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
161	一种连续变后缘翼面的设计方法	CN202210037092.5	2022-01-13	CN114291287A	2022-04-08	苑凯华; 李彦苏; 徐志伟; 周丹杰; 张坤; 刘燚; 刘凯; 付志超
本发明涉及一种连续变后缘弯度翼面设计方法，属于变体飞行器结构设计技术领域，解决了现有技术中为了实现翼面弯度变化而使用整块柔性蒙皮，承载能力差不适于高速或者高动压飞行状态的问题。该方法包括：获取后缘翼面的中弧线和弦线的弦长，在两个翼肋上设置N对旋转关节将翼面划分为N+1个部分，各翼面部分对应的翼肋中间安装有桁条；各对旋转关节带动该对旋转关节至后缘内的翼面部分旋转；确定中弧线的预测偏转轨迹，根据预测偏转轨迹确定各对旋转关节的偏转角度；根据各对旋转关节的偏转角度，确定各翼面部分对应的SMA丝参数，将各SMA丝一端固定在前缘主梁上，另一端穿过桁条后与前缘主梁另一端的加热模块相连；将各翼肋部分、桁条与金属蒙皮连接。
162	一种椎体后缘离断术神经保护器	CN202110137032.6	2021-02-01	CN112754680A	2021-05-07	马雪峰; 易小波
本发明公开了一种椎体后缘离断术神经保护器，包括主杆，所述主杆包括用于抵触神经的保护段和与所述保护段相连的操作段，所述主杆上设有用于避让骨刀的凹槽，所述凹槽位于所述主杆远离所述神经的一面；本发明提供的椎体后缘离断术神经保护器，能在椎体后缘离断术的术中对神经进行保护，降低手术中对神经造成损伤的风险，且便于使用，操作灵活，能有效地减少手术时间。
163	滑坡后缘裂缝位移图像识别方法	CN201811567370.8	2018-12-20	CN109584240A	2019-04-05	王洪辉; 聂东林; 庹先国; 赵宇; 周全儒; 王翔; 孟令宇
本发明公开了一种滑坡后缘裂缝位移图像识别方法，针对滑坡后缘已有裂缝带，以山体表面植被与滑坡裸露岩土颜色对比鲜明为基础，首先使用灰度化方法将原始彩色图像转换为单通道灰色图像；然后使用直方图与中值滤波进行降噪滤波处理；使用OTSU大津算法确定最佳二值化阈值，并给出二值化图像；再经过图像形态学进行腐蚀与膨胀处理，平滑图像细节；最后使用Canny算子方法勾勒出图像边界，依靠特征识别，保留所求滑坡后缘裂缝曲线。本发明提供的识别方法有效地优化了现有滑坡裂缝监测方式，且最大可能的保留了山体滑坡裂缝的细节信息，为地质工作者的研究提供了更可靠的材料。
164	一种柔性变后缘水下滑翔机机翼	CN201810055449.6	2018-01-19	CN108313244A	2018-07-24	王树新; 刘玉红; 张宏伟; 王延辉
本发明公开了一种柔性变后缘水下滑翔机机翼，包括左封板、右封板、左连接块、右连接块、前缘、后缘和驱动装置，左封板用于驱动装置的走线以及与水下滑翔机主舱体的连接；右封板与左封板一起用于固定机翼前缘的位置，左连接块和右连接块通过螺栓分别与左封板、右封板分别连接，同时左连接块和右连接块带有装有轴承的转动副，将后缘安装于左连接块和右连接块之间，以实现后缘的转动；驱动装置由舵机与丝线组成，丝线的一端固定在后缘前端，另一端缠绕于舵机的输出端，舵机输出端转动时，拉紧丝线，带动后缘绕转动副产生转动；机翼的上下表面覆盖有柔性蒙皮，在后缘进行弯折变化时，机翼表面会随着翼型的改变而发生变化，实现整个机翼的变翼。
165	直升机主桨叶后缘缩布修理方法	CN201410323116.9	2014-07-08	CN105313351A	2016-02-10	刘政; 张元瑞; 杨库; 李成; 姜志金; 王雪松
本发明直升机复合材料旋翼修理,提供一种直升机主桨叶后缘缩布修理方法，包括：将故障桨叶的外表面蒙皮按修理图样的规定一层一层的阶梯状剥离，阶梯宽度为15mm；清理剥离后的布层表面；在成型模具中按照修理图样的规定重新组织铺层，层与层之间搭接宽度为15mm；将清理后的故障桨叶放入所述成型模具之中，按照桨叶根部已成型的外形形状、尖部管座及前缘滑块的位置定位主桨叶；将成型模具合模，在100±5℃的温度下固化5小时；从成型模具中取出固化的主桨叶；清理桨叶表面，画线切割；检查维修后的桨叶后缘表面，测量相关尺寸，满足厚度2.2±0.1mm的要求。
166	一种风电叶片后缘设计方法及系统	CN202311072578.3	2023-08-24	CN117454575A	2024-01-26	董传林; 王维海; 夏玉洲; 江宁; 张有鹏; 杨栋; 赵秋阳; 王丹; 徐强; 许佳琪
本发明属于风电叶片生产工艺设计优化领域，本发明所述方法包括，根据输入参数确定设计区间的边界并在区间中设定厚度点；根据所得区间边界以及铺层与错层的参数，计算每个位置厚度的分布，叠加得到每个厚度分布点的UD厚度分布数据，叠加得到区间分布数据；将厚度分布数据映射到三维模型中，创建可视化模型，通过应用程序调整芯材距边距离和UD距边距离得到合理的合模间隙，完成截面合模尺寸设计。本发明输入参数简单，操作方便；完全按照UD的铺层来计算各个点的厚度，芯材倒角与实际完全一致，精度高；一个截面的间隙调整只需几分钟就能完成，效率高。
167	一种风电叶片后缘辅梁的铺设方法	CN202110908335.3	2021-08-09	CN113459537B	2023-04-18	方明明; 王国军
本发明涉及一种风电叶片后缘辅梁的铺设方法，使用高模单向玻纤布铺设在叶片上构成所述辅梁，根据叶尖的宽度，选择合适幅宽的高模单向玻纤布，使用若干层数的第一幅宽的高模单向玻纤布沿其幅宽方向在叶片上依次错层铺设的第一玻纤布层组，以及使用若干层数的第二幅宽的高模单向玻纤布沿其幅宽方向以覆盖第一玻纤布层组的方式依次错层铺设的第二玻纤布层组，所述第一幅宽小于所述第二幅宽。本发明在不影响力学性能的前提下，减少了叶尖部分的高模单向玻纤布的用量，降低重量，可降低叶片和整机的疲劳载荷，并且减少叶片的物料成本。
168	一种变后掠翼后缘根部折叠整流罩	CN202211621075.2	2022-12-16	CN115817793A	2023-03-21	林鹏; 肖山; 张峻瑞; 张东辉; 朱亮
本发明提供一种变后掠翼后缘根部折叠整流罩，属于固定翼飞机领域。包括机身部分、机翼部分、以及作动部分。机身部分在整个系统中为绝对固定的部分，并且负责连接作动部分的机构；作动部分为系统的主动部分，通过作动部分中的转轴带动这个系统运行；机翼部分为系统中的传动部分，由作动部分的转轴转动带动整个机翼部分转动。相比于传统的变后掠翼系统，本滑动收缩整流罩的优势在于，在变后掠前后均能保持良好的气动外形，且折叠后所占体积小，复杂度低，系统在运动的过程中鲁棒性高。
169	超声速吹气环量后缘装置和飞行器	CN202210393514.2	2022-04-15	CN114906316A	2022-08-16	杜海; 杨乐杰; 李奇轩; 陈朔; 韩胜春; 杨章毅; 蒋皓
本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种超声速吹气环量后缘装置和飞行器，所述超声速吹气环量后缘装置，包括翼型主体和射流组件；射流组件包括两个相对于翼型主体的后缘上下对称布置的射流装置；射流装置包括设置于翼型主体上的喷口、流道和压气室；喷口设置在翼型主体的翼面与后缘连接处，压气室位于喷口内侧，流道用于连接喷口和压气室；其中，流道为拉瓦尔构型。本发明解决了现有普通环量控制装置不能适用于高速飞行器增升的问题。
170	具有后缘突部的风力涡轮机的叶片	CN201580082808.1	2015-09-03	CN107923363B	2019-02-19	阿隆索·O·萨莫拉罗德里格斯; 爱德华·A·迈达
一种风力涡轮机的叶片(20B至20C)，该叶片(20B至20C)具有圆角化的后缘(42A至42E)和长形的突部(44A至44J)，突部(44A至44J)在当地弦(C)的后10％内从压力侧(PS)延伸并且与后缘大致平行以增大升力。突部可以具有高度(H)，该高度(H)在径向内侧端最大以使升力最大化，并且在外侧端减小以使阻力最小化。突部可以具有长度为突部高度的至少60％的基部。
171	兆瓦级叶片后缘粘接角的制造工艺	CN201310326942.4	2013-07-30	CN103395213A	2013-11-20	潘祖金; 陶雷; 杭炎峰; 杨雷
本发明涉及一种兆瓦级叶片后缘粘接角的制造工艺，其特征是，包括以下步骤：（1）采用PVC泡沫板制成粘接角阳模模具，该模具的外表面为粘接角内腔的成型面；（2）进行粘接角的铺层，依次为4层双轴向缝编毡和1层三轴向缝编毡；（3）将粘接角的铺层直接铺在阳模模具上；（4）铺层铺设后，依次将脱膜布、导流网、真空导注管铺设在铺层表面，接着套上真空袋膜并密封；抽真空至真空度为-0.06～-0.08atm，并在抽真空的同时通过真空导注管注入20～50kg风电叶片用环氧树脂；（5）灌注环氧树脂后在70～80℃处理3～5小时，除去真空袋膜，即得到后缘粘接角。本发明采用阳模模具进行制作，无需将模具取出，过程更加简便，避免了粘接角起皱或下塌。
172	一种后缘盲粘芯材模型生成方法	CN202311685982.8	2023-12-11	CN117390721A	2024-01-12	江一杭; 贺奇; 马腾
本发明提供了一种后缘盲粘芯材模型生成方法，包括以下步骤：S1、通过布层厚度及层数计算后缘盲粘芯材区域内外蒙皮层在不同位置的厚度；S2、将UD铺层等效为横截面为梯形的结构件；S3、将后缘芯材等效为横截面为直角梯形的结构件；S4、将UD铺层和后缘芯材的坐标数据，导入制图软件生成后缘盲粘芯材模型。本发明有益效果：相较于传统的使用通用模型的方法而言，通过本方法得到模型，模型尺寸更加准确，减小叶片合模数据的超差，进而防止风机叶片合模粘接后后缘盲粘区域粘接厚度过厚或者缺胶的情况，提高了工作效率，保证了产品质量。
173	滑坡后缘裂缝位移图像识别方法	CN201811567370.8	2018-12-20	CN109584240B	2022-05-03	王洪辉; 聂东林; 庹先国; 赵宇; 周全儒; 王翔; 孟令宇
本发明公开了一种滑坡后缘裂缝位移图像识别方法，针对滑坡后缘已有裂缝带，以山体表面植被与滑坡裸露岩土颜色对比鲜明为基础，首先使用灰度化方法将原始彩色图像转换为单通道灰色图像；然后使用直方图与中值滤波进行降噪滤波处理；使用OTSU大津算法确定最佳二值化阈值，并给出二值化图像；再经过图像形态学进行腐蚀与膨胀处理，平滑图像细节；最后使用Canny算子方法勾勒出图像边界，依靠特征识别，保留所求滑坡后缘裂缝曲线。本发明提供的识别方法有效地优化了现有滑坡裂缝监测方式，且最大可能的保留了山体滑坡裂缝的细节信息，为地质工作者的研究提供了更可靠的材料。
174	带有后缘冷却回路的涡轮翼型件	CN201611198020.X	2016-12-22	CN106907183B	2021-11-16	D.W.韦伯; G.T.福斯特; M.J.伊杜亚特; B.J.利里; A.E.史密斯
本发明涉及带有后缘冷却回路的涡轮翼型件，具体而言，本公开的一方面提供一种涡轮翼型件(122)。涡轮翼型件(122)可包括后缘(158)，该后缘(158)具有：冷却通道组(210,310)，其具有第一冷却通道(212)，该第一冷却通道流体地连接到第二冷却通道(216,316)；具有第一销组冷却装置(224,324)的第一区段(220,320)，第一区段(220,320)流体地连接到第一冷却通道(212,312)；以及具有第二销组冷却装置(232,332)的第二区段(230,330)，第二区段(230,330)流体地连接到第二冷却通道(216,316)并且处于第一区段(220,320)的径向内部。
175	具有后缘框架特征的涡轮翼型件	CN201680083937.7	2016-10-24	CN108779678B	2021-05-28	李经邦
一种涡轮翼型件(10)，其包括后缘冷却剂腔(41f)，该后缘冷却剂腔在翼型件内部(11)中位于压力侧壁(14)与吸力侧壁(16)之间。后缘冷却剂腔(41f)邻近于涡轮翼型件(10)的后缘(20)定位并且后缘冷却剂腔与沿着后缘(20)定位的多个冷却剂出口槽(28)流体连通。在后缘冷却剂腔(41f)的翼展方向端部处形成有至少一个框架通道(70、80)。翼型件(10)还包括位于框架通道(70、80)中的框架特征。框架特征构造为从压力侧壁(14)和/或吸力侧壁(16)突出的肋(72A‑72B、82A‑72B)。肋(72A‑72B、82A‑72B)在压力侧壁(14)与吸力侧壁(16)之间部分地延伸。
176	一种轻质柔性可变后缘弯度机翼	CN201910985290.2	2019-10-16	CN110834714A	2020-02-25	白鹏; 徐国武; 董二宝; 杨闰; 陈占军
一种轻质柔性可变后缘弯度机翼，包括：前缘肋板(1)、前翼梁(2)、中间肋板(3)、后翼梁(4)、柔性后缘(5)、电机支座(6)、直线电机(7)、电机与柔性后缘连接杆(8)、柔性后缘与导轨连接板(9)、滑块(10)、导轨(11)、滑块与柔性后缘连接板(12)、拉环(13)、蒙皮；直线电机(7)通电，拉动或推动柔性后缘(5)上的拉环(13)，在推拉力的作用下，拉环(13)发生直线运动并拖拽柔性后缘(5)的上下侧发生弯曲变形。本发明针对传统襟翼和现有的自适应性襟翼的局限性，使整个结构能发生较大变形具有较好的稳定性，且具有质量轻不占据额外机翼空间的特点。
177	一种航空叶片前后缘激光轮廓仪	CN201810963899.5	2018-08-23	CN108844491A	2018-11-20	吕彦明; 王帆
本发明属于机械自动化检测领域，涉及一种航空叶片前后缘激光轮廓仪。所述的激光轮廓仪，包括伺服运动装置、传感器测量装置和测量平台。传感器测量装置固定在伺服运动装置上，伺服运动装置固定在测量平台上，传感器测量装置和伺服运动装置分别与测量平台的主控计算机相连，主控计算机控制传感器测量装置和伺服运动装置运动。大理石台面右侧上表面固定有显示器，显示器与主控计算机连接，主控计算机固定在控制柜中，主控计算机分别与伺服运动装置和传感器测量装置连接，主控计算机控制二者运动。本发明产品定位要求低，只需将产品大体放置至检测区，系统即可实现自动配准分析误差；操作简单。
178	集成复合机翼后缘及其制造方法	CN201410858318.3	2014-11-28	CN104670475B	2018-10-19	D·加西亚·马丁; J·努涅斯·德尔加多; L·巴罗索·费尔南德斯
本发明涉及集成的复合机翼后缘及其制造方法。所述机翼后缘包括：‑集成的主体结构，其包括：上盖(1)，下部凸缘，以及一组在上盖(1)和下部凸缘之间延伸的肋条(23)，‑一组被安装在集成主体结构下部凸缘上的夹芯类型的下板下板(22)。该方法包括在一组具有腔(9)的模具(7)上提供一组预浸料层叠的预制件的步骤，从而，每个层压板成形为双C型层叠的预制件(10)，其包括具有凹槽(16)的上部(15)、两个第一凸缘(3)和第二凸缘(8)，上部(15)部分形成上盖(1)，两个第一凸缘(3)部分地形成肋条(23)，以及，两个第二凸缘(8)形成下部凸缘。
179	一种导滑架式后缘襟翼运动方法	CN201710783822.5	2017-09-04	CN107600389A	2018-01-19	刘敏; 江翔; 王俊伟; 梁斌; 王淞立; 姜亚楠; 万俊明; 李自启; 曹航; 马经忠; 沈亮; 冷智辉
本发明涉及一种导滑架式后缘襟翼运动方法，属于飞行器设计领域。该方法包括如下步骤：第一步，确定后缘襟翼初始/起飞/着陆位置，包括缝道量、重叠量、后退量、偏转角度位置参数；第二步，根据后缘襟翼初始/起飞/着陆位置，在距襟翼前缘下表面的位置分别选取一个的可调点；第三步，根据步骤二所选取的点，分别引出一条垂直于襟翼下表面曲线的等长度直线段；第四步，确定导滑架运动方案；第五步，根据初始/起飞/着陆位置，在襟翼下表面后缘位置分别选取一个可调点；第六步，根据步骤五所选取的点，分别引出一条垂直于下表面曲线的等长度直线段；第七步，确定从动摇臂方案。其运动方法简单、控制精度高、滑轨强度大，工作安全可靠。
180	集成复合机翼后缘及其制造方法	CN201410858318.3	2014-11-28	CN104670475A	2015-06-03	D·加西亚·马丁; J·努涅斯·德尔加多; L·巴罗索·费尔南德斯
本发明涉及集成的复合机翼后缘及其制造方法。所述机翼后缘包括：-集成的主体结构，其包括：上盖(1)，下部凸缘，以及一组在上盖(1)和下部凸缘之间延伸的肋条(23)，-一组被安装在集成主体结构下部凸缘上的夹芯类型的下板(22)。该方法包括在一组具有腔(9)的模具(7)上提供一组预浸料层叠的预制件的步骤，从而，每个层压板成形为双C型层叠的预制件(10)，其包括具有凹槽(16)的上部(15)、两个第一凸缘(3)和第二凸缘(8)，上部(15)部分形成上盖(1)，两个第一凸缘(3)部分地形成肋条(23)，以及，两个第二凸缘(8)形成下部凸缘。

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