| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 201 | 基于Weis--Fogh效应的复合翼叶栅型波浪能发电装置 | CN201520089764.2 | 2015-02-09 | CN204493068U | 2015-07-22 | 杨琨; 旷权; 李阳; 王彦超; 陈新; 王松波; 叶云凌 |
| 本实用新型公开了一种基于Weis--Fogh效应的复合翼叶栅型波浪能发电装置，其特征在于，它包括箱体，在箱体的上部设置有发电模块，在箱体的下部设置有复合翼，在复合翼上设置有连接轴与发电模块相连。本实用新型结构简单，利用Weis--Fogh效应可以瞬态产生高升力的特点来进行波浪能发电，避免了因为升力产生滞后而带来的能量损耗，而且本实用新型仅含有两级能量转换环节，中间不依赖机械或液压转换装置，提高了波浪能的一次转换效率。 | ||||||
| 202 | 一种新型菱形结构三船身水面起降无人机 | CN202122083487.2 | 2021-08-31 | CN216443796U | 2022-05-06 | 王菲; 田秋丽; 王菁; 曾宪泽; 魏星龙; 李一帆; 张璇; 宋坤原; 安鑫; 彭丽凡; 李恩情; 夏陆林; 张可欣 |
| 本实用新型公开了一种新型菱形结构三船身水面起降无人机，包含三船身式机身、菱形结构机翼、复合舵面控制部分、推进装置等，所述三船身式机身用于实现水面停留、高速滑行、水面滑行稳定性、载荷装载等，菱形翼结构机翼采用复合式菱形结构获得更高升力和结构强度，复合舵面控制部分提供水面滑行、飞行状态的姿态控制，动力装置为无人机提供推进力。相较现有水上无人机，本实用新型水面起降无人机升力性能提升35%，航程提高25%以上，具有较好的水面高速滑行性能，可广泛应用于水面搜救、情报跟踪、物资投放等。 | ||||||
| 203 | 一种机翼增升装置 | CN202320622959.3 | 2023-03-27 | CN219635477U | 2023-09-05 | 陈宗; 张鹏; 陈永华; 谢彪 |
| 本实用新型公开了一种机翼增升装置，包括开有狭缝的前缘翼、机翼主体、固体火药、电点火器、高温气体发生腔、卡槽和挡板。本实用新型是基于前缘翼上狭缝与机翼主体接触处气流的引射作用，即高速气流会带动周围低速气流加速，从而提高机翼上表面的空气流速、降低机翼表面的气压继而调高升力。本实用新型中，通过前缘翼内部腔体中固体燃料燃烧产生的高温气流增加或恢复机翼上表面的速度，可使飞机重新恢复到安全飞行姿态。 | ||||||
| 204 | 流线型体和具有这样的流线型体的高升力系统 | CN200980112303.X | 2009-04-07 | CN101998920A | 2011-03-30 | 托马斯·洛科夫斯基 |
| 一种流线型体(1)，具有：外侧(3)，所述外侧(3)具有相对于流动方向的顶侧(3a)和底侧(3b)；侧端部分(5a、5b)，所述侧端部分(5a、5b)形成所述流线型体(1)的横向于假定的流动方向(S)观察的侧端，其中在所述流线型体(1)的内部设置有通道(10)，所述通道(10)具有：流动驱动装置，所述流动驱动装置具有驱动马达和通过该驱动马达驱动的且设置在所述通道(10)内的压缩机机构；在所述流线型体(1)的所述底侧(3b)和/或所述侧端部分(5a、5b)中的至少一个上的至少一个入口(11)以及在所述流线型体(1)的所述顶侧(3a)上的出口(12)，以用于影响在所述流线型体(1)上的流动，其中套管(30)可借助于驱动马达旋转地位于所述通道(10)内，所述套管(30)具有至少一个凹口(33)，所述凹口(33)在所述套管(30)的确定的旋转位置中能够处于与在所述流线型体(1)的所述顶侧(3a)上的所述出口(12)至少部分地重合，使得由所述压缩机压缩的空气流过所述套管(30)的所述凹口(33)和所述出口(12)，以及一种具有这样的所述流线型体的高升力系统。 | ||||||
| 205 | 流线型体和具有这样的流线型体的高升力系统 | CN200980112303.X | 2009-04-07 | CN101998920B | 2014-03-26 | 托马斯·洛科夫斯基 |
| 一种流线型体(1)，具有：外侧(3)，所述外侧(3)具有相对于流动方向的顶侧(3a)和底侧(3b)；侧端部分(5a、5b)，所述侧端部分(5a、5b)形成所述流线型体(1)的横向于假定的流动方向(S)观察的侧端，其中在所述流线型体(1)的内部设置有通道(10)，所述通道(10)具有：流动驱动装置，所述流动驱动装置具有驱动马达和通过该驱动马达驱动的且设置在所述通道(10)内的压缩机机构；在所述流线型体(1)的所述底侧(3b)和/或所述侧端部分(5a、5b)中的至少一个上的至少一个入口(11)以及在所述流线型体(1)的所述顶侧(3a)上的出口(12)，以用于影响在所述流线型体(1)上的流动，其中套管(30)可借助于驱动马达旋转地位于所述通道(10)内，所述套管(30)具有至少一个凹口(33)，所述凹口(33)在所述套管(30)的确定的旋转位置中能够处于与在所述流线型体(1)的所述顶侧(3a)上的所述出口(12)至少部分地重合，使得由所述压缩机压缩的空气流过所述套管(30)的所述凹口(33)和所述出口(12)，以及一种具有这样的所述流线型体的高升力系统。 | ||||||
| 206 | 串列倾转渠式艇翼飞艇的气动布局 | CN202110379118.X | 2021-04-08 | CN113060269A | 2021-07-02 | 熊步先; 袁鸿文; 孙杨; 邹彩侠; 谢含; 田科源; 白怡暄; 韩庆 |
| 一种串列倾转渠式艇翼飞艇的气动布局，在飞艇艇身的两侧分别有一组通过固定翼安装段与艇身连接倾转渠式艇翼，包括左前翼和左后翼，右前翼和右后翼，并且各艇翼为内翼段、半环翼段和外翼段三段。飞艇的动力装置有四个，分别安装在各所述倾转渠式艇翼的上表面，并位于所在艇翼的半环翼段内。本发明中半环翼段上搭载着桨盘垂直来流的螺旋桨，当螺旋桨高速转动时，桨盘后方产生高速度气流，该气流流经半环翼段上方，而半环翼段下方为低速气流。由伯努利定律可知，低速不可压缩流体，速度增加压强减小，速度下降压强增大。因此，半环翼段上表面的高速气流在艇翼上方产生低压区域，而半环翼段下方低速气流在艇翼想法产生高压区域，上下压力差在渠式艇翼产生极大的升力，赋予渠式艇翼高升力特性，有效地解决了现有技术艇翼的低速飞行时产生的升力较小、增加飞艇结构重量的缺陷。 | ||||||
| 207 | HIGH LIFT SYSTEM FOR AN AIRPLANE, AIRPLANE SYSTEM AND PROPELLER AIRPLANE HAVING A HIGH LIFT SYSTEM | PCT/EP2010002358 | 2010-04-16 | WO2010118886A3 | 2011-03-31 | RUCKES INA; SCHEFFERS PETER; WILLMER MICHAEL; SPILLER OLAF |
| The invention relates to a high lift system for an airplane, comprising: one or more high lift flaps (14a, 14b); a control device (60, 160) having a control function for generating position commands for setting the adjustment state of the high lift flaps (14a, 14b); a drive device (63, 163) coupled to the high lift flaps (14a, 14b) and is designed such that it adjusts the high lift flaps (14a, 14b) between a retracted position and an extended position on the basis of control commands, wherein the control function creates position commands based on input values and sends them to the drive device (63, 163) for adjusting the high lift flaps (14a, 14b). The control function comprises a function for automatically retracting the high lift flap (14a, 14b) during flight, which creates a control command in a flight state in which the high lift flap (14a, 14b) is in an extended position, taking into consideration an engine thrust and a minimal flight altitude, after the high lift flap (14a, 14b) is retracted. | ||||||
| 208 | 一种垂直起降飞行平台高效率升力装置 | CN201821463491.3 | 2018-09-07 | CN208775012U | 2019-04-23 | 李厚春; 王亚晓; 张文辉 |
| 本实用新型公开了一种垂直起降飞行平台高效率升力装置，包括机壳，所述机壳底部两侧的前端和后端均固定连接有支脚柱。本实用新型通过设置直流电机、隔离板、轴承、转轴、正向螺旋桨、反向螺旋桨和涵道圆管的配合使用，解决了现有的垂直起降飞行平台升力装置升降效率低的问题，该垂直起降飞行平台高效率升力装置，具备升降效率高的优点，在使用的过程中，能够适用于在有限的平面面积范围内，最大程度的为飞行平台提供升力，实现最高的升力桨距比，减少各旋翼之间的气流干扰，以确保飞行平台的小体积和高升力，同时为旋翼桨提供保护，确保桨叶不会触碰周边其他杂物，给使用者的使用带来了极大的便利，值得推广使用。 | ||||||
| 209 | 一种飞机襟翼不同步运动检测装置 | CN202222685509.7 | 2022-10-12 | CN218317399U | 2023-01-17 | 董骥; 王明杰; 李涛; 王佳音 |
| 本申请属于飞行器控制技术领域，特别涉及一种飞机襟翼不同步运动检测装置。所述飞机襟翼不同步运动检测装置包括分别安装在内襟翼(7)的第一倾角传感器(51)及安装在外襟翼(6)上的第二倾角传感器(52)，所述第一倾角传感器(51)及所述第二倾角传感器(52)均连接有襟翼控制器(1)，所述襟翼控制器(1)被配置成当所述第一倾角传感器(51)与所述第二倾角传感器(52)的差值大于门限值时，发出报警信号。本申请将采集到的角度值实时上报给襟翼控制器进行结算，结合预设的门限值进行比较处理，解决了襟翼不同步运动的检测问题，实现了襟翼的余度控制，提升了高升力系统的安全性。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利 | ||||||
| 210 | 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。 | ||||||
| 211 | 襟翼舵的十字头传动装置 | CN200720068575.2 | 2007-04-02 | CN201023648Y | 2008-02-20 | 杨存国; 宋惊雷; 周泳 |
| 本实用新型公开一种襟翼舵的十字头传动装置，涉及高升力舵襟翼舵的传动装置的技术领域；所要解决的是襟翼舵传动的技术问题；该十字头传动装置包括一主舵，固设有舵杆；一襟翼舵，转动连接主舵的后缘；一舵承，舵杆枢设于舵承；一支架，固设于舵承；其特征在于，还包括十字头，所述十字头的竖件为竖轴，十字头竖轴枢设于支架的主舵正舵位置中线上的舵杆靠襟翼舵的一侧，并且十字头竖轴轴线至舵杆轴线的距离小于襟翼舵轴线至舵杆轴线的距离；所述十字头的横件为导向组件，内设可滑动的导杆，所述导杆的后端固定于襟翼舵的顶部；本实用新型具有耐用性好，结构简单，安全有效，便于安装、拆卸、维修，从而提高舵效的有益效果。 | ||||||
| 212 | 一种可前后扫掠式的扑翼飞行器装置 | CN201820106031.9 | 2018-01-22 | CN207737497U | 2018-08-17 | 刘强; 李强; 房志飞; 周晓勤; 许蓬子; 冯军; 高昊 |
| 本实用新型提供一种可前后扫掠式的扑翼飞行器装置，属于飞行器技术领域。机架为左右两侧对称的双机架结构，动力系统、控制系统分别固连在机架内部，尾翼固连在机架的尾部，右扑翼和左扑翼结构相同；右扑动机构和左扑动机构分别与机架外部左右两侧对称固定连接，右扑动机构和左扑动机构结构相同，右扑翼和左扑翼分别和右扑动机构和左扑动机构固定连接。优点是结构新颖，它具有扑动和前后掠动两个自由度，扑动和前后掠动耦合形式同时为扑翼飞行器提供了高升力和大推力，极大改善了飞行器气动性能，提高了续航能力，具有气动效率高和机动性强的优势，能够完成行航拍、地质测量、军事侦察等复杂任务。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利 | ||||||
| 213 | 一种新型振幅可控高升力稳定的扑翼飞行器 | CN201820471471.4 | 2018-04-04 | CN207595262U | 2018-07-10 | 刘泽宇; 张静; 杨怀银; 李君; 冷子珺; 郭鸿铭; 王荣荣; 马韵辰 |
| 本实用新型公开了一种新型振幅可控高升力稳定的扑翼飞行器，属于飞行技术领域。其解决了现有技术中扑翼结构飞行器存在的左右摇杆上下扑动不对称、飞行器一边倾斜等技术问题。其包括机架及扑翼装置，机架包括一竖向推杆、两个连杆，两个连杆上连接有两个扑翼，在竖向推杆上设置有限制其进行竖向运动的限位机构，在竖向推杆的尾部连接有横向滑动槽，在横向滑动槽上设置有螺栓，分别为第一螺栓和第二螺栓，二者分别连接有第一齿轮和第二齿轮，通过第一齿轮、第二齿轮旋转来驱动竖向推杆在竖直方向运动；在两个齿轮上还设置有调节槽，通过调节槽改变竖向推杆的运动范围。本实用新型扑翼的运动振幅可以调节，且飞行更加平稳，能适应不同的飞行环境。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利 | ||||||
| 214 | 一种新型高升力垂直起降飞行器 | CN201620406354.0 | 2016-05-06 | CN205602117U | 2016-09-28 | 刘行伟; 高超; 胡旭 |
| 本实用新型公开了一种新型高升力垂直起降飞行器，该飞行器包括：机身、设置在机身的机尾两侧的主翼，所述主翼由内侧主翼和外侧主翼共形构成，所述内侧主翼为前掠翼，前掠角为10°~75°，所述机身的机尾上方设置有两个垂尾，所述机身的机头两侧设置有鸭翼，所述机身的上方设置有旋翼，所述内侧主翼和外侧主翼之间设置有动力装置，所述机身的下部设置有起落架。本实用新型器兼顾了垂直起降和高速、长航时、大航程的飞行性能，具有较大任务载荷的特性，使得高速飞行时升阻特性和动力系统的推进效率将高于直升机和倾转旋翼机，具有更宽的飞行包线，同时升力和水平推力控制解耦，使飞机平稳地由低速飞行状态过渡到高速巡航状态。 | ||||||
| 215 | 一种高升力翼飞机 | CN201420788923.3 | 2014-12-15 | CN204297058U | 2015-04-29 | 王志成 |
| 一种高升力翼飞机，属航空技术领域，包括机身、尾翼、左机翼、右机翼、左转叶器、右转叶器、左电机、右电机、拉力装置和起落架。左机翼和右机翼结构相同对称布置于机身的左右两侧。左转叶器安装在左凹槽内。左转叶器的主轴与左电机相连。右转叶器与左转叶器结构和工作原理相同，两者对称布置。左电机和右电机相同，它们对称安装。左转叶器包括主轴、中心半齿齿轮和三个或四个结构相同的转叶。中心半齿齿轮与叶齿轮的传动比为1∶1。臂轴处于主轴正上方竖直位置时该转叶的叶片与该臂轴在同一横向铅垂面内。左转叶器和右转叶器能使左机翼和右机翼上表面的气流加速，有利于产生升力。该飞机能短距起降及空中超低速飞行，机动性高且安全性好。 | ||||||
| 216 | 一种掠动式扑翼飞行器装置 | CN201820726478.6 | 2018-05-16 | CN208470109U | 2019-02-05 | 刘强; 李强; 冯军; 周晓勤; 许蓬子; 房志飞; 高昊 |
| 本实用新型涉及一种掠动式扑翼飞行器装置，属于飞行器技术领域。包括机架、右扑翼、动力系统、控制系统、尾翼、左扑翼，还包括右扑动机构、左扑动机构，右扑动机构和左扑动机构结构相同，分别对称布置于机架的左右两侧，并与机架固连，右扑翼和左扑翼分别和右扑动机构和左扑动机构固连。本实用新型的优点是结构新颖，两翼翼尖运动轨迹为空间“椭圆形”，和自然界中部分鸟类和飞行昆虫运动模式相似，具有扑动和前后掠动两个自由度，并具有大攻角，扑动和掠动的耦合形式有利于扑翼飞行器高升力和大推力的产生，改善了飞行器气动性能，具有气动效率高和机动性强的优势。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利 | ||||||
| 217 | HIGH LIFT SYSTEM FOR AN AIRCRAFT WITH A HIGH LIFT FLAP AND METHOD FOR ADJUSTING THE HIGH LIFT FLAP | PCT/EP2009006271 | 2009-08-28 | WO2010022978A3 | 2010-07-22 | RECKZEH DANIEL; SCHINDLER KLAUS |
| The invention relates to a high-lift system for an aircraft with at least one high-lift flap arranged on each of the main wings (1) of the aircraft, comprising a pilot input device for generating flight-phase related commands for the at least one high-lift flap, wherein at least one start command is included in the commands, a control device with functional connection to the pilot input device with a converter function by means of which the flight-phase related commands are converted into control actions for operating a drive device for setting or adjusting the at least one high-lift flap adjustment position, wherein a defined flight phase is the start phase and the conversion function of the control device is designed such that said device, on a start command, generates control action at the drive device, such that the leading edge flap (3) of the at least one high lift flap is arranged in an adjustment position wherein there is a gap between the leading edge flap (3) and the main wing (1) with a gap width of 0.1% to 0.4% based on the local wing depth. The invention further relates to a method for adjusting at least one high lift flap on each of the main wings (1) of an aircraft. | ||||||
| 218 | HOCHAUFTRIEBSSYSTEM EINES FLUGZEUGS, FLUGZEUGSYSTEM UND PROPELLER-FLUGZEUG MIT EINEM HOCHAUFTRIEBSSYSTEM | PCT/EP2010/002358 | 2010-04-16 | WO2010118886A2 | 2010-10-21 | RUCKES, Ina; SCHEFFERS, Peter; WILLMER, Michael; SPILLER, Olaf |
Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, aufweisend: - eine oder mehrere Hochauftriebsklappen (14a, 14b), - eine Ansteuerungsvorrichtung (60, 160) mit einer Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen (14a, 14b), - eine mit den Hochauftriebsklappen (14a, 14b) gekoppelte Antriebsvorrichtung (63, 163), die derart ausgeführt ist, dass diese aufgrund von Ansteuerungskommandos die Hochauftriebsklappen (14a, 14b) zwischen einer eingefahrenen Stellung und einer ausgefahrenen Stellung verstellt, wobei die Ansteuerungsfunktion auf der Basis von Eingangswerten Stellkommandos erzeugt und an die Antriebsvorrichtung (63, 163) zur Verstellung der Hochauftriebsklappen (14a, 14b) sendet, und wobei die Ansteuerungsfunktion eine Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe (14a, 14b) im Fluge aufweist, die in einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) eine Ausfahrstellung einnimmt, unter Berücksichtigung eines Triebwerksschubs und einer minimalen Flughöhe ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) einfährt. |
||||||
| 219 | 飞行器的翼面上的高升力系统 | CN200880014403.4 | 2008-05-05 | CN101674980B | 2012-10-24 | 格尔德·黑勒 |
| 一种飞行器的翼面上的高升力系统，其包括主翼(H)并包括前缘襟翼(V)，所述主翼具有弯曲的主翼前端(N)，所述前缘襟翼通过多个连杆(a、b、c)的装置以能够收回的方式设置在所述主翼(H)上，使得所述前缘襟翼能够从收回位置(I)运动至完全延伸位置(III)，同时沿翼弦方向增大翼型的扩展、增大翼型的弯曲度并且露出间隙(g)，所述间隙将动力空气从所述前缘襟翼(V)的下侧引导至所述主翼(H)的上侧。根据本发明，所述连杆装置(a、b、c)构造成四杆机构的形式并包括第一连杆(a)和第二连杆(b)，其中所述第一连杆(a)在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼(H)上的第一点(A)，而所述第二连杆(B)在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼(H)上的相距所述第一点一定距离的第二点(B)，并且所述第一连杆和所述第二连杆在各自的另一个端部处以枢接的方式分别连接于第三连杆(c)的相反端部，所述第三连杆为所述前缘襟翼(V)的一部分并限定了所述前缘襟翼的延伸运动，其中，所述连杆(a、b、c)的长度及相互位置与所述主翼前端(N)的弯曲度彼此相配，使得：在所述延伸运动的从所述收回位置(I)到中间位置(II)的第一部分的过程中，所述前缘襟翼(V)的后缘(K)基本上挡住所述前缘襟翼(V)与所述主翼(H)之间的所述间隙(g)；并且，在所述延伸运动的所述中间位置(II)之后的另一部分的过程中，所述前缘襟翼(V)的所述后缘(K)逐渐使所述间隙(g)露出。 | ||||||
| 220 | 飞行器的翼面上的高升力系统 | CN200880014403.4 | 2008-05-05 | CN101674980A | 2010-03-17 | 格尔德·黑勒 |
| 一种飞行器的翼面上的高升力系统，其包括主翼(H)并包括前缘襟翼(V)，所述主翼具有弯曲的主翼前端(N)，所述前缘襟翼通过多个连杆(a、b、c)的装置以能够收回的方式设置在所述主翼(H)上，使得所述前缘襟翼能够从收回位置(I)运动至完全延伸位置(III)，同时沿翼弦方向增大翼型的扩展、增大翼型的弯曲度并且露出间隙(g)，所述间隙将动力空气从所述前缘襟翼(V)的下侧引导至所述主翼(H)的上侧。根据本发明，所述连杆装置(a、b、c)构造成四杆机构的形式并包括第一连杆(a)和第二连杆(b)，其中所述第一连杆(a)在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼(H)上的第一点(A)，而所述第二连杆(B)在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼(H)上的相距所述第一点一定距离的第二点(B)，并且所述第一连杆和所述第二连杆在各自的另一个端部处以枢接的方式分别连接于第三连杆(c)的相反端部，所述第三连杆为所述前缘襟翼(V)的一部分并限定了所述前缘襟翼的延伸运动，其中，所述连杆(a、b、c)的长度及相互位置与所述主翼前端(N)的弯曲度彼此相配，使得：在所述延伸运动的从所述收回位置(I)到中间位置(II)的第一部分的过程中，所述前缘襟翼(V)的后缘(K)基本上挡住所述前缘襟翼(V)与所述主翼(H)之间的所述间隙(g)；并且，在所述延伸运动的所述中间位置(II)之后的另一部分的过程中，所述前缘襟翼(V)的所述后缘(K)逐渐使所述间隙(g)露出。 | ||||||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈