后缘襟翼相关的专利数据

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
141	基于形状记忆合金驱动的变体机翼后缘及其偏转方法	CN201610345590.0	2016-05-23	CN105836106A	2016-08-10	徐志伟; 刘阳; 马晶
本发明提供一种基于形状记忆合金驱动的变体机翼后缘及其偏转方法，该后缘利用SMA丝部分缠绕在绝缘杆上，通过给SMA丝加热，利用SMA丝的形状记忆效应实现了绝缘杆的转动，绝缘杆与蜗杆相连从而代替了传统电机驱动；后缘襟翼分为上下2个部分，该偏转方法通过一根蜗杆转动同时带动两个蜗轮旋转，实现了上下翼肋同时由平衡位置向极限位置偏转，并且可以通过改变蜗轮蜗杆的传动比实现上下翼肋不同角度的偏转。
142	用于风轮机叶片的襟翼控制	CN201080062097.9	2010-11-23	CN102713262A	2012-10-03	卡斯藤·海因·韦斯特加德
风轮机叶片具有一个或更多个后缘襟翼。所述襟翼的致动机构包括沿着叶片长度延伸并由朝向叶根的马达装置驱动的轴。所述襟翼通过联动装置连接到所述轴，从而所述轴的旋转使所述襟翼绕铰合线枢转。所述联动装置可以是非刚性的并且通过辊子联接到所述轴，或者是刚性的并且通过安装在所述轴上的曲柄臂联接到该轴。设置偏移致动机构，以便为联动装置赋予除由所述轴的旋转造成的运动之外的运动。
143	风轮机叶片控制	CN201080021128.6	2010-03-18	CN102422017A	2012-04-18	卡斯藤·海因·韦斯特加德; N·A·欧莱森; C·史普鲁斯
通过探测叶片前缘前方的空气流动状态来控制风轮机的变量。一个或更多个激光多普勒风速计被安装在叶片上或被结合在叶片中以确定叶片前缘前方区域中的空气流动速度。所测量到的流动状态可以用于控制诸如后缘襟翼的控制表面的位置或者控制转子速度。激光多普勒风速计可以包括不同频率的激光器以使得能够测量流动速度的不止一个分量。
144	用于风轮机叶片的襟翼控制	CN201080062097.9	2010-11-23	CN102713262B	2014-10-15	卡斯藤·海因·韦斯特加德
风轮机叶片具有一个或更多个后缘襟翼。所述襟翼的致动机构包括沿着叶片长度延伸并由朝向叶根的马达装置驱动的轴。所述襟翼通过联动装置连接到所述轴，从而所述轴的旋转使所述襟翼绕铰合线枢转。所述联动装置可以是非刚性的并且通过辊子联接到所述轴，或者是刚性的并且通过安装在所述轴上的曲柄臂联接到该轴。设置偏移致动机构，以便为联动装置赋予除由所述轴的旋转造成的运动之外的运动。
145	基于形状记忆合金驱动的变体机翼后缘及其偏转方法	CN201610345590.0	2016-05-23	CN105836106B	2018-03-13	徐志伟; 刘阳; 马晶
本发明提供一种基于形状记忆合金驱动的变体机翼后缘及其偏转方法，该后缘利用SMA丝部分缠绕在绝缘杆上，通过给SMA丝加热，利用SMA丝的形状记忆效应实现了绝缘杆的转动，绝缘杆与蜗杆相连从而代替了传统电机驱动；后缘襟翼分为上下2个部分，该偏转方法通过一根蜗杆转动同时带动两个蜗轮旋转，实现了上下翼肋同时由平衡位置向极限位置偏转，并且可以通过改变蜗轮蜗杆的传动比实现上下翼肋不同角度的偏转。
146	一种带有背部襟翼的飞机	CN201210567968.3	2012-12-14	CN103043207A	2013-04-17	闫东奇; 秦加成; 刘铁中; 王振果; 黄中杰; 高峰; 吴佳莉
本发明的目的是提供一种带有背部襟翼的飞机，包括背部襟翼、机身、机翼、前翼、立尾、副翼和襟翼，机翼与机身连接，机翼的后缘设有副翼和襟翼，机身的前部设有前翼，机身上设有背部襟翼和立尾。当飞机处于巡航姿态时，背部襟翼收起；当飞机处于着陆姿态时，背部襟翼打开。本发明在机身背部设置背部襟翼，可增大全机抬头力矩，随全机抬头力矩的增大，机翼后缘襟翼可用偏度增大，增加了全机在着陆状态的配平升力。
147	一种无人机气动布局	CN201810279363.1	2018-03-30	CN108639339B	2023-11-14	汪洋; 马晓辉; 甘发金; 罗继安; 陈建明
一种无人机气动布局，包括机身(1)、后掠机翼(2)、机身前缘边条(3)、机身可动边条(4)、前缘襟翼(5)、前缘副翼(6)、后缘副翼(7)、后缘襟副翼(8)、后缘襟翼(9)、缘升降襟翼(10)、发动机进气道(11)，通过设计可动边条及后掠角机翼，提升俯仰操控能力的同时减小了飞行波阻，能够解决现有无人机技术综合气动效率差和操作性能弱的问题，提高了无人机的机动性和隐身性能，兼顾了飞机超音速和亚音速的飞行性能。
148	短距起降无人飞翼	CN201110430844.6	2011-12-20	CN103171766A	2013-06-26	王维军; 窦炳耀; 黄健
相比较常规布局，飞翼具有高升低阻、气动一体化等优点，但同时，其操纵舵面效率低下，起降性能差。本发明涉及一种小型飞翼无人机，在保持飞翼的良好的巡航能力的同时，具有短距起降能力。为了具有短距起降能力，在飞翼的机身前部重心之前利用涵道风扇产生直接力，通过力和力矩两方面提升起降性能。同时进行了前掠机翼，滑流舵面，机翼后缘襟翼和机身腹部开裂式襟翼等辅助设计，充分挖掘飞翼飞机的起降性能方面的潜力，能够进一步提升飞翼的起飞降落能力。
149	具有分离式后缘的可缩回的桨叶结构	CN200980101441.8	2009-01-23	CN101952586B	2013-02-13	詹姆斯·G·P·德尔森
本发明涉及在航空领域中的诸如机翼或旋翼叶片的桨叶，或者涉及电力发电装置或流体泵送装置的叶片，并且特别地，涉及用于桨叶的结构支撑件，其具有带有伸缩特征的外部空气动力学模块，其在伸出时增加机翼或叶片的直径或长度。本发明的可伸展的桨叶结构包括：扩展桨叶模块(2)和基本桨叶模块(8)，扩展桨叶模块(2)包括容纳扩展桨叶(11)的承载机翼型壳体(10)；和调节装置，其用于将扩展桨叶(11)定位于延伸位置与承载机翼型壳体(10)内的缩回位置之间。扩展桨叶(11)设有后缘襟翼(26、28)和位于后缘襟翼(26、28)之间的支撑结构(34b)，所述襟翼(26、28)被推压到一起，从而在延伸位置形成后缘，承载机翼型壳体(10)设有承载机翼型壳体支撑结构(24)和在承载机翼型壳体支撑结构(24)的上侧处和下侧处形成的狭槽(56、58)，每个狭槽(56、58)适于容纳所述襟翼(26、28)中的一个襟翼，在扩展桨叶(11)的缩回位置，通过承载机翼型壳体支撑结构(24)迫使襟翼(26、28)分开并将襟翼(26、28)引导到所述狭槽中，并且承载机翼型壳体支撑结构(24)与扩展桨叶(11)的支撑结构(34b)在所述襟翼(26、28)之间彼此相靠。
150	一种带偏转导流片的分布式电涵道襟翼增升系统	CN202220736138.8	2022-03-31	CN216943525U	2022-07-12	梁良; 钟伯文; 江善元; 王高
本实用新型公开了一种带偏转导流片的分布式电涵道襟翼增升系统，包括无人机的机翼，所述机翼的前后分别安装有前缘缝翼和后缘襟翼，所述机翼的上翼面沿机翼的展向设置有多组涵道，所述涵道的外形呈n形，且在所述机翼的上翼面上等距排列，所述涵道的后缘水平方向处设置有三块等间距可偏转的导流片，所述涵道内设置有支撑杆，所述支撑杆上设置有电机，所述电机上设置有能够产生滑流的电动涵道风扇，本实用新型通过涵道内的电动涵道风扇，对机翼进行动力增升，并通过导流片引导滑流流向后缘襟翼的上表面，加速后缘襟翼上表面的气流流动，从而抑制气流的分离，使机翼的上翼面和下翼面的压力差增大，进一步提升机翼的增升效率。
151	具有分离式后缘的可缩回的桨叶结构	CN200980101441.8	2009-01-23	CN101952586A	2011-01-19	詹姆斯·G·P·德尔森
本发明涉及在航空领域中的诸如机翼或旋翼叶片的桨叶，或者涉及电力发电装置或流体泵送装置的叶片，并且特别地，涉及用于桨叶的结构支撑件，其具有带有伸缩特征的外部空气动力学模块，其在伸出时增加机翼或叶片的直径或长度。本发明的可伸展的桨叶结构包括：扩展桨叶模块(2)和基本桨叶模块(8)，扩展桨叶模块(2)包括容纳扩展桨叶(11)的承载机翼型壳体(10)；和调节装置，其用于将扩展桨叶(11)定位于延伸位置与承载机翼型壳体(10)内的缩回位置之间。扩展桨叶(11)设有后缘襟翼(26、28)和位于后缘襟翼(26、28)之间的支撑结构(34b)，所述襟翼(26、28)被推压到一起，从而在延伸位置形成后缘，承载机翼型壳体(10)设有承载机翼型壳体支撑结构(24)和在承载机翼型壳体支撑结构(24)的上侧处和下侧处形成的狭槽(56、58)，每个狭槽(56、58)适于容纳所述襟翼(26、28)中的一个襟翼，在扩展桨叶(11)的缩回位置，通过承载机翼型壳体支撑结构(24)迫使襟翼(26、28)分开并将襟翼(26、28)引导到所述狭槽中，并且承载机翼型壳体支撑结构(24)与扩展桨叶(11)的支撑结构(34b)在所述襟翼(26、28)之间彼此相靠。
152	一种可产生更大升力的飞行器机翼剖面结构	CN00133091.8	2000-11-12	CN1353070A	2002-06-12	郭宏斌
本发明对现有机翼的改进,最主要是在飞行器以最常用速度、高度、载重平飞时,将机翼上表面的最高点移到翼尖附近,向后高度下降,机翼下表面则为类广角三角状,并且前半部从翼尖开始以直线面或流线面向斜后下方延伸,后半部转为以近水平直线或向上下方弯曲曲线,延伸到翼尾与上表面相交,这样的翼型如再辅以在机翼后部安装双层后缘襟翼,就可达到在大大提高举力同时,又使机翼失速冲角极大幅度增大目的。
153	一种无人机气动布局	CN201810279363.1	2018-03-30	CN108639339A	2018-10-12	汪洋; 马晓辉; 甘发金; 罗继安; 陈建明
一种无人机气动布局，包括机身(1)、后掠机翼(2)、机身前缘边条(3)、机身可动边条(4)、前缘襟翼(5)、前缘副翼(6)、后缘副翼(7)、后缘襟副翼(8)、后缘襟翼(9)、缘升降襟翼(10)、发动机进气道(11)，通过设计可动边条及后掠角机翼，提升俯仰操控能力的同时减小了飞行波阻，能够解决现有无人机技术综合气动效率差和操作性能弱的问题，提高了无人机的机动性和隐身性能，兼顾了飞机超音速和亚音速的飞行性能。
154	一种高升力降噪翼型结构	CN202120745423.1	2021-04-13	CN215622650U	2022-01-25	朱卫军; 刘嘉颖; 顾超杰
本实用新型公开了一种高升力降噪翼型结构，包括前缘缝翼(1)、中主体段(2)和后缘襟翼(3)，所述前缘缝翼(1)下表面凹弯处布置有第一多孔介质块(11)，所述中主体段(2)上表面凹弯处布置有第二多孔介质块(21)，所述后缘襟翼(3)尾部连有格尼襟翼(4)。本实用新型提供的一种高升力降噪翼型结构，利用多孔介质填充凹弯可基本消除在前中段凹湾处产生空腔振荡，在满足提升整体升阻比情况下，实现色调噪声基本消除。
155	分布式电动涵道风扇襟翼增升系统及其飞行汽车	CN201510232718.8	2015-05-07	CN104943851B	2017-03-22	龙川
本发明公开了一种分布式电动涵道风扇襟翼增升系统，本分布式电动涵道风扇襟翼增升系统的涵道风扇为若干个，在机翼上翼面前缘以一定距离为间隔线性排列，涵道的前缘伸出在机翼前缘的前面，涵道的后缘位于机翼的最大厚度位置，涵道风扇所在部位相对应的机翼后缘设置有后缘襟翼；本分布式电动涵道风扇襟翼增升系统工作时安全、噪音小、振动小、升力大，经济性好；本发明公开的运用分布式电动涵道风扇襟翼增升系统的飞行汽车能够实现垂直起落，高速水平飞行，以及垂直起落和高速水平飞行状态之间的平稳转换。
156	分布式电动涵道风扇襟翼增升系统及其飞行汽车	CN201510232718.8	2015-05-07	CN104943851A	2015-09-30	龙川
本发明公开了一种分布式电动涵道风扇襟翼增升系统，本分布式电动涵道风扇襟翼增升系统的涵道风扇为若干个，在机翼上翼面前缘以一定距离为间隔线性排列，涵道的前缘伸出在机翼前缘的前面，涵道的后缘位于机翼的最大厚度位置，涵道风扇所在部位相对应的机翼后缘设置有后缘襟翼；本分布式电动涵道风扇襟翼增升系统工作时安全、噪音小、振动小、升力大，经济性好；本发明公开的运用分布式电动涵道风扇襟翼增升系统的飞行汽车能够实现垂直起落，高速水平飞行，以及垂直起落和高速水平飞行状态之间的平稳转换。
157	小型固定翼无人机前缘襟翼	CN201720453505.2	2017-04-26	CN207208457U	2018-04-10	刘玉强; 刘枭; 田甘霖; 韩卓伟
本实用新型公开了小型固定翼无人机前缘襟翼，包括有机翼，所述机翼的前缘设有活动襟翼，所述活动襟翼与机翼通过驱动装置滑动连接，所述活动襟翼可相对机翼做前后移动；所述活动襟翼包括有后轮廓面，所述机翼的前缘包括有前轮廓面，所述后轮廓面与前轮廓面想适配。本实用新型通过在原只有后缘襟翼的基础上采用前缘襟翼配合使用，不但可以消除机翼前缘上部的局部气流分离，改善后缘襟翼的增升效果，而且其本身也具有增升作用，进一步提升无人机的飞行性能。
158	改进的飞机液压/环控系统在线检测装置	CN201320515440.1	2013-08-22	CN203419263U	2014-02-05	吴军; 王莉; 谢小玲; 于峰; 代慧珍; 商辉; 徐森; 汤琴; 徐全堂
本实用新型涉及一种改进的飞机液压/环控系统在线检测装置，包括在线检测仪，在线检测仪通过串口通讯电缆分别连接前轮转弯控制器、刹车控制器、后缘襟翼控制器和温控器，且各串口通讯电缆又分别连接相对应的系统机上电缆。本实用新型的具备在线检测机上前轮转弯防摆系统、刹车系统、后缘襟翼收放系统和环控系统四个系统的检测功能，能准确判断系统主要附件的故障状态，并可以用于系统中主要附件的装机前试验功能检查，使用便捷，携带方便。
159	一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法	CN201610972223.3	2016-11-04	CN106599353A	2017-04-26	张鑫鹏; 匡江红; 吕鸿雁
本发明涉及一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法，该方法包括如下步骤：(1)建立带有前缘缝翼后缘襟翼多段翼型飞机模型并导入fluent软件；(2)构建飞机模型的垂直下落运动函数，并导入fluent软件；(3)选取湍流模型；(4)设置仿真参数，包括流体参数、翼型材料参数、工作环境参数、边界条件参数、动网格更新模型、求解方法和求解精度；(5)运行fluent软件，获取飞机垂直下落过程中翼型周围流体流动参数变化图，包括速度、压力和温度变化图。与现有技术相比，本发明能有效获取飞机降落过程中的外流场动态数值，便于对飞机起降性能评估以及增升装置的设计提供参考。
160	一种用于驱动器多倍频正弦信号的时域伺服补偿控制方法	CN202211459105.4	2022-11-17	CN115857313A	2023-03-28	张仕明; 魏武雷; 高乐; 余智豪; 段景帆
本发明公开了一种用于驱动器多倍频正弦信号的时域伺服补偿控制方法，由2n+1个并联的误差补偿控制回路组成其中，n为期望信号包含的谐波频率个数；所述的误差补偿控制回路分成两类：一类回路是稳态误差补偿回路，采用逐点误差补偿控制方法实现0/rev频率的误差补偿；另一类回路为高频谐波信号误差补偿控制回路，用于分别对高频谐波信号的正、余弦分量进行补偿控制。本发明解决了直升机振动主动控制应用中作动器响应滞后、驱动装置如“压电驱动器‑后缘襟翼装置”桨叶间不一致引起的运动不协调问题。

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