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
101	飞行器机翼组件	CN201780075540.8	2017-12-04	CN110049918A	2019-07-23	惠欣宇; 克里斯多佛·鲍尔
提出了一种飞行器机翼组件(5)，其包括主翼部分(21)、高升力装置(9)，该高升力装置包括具有上蒙皮部分(25)和下蒙皮部分(27)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(37)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(15)与前缘(11)之间的当地弦长(c(y))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(23)、第二流动表面部分(25)和第三流动表面部分(27)，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。
102	一种高升力系统全机加载动态试验方法	CN201510367023.0	2015-06-29	CN104931250A	2015-09-23	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，本发明突破了动态驱动\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。
103	一族水下高升力低空化翼型	CN202210406033.0	2022-04-18	CN114572340A	2022-06-03	邓磊; 高永卫; 尹凯; 惠增宏
本发明公开了一族水下高升力低空化翼型，应用于机翼翼稍位置或翼根位置；当应用于机翼翼稍位置时：翼型的升力系数为1.0，最大相对厚度12％，最大厚度位置23.9％C，最大弯度2.87％，最大弯度位置25.6％C；其中，C为弦长，上述参数均以弦长为1为基准；本发明根据水下海流能发电装置升力机翼的性能要求，设计了一族具有高升力、高升阻比、失速和缓、抗空化的适用于水下高升力机翼的翼型，该翼型性能对标国外NACA6和NACA2系列翼型，具有高升力、抗空化和失速性能和缓的特点，满足水下高升力机翼对翼型性能的要求。
104	一种飞机高升力系统动力学建模方法	CN201911347722.3	2019-12-24	CN111143987B	2023-08-04	左朋杰; 于安元; 张晓翠; 张伟涛; 陈松松
本发明公开了一种飞机高升力系统动力学建模方法，包括步骤1：计算各个作动器之间的所有扭力管的刚度keq；步骤2：建立传动线系中的减速器的数学模型；步骤3：建立传动线系与增升装置之间的复合机构的组合数学模型；步骤4：计算每个复合机构及襟翼的转动惯量；步骤5：通过拉格朗日法等动力学分析方法，建立高升力系统动力学模型，本发明解决了飞机高升力系统研制中的动力学问题，对于铁鸟试验中的故障能给出精确的故障机理，在高升力系统设计中，解决了减速器保护门限设计、系统故障载荷计算等关键问题，提高了研制效率，极大地降低了高升力系统的成本，解决了研制瓶颈问题。
105	一种飞机高升力系统动力学建模方法	CN201911347722.3	2019-12-24	CN111143987A	2020-05-12	左朋杰; 于安元; 张晓翠; 张伟涛; 陈松松
本发明公开了一种飞机高升力系统动力学建模方法，包括步骤1：计算各个作动器之间的所有扭力管的刚度keq；步骤2：建立传动线系中的减速器的数学模型；步骤3：建立传动线系与增升装置之间的复合机构的组合数学模型；步骤4：计算每个复合机构及襟翼的转动惯量；步骤5：通过拉格朗日法等动力学分析方法，建立高升力系统动力学模型，本发明解决了飞机高升力系统研制中的动力学问题，对于铁鸟试验中的故障能给出精确的故障机理，在高升力系统设计中，解决了减速器保护门限设计、系统故障载荷计算等关键问题，提高了研制效率，极大地降低了高升力系统的成本，解决了研制瓶颈问题。
106	一种飞机的高升力系统以及具有该高升力系统的飞机	CN201080064862.0	2010-12-23	CN102781775B	2015-05-20	布克哈德·哥林; 托马斯·洛克斯基
一种高升力系统(100)，具有主翼(112)和多个调节襟翼(110)、以及用于安装所述调节襟翼的承载装置(130)、以及用于调节所述调节襟翼(110)的调节装置，其中所述各承载装置(130)和/或调节装置至少部分具有整流罩(118)，具有用于控制所述高升力系统(100)周围的流并具有带至少一个入口(22)的进气管道(20)的流控制装置，所述装置位于所述高升力系统的下表面上或之下，其中进一步提供排空气的至少一个排气管道，它与所述进气管道(20)以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口(110)，位于所述高升力系统(100)的至少一个调节襟翼的区域中的上表面(102)。
107	一种飞机的高升力系统	CN201080064862.0	2010-12-23	CN102781775A	2012-11-14	布克哈德·哥林; 托马斯·洛克斯基
一种高升力系统(100)，具有主翼(112)和多个调节襟翼(110)、以及用于安装所述调节襟翼的承载装置(130)、以及用于定位所述调节襟翼(110)的定位装置(120)，其中所述各承载装置(130)和/或定位装置(120)至少部分具有整流罩(118)，具有用于控制所述高升力系统(100)周围的流并具有带至少一个入口(22)的进气管道(20)的流控制装置，所述装置位于所述高升力系统的下表面上或之下，其中进一步提供排空气的至少一个排气管道，它与所述进气管道(20)以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口(110)，位于所述高升力系统(100)的至少一个调节襟翼的区域中的上表面(102)。
108	用于前缘和后缘装置的控制接口	CN201410478916.8	2014-09-18	CN104443357B	2018-08-31	M·A·莫沙; M·R·芬恩; A·托热恩
本申请公开一种用于控制飞机的高升力装置的系统，该系统可以包括放置在飞机的驾驶舱中的接口。该接口可以包括用于控制该高升力装置的位置的边缘控制装置。该接口可操作成选择多个控制装置位置中的任何一个。所述多个控制装置位置中的每一个可以与该飞机的不同飞行阶段相对应。该边缘控制装置可操作成响应选择第一控制装置位置接合命令模式，以用于根据与该第一控制装置位置相关联的飞行阶段以自动方式致动该高升力装置。
109	一族水下高升力低空化翼型	CN202210406033.0	2022-04-18	CN114572340B	2023-02-03	邓磊; 高永卫; 尹凯; 惠增宏
本发明公开了一族水下高升力低空化翼型，应用于机翼翼稍位置或翼根位置；当应用于机翼翼稍位置时：翼型的升力系数为1.0，最大相对厚度12％，最大厚度位置23.9％C，最大弯度2.87％，最大弯度位置25.6％C；其中，C为弦长，上述参数均以弦长为1为基准；本发明根据水下海流能发电装置升力机翼的性能要求，设计了一族具有高升力、高升阻比、失速和缓、抗空化的适用于水下高升力机翼的翼型，该翼型性能对标国外NACA6和NACA2系列翼型，具有高升力、抗空化和失速性能和缓的特点，满足水下高升力机翼对翼型性能的要求。
110	用于飞行器机翼的高升力系统	CN201180048363.7	2011-10-05	CN103153784B	2016-09-28	克里斯托夫·温克尔曼
一种用于飞行器的机翼（6）的高升力系统（2），包括以可移动的方式保持的高升力的襟翼（4）、至少一个驱动单元（20）、连接至驱动单元的至少一个传动轴（8）、以及分布在传动轴上并且连接至高升力襟翼以移动该高升力襟翼的多个致动器装置（12a‑121）。致动器装置各自包括从动元件（14a‑14l）以及扭矩限制装置（13）。根据本发明，两个相邻致动器装置的从动元件使用单独的扭矩传递装置（16a‑16d，19a‑19b）以非旋转的方式相互连接。如果一个致动器装置被阻塞，例如由于有缺陷的齿装置或一些其他的缺陷，完好的致动器装置产生的扭矩将增加并且触发其扭矩限制装置。这确保了同步操作以及在故障的情况下防止了对襟翼的损坏或襟翼的脱离。
111	机翼和包括这种机翼的飞机	CN201510236360.6	2015-05-11	CN105083530A	2015-11-25	马丁·雷西克
一种机翼包括主翼、高升力件和至少两个间隔的用于可移动地将高升力件连接到主翼的连接系统，各连接系统包括主翼上的轨道元件、具有第一支撑表面和第一轨道侧壁、致动器装置、驱动杆和连接到高升力件且有啮合部滑架装置。当连接系统失灵高升力件仍保持在尽可能不偏斜位置，其这样实现，啮合部包括有滑动支座和第一支座侧壁的支座，第一支座表面由轨道元件对应第一支撑表面支撑且适于沿其移动，支座和轨道元件的啮合使当支座与轨道元件对齐时第一轨道侧壁与第一支座侧壁隔开以允许滑架装置沿轨道元件线性运动，当支座相对轨道元件偏斜时第一支座侧壁与第一轨道侧壁接触使支座抵靠轨道元件锁定且禁止滑架装置沿轨道元件移动。
112	用于前缘和后缘装置的控制接口	CN201410478916.8	2014-09-18	CN104443357A	2015-03-25	M·A·莫沙; M·R·芬恩; A·托热恩
本申请公开一种用于控制飞机的高升力装置的系统，该系统可以包括放置在飞机的驾驶舱中的接口。该接口可以包括用于控制该高升力装置的位置的边缘控制装置。该接口可操作成选择多个控制装置位置中的任何一个。所述多个控制装置位置中的每一个可以与该飞机的不同飞行阶段相对应。该边缘控制装置可操作成响应选择第一控制装置位置接合命令模式，以用于根据与该第一控制装置位置相关联的飞行阶段以自动方式致动该高升力装置。
113	机翼和包括这种机翼的飞机	CN201510236360.6	2015-05-11	CN105083530B	2017-05-10	马丁·雷西克
一种机翼包括主翼、高升力件和至少两个间隔的用于可移动地将高升力件连接到主翼的连接系统，各连接系统包括主翼上的轨道元件、具有第一支撑表面和第一轨道侧壁、致动器装置、驱动杆和连接到高升力件且有啮合部滑架装置。当连接系统失灵高升力件仍保持在尽可能不偏斜位置，其这样实现，啮合部包括有滑动支座和第一支座侧壁的支座，第一支座表面由轨道元件对应第一支撑表面支撑且适于沿其移动，支座和轨道元件的啮合使当支座与轨道元件对齐时第一轨道侧壁与第一支座侧壁隔开以允许滑架装置沿轨道元件线性运动，当支座相对轨道元件偏斜时第一支座侧壁与第一轨道侧壁接触使支座抵靠轨道元件锁定且禁止滑架装置沿轨道元件移动。
114	用于飞行器机翼的高升力系统	CN201180048363.7	2011-10-05	CN103153784A	2013-06-12	克里斯托夫·温克尔曼
一种用于飞行器的机翼（6）的高升力系统（2），包括以可移动的方式保持的高升力的襟翼（4）、至少一个驱动单元（20）、连接至驱动单元的至少一个传动轴（8）、以及分布在传动轴上并且连接至高升力襟翼以移动该高升力襟翼的多个致动器装置（12a-121）。致动器装置各自包括从动元件（14a-14l）以及扭矩限制装置（13）。根据本发明，两个相邻致动器装置的从动元件使用单独的扭矩传递装置（16a-16d，19a-19b）以非旋转的方式相互连接。如果一个致动器装置被阻塞，例如由于有缺陷的齿装置或一些其他的缺陷，完好的致动器装置产生的扭矩将增加并且触发其扭矩限制装置。这确保了同步操作以及在故障的情况下防止了对襟翼的损坏或襟翼的脱离。
115	用于飞行器的机翼组件的致动器装置、机翼组件及飞行器	CN202310614688.1	2023-05-29	CN117141711A	2023-12-01	卢奇·安德烈亚尼; 弗洛里安·洛伦茨
本发明提出了一种用于飞行器的机翼组件的致动器装置(20)、机翼组件及飞行器，以改善飞行器(10)的空气动力学性能并且减小阻力和重量。在这种装置中，对高升力装置(24)比如襟翼进行支承并且对该高升力装置的运动进行引导的高升力装置支承件(22)与控制一个或更多个控制表面(40)的控制式致动器组件(46)轴向对准。这样，单个支承件整流罩(30)足以覆盖轨道构件(26)和控制式致动器组件(46)两者，由此允许阻力和重量减小。
116	为飞行器的高升力面系统、尤其是着陆襟翼系统提供自动载荷减缓的方法和设备	CN200680047058.5	2006-12-08	CN101331056A	2008-12-24	安德列亚斯·弗莱德曼; 沃尔夫冈·哈特维希; 亚历山大·达尔布瓦; 马丁·里克特
本发明提供了当发生阻碍时用于为飞行器的高升力面系统、尤其是着陆襟翼系统提供自动载荷减缓的方法和设备，其中响应于控制设备(31，32，35)发射的控制信号，通过本地机械最终控制元件(16，26)致动的至少一个高升力面(11，12，21)通过中央驱动单元(13，23)借助于由中央驱动单元(13，23)产生的传递给转轴装置(15，25)的扭矩而带到预定的位置，所述中央驱动单元(13，23)通过转轴装置(15，25)连接到本地最终控制元件(16，26)。根据本发明，如果记录到指示高升力面系统中存在阻碍的信号，则由中央驱动单元(13，23)传递至转轴装置(15，25)的扭矩将被自动地减小至预定低扭矩值，并且高升力面系统的位置被固定。
117	为飞行器的高升力面系统、尤其是着陆襟翼系统提供自动载荷减缓的方法和设备	CN200680047058.5	2006-12-08	CN101331056B	2011-05-11	安德列亚斯·弗莱德曼; 沃尔夫冈·哈特维希; 亚历山大·达尔布瓦; 马丁·里克特
本发明提供了当发生阻碍时用于为飞行器的高升力面系统、尤其是着陆襟翼系统提供自动载荷减缓的方法和设备，其中响应于控制设备(31，32，35)发射的控制信号，通过本地机械最终控制元件(16，26)致动的至少一个高升力面(11，12，21)通过中央驱动单元(13，23)借助于由中央驱动单元(13，23)产生的传递给转轴装置(15，25)的扭矩而带到预定的位置，所述中央驱动单元(13，23)通过转轴装置(15，25)连接到本地最终控制元件(16，26)。根据本发明，如果记录到指示高升力面系统中存在阻碍的信号，则由中央驱动单元(13，23)传递至转轴装置(15，25)的扭矩将被自动地减小至预定低扭矩值，并且高升力面系统的位置被固定。
118	用于飞行器的高升力系统和用于影响飞行器的高升力特性的方法	CN201280020819.3	2012-04-27	CN103502095B	2015-11-25	格扎维埃·于埃; 伯恩哈德·施利普夫
本发明涉及用于飞行器的高升力系统和用于影响飞行器的高升力特性的方法。在一个方面中，提供一种用于飞行器的高升力系统（16），其包括基体（20）、襟翼（18）和保持元件（26），该襟翼（18）以能够移动的方式安装在基体（20）上并且具有襟翼边缘（22）。高升力系统（16）设置成在襟翼边缘（22）与基体（20）之间形成间隙（32）。保持元件（26）安装在襟翼（18）的靠近襟翼边缘（22）的区域中并且朝向基体（20）延伸以限制襟翼边缘（22）与基体（20）之间的距离。保持元件（26）优选地构造为线状附接装置。因此，襟翼（18）和基体（20）之间的间隙尺寸能够被影响以限制襟翼（18）和基体（20）的加载期间的弯曲效应。
119	一种飞机高升力系统载荷计算方法	CN201510367111.0	2015-06-29	CN104933259A	2015-09-23	左朋杰; 张建刚
本发明涉及航空系统设计领域，具体涉及一种飞机高升力系统载荷计算方法，以解决现有计算方法效率低，无法满足设计要求问题。高升力系统中的增升装置与悬挂机构多连接点连接，悬挂机构与高升力系统中的多个运动机构点接触，依据传力路线上各环节的受力与约束情况，可以把传力路线分解为有机联系的增升装置-悬挂机构、悬挂机构-运动机构子系统，再基于各子系统设计理念和力学特征，分步解决复杂系统的传力计算问题，计算速度快、计算结果准确可靠，可以完全避免有限元软件所需的复杂而又冗长的过程。
120	具有高升力襟翼的翼型	CN201080014156.5	2010-03-29	CN102365203B	2015-04-01	伯恩哈德·施利普夫; 格扎维埃·于埃
一种机翼(T)，该机翼(T)具有主翼面(H)、高升力襟翼(K)，高升力襟翼(K)设置在机翼(T)上使高升力襟翼(K)能够借助于至少两个调整机构(1、2)运动，至少两个调整机构(1、2)沿着机翼(T)的翼展方向并排设置并且能够借助于驱动装置(50)调整，每个调整机构(10)均具有：第一调整杆(11、21)，该第一调整杆(11、21)通过第一枢转铰接部(13、23)铰接在主翼面上，形成第一旋转轴线(A11、A21)；第二调整杆(12、22)，该第二调整杆(12、22)通过第二枢转铰接部(13、23)铰接在高升力襟翼(K)上，形成第二旋转轴线(A21、A22)；中心铰接部(15、25)，该中心铰接部(15、25)将第一调整杆(11、21)和第二调整杆(12、22)连结在一起，形成第三旋转轴线(A31、A32)。其中中间铰接部件(Z)设置在至少一个调整机构(1、2)上，以联接第一调整杆(11、21)和主翼面(H)，或联接第二调整杆(12、22)和高升力襟翼(K)。

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