面(v)流至背面(d)。本发明还涉及包括多个叶片的风机。
95	一种伸缩式椎体后缘击入器	CN201910960061.5	2019-10-10	CN110693597A	2020-01-17	李广杰
本发明涉及医疗器械设备技术领域，其目的在于提供了一种伸缩式椎体后缘击入器，能有效解决现有击入器前端无法调节的问题，包括壳体，所述壳体内部设置有电动推杆，顶端螺纹连接有底座，底端固定设置有外支撑杆，所述外支撑杆为“J”形中空结构，其内部设置有内伸缩杆，内伸缩杆与电动推杆相连接，所述底座内部设置有蓄电池组，顶部上表面留设有充电接口，充电接口与蓄电池组相连接，所述壳体一侧边上设置有控制按钮，控制按钮通过电源线与电动推杆相连接，其有益效果在于：通过在壳体内部设置电动推杆，并利用电动推杆推动内伸缩杆来进行伸缩，从而能够通过调节前端的长度来满足手术的需要，进而能够有效节省时间，有助于提高手术效率。
96	风能设备转子叶片后缘区段	CN201580040369.8	2015-07-08	CN106574601A	2017-04-19	法尔克·施皮特; 弗洛里安·鲁布纳; 克里斯托夫·文克
本发明涉及一种用于增大风能设备(100)的转子叶片(1，108)的轮廓深度的风能设备转子叶片后缘区段(2，112)。风能设备转子叶片后缘区段(2，112)包括：具有内部叶片壳(12)的至少一个内部叶片区段(6，7，8)；具有中间叶片壳(11)的至少一个中间叶片区段(5)。在此，至少一个中间叶片区段(5)和至少一个内部叶片区段(6，7，8)可经由耦联装置(25)彼此连接，并且耦联装置(25)具有至少一个壳元件(13，53)，所述壳元件具有两个彼此平行地设置的内侧(22，62)，所述内侧形成容纳腔(66)，所述容纳腔(66)设计用于容纳内部叶片壳(12)或者中间叶片壳(11)中的至少一个，并且两个内侧(22，62)分别构成用于可与内部叶片壳(12)或中间叶片壳(11)中的至少一个连接为，使得作用到风能设备转子叶片后缘区段(2，112)上的力中央地被导入耦联装置(25)中。
97	一种后缘可控摆动充气机翼	CN200910093522.X	2009-10-12	CN101659321A	2010-03-03	王华; 申世娟; 王伟; 刘仁浩; 纪红
本发明涉及一种后缘可控摆动的充气机翼，其特征在于：该充气机翼采用分体式蒙皮拉筋结构设计，它包括主机翼、副机翼、连接蒙皮、压电纤维复合材料单元；所述的主机翼、副机翼均是可充气的气囊结构，形成共同的翼形曲线；副机翼通过线连接与主机翼连成一体；主机翼、副机翼的气囊内部设置有若干条拉筋，将机翼分为一个个相互连通的隔舱；所述的连接蒙皮两端各粘合主、副机翼将二者连接起来；所述的压电纤维复合材料单元贴合在连接蒙皮上，其底边与连接蒙皮底边相齐。本发明有效解决了充气机翼飞行控制问题。
98	具有后缘锯齿的风轮机叶片	CN200810160922.3	2008-09-19	CN101392721A	2009-03-25	K·U·克格勒; S·赫尔; M·菲舍尔
本发明涉及具有后缘锯齿的风轮机叶片。具体地，提供了风力发电机(2)和风轮机叶片(30)，其包括：具有多个锯齿(38)的后缘(32)；所述后缘(32)的多个节段(I－IV)中每个节段的锯齿(38)的长度(H)在相应节段的平均弦长的大约10％和40％之间；以及，每个锯齿(38)的长宽比(H/W)在大约1∶1至4∶1之间。
99	具有后缘襟翼的直升机机翼	CN201680002020.X	2016-04-21	CN106794898B	2020-12-15	A·凯夫; S·斯塔塞
一种机翼，具有机翼横截面的主要部分和能够通过致动装置(14)相对于主要部分移动的后缘部分(12)，其中后缘部分(12)能够在弯曲区域或者说弯曲部位A处或围绕弯曲区域或者说弯曲部位A移动，弯曲区域或者说弯曲部位A位于或邻近于机翼的压力面或吸力面，其中后缘部分(12)通过第一连接构件和第二连接构件(18、20)连接到主要部分，第一连接构件(18)向内远离弯曲区域或者说弯曲部位A延伸并且具有直接或间接连接到主要部分的端部，其中第一连接构件和第二连接构件(18、20)是挠性的。
100	燃气涡轮发动机后缘喷射孔	CN201710080768.8	2017-02-15	CN107084005A	2017-08-22	D.G.科尼策尔; M.L.克鲁马纳克; W.N.杜利; J.H.戴恩斯
本发明提供一种用于燃气涡轮机翼型件的装置和方法，包括使用多个后缘喷射孔的后缘冷却回路。所述喷射孔可包括周向弧形入口、会聚段、计量段和分流段，以提高翼型件的冷却和铸造性能。

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