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
121	具有高升力襟翼的翼型	CN201080014156.5	2010-03-29	CN102365203A	2012-02-29	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)。
122	一种飞机高升力系统载荷计算方法	CN201510367111.0	2015-06-29	CN104933259B	2018-04-13	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。
123	一种混合动力飞机	CN202011407575.7	2020-12-03	CN112455696A	2021-03-09	吴大卫; 陈名乾; 钟园; 王帮亭; 陈震宇; 金晶
本发明公开了一种混合动力飞机，该飞机包括：飞机机身；高气动效率机翼；高升力装置；燃油发动机；电动机；电池；电机控制器；以及飞行控制系统，飞行控制系统控制电机控制器，以使得在高升力装置展开时，电动机处于预位状态；在飞机起飞或复飞时使燃油发动机启动，并且使电动机启动而输出飞机起飞或复飞时所需的辅助功率；在高升力装置收起后，使电动机关闭，仅由燃油发动机驱动。根据本发明的混合动力飞机，提供了一种全新的设计思路，其使用电动机助力的方式，降低飞机起飞复飞时对发动机推力的需求，同时巡航时也可以匹配小推力的燃油发动机，从而可以减小飞机对燃油发动机的指标要求。
124	一种高升力系统倾斜检测方法	CN201811245327.X	2018-10-24	CN109443314A	2019-03-08	李国材
本发明属于民用飞机飞控系统设计领域，具体涉及一种高升力系统倾斜检测方法。对于传统的基于LVDT/RVDT的倾斜检测方案，每路传感器都需要专门的解调电路，增加襟翼控制计算机的成本、重量和集成度，其次降低产品的基本可靠性。为了解决上述问题，本发明提出一种新的高升力系统倾斜检测方法，通过襟翼检测装置的位置反馈来确定襟翼是否发生倾斜。对于每块襟翼上的两个倾斜检测装置，激励端均与襟翼控制计算机连接，反馈端直接连接，检测时由襟翼控制计算机同时向左右侧对称位置的倾斜检测装置发出激励信号，将左右侧对称位置的倾斜检测装置的反馈电压进行一致性差值比较，若差值大于阈值则判定为倾斜故障，降低电子硬件的复杂度，节省系统研制成本，减轻系统交联线缆重量，提高高升力系统倾斜检测的可靠性。
125	一种混合动力飞机	CN202011407575.7	2020-12-03	CN112455696B	2022-06-07	吴大卫; 陈名乾; 钟园; 王帮亭; 陈震宇; 金晶
本发明公开了一种混合动力飞机，该飞机包括：飞机机身；高气动效率机翼；高升力装置；燃油发动机；电动机；电池；电机控制器；以及飞行控制系统，飞行控制系统控制电机控制器，以使得在高升力装置展开时，电动机处于预位状态；在飞机起飞或复飞时使燃油发动机启动，并且使电动机启动而输出飞机起飞或复飞时所需的辅助功率；在高升力装置收起后，使电动机关闭，仅由燃油发动机驱动。根据本发明的混合动力飞机，提供了一种全新的设计思路，其使用电动机助力的方式，降低飞机起飞复飞时对发动机推力的需求，同时巡航时也可以匹配小推力的燃油发动机，从而可以减小飞机对燃油发动机的指标要求。
126	飞机组件和翼梁	CN201080017538.3	2010-04-15	CN102405173A	2012-04-04	J·艾登
一种飞机组件包括；一对盖；沿厚度方向在盖之间延伸的翼梁腹板，翼梁腹板的长度沿翼展方向延伸；和从翼梁腹板延伸并收纳系统部件的至少一部分的容器。容器包括：沿厚度方向横跨翼梁腹板彼此间隔开的第一侧壁和第二侧壁；和沿翼展方向沿着翼梁腹板彼此间隔开的内侧壁和外侧壁。翼梁腹板和容器的至少一部分一体形成为单一件。通常组件是机翼组件，其具有：燃料箱；轨道；由轨道承载的高升力装置；用于在伸展的高升力位置和收回的低升力位置之间移动轨道和高升力装置的致动机构；和从翼梁腹板延伸到燃料箱中且当轨道处于其收回的低升力位置时收纳轨道的至少一部分的轨道容器。翼梁腹板和轨道容器的至少一部分通常由层状复合材料一体形成为单一件。
127	用于飞行器的高升力系统	CN201280027739.0	2012-04-05	CN103582596A	2014-02-12	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。
128	飞机的高升力系统	CN201611012555.3	2016-11-17	CN106741863B	2019-04-02	王伟达; 王晓熠; 严少波; 刘锦涛; 杨志丹; 刘曈
本发明公开了一种飞机的高升力系统。本发明的高升力系统，包括混动PDU、MDE及SFCC，MDE根据SFCC的指令控制混动PDU以驱动飞机的襟翼和/或缝翼的运动，混动PDU中的液压马达和电马达分别经由离合装置及飞机机翼的传动机构连接至飞机的襟翼和/或缝翼，二者经由差速综合齿轮箱相连，电马达在以电动机模式运行时接受飞机电网的供电，MDE还用于在收到SFCC发出的备用供电指令时，控制液压马达作为原动机驱动电马达以发电机模式运行，进行供电。本发明能够独立于飞机的其他系统产生足够的冗余电力，从而在飞机需要应急供电的情况下，不依赖飞机电网而实现对高升力系统内部的所有用电设备的供电。
129	飞机的高升力系统	CN201611012555.3	2016-11-17	CN106741863A	2017-05-31	王伟达; 王晓熠; 严少波; 刘锦涛; 杨志丹; 刘曈
本发明公开了一种飞机的高升力系统。本发明的高升力系统，包括混动PDU、MDE及SFCC，MDE根据SFCC的指令控制混动PDU以驱动飞机的襟翼和/或缝翼的运动，混动PDU中的液压马达和电马达分别经由离合装置及飞机机翼的传动机构连接至飞机的襟翼和/或缝翼，二者经由差速综合齿轮箱相连，电马达在以电动机模式运行时接受飞机电网的供电，MDE还用于在收到SFCC发出的备用供电指令时，控制液压马达作为原动机驱动电马达以发电机模式运行，进行供电。本发明能够独立于飞机的其他系统产生足够的冗余电力，从而在飞机需要应急供电的情况下，不依赖飞机电网而实现对高升力系统内部的所有用电设备的供电。
130	飞机组件和翼梁	CN201080017538.3	2010-04-15	CN102405173B	2014-10-22	J·艾登
一种飞机组件包括；一对盖；沿厚度方向在盖之间延伸的翼梁腹板，翼梁腹板的长度沿翼展方向延伸；和从翼梁腹板延伸并收纳系统部件的至少一部分的容器。容器包括：沿厚度方向横跨翼梁腹板彼此间隔开的第一侧壁和第二侧壁；和沿翼展方向沿着翼梁腹板彼此间隔开的内侧壁和外侧壁。翼梁腹板和容器的至少一部分一体形成为单一件。通常组件是机翼组件，其具有：燃料箱；轨道；由轨道承载的高升力装置；用于在伸展的高升力位置和收回的低升力位置之间移动轨道和高升力装置的致动机构；和从翼梁腹板延伸到燃料箱中且当轨道处于其收回的低升力位置时收纳轨道的至少一部分的轨道容器。翼梁腹板和轨道容器的至少一部分通常由层状复合材料一体形成为单一件。
131	飞行器的静气动弹性分析方法、装置、设备和存储介质	CN202011249231.8	2020-11-10	CN112347561A	2021-02-09	孙明哲; 林榕婷; 吴东润; 李政德; 杨薇
本申请涉及一种飞行器的静气动弹性分析方法、装置、设备和存储介质，应用于爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型。该方法包括：生成目标部件中各组件的三维贴体网格；分别对各组件进行定常流场分析，得到产生在各组件上的气动载荷；根据各组件上的气动载荷，确定各组件的结构变形量；根据各组件的结构变形量，对各组件的气动表面网格和气动空间网格进行变形，并在确定各组件的静气动弹性分析达到预设的收敛条件时，输出各组件的分析结果。该方法能够全流程自动化地实现低速高升力飞行器构型的静气动弹性分析，简化了低速高升力飞行器构型的静气动弹性分析的复杂度，提高了分析效率。同时，也提高了分析结果的准确性。
132	网格的自动生成、装置、设备和存储介质	CN201910778849.4	2019-08-22	CN110457860A	2019-11-15	孙明哲; 李政德; 林榕婷; 张文升; 王凯
本申请涉及一种网格的自动生成方法、装置、设备和存储介质。该方法包括：根据所述当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格，沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格；根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，输出包含网格的属性信息的所述当前部件的三维贴体网格；其中，所述当前部件为所述高升力飞行器构型中的任意一个部件。在整个高升力飞行器构型的网格的生成过程中，高升力飞行器构型的每个部件的网格均由计算机设备自动生成，不需要人工手动进行网格的划分，大大提高了网格的生成效率。
133	转矩管组件及组装转矩管组件的方法	CN201910039031.0	2019-01-16	CN110053762A	2019-07-26	马克·R·迈尔; 泰勒·S·格雷格森
本文描述了转矩管组件及组装转矩管组件的方法。示例性转矩管组件包括转矩管，该转矩管具有第一端和与第一端相对的第二端。第一配件联接到第一端，而第二配件联接到第二端。第一配件联接到飞行器的第一高升力装置。第二配件具有花键部分。转矩管组件还包括具有通道和第一轭部的滑动花键轴。第二配件可滑动地接收在通道内。转矩管组件进一步包括具有第二轭部的花键联接器，该第二轭部联接到滑动花键轴的第一轭部以形成U形接头。花键联接器联接到飞行器的第二高升力装置。
134	一种襟翼分布式驱动系统	CN202010362850.1	2020-04-30	CN111516857A	2020-08-11	康宁; 史佑民
本发明属于航空襟翼驱动控制领域，具体涉及一种襟翼分布式驱动系统。该系统为在左右内外襟翼之间的传输线系上各布置一个动力驱动装置的分布式驱动构型，该构型由于取消了连接左右驱动系统的传输线系和将驱动装置的数量减少，因此减少了高升力系统的部件数量，简化了高升力系统的构型。同时分布式驱动构型扩大了内外襟翼之间偏转角度的范围；每侧翼面的动力驱动装置减少到一个，同时本发明由于未将内外襟翼传输线系断开，因此确保了单侧翼面内外襟翼运动的一致性。
135	机翼襟翼偏转控制移除	CN201711081424.5	2017-11-07	CN108216579B	2022-08-12	J·A·柯德; J·D·维珍; M·A·鲍尔泽; B·德特尔特; E·R·塞蒂亚万
本发明涉及机翼襟翼偏转控制移除。描述了高升力装置表面和设计高升力装置表面的相关联方法。襟翼能够附接到飞行器上的机翼。该方法能够涉及确定襟翼的制造的形状。制造的襟翼形状能够以某种方式(诸如弯曲或扭曲)偏转，使得在选择的飞行条件(诸如巡航)下，制造的襟翼形状变形为满足指定约束(诸如几何结构约束和密封约束)的第二期望形状。该方法的优点在于，不必使用机械元件机械地迫使襟翼变成第二期望形状。消除机械元件产生在其上部署襟翼的飞行器的重量减轻和成本节约。
136	机翼襟翼偏转控制移除	CN201711081424.5	2017-11-07	CN108216579A	2018-06-29	J·A·柯德; J·D·维珍; M·A·鲍尔泽; B·德特尔特; E·R·塞蒂亚万
本发明涉及机翼襟翼偏转控制移除。描述了高升力装置表面和设计高升力装置表面的相关联方法。襟翼能够附接到飞行器上的机翼。该方法能够涉及确定襟翼的制造的形状。制造的襟翼形状能够以某种方式(诸如弯曲或扭曲)偏转，使得在选择的飞行条件(诸如巡航)下，制造的襟翼形状变形为满足指定约束(诸如几何结构约束和密封约束)的第二期望形状。该方法的优点在于，不必使用机械元件机械地迫使襟翼变成第二期望形状。消除机械元件产生在其上部署襟翼的飞行器的重量减轻和成本节约。
137	飞行器高升力系统用驱动系统及检测其中的未对准的方法	CN201410191466.4	2014-05-07	CN104139850B	2017-01-18	马克·海因耶斯
本发明提供飞行器高升力系统用驱动系统及检测其中传动轴和开口间的未对准的方法。驱动系统的止动设备用于停止两个部件相对于彼此的转动且包括具有纵向轴线和第一接合元件的第一止动装置和具有开口和第二接合元件的第二止动装置。在第一运行模式，第一止动装置延伸通过第二止动装置的开口的第一部分而可自由旋转且第一和第二接合元件彼此分离。在第二运行模式，第一止动装置移位且延伸通过第二止动装置的开口的第二部分使得第一和所述第二接合元件接合且使第一止动装置相对于第二止动装置停止。通过将止动设备结合到高升力驱动系统的齿轮旋转致动器和/或传动轴或从传动轴分支出来的部分中而使得不需要专用传感器就能够检测未对准。
138	飞行器高升力系统用驱动系统及检测其中的未对准的方法	CN201410191466.4	2014-05-07	CN104139850A	2014-11-12	马克·海因耶斯
本发明提供飞行器高升力系统用驱动系统及检测其中传动轴和开口间的未对准的方法。驱动系统的止动设备用于停止两个部件相对于彼此的转动且包括具有纵向轴线和第一接合元件的第一止动装置和具有开口和第二接合元件的第二止动装置。在第一运行模式，第一止动装置延伸通过第二止动装置的开口的第一部分而可自由旋转且第一和第二接合元件彼此分离。在第二运行模式，第一止动装置移位且延伸通过第二止动装置的开口的第二部分使得第一和所述第二接合元件接合且使第一止动装置相对于第二止动装置停止。通过将止动设备结合到高升力驱动系统的齿轮旋转致动器和/或传动轴或从传动轴分支出来的部分中而使得不需要专用传感器就能够检测未对准。
139	用于飞行器的表面元件及相关的飞行器和方法	CN201310100372.7	2013-03-26	CN103359281B	2016-01-20	丹尼尔·雷克策; 布尔哈德·格尔林; 马西亚斯·伦格斯
一种飞行器的例如为机翼的表面元件（2），所述表面元件（2）包括：前缘（4）；沿着所述前缘（4）定位的高升力器装置（12）；定位在前缘（4）区域中的至少一个附加体部（8,10），其中，所述高升力器装置（12）在所述至少一个附加体部（8,10）的区域中断开，以防止与所述附加体部（8,10）碰撞，其中，所述表面元件（2）在覆盖所述附加体部（8,10）的区域中包括开口（16）的布置，所述开口（16）连接至空气输送装置（30,38,40,44），以通过所述开口输送空气。由此，能够消除用于协调挂架或其他附加体部上方的流动的附加襟翼。
140	用于飞行器的表面元件、飞行器和用于改进在表面元件上的高升力生成的方法	CN201310100372.7	2013-03-26	CN103359281A	2013-10-23	丹尼尔·雷克策; 布尔哈德·格尔林; 马西亚斯·伦格斯
一种飞行器的例如为机翼的表面元件（2），所述表面元件（2）包括：前缘（4）；沿着所述前缘（4）定位的高升力器装置（12）；定位在前缘（4）区域中的至少一个附加体部（8,10），其中，所述高升力器装置（12）在所述至少一个附加体部（8,10）的区域中断开，以防止与所述附加体部（8,10）碰撞，其中，所述表面元件（2）在覆盖所述附加体部（8,10）的区域中包括开口（16）的布置，所述开口（16）连接至空气输送装置（30,38,40,44），以通过所述开口输送空气。由此，能够消除用于协调挂架或其他附加体部上方的流动的附加襟翼。

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