前缘缝翼相关的专利数据

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
101	一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置	CN202111187740.7	2021-10-12	CN113955146B	2023-03-31	张大林; 朱光亚; 陈维建; 张朋磊
本发明公开了一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置，包括：阵列冲击射流组件，包括多个平面射流板和一个弧面射流板，所述多个平面射流板和弧面射流板之间通过铰链活动连接；射流参数控制组件，与所述阵列冲击射流组件两侧的射流进气口连通，用于调节射流参数模拟试验件表面的防冰冷负荷分布；低温冷气源，与所述射流参数控制组件的进气端连通，用于为射流装置提供所需冷却空气；本发明提供的防冰冷负荷试验模拟装置可以模拟前缘缝翼试验件的靶面外形，并通过调节射流状态参数实现对不同飞行工况的防冰冷负荷分布的模拟，可满足全尺寸防冰系统的性能验证要求，结构简单、易于操作，突破传统冰风洞试验设备的限制，提高试验的经济性。
102	一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置	CN202111187740.7	2021-10-12	CN113955146A	2022-01-21	张大林; 朱光亚; 陈维建; 张朋磊
本发明公开了一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置，包括：阵列冲击射流组件，包括多个平面射流板和一个弧面射流板，所述多个平面射流板和弧面射流板之间通过铰链活动连接；射流参数控制组件，与所述阵列冲击射流组件两侧的射流进气口连通，用于调节射流参数模拟试验件表面的防冰冷负荷分布；低温冷气源，与所述射流参数控制组件的进气端连通，用于为射流装置提供所需冷却空气；本发明提供的防冰冷负荷试验模拟装置可以模拟前缘缝翼试验件的靶面外形，并通过调节射流状态参数实现对不同飞行工况的防冰冷负荷分布的模拟，可满足全尺寸防冰系统的性能验证要求，结构简单、易于操作，突破传统冰风洞试验设备的限制，提高试验的经济性。
103	一种可变后掠翼战斗机	CN201611225690.6	2016-12-27	CN106741846A	2017-05-31	李俊孝
本发明公开了一种可变后掠翼战斗机，包括机身，所述机身的前端设有雷达罩，雷达罩的前端设有空速管，雷达罩后端的机身内部设有座舱，座舱后侧的机身顶部设有背鳍，背鳍两侧的机身侧边位置处设有鸭翼，鸭翼后侧设有可变后掠翼，可变后掠翼后侧的机身尾部两侧设有尾翼，两尾翼之间的机身尾部设有尾喷，尾喷与尾翼之间的机身上还设有垂尾；所述可变后掠翼上设有翼根、前缘襟翼和后缘襟翼，前缘襟翼与前缘缝翼连接且在同一直线上，后缘襟翼内侧的可变后掠翼上设有扰流板。本发明能够使现役后掠翼战斗机在战斗中进入前掠翼，提升战斗机的近空格斗能力，并且使用可旋转伸缩导弹挂架，使得导弹可以多角度发射，使战斗机的作战能力大幅度加强。
104	上翼面循环射流固定翼直升飞机	CN201110044572.6	2011-02-24	CN102120491A	2011-07-13	雷良榆
一种上翼面循环射流固定翼直升飞机，属于航空机械领域，由发动机传动齿轮驱动两侧对称布置的鼓风机叶轮，从上翼面后部吸气管吸入空气，增压后通过排气管，从前缘缝翼喷口喷出，流过翼面上方再进入吸气管，形成循环射流，当飞机静止或低速飞行也能产生相当大的升力和推力，大速度时，以弧形阀控制鼓风增压空气直接喷气推进，升力、升阻比比同类普通飞机大30％以上，低速时提高的比值更大，可实现原地大角度升降，综合了直升飞机短距离起落和普通飞机各自的优点，而克服了其各自的不足，安全性、稳定性好，便于控制操纵，使用简单灵活，便于实施。可广泛用于工、农、商业，个人交通运输、旅游、娱乐、体育竞赛，巡逻观光、军事等各个领域。
105	一种自主起降式蜂群无人机空中发射装置及发射方法	CN201911334475.3	2019-12-23	CN111169640A	2020-05-19	肖殷; 马安; 胡朝江
本发明公开了一种自主起降式蜂群无人机空中发射装置及发射方法，该发射装置包括机身、起落架、机翼、水平尾翼、垂直尾翼、发动机、螺旋桨、飞行控制装置。自主起降式蜂群无人机空中发射装置内有多个发射筒，可放置多架折叠翼蜂群无人机。发射前将折叠翼蜂群无人机分别放置在各个发射筒内，自主起降式蜂群无人机空中发射装置自身作为蜂群无人机的母机从地面自主滑跑起飞，飞行至预定空域后发射蜂群无人机，完成发射任务后自主飞行到预定地点着陆回收。自主起降式蜂群无人机空中发射装置的机翼、尾翼等机构可以快速拆卸和安装，具备快速部署能力，可以快速从运输状态下展开至待起飞状态；机翼采用短距起降设计，具有前缘缝翼、襟翼等增升装置；起落架采用低压越野轮胎，可以在粗糙砂石地面、土地或草地起降。
106	一种民用飞机机翼防除冰周期性引气系统	CN201220590871.X	2012-11-09	CN202923890U	2013-05-08	曹广生; 韩铖熹; 贾玉红; 田云; 刘沛清
本实用新型公开了一种民用飞机机翼防除冰周期性引气系统，属于飞机环控系统技术领域。采用新型双层前缘缝翼笛形管，下层迪形管与上层迪形管之间通过铝管连接相通，并通过结冰探测器的信息由计算机自动计算合适的引气周期，提高了机翼加热效率，降低了引气造成的发动机推力损失，提高了飞机的经济性。
107	一种飞机前缘结构	CN201620138925.7	2016-02-24	CN205396512U	2016-07-27	李云博; 于启珍
本实用新型提供了一种飞机前缘结构，属于航空领域。该飞机前缘结构包括蒙皮和骨架，所述蒙皮焊接在骨架上；所述骨架包括梁和一组肋板，各个肋板平行设置，且沿梁的长度方向排布，各个肋板的下端均焊接固定在所述梁上，并均垂直于梁的长度方向；所述蒙皮的上部内表面与肋板焊接固定，下部内表面与梁的长度方向的两侧焊接固定。本实用新型提供的结构具有重量轻、结构强、耐冲击、低成本和工艺重复性好的特点，而且该结构可以应用在各种前缘结构中，包括前缘襟翼和前缘缝翼中。
108	高适航性经济型地效翼船	CN201320549791.4	2013-09-05	CN203511975U	2014-04-02	邢福; 石亚军; 张伟; 张慧
高适航性经济型地效翼船，包括船身,船身中前部两侧对称设有地效翼,地效翼翼稍外侧设有侧翼和副翼，侧翼通过侧浮体与地效翼相连；于船身尾部之上设有垂直尾翼，垂直尾翼上设有方向舵，于垂直尾翼之上设有水平尾翼,水平尾翼上设有升降舵；船身呈海豚形，地效翼前缘布置有若干段前缘缝翼，于船身两侧、地效翼上方对称布置有导管空气螺旋浆，由汽车柴油发动机提供全船动力。本实用新型使用维修成本低，经济性好；起飞气动升力及动力储备足，适航性高；航行安全系数高；易于商用化和实用化。
109	一种笛形管安装法兰	CN201520605192.9	2015-08-12	CN204937467U	2016-01-06	瑚洋; 刘清; 林丽; 杨秋明
本实用新型涉及飞机机翼前缘管路安装领域，尤其涉及一种笛形管安装法兰，以解决笛形管安装定位较困难的问题。笛形管安装法兰用于将笛形管固定安装在飞机前缘缝翼内，包括：法兰盘，固定连接在笛形管的轴向端部，法兰盘中心开设有与笛形管连通的通孔；法兰伸出片，固定设置在法兰盘上，法兰伸出片的数量与笛形管上的笛形孔的排数相同，各法兰伸出片之间的排布角度与各排笛形孔之间的排布角度相同。本实用新型的笛形管安装法兰安装时，通过与笛形管上的笛形孔的排数相同的法兰伸出片进行定位，可以避免装配过程中笛形管反装问题，有效保证笛形孔喷射角度符合设计要求，消除安全隐患。
110	一种可垂直起降的尾座式超音速无人飞行器	CN201921808934.2	2019-10-25	CN211223836U	2020-08-11	赵超; 杨兆
本实用新型属于飞行器设计技术，具体涉及一种可垂直起降的尾座式超音速无人飞行器。本实用新型可垂直起降的尾座式超音速无人飞行器，该飞行器包括机身、机翼、发动机和垂尾，所述机翼包括内翼和外翼，发动机安装在内翼和外翼之间，在内翼前缘具有涡襟翼，后缘具有襟翼，在外翼前缘具有前缘缝翼，后缘具有副翼，所述垂尾具有方向舵；所述发动机采用推力矢量发动机，且在腹部下端具有辅助垂直起降的可收放支撑杆；在不同的飞行阶段，通过所述发动机提供的推力、各舵面的角度调节及矢量喷管的配合对飞行器的姿态进行控制。相对倾转动力的垂直起降无人机更简单，安全性与可靠性更高，同时，可实现此类飞行器大载重运输的任务需求。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
111	一种可变后掠翼战斗机	CN201621445061.X	2016-12-27	CN206485561U	2017-09-12	李俊孝
本实用新型公开了一种可变后掠翼战斗机，包括机身，所述机身的前端设有雷达罩，雷达罩的前端设有空速管，雷达罩后端的机身内部设有座舱，座舱后侧的机身顶部设有背鳍，背鳍两侧的机身侧边位置处设有鸭翼，鸭翼后侧设有可变后掠翼，可变后掠翼后侧的机身尾部两侧设有尾翼，两尾翼之间的机身尾部设有尾喷，尾喷与尾翼之间的机身上还设有垂尾；所述可变后掠翼上设有翼根、前缘襟翼和后缘襟翼，前缘襟翼与前缘缝翼连接且在同一直线上，后缘襟翼内侧的可变后掠翼上设有扰流板。本实用新型能够使现役后掠翼战斗机在战斗中进入前掠翼，提升战斗机的近空格斗能力，并且使用可旋转伸缩导弹挂架，使得导弹可以多角度发射，使战斗机的作战能力大幅度加强。
112	一种结合同步及异步技术的高升力控制系统	CN201320049625.8	2013-01-29	CN203111496U	2013-08-07	杜永良
本实用新型属于飞行控制系统技术领域，涉及一种结合同步及异步技术的高升力控制系统。本系统包括具有电气4余度的操纵手柄（1）、第一控制器（2）、第二控制器（3）、第一缝翼电机（4）、第二缝翼电机（5）、缝翼差动齿轮装置（6）、缝翼机械传动线系（7）、前缘缝翼（8）、左缝翼位置传感器（9）、右缝翼位置传感器（10）、第一襟翼电机（11）、第二襟翼电机（12）、襟翼差动齿轮装置（13）、襟翼机械传动线系（14）、后缘襟翼（15）、左襟翼位置传感器（16）以及右襟翼位置传感器（17）。本实用新型采用了具有自监控功能的控制器，去除了控制器间监控表决功能。
113	一种调节飞机缝翼支撑肋上偏心衬套的扳手	CN201420696470.1	2014-11-19	CN204295578U	2015-04-29	王少童; 刘世丽; 冯成慧; 章祖华
本实用新型属于飞机前缘缝翼安装调节技术，涉及一种调节飞机缝翼支撑肋上偏心衬套的扳手。所述扳手包括手柄(1)、活动臂(2)、转轴(3)、销子(4)、卡圈A(5)、卡圈B(6)；其中卡圈A(5)与偏心衬套A(9)通过花键齿啮合，卡圈B(6)与偏心衬套B(11)通过花键齿啮合；卡圈A(5)孔轴线距转轴(3)距离与卡圈B(6)孔轴线距转轴(3)距离相等；活动臂(2)通过转轴(3)与手柄(1)相连，转轴(3)与手柄(1)固定连接，活动臂(2)可绕转轴(3)旋转；卡圈A(5)与手柄(1)固定连接，卡圈B(6)与活动臂(2)固定连接；销子(4)依次穿过手柄(1)和活动臂(2)上的孔。
114	伸缩线缆装置、具有该伸缩线缆装置的机翼及飞机	CN202223035121.9	2022-11-15	CN218586865U	2023-03-07	廖莎; 刘湛; 陈起予; 叶天杨
本实用新型提供加工简单、装置轻便、占用空间小的伸缩线缆装置、具有该伸缩线缆装置的机翼及飞机。伸缩线缆装置具备：基端支架，用于连接机翼结构；折叠伸缩部，具有基端部经由第一转动副与基端支架能枢转地连接的第一连接件和基端部经由第二转动副与第一连接件的前端部能枢转地连接的第二连接件；第一绕线盒，安装在第一转动副的位置上；第二绕线盒，安装在第二转动副的位置上；基端部经由球面副连接于第二连接件的前端部的第三连接件，包括安装在球面副的位置上的第三绕线盒和从第三绕线盒延伸出的延伸部；杆构件，其基端部经由第三转动副与延伸部的前端部能枢转地连接；以及前端支架，用于连接前缘缝翼，杆构件的前端部与前端支架固定。
115	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。
116	一种自主起降式蜂群无人机空中发射装置	CN201922324195.6	2019-12-23	CN212313884U	2021-01-08	肖殷; 马安; 胡朝江
本实用新型公开了一种自主起降式蜂群无人机空中发射装置，该发射装置包括机身、起落架、机翼、水平尾翼、垂直尾翼、发动机、螺旋桨、飞行控制装置。自主起降式蜂群无人机空中发射装置内有多个发射筒，可放置多架折叠翼蜂群无人机。发射前将折叠翼蜂群无人机分别放置在各个发射筒内，自主起降式蜂群无人机空中发射装置自身作为蜂群无人机的母机从地面自主滑跑起飞，飞行至预定空域后发射蜂群无人机，完成发射任务后自主飞行到预定地点着陆回收。自主起降式蜂群无人机空中发射装置的机翼、尾翼等机构可以快速拆卸和安装，具备快速部署能力，可以快速从运输状态下展开至待起飞状态；机翼采用短距起降设计，具有前缘缝翼、襟翼等增升装置；起落架采用低压越野轮胎，可以在粗糙砂石地面、土地或草地起降。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
117	Nacelle cowling for a turbofan thrust reverse	EP12192641.4	2012-11-14	EP2620627A3	2017-05-31	Aten, Michael Ray; Crawford, Sara Christine
A nacelle (116) is configured to be coupled to an underside of a wing (114) and forms a clearance space (154) between the nacelle (116) and a leading edge slat (122) of the wing (114). A portion of an outlet cowling (150) moves longitudinally aft when a reverse thrust configuration is activated and the leading edge slat (122) is deployed toward the nacelle. The outlet cowling also includes another portion (152) located adjacent to the leading edge slat (122) that does not move when the reverse thrust configuration is activated and thus maintains its clearance space (154) from the leading edge slat (122).
118	High lift system for an aircraft and aircraft having such a high lift system	EP14153117.8	2014-01-29	EP2902314A1	2015-08-05	Henning, Frieder; Brady, Michael; Zantz, Tanno
A high lift system (2) for an aircraft comprises a wing structure (4) and a leading edge slat (6) movably supported relative to a leading edge of the wing structure (4), the leading edge slat (6) comprises a leading edge (14) and a trailing edge (16), wherein the trailing edge (16) is configured to take different positions to form a gap between the leading edge slat (6) and the wing structure (4), a skin (8) and enclosing an interior space (18) of the leading edge slat (6), the skin (8) having a flexible leading skin (10) section facing away from the wing structure (4), a flexible trailing skin section (12) facing towards the wing structure (4), at least one actuation arrangement (20) arranged inside the interior space (18) for selectively introducing a normal force onto at least one of the leading skin section (10) and the trailing skin section (12), wherein said normal force changes the profile of the skin (8) in such a way that the trailing edge (16) changes its position relative to the wing structure (4) to selectively close or open the gap between the leading edge slat (6) and the wing structure (4). This provides a mechanical actuation concept to achieve an active gap control through structural morphing of a slat body.
119	High lift system for an aircraft and aircraft having such a high lift system	EP14153117.8	2014-01-29	EP2902314B1	2017-07-19	Henning, Frieder; Brady, Michael; Zantz, Tanno
A high lift system (2) for an aircraft comprises a wing structure (4) and a leading edge slat (6) movably supported relative to a leading edge of the wing structure (4), the leading edge slat (6) comprises a leading edge (14) and a trailing edge (16), wherein the trailing edge (16) is configured to take different positions to form a gap between the leading edge slat (6) and the wing structure (4), a skin (8) and enclosing an interior space (18) of the leading edge slat (6), the skin (8) having a flexible leading skin (10) section facing away from the wing structure (4), a flexible trailing skin section (12) facing towards the wing structure (4), at least one actuation arrangement (20) arranged inside the interior space (18) for selectively introducing a normal force onto at least one of the leading skin section (10) and the trailing skin section (12), wherein said normal force changes the profile of the skin (8) in such a way that the trailing edge (16) changes its position relative to the wing structure (4) to selectively close or open the gap between the leading edge slat (6) and the wing structure (4). This provides a mechanical actuation concept to achieve an active gap control through structural morphing of a slat body.
120	ブラインド	JP2008008626	2008-12-09	JP3148684U	2009-02-26	賢一郎江上
【課題】スラットに施した印刷を室内と屋外の両側から見ることができるとともに、外光を採り入れつつも、印刷を見ることができるブラインドを提供する。【解決手段】スラット12の一方の面に図柄エレメント22の印刷がされており、スラット12は半透明であり、スラット12の一方の面に印刷された図柄エレメント22がスラットを透してスラットの他方の面に現れるようになっている。これにより、印刷が施されていない側から見ると、あたかもブラインドの反対側にある実在の影がスラットに映っているかのような透かし絵効果を得ることができる。【選択図】図1

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