翼梁相关的专利数据

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	具有连接至机身的多翼梁盒的飞机	CN202110566398.5	2021-05-24	CN113734422A	2021-12-03	约瑟夫·H·坎帕纳; 威廉·H·皮尔逊; 查尔斯·R·科茨; 凯文·P·赖德; 彼得·J·纽纳姆
一种具有连接至机身的多翼梁盒的飞机，该飞机具有垂直尾翼，该垂直尾翼具有多翼梁盒和固定至多翼梁盒的基肋组件。基肋组件具有前纵向凸耳、后纵向凸耳和相对的中间纵向凸耳。对应于前纵向凸耳的前U形夹固定至飞机的机身的框架构件，并且每个前U形夹具有第一安装臂、第二安装臂和第三安装臂。对应于后纵向凸耳的后U形夹固定至框架构件，并且每个后U形夹具有第一安装臂、第二安装臂和第三安装臂。对应于中间纵向凸耳的中间U形夹固定至框架构件，并且每个中间U形夹仅具有第一安装臂和第二安装臂。穿过每个纵向凸耳中的安装孔和每个对应U形夹中的安装孔插入的保持构件将垂直尾翼固定至机身。
82	带有单向带翼型件翼梁的复合叶片	CN201380054437.7	2013-09-24	CN104981586A	2015-10-14	N.J.克雷; I.F.普伦蒂斯; T.W.戴维斯; D-J.辛; P·D·沙
一种燃气涡轮发动机复合叶片(10)包括翼型件(12)，该翼型件(12)具有在展向方向(S)上从叶片根部(20)沿翼展(S)向外延伸至叶片尖端(47)的压力侧和吸入侧(41，43)。叶片(10)的包括准各向同性的复合层片(52)的芯部(50)沿展向向外延伸穿过叶片(10)。一个或多个翼梁(54、56)包括由相对于翼展(S)的纤维取向主要为0度的单向带层片(63)构成的堆叠件(62)并朝向尖端(47)沿展向向外延伸穿过根部(20)和翼型件(12)的一部分(53)。翼梁可包括在翼型件(12)中夹置芯部(50)的弦向延伸部(58)的压力侧翼梁和吸入侧翼梁(54，56)并且弦向延伸部(58)分别位于压力侧和吸入侧(41，43)的附近或分别沿压力侧和吸入侧(41，43)定位。弦向延伸部(58)可关于翼型件(12)的最大厚度位置(61)居中。翼梁(54、56)可具有高度(H)、宽度(W)、和避免挠曲翼型件模式的厚度(T)。
83	一种无人机机翼梁成型工装及方法	CN202310560468.5	2023-05-17	CN116587636A	2023-08-15	高歌; 龙浩; 安志东; 孙丽梅; 王晓涛; 韩超
一种无人机机翼梁成型工装及方法，属于复合材料零件成型技术领域。上半C成型模包括上框架、两组上镶块及两个连接轴；每组上镶块均包括多个上镶块，多个上镶块依次首尾连接，两组上镶块背靠背设置在上框架下端面中部，两组上镶块与上框架定位并固定连接；上框架两端同轴固定有连接轴，其中一个连接轴一端与翻转机构传动连接；下半C成型模包括下框架及两组下镶块；每组下镶块均包括多个下镶块，多个下镶块依次首尾连接，两组下镶块背部相对设置在下框架上端面中部，两组下镶块与下框架定位并固定连接；合模时，两组上镶块的背部匹配设置在两组下镶块之间的空间内，下半C成型模与上半C成型模通过多个定位销定位。本发明用于无人机机翼梁成型。
84	中间层、翼梁帽和风力涡轮机叶片	CN202080001035.0	2020-04-28	CN114174672A	2022-03-11	M·巴维罗利亚; J·乔根森; R·拉泽吉; M·科菲; J·Z·汉森
本公开涉及一种中间层（1），用于布置在纤维增强复合材料（100）的第一元件（50）与第二元件（60）之间，所述中间层（1）包括中间层板（2），所述中间层板（2）包括在纤维层平面中延伸的一个或多个纤维层（10），所述一个或多个纤维层（10）包括第一纤维层（10），所述第一纤维层（10）包括第一多个纤维（6）并且具有第一上部纤维表面（11）和第一下部纤维表面（12），其中所述中间层板（2）具有上部中间层表面（3）和下部中间层表面（4），并且其中所述中间层（1）包括多个导电纤维（6），其中所述多个导电纤维（6）中的每个形成所述上部中间层表面（3）以及所述下部中间层表面（4）的一部分。
85	具有一体式翼梁-盖的飞行器组件	CN202080011646.3	2020-05-28	CN113365912A	2021-09-07	罗伯特·布兰伯里; 理查德·希普基斯; 雅努什·瓦莱加
一种飞行器组件，该飞行器组件包括纵向翼梁和翼型盖，该纵向翼梁和翼型盖由复合层压材料一体地形成以形成翼梁‑盖，使得翼梁的复合材料通过在翼梁与盖之间产生的折叠区域连续地延伸到盖中。翼梁和盖由位于折叠区域的纵向端部处的凹部间隔开，以限定翼梁端部区域和盖端部区域，并且加强元件在翼梁端部区域与盖端部区域之间延伸以将翼梁端部区域与盖端部区域联接。
86	一种带有锁定功能的翼梁连接接头	CN201911140667.0	2019-11-20	CN111232187A	2020-06-05	许铠通; 李盛; 刘青; 周子鸣; 李康伟; 黄晓龙; 张达; 邬华明
本专利提供一种带有锁定功能的翼梁连接接头。包括固定段翼梁支撑座，活动段翼梁支撑座，锁定管夹，锁定转杆，锁定摇杆及摇杆锁扣组件。翼梁支撑座分别安置在固定段机翼与活动段机翼内，主、辅翼梁与固定段机翼内的翼梁支座固定连接；在活动段机翼内的翼梁支撑座上设有锁定管夹，固定段翼梁支撑座上设有摇杆锁扣组件；锁定转杆安置在锁定管夹上，锁定摇杆安置在锁定转杆上。转动锁定摇杆带动锁定转杆，可将锁定管夹压紧锁定，将活动段与固定段机翼锁定紧固。锁定摇杆锁定后能防止锁定转杆在飞行时松动转动，能保持活动段机翼与固定段机翼间的牢固锁定。本发明具有质量轻、体积小、连接速度快、操作简单、连接可靠，对无人机飞行性能影响小的优点。
87	用于风力涡轮机的叶片的翼梁帽、风力涡轮机叶片、风力涡轮机以及制造翼梁帽的方法	CN202010259130.2	2020-04-03	CN111794901A	2020-10-20	D.吉罗拉莫; P-E.哈辛; J.K.尼尔森
本发明涉及一种用于风力涡轮机（1）的风力涡轮机叶片（10）的翼梁帽（40）、一种风力涡轮机（1）的风力涡轮机叶片（10）、一种风力涡轮机（1）以及一种制造用于风力涡轮机（1）的风力涡轮机叶片（10）的翼梁帽（40）的方法。所述翼梁帽（40）包括沿翼梁帽（40）的纵向方向（L）布置的至少两个堆叠（41.1、41.2、41.3），其中，所述至少两个堆叠（41.1、41.2、41.3）布置成沿翼梁帽（40）的宽度方向（W）彼此相邻，并且所述至少两个堆叠（41.1、41.2、41.3）中的每一个包括沿翼梁帽（40）的高度方向（H）堆叠在彼此顶部上的多个伸长梁（42），该高度方向（H）横向于纵向方向（L）和宽度方向（W）。
88	用于风力涡轮机转子叶片的翼梁组件	CN201110434387.8	2011-12-12	CN102562435A	2012-07-11	E·L·贝尔; J·利文斯顿; M·G·根; B·S·盖伯
本发明涉及了一种用于风力涡轮机的转子叶片的翼梁组件。所述翼梁组件可以总体包括第一翼梁缘条和第二翼梁缘条，所述第二翼梁缘条与所述第一翼梁缘条间隔开，使得横截面积直接限定在所述第一翼梁缘条与所述第二翼梁缘条之间。此外，所述翼梁组件可以包括腹板，所述腹板具有设置成邻近所述第一翼梁缘条的第一端和设置成邻近所述第二翼梁缘条的第二端。所述腹板可以构造成使得所述腹板的内表面的至少一部分设置在所述横截面积的外侧。
89	一种设计机翼整体翼梁参数的方法	CN201711106270.0	2017-11-10	CN107878780B	2020-10-09	刘存; 万亚锋; 郑茂亮
本发明公开了一种设计机翼整体翼梁参数的方法。所述设计机翼整体翼梁参数的方法包括如下步骤：步骤1：提供设计机翼整体翼梁初始参数；步骤2：判断机翼整体翼梁单支柱是否满足最小剖面积计算公式以及判断是否满足支柱最小惯性矩计算公式；若不满足最小剖面积计算公式则进行步骤3；若不满足支柱最小惯性矩计算公式则进行步骤4；若同时不满足则进行步骤5；步骤3：引入有效宽度，并计算是否满足带有有效宽度的最小剖面积计算公式；步骤4：引入有效宽度，并计算是否满足带有有效宽度的支柱最小惯性矩计算公式；步骤5：引入有效宽度，重新判断是否满足带有有效宽度的最小剖面积计算公式以及判断是否满足带有有效宽度的支柱最小惯性矩计算公式。
90	具有交错带帽板层的复合织物翼梁	CN201910843421.3	2019-09-06	CN110901888A	2020-03-24	福鲁赞·伯扎德普尔; 帕特里克·B·斯蒂克勒
本申请涉及具有交错带帽板层的复合织物翼梁。一种复合材料的飞机机翼构造包括机翼翼梁，其具有仅由预浸织物构成的腹板，并且具有从腹板的相对边缘以一角度突出的第一翼梁帽和第二翼梁帽，其中第一翼梁帽和第二翼梁帽由腹板的预浸织物和单向预浸带的交错和交替部分构成。
91	热管理系统、复合机翼及复合翼梁	CN201810492124.4	2018-05-21	CN108974324A	2018-12-11	爱德华·V·怀特
一种用于传递来自热负荷的热的热管理系统及包括该系统的复合飞机机翼，该系统包括：至少一个复合结构构件，其支撑热负荷源；以及传热构件，与至少一个复合结构构件热接触并与散热器热接触。该系统还包括至少一个导热第一紧固件，其与传热构件热接触并将热负荷源耦接至至少一个复合结构构件。至少一个第一紧固件将热从热负荷源传导到传热构件中。传热构件将热从导热第一紧固件传导至散热器。
92	一种设计机翼整体翼梁参数的方法	CN201711106270.0	2017-11-10	CN107878780A	2018-04-06	刘存; 万亚锋; 郑茂亮
本发明公开了一种设计机翼整体翼梁参数的方法。所述设计机翼整体翼梁参数的方法包括如下步骤：步骤1：提供设计机翼整体翼梁初始参数；步骤2：判断机翼整体翼梁单支柱是否满足最小剖面积计算公式以及判断是否满足支柱最小惯性矩计算公式；若不满足最小剖面积计算公式则进行步骤3；若不满足支柱最小惯性矩计算公式则进行步骤4；若同时不满足则进行步骤5；步骤3：引入有效宽度，并计算是否满足带有有效宽度的最小剖面积计算公式；步骤4：引入有效宽度，并计算是否满足带有有效宽度的支柱最小惯性矩计算公式；步骤5：引入有效宽度，重新判断是否满足带有有效宽度的最小剖面积计算公式以及判断是否满足带有有效宽度的支柱最小惯性矩计算公式。
93	热管理系统、复合机翼及复合翼梁	CN201810492124.4	2018-05-21	CN108974324B	2023-06-06	爱德华·V·怀特
一种用于传递来自热负荷的热的热管理系统及包括该系统的复合飞机机翼，该系统包括：至少一个复合结构构件，其支撑热负荷源；以及传热构件，与至少一个复合结构构件热接触并与散热器热接触。该系统还包括至少一个导热第一紧固件，其与传热构件热接触并将热负荷源耦接至至少一个复合结构构件。至少一个第一紧固件将热从热负荷源传导到传热构件中。传热构件将热从导热第一紧固件传导至散热器。
94	一种带有锁定功能的翼梁连接接头	CN201911140667.0	2019-11-20	CN111232187B	2021-06-08	许铠通; 李盛; 刘青; 周子鸣; 李康伟; 黄晓龙; 张达; 邬华明
本专利提供一种带有锁定功能的翼梁连接接头。包括固定段翼梁支撑座，活动段翼梁支撑座，锁定管夹，锁定转杆，锁定摇杆及摇杆锁扣组件。翼梁支撑座分别安置在固定段机翼与活动段机翼内，主、辅翼梁与固定段机翼内的翼梁支座固定连接；在活动段机翼内的翼梁支撑座上设有锁定管夹，固定段翼梁支撑座上设有摇杆锁扣组件；锁定转杆安置在锁定管夹上，锁定摇杆安置在锁定转杆上。转动锁定摇杆带动锁定转杆，可将锁定管夹压紧锁定，将活动段与固定段机翼锁定紧固。锁定摇杆锁定后能防止锁定转杆在飞行时松动转动，能保持活动段机翼与固定段机翼间的牢固锁定。本发明具有质量轻、体积小、连接速度快、操作简单、连接可靠，对无人机飞行性能影响小的优点。
95	闭角型复合机翼翼梁及其制造方法	CN201810527528.2	2018-05-28	CN108974325A	2018-12-11	埃里克·E·德克; 查尔斯·艾伦·罗兹; 杰弗里·K·贝尔纳
为机翼组件提供了一种闭角型复合机翼翼梁及其制造方法。复合机翼翼梁包括具有一厚度的腹板部分。复合机翼翼梁还包括具有一厚度的翼缘部分。翼缘部分横向于腹板部分延伸。复合机翼翼梁进一步包括使腹板部分和翼缘部分相互连接的半径部分。半径部分是基于设计要求和材料特性而相对于腹板部分的厚度和翼缘部分的厚度变薄的可接受的量。
96	一种机翼梁三点弯屈曲疲劳试验夹具	CN201811293254.1	2018-10-31	CN109649682A	2019-04-19	陈安; 董登科; 臧伟锋; 廖江海
本发明公开了一种机翼梁三点弯屈曲疲劳试验夹具，包括底座，底座两端设置有两个对称的长条孔，每个长条孔上设置有一个支持座和两个侧立板，两个侧立板位于支持座外侧，两个支持座上方固定设置有机翼梁试验件，机翼梁试验件两端分别与每个长条孔上的两个侧立板固定连接，机翼梁试验件中部前后分别设置有两个加载端夹板，加载端夹板顶部设置有加载夹头，机翼梁试验件两端前后分别设置有一个支持端夹板，支持端夹板底端设置有支持垫板，本发明对机翼梁结构受大载荷、大变形下的屈曲疲劳问题，形成了机翼梁试验件三点弯屈曲疲劳的试验能力，同时对机翼梁试验件侧向位移进行了合理的约束，提高了机翼梁屈曲疲劳试验中载荷、位移及寿命数据的准确性。
97	一种T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法	CN201710661314.X	2017-08-04	CN107458623B	2020-04-14	侯瑞; 王远芳; 杨杰
本发明涉及一种T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法，属于飞机结构设计技术领域，所述T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法用于确定翼梁试验件的尺寸，所述翼梁试验件包括翼梁腹板、翼梁缘条和缘条弯边，所述尺寸包括翼梁腹板的宽度bw和厚度tw、翼梁缘条的宽度bf和厚度tf以及缘条弯边的宽度bL和厚度tL，步骤为首先获得翼梁腹板的尺寸，之后根据翼梁腹板尺寸计算翼梁缘条的尺寸，根据翼梁缘条的尺寸计算缘条弯边的尺寸。本发明的T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法可以很好的模拟蒙皮对翼梁的支持，简化试验件的设计，最终降低试验难度，节省了试验成本。
98	用于制造转子叶片翼梁帽的系统和方法	CN201380061105.1	2013-10-07	CN104968486B	2017-08-08	恩诺·艾布; 乌尔斯·本德尔; 伦茨西蒙·泽勒
本发明涉及一种用于用由纤维增强材料制成的挤拉杆(7，8)来制造转子叶片翼梁帽(1)的系统和方法。根据本发明，该系统包括至少一个固位装置(10)以用于旋转安装至少一个杆层卷(2，2’)，该杆层卷带有一个滚卷起的层(4；6，6’)的并排安排的多个挤拉杆(7，8)，该系统还包括一个层压模具(40)以用于接收多层(6，6’)的挤拉杆(7，8)，该系统还包括至少一个导向装置(20)、并且另外包括至少一个修整装置(30)，其中该导向装置(20)被设计成将已经从一个杆层卷(2，2’)上解除滚卷的一层(6，6’)挤拉杆(7，8)导引到层压模具(40)上，其中用于对这些层(6，6’)的挤拉杆(7，8)进行修整的该修整装置(30)具有一个锯削装置和/或一个铣削装置。
99	制造具有翼梁的风力涡轮发电机的叶片	CN201010231584.5	2010-07-15	CN101956651B	2015-02-11	L·K·彼得森; O·戴维斯
在风力涡轮发电机(WTG)102的领域中例如为了提供制造WT叶片110的一致性方式，这里公开了叶片模具402和用于将翼梁202支承在模具中的叶片翼梁固定件408，从而提供固定的预定相对位置，并且还优选地在至少根端例如在叶片翼梁202的根端上的衬套204和模具的根端之间提供了定位。还得到了总体一致性，从而提供了具有预期的空气动力特性和强度性能的叶片，其中至少靠近翼梁的根部处，在每个叶片壳304、306的最内表面1504和翼梁的最外表面1502之间具有为固化粘合剂而设的基本上相同的距离。
100	一种双梁机翼的机翼梁刚度配置方法	CN201911363193.6	2019-12-25	CN111143944B	2023-09-05	李驰; 侯瑞; 李明强
本发明实施例公开了一种双梁机翼的机翼梁刚度配置方法，包括：建立前后梁板元模型，前后梁板元模型分别包括多个分块板元；根据已建立的前后梁板元模型，设置多组前后梁板元厚度区间组，每组前后梁板元厚度区间组包括前梁板元厚度区间和后梁板元厚度区间；对每组前后梁板元厚度区间组对应的前后梁板元模型施加载荷，并进行拓扑优化分析，得到前后梁分块板元的厚度分布结果。本发明实施例解决了现有机翼前后梁的刚度设计，由于需要经过多次轮迭代后确定机翼前后梁的刚度比，而导致整个过程设计效率低下，耗费大量的时间和人力的问题。

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