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
81	一种高升力控制系统的测试系统	CN201611239585.8	2016-12-28	CN106586029B	2019-06-11	支超有; 李霞
本发明公开了一种高升力控制系统的测试系统及其方法，属于航空工程试验领域。其特征在于：包括用于完成高升力控制计算机相关交联信号检测的高升力信号传输断连装置，高升力控制系统测试接口设备，以及襟缝翼超控控制板、襟缝翼操纵手柄、襟缝翼PDU(动力驱动装置)、襟缝翼防收刹车制动装置、襟缝翼舵面位置传感器的仿真器和航电系统仿真器和测试应用软件组成，实现高升力控制系统测试中交联设备的仿真，完成对高升力控制系统测试。
82	具有集中内侧致动控制和独立外侧致动控制的高升力致动系统	CN201911118790.2	2019-11-15	CN111196349B	2023-08-08	埃胡德·察巴里
具有集中内侧致动控制和独立外侧致动控制的高升力致动系统。本文公开了一种用于对飞机的多个高升力表面进行差速致动的高升力致动系统。一种示例性高升力致动系统包括：集中驱动装置，其用于分别对第一机翼和第二机翼的内侧高升力表面进行集中致动控制；和至少两个独立驱动装置，其分别用于对所述第一机翼和所述第二机翼的外侧高升力表面进行单独致动控制。集中驱动装置可包括中央动力驱动单元(PDU)，其在操作上联接到公共中央驱动系以用于驱动内侧高升力表面，并且公共中央驱动系可以与独立驱动装置的相应的驱动系分开并且间隔开。公共中央驱动系可以机械地同步内侧高升力表面的运动，并且控制器可以电协调所述多个高升力表面的同步运动和受控的差速运动。
83	具有集中内侧致动控制和独立外侧致动控制的高升力致动系统	CN201911118790.2	2019-11-15	CN111196349A	2020-05-26	埃胡德·察巴里
具有集中内侧致动控制和独立外侧致动控制的高升力致动系统。本文公开了一种用于对飞机的多个高升力表面进行差速致动的高升力致动系统。一种示例性高升力致动系统包括：集中驱动装置，其用于分别对第一机翼和第二机翼的内侧高升力表面进行集中致动控制；和至少两个独立驱动装置，其分别用于对所述第一机翼和所述第二机翼的外侧高升力表面进行单独致动控制。集中驱动装置可包括中央动力驱动单元(PDU)，其在操作上联接到公共中央驱动系以用于驱动内侧高升力表面，并且公共中央驱动系可以与独立驱动装置的相应的驱动系分开并且间隔开。公共中央驱动系可以机械地同步内侧高升力表面的运动，并且控制器可以电协调所述多个高升力表面的同步运动和受控的差速运动。
84	一种高升力控制系统的测试系统	CN201611239585.8	2016-12-28	CN106586029A	2017-04-26	支超有; 李霞
本发明公开了一种高升力控制系统的测试系统及其方法，属于航空工程试验领域。其特征在于：包括用于完成高升力控制计算机相关交联信号检测的高升力信号传输断连装置，高升力控制系统测试接口设备，以及襟缝翼超控控制板、襟缝翼操纵手柄、襟缝翼PDU(动力驱动装置)、襟缝翼防收刹车制动装置、襟缝翼舵面位置传感器的仿真器和航电系统仿真器和测试应用软件组成，实现高升力控制系统测试中交联设备的仿真，完成对高升力控制系统测试。
85	具有主翼和高升力体的翼型件以及飞行器	CN201810961229.X	2018-08-22	CN109455292A	2019-03-12	马库斯·埃尔班; 马丁·费斯
所公开并要求保护的是一种翼型件和飞行器，该翼型件包括主翼和高升力体。高升力体限定凹部。翼型件还包括密封装置，该密封装置具有布置在凹部中的两个密封元件。密封元件是板状的、部分地抵接在高升力体上并且具有垂直于共同的旋转轴线延伸的侧面。当高升力体在收回位置与展开位置之间移动时，密封元件相对于主翼且相对于彼此旋转，使得：密封元件之间的重叠在高升力体处于展开位置时比在高升力体处于收回位置时少。
86	具有独立致动控制的高升力致动系统	CN201911119919.1	2019-11-15	CN111196348A	2020-05-26	埃胡德·察巴里
具有独立致动控制的高升力致动系统。本文公开了一种用于对飞机的多个高升力表面进行差速致动的高升力致动系统。一种示例性高升力致动系统包括多个独立的驱动装置，以单独致动所述多个高升力表面。所述独立的驱动装置可包括布置在相应的高升力表面的内侧致动器和外侧致动器之间的动力驱动单元(PDU)并且包括互连驱动系。至少一个独立驱动装置的PDU可包括两个马达，所述两个马达具有在扭矩加和布置中联接在一起的相应的马达输出部。一种控制器可实现为具有分别联接到两个马达中的一个的两个独立控制通道。
87	飞机的高升力系统	CN201910951194.6	2019-10-08	CN110733628B	2022-08-12	徐东光; 王伟达; 徐向荣; 杨志丹; 刘锦涛; 王晓熠
本发明公开了一种飞机的高升力系统，高升力系统包括襟/缝翼电子控制装置、布置于飞机的两侧机翼上的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装置，襟/缝翼传感装置被配置为能够探测襟/缝翼的站位角度，其中高升力系统还包括分别布置于飞机的两侧机翼上的多个远程数据接口装置，每个远程数据接口装置经由通信线缆分别独立地连接布置于同侧机翼的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装置，并经由总线线缆连接襟/缝翼电子控制装置。根据本发明的飞机的高升力系统，通过创新布置大幅减少了传感装置所需的线缆数量和重量，从而显著减轻了整个系统的总重量，并且能够有效保障高升力系统的可靠性。
88	一种飞机增升装置控制方法	CN201310196160.3	2013-05-23	CN103287574B	2015-07-01	朱妍; 安刚
本发明属于航空飞行控制领域，特别是涉及到一种飞机增升装置控制方法。本发明在传统简单的高升力装置控制方法基础上，增加高升力装置偏角与当前飞机飞行速度匹配性的检测，避免出现不正确的高升力装置偏角。本发明不仅可使飞行员在负担较大的起降阶段，无忧虑地对高升力装置进行操纵。即使出现误操作，也可及时对飞行员的操作进行自动纠正，减轻飞行员飞行负担，提高飞行性能，避免飞机出现危机飞行安全的情况。本发明不需要对任何飞机操纵机构或高升力装置进行改造，可直接在高升力装置控制器中增加该算法，节约改造成本、缩短研发周期。
89	飞机的高升力系统	CN201180023782.5	2011-03-08	CN102947175A	2013-02-27	布克哈德·哥林
一种具有主翼和多个控制襟翼的高升力系统，其中至少局部给各引导装置提供整流罩，所述高升力系统具有用沿着主翼弦向延伸的至少两个进气管道控制所述高升力系统周围的流的流控装置，在每种情况下，进气管道有至少一个入口，所述装置位于所述高升力系统的下表面之上或者之下，其中另外提供至少一个排空气的管道，与所述进气管道以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口，位于至少一个调节襟翼的上表面之上和/或者在主翼弦向方面，在所述高升力系统的主翼的后三分之一中。
90	飞机的高升力系统以及具有该高升力系统的飞机	CN201180023782.5	2011-03-08	CN102947175B	2015-06-10	布克哈德·哥林
一种具有主翼和多个控制襟翼的高升力系统，其中至少局部给各引导装置提供整流罩，所述高升力系统具有用沿着主翼弦向延伸的至少两个进气管道控制所述高升力系统周围的流的流控装置，在每种情况下，进气管道有至少一个入口，所述装置位于所述高升力系统的下表面之上或者之下，其中另外提供至少一个排空气的管道，与所述进气管道以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口，位于至少一个调节襟翼的上表面之上和/或者在主翼弦向方面，在所述高升力系统的主翼的后三分之一中。
91	飞机的高升力系统	CN201080064864.X	2010-12-23	CN102781776A	2012-11-14	布克哈德·哥林
一种高升力系统(100)，具有主翼(112)和多个可调节襟翼(110)、以及用于保持住所述可调节襟翼(110)的多个引导装置和用于调节所述可调节襟翼(110)的多个调节装置(120)，其中所述各引导装置(130)和/或调节装置(120)至少有一部分包括整流罩(118)，所述高升力系统包括用于影响所述高升力系统(100)周围的流的流影响装置，所述流影响装置具有至少一个进气线(20)，该进气线具有位于所述高升力系统(100)底部上或者之下的至少一个入口，其中，此外提供至少一个排空气的排气线(30)，它包括连接到所述进气线(10)的流体连通连接，并包括位于所述高升力系统(100)的至少一个可调节襟翼(110)的区域内的顶部的至少一个出口。
92	飞机的高升力系统	CN201910951194.6	2019-10-08	CN110733628A	2020-01-31	徐东光; 王伟达; 徐向荣; 杨志丹; 刘锦涛; 王晓熠
本发明公开了一种飞机的高升力系统，高升力系统包括襟/缝翼电子控制装置、布置于飞机的两侧机翼上的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装置，襟/缝翼传感装置被配置为能够探测襟/缝翼的站位角度，其中高升力系统还包括分别布置于飞机的两侧机翼上的多个远程数据接口装置，每个远程数据接口装置经由通信线缆分别独立地连接布置于同侧机翼的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装置，并经由总线线缆连接襟/缝翼电子控制装置。根据本发明的飞机的高升力系统，通过创新布置大幅减少了传感装置所需的线缆数量和重量，从而显著减轻了整个系统的总重量，并且能够有效保障高升力系统的可靠性。
93	用于飞机的具有高升力襟翼的高升力系统和用于调节高升力襟翼的方法	CN200980133901.5	2009-08-28	CN102137793A	2011-07-27	丹尼尔·雷克策; 克劳斯·申德勒
本发明涉及一种用于飞机的具有设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的高升力系统，其具有：用于产生用于至少一个高升力襟翼的有关飞行阶段的要求的飞行员输入装置，其中至少一个起飞要求属于这些要求；与飞行员输入装置功能性连接的具有转换功能的控制装置，借助所述转换功能，将有关飞行阶段的要求转换为用于操纵用于设定或调节至少一个高升力襟翼的调节状态的驱动装置的执行指令，其中可预设的飞行阶段为起飞阶段，其中控制装置的转换功能设计成，使得该控制装置根据起飞要求产生用于驱动装置的执行指令，其中至少一个高升力襟翼的前缘襟翼(3)设置在调节状态下，其中在前缘襟翼(3)和主机翼(1)之间存在缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽。本发明还涉及一种用于调节设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的方法。
94	飞机的高升力系统和具有该高升力系统的飞机	CN201080064864.X	2010-12-23	CN102781776B	2015-06-03	布克哈德·哥林
一种高升力系统(100)，具有主翼(112)和多个可调节襟翼(110)、以及用于保持住所述可调节襟翼(110)的多个引导装置和用于调节所述可调节襟翼(110)的多个调节装置(120)，其中所述各引导装置(130)和/或调节装置(120)至少有一部分包括整流罩(118)，所述高升力系统包括用于影响所述高升力系统(100)周围的流的流影响装置，所述流影响装置具有至少一个进气线(20)，该进气线具有位于所述高升力系统(100)底部上或者之下的至少一个入口，其中，此外提供至少一个排空气的排气线(30)，它包括连接到所述进气线(10)的流体连通连接，并包括位于所述高升力系统(100)的至少一个可调节襟翼(110)的区域内的顶部的至少一个出口。
95	用于飞机的具有高升力襟翼的高升力系统和用于调节高升力襟翼的方法	CN200980133901.5	2009-08-28	CN102137793B	2014-11-12	丹尼尔·雷克策; 克劳斯·申德勒
本发明涉及一种用于飞机的具有设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的高升力系统，其具有：用于产生用于至少一个高升力襟翼的有关飞行阶段的要求的飞行员输入装置，其中至少一个起飞要求属于这些要求；与飞行员输入装置功能性连接的具有转换功能的控制装置，借助所述转换功能，将有关飞行阶段的要求转换为用于操纵用于设定或调节至少一个高升力襟翼的调节状态的驱动装置的执行指令，其中可预设的飞行阶段为起飞阶段，其中控制装置的转换功能设计成，使得该控制装置根据起飞要求产生用于驱动装置的执行指令，其中至少一个高升力襟翼的前缘襟翼(3)设置在调节状态下，其中在前缘襟翼(3)和主机翼(1)之间存在缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽。本发明还涉及一种用于调节设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的方法。
96	一种高升力系统全机加载动态试验方法	CN201510367023.0	2015-06-29	CN104931250B	2018-04-13	左朋杰; 张建刚
本发明涉及飞机高升力系统试验领域，具体涉及一种高升力系统全机加载动态试验方法，以解决目前的高升力系统设计试验结果不准确的问题。本发明的高升力系统全机加载动态试验方法，通过加载作动器向一预定角度状态下的增升装置的翼面逐级加载气动载荷，并判断在预定角度下，气动载荷逐级加载至极限载荷过程中是否有故障复现，从而得到飞机故障时的加载载荷大小，能够真实模拟飞机高升力系统的真实飞行情况，证试验高升力系统\相关的增升装置\翼盒等在全机试验中的受力状态与空中情况一致，并解决飞机重大飞行故障；另外，本专利突破了动态驱动\协调加载技术，从本质上改变了以往的试验方法的严重不足和缺陷。
97	机翼组件、机翼以及飞行器	CN202310931377.8	2023-07-27	CN117465661A	2024-01-30	丹尼斯·克赖; 伯恩哈德·施利普夫
本发明涉及一种机翼组件、机翼和飞行器，机翼组件包括固定机翼部分、高升力装置和将高升力装置可移动地连接至固定机翼部分使得高升力装置能在缩回位置与至少一个延伸位置之间移动的连接组件，连接组件包括：从第一端部部分延伸至第二端部部分的第一连接元件，第一连接元件在第一端部部分处可旋转地连接至固定机翼部分；从第一端部部分延伸至第二端部部分的第二连接元件，第二连接元件在第一端部部分处可旋转地连接至第一连接元件的第二端部部分，第二连接元件包括布置在第二连接元件的第一端部部分与第二端部部分之间的中间部分，高升力装置的第一部分连接至第二连接元件的中间部分，并且高升力装置的第二部分连接至第二连接元件的第二端部部分。
98	用于遮挡耳轴开口的挡板组件和挡板布置以及配备有它们的高升力系统和飞行器	CN202080076174.X	2020-10-14	CN114616174A	2022-06-10	安德烈亚尼·吕克
为了改进高升力装置与整流罩之间的过渡处的密封，本发明提出了可以安装在高升力系统(16)中的挡板组件(54)，从而形成挡板布置(24)。挡板组件(54)包括挡板面板(30)以及可能的驱动构件(32)。挡板组件(54)可以安装在高升力系统(16)中，以形成挡板布置(24)的任何实施例。挡板布置(24)遮挡耳轴开口(22)并且可以以连续且严格单调的方式与高升力装置(18)的移动相对应地移动。
99	飞行器机翼组件	CN201780075540.8	2017-12-04	CN110049918B	2022-12-23	惠欣宇; 克里斯多佛·鲍尔
提出了一种飞行器机翼组件，其包括主翼部分、高升力装置，该高升力装置包括具有上蒙皮部分和下蒙皮部分的流动表面，其中，高升力装置能够在位于主翼部分处的缩回位置与限定高升力装置与主翼部分之间的间隙的展开位置之间移动，其中，主翼部分和处于缩回位置的高升力装置限定具有位于后缘与前缘之间的当地弦长的翼型，其中，前缘在高升力装置的流动表面上位于上蒙皮部分与下蒙皮部分之间，其中，高升力装置的流动表面包括第一流动表面部分、第二流动表面部分和第三流动表面部分，其中，第一流动表面部分是被微穿孔的，以用于空气流入，其中，第一流动表面部分在上蒙皮上从前缘沿翼弦方向延伸当地弦长的2％或更少并且在下蒙皮上从前缘沿翼弦方向延伸当地弦长的2％或更少，并且其中，第二流动表面部分不是被微穿孔的，并且第二流动表面在上蒙皮部分的其余部分上延伸，并且其中，第三流动表面部分不是被微穿孔的，并且第三流动表面在下蒙皮部分的其余部分上延伸。
100	用于致动高升力飞行控制表面的系统和方法	CN201880075332.2	2018-11-19	CN111372852A	2020-07-03	埃胡德·察巴里
公开了一种用于致动飞机的一个或多个高升力飞行控制表面的系统和方法。该系统包括在操作上联接在传动系和与飞机的机翼相关联的一个或多个高升力飞行控制表面之间的致动器。所述致动器被构造用以响应于由第一传动系驱动而引起对一个或多个第一高升力飞行控制表面的致动。每个致动器与止回装置相关联，所述止回装置被构造用以防止该一个或多个高升力飞行控制表面上的空气载荷驱动该一个或多个高升力飞行控制表面。该系统还包括可应用于传动系的后备制动器。在识别出发展中的不安全状况时，诸如在飞机的每个机翼的飞行控制表面之间的不对称状况或飞行控制表面的不受命令的运动，能够应用所述后备制动器。

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