高升力装置相关的专利数据

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
21	一种用于高升力系统倾斜探测的方法和装置	CN202210631848.9	2022-06-07	CN114701662B	2022-08-23	徐向荣; 刘锦涛; 徐清; 王伟达; 梅存浩; 曹俊章
公开了一种用于高升力系统倾斜探测的方法和装置。该装置可包括电子控制装置，其配置成基于从操纵器件接收的操作输入信号来生成控制命令；动力驱动装置，其基于所述电子控制装置生成的控制命令来驱动安装在飞行器的机翼上的襟翼或缝翼的多个翼面运动；以及摄像装置，所述摄像装置检测所述多个翼面中的每个翼面上的视觉标记，其中所述电子控制装置基于所述摄像装置检测到的所述多个翼面中相邻翼面的视觉标记之间的相对偏移来确定所述多个翼面是否发生倾斜。
22	一种用于高升力系统倾斜探测的方法和装置	CN202210631848.9	2022-06-07	CN114701662A	2022-07-05	徐向荣; 刘锦涛; 徐清; 王伟达; 梅存浩; 曹俊章
公开了一种用于高升力系统倾斜探测的方法和装置。该装置可包括电子控制装置，其配置成基于从操纵器件接收的操作输入信号来生成控制命令；动力驱动装置，其基于所述电子控制装置生成的控制命令来驱动安装在飞行器的机翼上的襟翼或缝翼的多个翼面运动；以及摄像装置，所述摄像装置检测所述多个翼面中的每个翼面上的视觉标记，其中所述电子控制装置基于所述摄像装置检测到的所述多个翼面中相邻翼面的视觉标记之间的相对偏移来确定所述多个翼面是否发生倾斜。
23	一种飞机高升力系统专用传动杆限动气密装置	CN202110331171.2	2021-03-26	CN113062981A	2021-07-02	程兴宏; 宋娟妮; 徐鸿洋; 崔津铭; 石强军; 杨涛; 车意彬; 何志国; 徐坚; 史振良
本发明属于航空密封技术领域，公开了一种飞机高升力系统专用传动杆限动气密装置。该装置由一个法兰盘、橡胶垫圈、螺母、轴、轴承、注油嘴、螺钉和搭铁线等组成。该限动器组件与中央翼结构蒙皮通过螺钉连接，连接时通过橡胶垫圈垫平，单机左右翼各一件。通过该装置实现传动扭矩从中央翼传递到中外翼、气密舱传递到非气密舱，该装置通过设置窜动间隙、迷宫密封等方式达到限动、气密作用，设置注油嘴改善维护性，增加该装置的使用寿命。本发明结构简单，安装调整方便，缩短高升力操纵系统总装调整周期。
24	一种飞机高升力系统专用传动杆限动气密装置	CN202110331171.2	2021-03-26	CN113062981B	2023-06-23	程兴宏; 宋娟妮; 徐鸿洋; 崔津铭; 石强军; 杨涛; 车意彬; 何志国; 徐坚; 史振良
本发明属于航空密封技术领域，公开了一种飞机高升力系统专用传动杆限动气密装置。该装置由一个法兰盘、橡胶垫圈、螺母、轴、轴承、注油嘴、螺钉和搭铁线等组成。该限动器组件与中央翼结构蒙皮通过螺钉连接，连接时通过橡胶垫圈垫平，单机左右翼各一件。通过该装置实现传动扭矩从中央翼传递到中外翼、气密舱传递到非气密舱，该装置通过设置窜动间隙、迷宫密封等方式达到限动、气密作用，设置注油嘴改善维护性，增加该装置的使用寿命。本发明结构简单，安装调整方便，缩短高升力操纵系统总装调整周期。
25	飞机高升力飞行控制面的指示系统、装置和方法	CN201680034026.5	2016-06-07	CN107735316B	2021-11-05	伯诺伊特·奥莱特
公开了与飞机的一个或多个高升力飞行控制面(24)一起使用的系统、装置和方法。一种示例性方法包含接收代表高升力飞行控制面(24)的命令配置(48)的数据；并且在飞机的显示装置(14)上，示出了指示器(30)，其指示高升力飞行控制面(24)的命令配置和相应的命令位置(50)。指示器(30)以图形指示高升力飞行控制面(24)的命令配置(48)和相应的命令位置(50)之间的相关性。
26	飞机高升力作动系统传动效率测量装置及其方法	CN201110043579.6	2011-02-24	CN102650569A	2012-08-29	支超有; 李霞; 韩小刚
一种飞机高升力作动系统传动效率测量装置及其方法，属于测控技术领域。其特征在于，在传动单元[1]上安装固定有应变片组[2]、园磁栅[3]，由应变信号调理单元[4]向应变片组[2]提供激励电源和接收应变输入，调理后的信号送入到应变信号采集单元[6]，磁栅[3]输出的脉冲信号经过脉冲信号调理单元[5]调理后送入到脉冲信号采集单元[7]，由数据采集控制单元[8]控制应变信号采集单元[6]、脉冲信号采集单元[7]的工作，执行测量软件，完成对信号的数据采集操作，以及数据处理、图形曲线显示等测量任务。本发明具有系统结构紧凑简单，空间尺寸小、工作可靠、测量精度高，使用方便，具有良好的可扩展性和可剪裁性。
27	飞机高升力飞行控制面的指示系统、装置和方法	CN201680034026.5	2016-06-07	CN107735316A	2018-02-23	伯诺伊特·奥莱特
公开了与飞机的一个或多个高升力飞行控制面(24)一起使用的系统、装置和方法。一种示例性方法包含接收代表高升力飞行控制面(24)的命令配置(48)的数据；并且在飞机的显示装置(14)上，示出了指示器(30)，其指示高升力飞行控制面(24)的命令配置和相应的命令位置(50)。指示器(30)以图形指示高升力飞行控制面(24)的命令配置(48)和相应的命令位置(50)之间的相关性。
28	高升力装置连接组件以及配备有它的机翼和飞行器	CN202210985463.2	2022-08-17	CN115892446A	2023-04-04	伯恩哈德·施利普夫; 马丁·格策
本发明涉及一种用于将高升力装置(16)以可移动的方式连接至飞行器(10)的机翼(14)的高升力装置连接组件(24)，其中，轨道(30)在主辊(38、40、42、44)之间被可移动地导引。为了在辊失效的情况下提供增强的回落安全特征，本发明提出了一种轨道捕获器(92)，该轨道捕获器附接至机翼(14)的结构件(26)并构造成在主辊失效的情况下承受由轨道(30)施加的载荷，其中，轨道捕获器(92)具有接合在轨道(30)的第一侧的第一凹部(72)内的至少一个第一钩状元件(94，94‑1～94‑4)，以及与轨道(30)的第二侧的第二凹部(74)接合的至少一个第二钩状元件(96，96‑1～96‑4)。此外，本发明涉及配备有这种高升力装置连接组件(24)的机翼和飞行器。
29	飞机高升力系统的驱动系统中的载荷限定方法和装置	CN200480033506.7	2004-11-12	CN100522743C	2009-08-05	U·卡尔; U·诺伊曼; B·霍勒特
给出了一种飞机高升力驱动系统中的载荷限定装置，该系统具有着陆襟翼和/或者监测计算机系统的各段(3，4，5，6)和驱动机组(7)。载荷限定装置具有控制单元(23)，它与位置传感器(15，16，17)相连接并具备如下功能：对位置传感器的信号进行处理，并且产生一个信号来限定所输入的驱动功率。一种载荷限定方法，其中检测至少两个位置传感器的信号；从所测得的信号中计算出至少一个参比量；将每个参比量与一个相应的阀值比较，后者是从许用最大载荷中预先确定下来的；并且当至少有一个参比量达到或者超过了阀值时产生一个控制信号来限定驱动功率。
30	高升力系统、飞行器及电动马达作为驱动装置的应用	CN201280027739.0	2012-04-05	CN103582596B	2016-06-22	马库斯·克里斯特曼; 克里斯托夫·吉贝勒; 马丁·雷克西克; 比约恩·德尔
本发明提供了一种用于飞行器（400）的高升力系统（300），该高升力系统（300）以全电动的方式使飞行器的着陆襟翼（301a-301d）伸出和缩回。在此背景下，使用了全电动的驱动装置（200），该全电动的驱动装置（200）包括具有内部冗余的电动马达（201a），以此方式使得电动马达构造成容错电动马达。由此可以在电动马达中无联接齿轮单元的情况下运行。
31	可控变形的宽工况高升力低损失柔性叶片和动力装置	CN202311460435.X	2023-11-03	CN117605542A	2024-02-27	魏佐君; 纪传宇; 任光明
本发明公开了一种可控变形的宽工况高升力低损失柔性叶片和动力装置。本申请实施方式的可控变形的宽工况高升力低损失柔性叶片包括本体、第一柔性组件和第二柔性组件，第一柔性组件设置在本体上并形成叶片的叶背和叶盆中的至少一个，第二柔性组件设置在本体上并形成叶片的前缘，第一柔性组件和第二柔性组件均能产生柔性变形以改变叶片的叶型。在本申请实施方式中，通过第一柔性组件和第二柔性组件的柔性变形，使得叶背和/或叶盆及前缘变形，可以改变叶片的叶型，叶片可以在不同的工况下使用，从而增加了叶片的适用性，实现在宽工况区域内保持高升力和低损失工作。
32	导引元件、高升力翼型装置、机翼、飞行器及生产方法	CN202110261588.6	2021-03-10	CN113386947A	2021-09-14	斯特凡·鲍尔; 亚历山大·胡贝尔; 弗洛里安·洛伦茨; 伯恩哈德·施利普夫
本发明涉及导引元件、高升力翼型装置、机翼、飞行器及生产方法，飞行器的高升力翼型装置用的导引元件包括构造成固定至高升力翼型装置的第一缘构件或肋的第一部分及包括可移动地支承翼型装置的第二缘构件或缝翼的轨道装置的至少一个轨道支承元件的第二部分。第二部分可移动地安装至第一部分且构造成从第一位置移动至第二位置。偏置装置构造成将轨道支承元件朝轨道装置沿翼展方向偏置。高升力翼型装置以下述方式生产：提供第一缘构件或肋、将用于对支承第二缘构件或缝翼的可移动轨道装置导引的导引元件刚性地附接至第一缘构件或肋及将轨道装置附接至第一缘构件。在安装轨道装置期间，轨道装置的表面压靠被偏置成靠着轨道装置的可移动轨道支承元件。
33	基于高升力控制系统翼尖刹车装置的模型标定系统及方法	CN201910097549.X	2019-01-31	CN109733642B	2022-04-05	段晓军; 孙军帅; 张辉辉
本发明涉及一种高升力控制系统翼尖刹车装置的模型标定系统及方法，包括试验设计模块、翼尖制动器实物、硬件在环仿真器、实验测量标定模块和翼尖制动器模型。试验设计模块将试验工况传输给翼尖制动器实物，硬件在环仿真器和实验测量标定模块。实验测量标定模块对比翼尖制动器实物、翼尖制动器模型动态特性信息之间的差异，通过硬件在环仿真器控制翼尖制动器模型参数调整，直至翼尖制动器模型达到工况的精度需求。能够保证模型标定的置信度，同时能够有效减少试验工况及人为失误，从而有效减小实物验证次数，缩短高升力控制系统翼尖刹车装置研发周期和成本。
34	基于高升力控制系统翼尖刹车装置的模型标定系统及方法	CN201910097549.X	2019-01-31	CN109733642A	2019-05-10	段晓军; 孙军帅; 张辉辉
本发明涉及一种高升力控制系统翼尖刹车装置的模型标定系统及方法，包括试验设计模块、翼尖制动器实物、硬件在环仿真器、实验测量标定模块和翼尖制动器模型。试验设计模块将试验工况传输给翼尖制动器实物，硬件在环仿真器和实验测量标定模块。实验测量标定模块对比翼尖制动器实物、翼尖制动器模型动态特性信息之间的差异，通过硬件在环仿真器控制翼尖制动器模型参数调整，直至翼尖制动器模型达到工况的精度需求。能够保证模型标定的置信度，同时能够有效减少试验工况及人为失误，从而有效减小实物验证次数，缩短高升力控制系统翼尖刹车装置研发周期和成本。
35	模拟高升力装置机翼动力学的模型	CN201821216246.2	2018-07-27	CN208897350U	2019-05-24	范石磊; 丁路宁; 周健斌; 窦忠谦; 周铮; 李效法; 杨飞; 梁技
本实用新型涉及一种模拟高升力装置机翼动力学的模型，其特征在于，所述模型(1)包括机翼主翼面(2)、缝翼(3)和襟翼(4)，其中，所述机翼主翼面(2)为机翼梁(21)和机翼维型(22)的结构形式，所述缝翼(3)为缝翼梁(31)和缝翼维型(32)的结构形式，所述襟翼(4)为襟翼梁(41)和襟翼维型(42)的结构形式。
36	一种双通道大型客机的高升力装置	CN201120328985.2	2011-09-02	CN202320772U	2012-07-11	周广东; 申海荣; 巴玉龙; 张国栋; 刘沛清
本实用新型提出一种双通道大型客机的高升力装置，包括前缘缝翼、主翼和后缘襟翼，前缘缝翼的外侧形状与机翼翼型的前缘外形相同，主翼的前缘形状和前缘缝翼的内侧形状相同，主翼的后缘形状和后缘襟翼的头部形状相同，前缘缝翼的内侧形状与后缘襟翼的头部形状都由椭圆方程和二次曲线形成，并设定了前缘缝翼、主翼和后缘襟翼的弦长比例以及前缘缝翼和后缘襟翼的在起飞状态和着陆状态下的缝道参数。本实用新型提出的高升力装置比单独翼型实现了在起飞状态下使飞机满足较大升力系数要求的同时，具有最大的升力比，在着陆状态下，能够使飞机有最大的升力系数。
37	High-lift-device, wing, and noise reduction device for high-lift-device	US13383702	2010-07-12	US09440729B2	2016-09-13	Makoto Hirai; Keizo Takenaka; Taro Imamura; Kazuomi Yamamoto; Yuzuru Yokokawa
In a high-lift-device, a wing, and noise reduction device for a high-lift-device that are capable of reducing noise generated when a flap is extended, preventing deterioration of aerodynamics characteristic when retracting the flap, and preventing an increase in weight, a flap main body (5) disposed so as to be extendable/retractable relative to a main wing and a protruding portion (6A-1) that smoothly protrudes at least at the vicinity of one end portion of a positive-pressure surface (PS) of the flap main body (5) in a direction away from the flap main body (5) are provided.
38	飛行体の高揚力装置	JP2013507183	2012-03-28	JP5830086B2	2015-12-09	磯谷和秀; 葉山賢司

39	飛行体の高揚力装置	JP2012077712	2012-03-29	JP5956803B2	2016-07-27	葉山賢司; 磯谷和秀

40	High-Lift Device for an Aircraft	US11568969	2005-05-09	US20070241236A1	2007-10-18	Ian Whitehouse; Edmund Kay; Daniel Dodd
An aircraft comprises a wing (2) defining an aerofoil surface, the wing (2) comprising a drooped leading edge flap (1) being moveable between a stowed position and a deployed position. The wing (2) is so arranged that during flight when the high-lift device is in the deployed position, air may flow through an opening (7) in the wing (2) and over the aerofoil surface. During flight, air preferably flows into the boundary layer (13) on the upper surface of the wing (2). This energises the boundary layer (13), aft of the trailing edge of the drooped leading edge flap increasing its stability allowing the maximum achievable lift coefficient to be increased and hence reducing aircraft take-off and approach speeds.

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