| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 101 | 飞机的高升力系统以及具有该高升力系统的飞机 | CN201180023782.5 | 2011-03-08 | CN102947175B | 2015-06-10 | 布克哈德·哥林 |
| 一种具有主翼和多个控制襟翼的高升力系统，其中至少局部给各引导装置提供整流罩，所述高升力系统具有用沿着主翼弦向延伸的至少两个进气管道控制所述高升力系统周围的流的流控装置，在每种情况下，进气管道有至少一个入口，所述装置位于所述高升力系统的下表面之上或者之下，其中另外提供至少一个排空气的管道，与所述进气管道以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口，位于至少一个调节襟翼的上表面之上和/或者在主翼弦向方面，在所述高升力系统的主翼的后三分之一中。 | ||||||
| 102 | 飞机的高升力系统 | CN201180023782.5 | 2011-03-08 | CN102947175A | 2013-02-27 | 布克哈德·哥林 |
| 一种具有主翼和多个控制襟翼的高升力系统，其中至少局部给各引导装置提供整流罩，所述高升力系统具有用沿着主翼弦向延伸的至少两个进气管道控制所述高升力系统周围的流的流控装置，在每种情况下，进气管道有至少一个入口，所述装置位于所述高升力系统的下表面之上或者之下，其中另外提供至少一个排空气的管道，与所述进气管道以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口，位于至少一个调节襟翼的上表面之上和/或者在主翼弦向方面，在所述高升力系统的主翼的后三分之一中。 | ||||||
| 103 | 一族水下高升力低空化翼型 | CN202210406033.0 | 2022-04-18 | CN114572340A | 2022-06-03 | 邓磊; 高永卫; 尹凯; 惠增宏 |
| 本发明公开了一族水下高升力低空化翼型，应用于机翼翼稍位置或翼根位置；当应用于机翼翼稍位置时：翼型的升力系数为1.0，最大相对厚度12％，最大厚度位置23.9％C，最大弯度2.87％，最大弯度位置25.6％C；其中，C为弦长，上述参数均以弦长为1为基准；本发明根据水下海流能发电装置升力机翼的性能要求，设计了一族具有高升力、高升阻比、失速和缓、抗空化的适用于水下高升力机翼的翼型，该翼型性能对标国外NACA6和NACA2系列翼型，具有高升力、抗空化和失速性能和缓的特点，满足水下高升力机翼对翼型性能的要求。 | ||||||
| 104 | 一族水下高升力低空化翼型 | CN202210406033.0 | 2022-04-18 | CN114572340B | 2023-02-03 | 邓磊; 高永卫; 尹凯; 惠增宏 |
| 本发明公开了一族水下高升力低空化翼型，应用于机翼翼稍位置或翼根位置；当应用于机翼翼稍位置时：翼型的升力系数为1.0，最大相对厚度12％，最大厚度位置23.9％C，最大弯度2.87％，最大弯度位置25.6％C；其中，C为弦长，上述参数均以弦长为1为基准；本发明根据水下海流能发电装置升力机翼的性能要求，设计了一族具有高升力、高升阻比、失速和缓、抗空化的适用于水下高升力机翼的翼型，该翼型性能对标国外NACA6和NACA2系列翼型，具有高升力、抗空化和失速性能和缓的特点，满足水下高升力机翼对翼型性能的要求。 | ||||||
| 105 | 一种高升力系统全机加载动态试验方法 | CN201510367023.0 | 2015-06-29 | CN104931250B | 2018-04-13 | 左朋杰; 张建刚 |
| 本发明涉及飞机高升力系统试验领域，具体涉及一种高升力系统全机加载动态试验方法，以解决目前的高升力系统设计试验结果不准确的问题。本发明的高升力系统全机加载动态试验方法，通过加载作动器向一预定角度状态下的增升装置的翼面逐级加载气动载荷，并判断在预定角度下，气动载荷逐级加载至极限载荷过程中是否有故障复现，从而得到飞机故障时的加载载荷大小，能够真实模拟飞机高升力系统的真实飞行情况，证试验高升力系统\相关的增升装置\翼盒等在全机试验中的受力状态与空中情况一致，并解决飞机重大飞行故障；另外，本专利突破了动态驱动\协调加载技术，从本质上改变了以往的试验方法的严重不足和缺陷。 | ||||||
| 106 | 一种高升力系统全机加载动态试验方法 | CN201510367023.0 | 2015-06-29 | CN104931250A | 2015-09-23 | 左朋杰; 张建刚 |
| 本发明涉及飞机高升力系统试验领域，具体涉及一种高升力系统全机加载动态试验方法，以解决目前的高升力系统设计试验结果不准确的问题。本发明的高升力系统全机加载动态试验方法，通过加载作动器向一预定角度状态下的增升装置的翼面逐级加载气动载荷，并判断在预定角度下，气动载荷逐级加载至极限载荷过程中是否有故障复现，从而得到飞机故障时的加载载荷大小，能够真实模拟飞机高升力系统的真实飞行情况，证试验高升力系统\相关的增升装置\翼盒等在全机试验中的受力状态与空中情况一致，并解决飞机重大飞行故障；另外，本发明突破了动态驱动\协调加载技术，从本质上改变了以往的试验方法的严重不足和缺陷。 | ||||||
| 107 | 用于遮挡耳轴开口的挡板组件和挡板布置以及配备有它们的高升力系统和飞行器 | CN202080076174.X | 2020-10-14 | CN114616174A | 2022-06-10 | 安德烈亚尼·吕克 |
| 为了改进高升力装置与整流罩之间的过渡处的密封，本发明提出了可以安装在高升力系统(16)中的挡板组件(54)，从而形成挡板布置(24)。挡板组件(54)包括挡板面板(30)以及可能的驱动构件(32)。挡板组件(54)可以安装在高升力系统(16)中，以形成挡板布置(24)的任何实施例。挡板布置(24)遮挡耳轴开口(22)并且可以以连续且严格单调的方式与高升力装置(18)的移动相对应地移动。 | ||||||
| 108 | 飞机的高升力系统 | CN201910951194.6 | 2019-10-08 | CN110733628A | 2020-01-31 | 徐东光; 王伟达; 徐向荣; 杨志丹; 刘锦涛; 王晓熠 |
| 本发明公开了一种飞机的高升力系统，高升力系统包括襟/缝翼电子控制装置、布置于飞机的两侧机翼上的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装置，襟/缝翼传感装置被配置为能够探测襟/缝翼的站位角度，其中高升力系统还包括分别布置于飞机的两侧机翼上的多个远程数据接口装置，每个远程数据接口装置经由通信线缆分别独立地连接布置于同侧机翼的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装置，并经由总线线缆连接襟/缝翼电子控制装置。根据本发明的飞机的高升力系统，通过创新布置大幅减少了传感装置所需的线缆数量和重量，从而显著减轻了整个系统的总重量，并且能够有效保障高升力系统的可靠性。 | ||||||
| 109 | 飞行器机翼组件 | CN201780075540.8 | 2017-12-04 | CN110049918B | 2022-12-23 | 惠欣宇; 克里斯多佛·鲍尔 |
| 提出了一种飞行器机翼组件，其包括主翼部分、高升力装置，该高升力装置包括具有上蒙皮部分和下蒙皮部分的流动表面，其中，高升力装置能够在位于主翼部分处的缩回位置与限定高升力装置与主翼部分之间的间隙的展开位置之间移动，其中，主翼部分和处于缩回位置的高升力装置限定具有位于后缘与前缘之间的当地弦长的翼型，其中，前缘在高升力装置的流动表面上位于上蒙皮部分与下蒙皮部分之间，其中，高升力装置的流动表面包括第一流动表面部分、第二流动表面部分和第三流动表面部分，其中，第一流动表面部分是被微穿孔的，以用于空气流入，其中，第一流动表面部分在上蒙皮上从前缘沿翼弦方向延伸当地弦长的2％或更少并且在下蒙皮上从前缘沿翼弦方向延伸当地弦长的2％或更少，并且其中，第二流动表面部分不是被微穿孔的，并且第二流动表面在上蒙皮部分的其余部分上延伸，并且其中，第三流动表面部分不是被微穿孔的，并且第三流动表面在下蒙皮部分的其余部分上延伸。 | ||||||
| 110 | 飞行器机翼组件 | CN201780075540.8 | 2017-12-04 | CN110049918A | 2019-07-23 | 惠欣宇; 克里斯多佛·鲍尔 |
| 提出了一种飞行器机翼组件(5)，其包括主翼部分(21)、高升力装置(9)，该高升力装置包括具有上蒙皮部分(25)和下蒙皮部分(27)的流动表面，其中，高升力装置能够在位于主翼部分处的缩回位置与限定高升力装置与主翼部分之间的间隙(37)的展开位置之间移动，其中，主翼部分和处于缩回位置的高升力装置限定具有位于后缘(15)与前缘(11)之间的当地弦长(c(y))的翼型，其中，前缘在高升力装置的流动表面上位于上蒙皮部分与下蒙皮部分之间，其中，高升力装置的流动表面包括第一流动表面部分(23)、第二流动表面部分(25)和第三流动表面部分(27)，其中，第一流动表面部分是被微穿孔的，以用于空气流入，其中，第一流动表面部分在上蒙皮上从前缘沿翼弦方向延伸当地弦长的2％或更少并且在下蒙皮上从前缘沿翼弦方向延伸当地弦长的2％或更少，并且其中，第二流动表面部分不是被微穿孔的，并且第二流动表面在上蒙皮部分的其余部分上延伸，并且其中，第三流动表面部分不是被微穿孔的，并且第三流动表面在下蒙皮部分的其余部分上延伸。 | ||||||
| 111 | 飞机的高升力系统和具有该高升力系统的飞机 | CN201080064864.X | 2010-12-23 | CN102781776B | 2015-06-03 | 布克哈德·哥林 |
| 一种高升力系统(100)，具有主翼(112)和多个可调节襟翼(110)、以及用于保持住所述可调节襟翼(110)的多个引导装置和用于调节所述可调节襟翼(110)的多个调节装置(120)，其中所述各引导装置(130)和/或调节装置(120)至少有一部分包括整流罩(118)，所述高升力系统包括用于影响所述高升力系统(100)周围的流的流影响装置，所述流影响装置具有至少一个进气线(20)，该进气线具有位于所述高升力系统(100)底部上或者之下的至少一个入口，其中，此外提供至少一个排空气的排气线(30)，它包括连接到所述进气线(10)的流体连通连接，并包括位于所述高升力系统(100)的至少一个可调节襟翼(110)的区域内的顶部的至少一个出口。 | ||||||
| 112 | 飞机的高升力系统 | CN201910951194.6 | 2019-10-08 | CN110733628B | 2022-08-12 | 徐东光; 王伟达; 徐向荣; 杨志丹; 刘锦涛; 王晓熠 |
| 本发明公开了一种飞机的高升力系统，高升力系统包括襟/缝翼电子控制装置、布置于飞机的两侧机翼上的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装置，襟/缝翼传感装置被配置为能够探测襟/缝翼的站位角度，其中高升力系统还包括分别布置于飞机的两侧机翼上的多个远程数据接口装置，每个远程数据接口装置经由通信线缆分别独立地连接布置于同侧机翼的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装置，并经由总线线缆连接襟/缝翼电子控制装置。根据本发明的飞机的高升力系统，通过创新布置大幅减少了传感装置所需的线缆数量和重量，从而显著减轻了整个系统的总重量，并且能够有效保障高升力系统的可靠性。 | ||||||
| 113 | 飞机的高升力系统 | CN201080064864.X | 2010-12-23 | CN102781776A | 2012-11-14 | 布克哈德·哥林 |
| 一种高升力系统(100)，具有主翼(112)和多个可调节襟翼(110)、以及用于保持住所述可调节襟翼(110)的多个引导装置和用于调节所述可调节襟翼(110)的多个调节装置(120)，其中所述各引导装置(130)和/或调节装置(120)至少有一部分包括整流罩(118)，所述高升力系统包括用于影响所述高升力系统(100)周围的流的流影响装置，所述流影响装置具有至少一个进气线(20)，该进气线具有位于所述高升力系统(100)底部上或者之下的至少一个入口，其中，此外提供至少一个排空气的排气线(30)，它包括连接到所述进气线(10)的流体连通连接，并包括位于所述高升力系统(100)的至少一个可调节襟翼(110)的区域内的顶部的至少一个出口。 | ||||||
| 114 | 机翼组件、机翼以及飞行器 | CN202310931377.8 | 2023-07-27 | CN117465661A | 2024-01-30 | 丹尼斯·克赖; 伯恩哈德·施利普夫 |
| 本发明涉及一种机翼组件、机翼和飞行器，机翼组件包括固定机翼部分、高升力装置和将高升力装置可移动地连接至固定机翼部分使得高升力装置能在缩回位置与至少一个延伸位置之间移动的连接组件，连接组件包括：从第一端部部分延伸至第二端部部分的第一连接元件，第一连接元件在第一端部部分处可旋转地连接至固定机翼部分；从第一端部部分延伸至第二端部部分的第二连接元件，第二连接元件在第一端部部分处可旋转地连接至第一连接元件的第二端部部分，第二连接元件包括布置在第二连接元件的第一端部部分与第二端部部分之间的中间部分，高升力装置的第一部分连接至第二连接元件的中间部分，并且高升力装置的第二部分连接至第二连接元件的第二端部部分。 | ||||||
| 115 | 用于致动高升力飞行控制表面的系统和方法 | CN201880075332.2 | 2018-11-19 | CN111372852A | 2020-07-03 | 埃胡德·察巴里 |
| 公开了一种用于致动飞机的一个或多个高升力飞行控制表面的系统和方法。该系统包括在操作上联接在传动系和与飞机的机翼相关联的一个或多个高升力飞行控制表面之间的致动器。所述致动器被构造用以响应于由第一传动系驱动而引起对一个或多个第一高升力飞行控制表面的致动。每个致动器与止回装置相关联，所述止回装置被构造用以防止该一个或多个高升力飞行控制表面上的空气载荷驱动该一个或多个高升力飞行控制表面。该系统还包括可应用于传动系的后备制动器。在识别出发展中的不安全状况时，诸如在飞机的每个机翼的飞行控制表面之间的不对称状况或飞行控制表面的不受命令的运动，能够应用所述后备制动器。 | ||||||
| 116 | 一种飞机高升力系统动力学建模方法 | CN201911347722.3 | 2019-12-24 | CN111143987B | 2023-08-04 | 左朋杰; 于安元; 张晓翠; 张伟涛; 陈松松 |
| 本发明公开了一种飞机高升力系统动力学建模方法，包括步骤1：计算各个作动器之间的所有扭力管的刚度keq；步骤2：建立传动线系中的减速器的数学模型；步骤3：建立传动线系与增升装置之间的复合机构的组合数学模型；步骤4：计算每个复合机构及襟翼的转动惯量；步骤5：通过拉格朗日法等动力学分析方法，建立高升力系统动力学模型，本发明解决了飞机高升力系统研制中的动力学问题，对于铁鸟试验中的故障能给出精确的故障机理，在高升力系统设计中，解决了减速器保护门限设计、系统故障载荷计算等关键问题，提高了研制效率，极大地降低了高升力系统的成本，解决了研制瓶颈问题。 | ||||||
| 117 | 一种飞机高升力系统动力学建模方法 | CN201911347722.3 | 2019-12-24 | CN111143987A | 2020-05-12 | 左朋杰; 于安元; 张晓翠; 张伟涛; 陈松松 |
| 本发明公开了一种飞机高升力系统动力学建模方法，包括步骤1：计算各个作动器之间的所有扭力管的刚度keq；步骤2：建立传动线系中的减速器的数学模型；步骤3：建立传动线系与增升装置之间的复合机构的组合数学模型；步骤4：计算每个复合机构及襟翼的转动惯量；步骤5：通过拉格朗日法等动力学分析方法，建立高升力系统动力学模型，本发明解决了飞机高升力系统研制中的动力学问题，对于铁鸟试验中的故障能给出精确的故障机理，在高升力系统设计中，解决了减速器保护门限设计、系统故障载荷计算等关键问题，提高了研制效率，极大地降低了高升力系统的成本，解决了研制瓶颈问题。 | ||||||
| 118 | 用于飞机的具有高升力襟翼的高升力系统和用于调节高升力襟翼的方法 | CN200980133901.5 | 2009-08-28 | CN102137793B | 2014-11-12 | 丹尼尔·雷克策; 克劳斯·申德勒 |
| 本发明涉及一种用于飞机的具有设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的高升力系统，其具有：用于产生用于至少一个高升力襟翼的有关飞行阶段的要求的飞行员输入装置，其中至少一个起飞要求属于这些要求；与飞行员输入装置功能性连接的具有转换功能的控制装置，借助所述转换功能，将有关飞行阶段的要求转换为用于操纵用于设定或调节至少一个高升力襟翼的调节状态的驱动装置的执行指令，其中可预设的飞行阶段为起飞阶段，其中控制装置的转换功能设计成，使得该控制装置根据起飞要求产生用于驱动装置的执行指令，其中至少一个高升力襟翼的前缘襟翼(3)设置在调节状态下，其中在前缘襟翼(3)和主机翼(1)之间存在缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽。本发明还涉及一种用于调节设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的方法。 | ||||||
| 119 | 用于飞机的具有高升力襟翼的高升力系统和用于调节高升力襟翼的方法 | CN200980133901.5 | 2009-08-28 | CN102137793A | 2011-07-27 | 丹尼尔·雷克策; 克劳斯·申德勒 |
| 本发明涉及一种用于飞机的具有设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的高升力系统，其具有：用于产生用于至少一个高升力襟翼的有关飞行阶段的要求的飞行员输入装置，其中至少一个起飞要求属于这些要求；与飞行员输入装置功能性连接的具有转换功能的控制装置，借助所述转换功能，将有关飞行阶段的要求转换为用于操纵用于设定或调节至少一个高升力襟翼的调节状态的驱动装置的执行指令，其中可预设的飞行阶段为起飞阶段，其中控制装置的转换功能设计成，使得该控制装置根据起飞要求产生用于驱动装置的执行指令，其中至少一个高升力襟翼的前缘襟翼(3)设置在调节状态下，其中在前缘襟翼(3)和主机翼(1)之间存在缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽。本发明还涉及一种用于调节设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的方法。 | ||||||
| 120 | 用于飞行器机翼的高升力系统 | CN201180048363.7 | 2011-10-05 | CN103153784B | 2016-09-28 | 克里斯托夫·温克尔曼 |
| 一种用于飞行器的机翼（6）的高升力系统（2），包括以可移动的方式保持的高升力的襟翼（4）、至少一个驱动单元（20）、连接至驱动单元的至少一个传动轴（8）、以及分布在传动轴上并且连接至高升力襟翼以移动该高升力襟翼的多个致动器装置（12a‑121）。致动器装置各自包括从动元件（14a‑14l）以及扭矩限制装置（13）。根据本发明，两个相邻致动器装置的从动元件使用单独的扭矩传递装置（16a‑16d，19a‑19b）以非旋转的方式相互连接。如果一个致动器装置被阻塞，例如由于有缺陷的齿装置或一些其他的缺陷，完好的致动器装置产生的扭矩将增加并且触发其扭矩限制装置。这确保了同步操作以及在故障的情况下防止了对襟翼的损坏或襟翼的脱离。 | ||||||
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