| 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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| 121 | 用于飞行器的高升力系统 | CN201280027739.0 | 2012-04-05 | CN103582596A | 2014-02-12 | 马库斯·克里斯特曼; 克里斯托夫·吉贝勒; 马丁·雷克西克; 比约恩·德尔 |
| 本发明提供了一种用于飞行器（400）的高升力系统（300），该高升力系统（300）以全电动的方式使飞行器的着陆襟翼（301a-301d）伸出和缩回。在此背景下，使用了全电动的驱动装置（200），该全电动的驱动装置（200）包括具有内部冗余的电动马达（201a），以此方式使得电动马达构造成容错电动马达。由此可以在电动马达中无联接齿轮单元的情况下运行。 | ||||||
| 122 | 用于飞行器机翼的高升力系统 | CN201180048363.7 | 2011-10-05 | CN103153784A | 2013-06-12 | 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。 | ||||||
| 123 | 一种飞机的高升力系统 | CN201080064862.0 | 2010-12-23 | CN102781775A | 2012-11-14 | 布克哈德·哥林; 托马斯·洛克斯基 |
| 一种高升力系统(100)，具有主翼(112)和多个调节襟翼(110)、以及用于安装所述调节襟翼的承载装置(130)、以及用于定位所述调节襟翼(110)的定位装置(120)，其中所述各承载装置(130)和/或定位装置(120)至少部分具有整流罩(118)，具有用于控制所述高升力系统(100)周围的流并具有带至少一个入口(22)的进气管道(20)的流控制装置，所述装置位于所述高升力系统的下表面上或之下，其中进一步提供排空气的至少一个排气管道，它与所述进气管道(20)以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口(110)，位于所述高升力系统(100)的至少一个调节襟翼的区域中的上表面(102)。 | ||||||
| 124 | 用于前缘和后缘装置的控制接口 | CN201410478916.8 | 2014-09-18 | CN104443357B | 2018-08-31 | M·A·莫沙; M·R·芬恩; A·托热恩 |
| 本申请公开一种用于控制飞机的高升力装置的系统，该系统可以包括放置在飞机的驾驶舱中的接口。该接口可以包括用于控制该高升力装置的位置的边缘控制装置。该接口可操作成选择多个控制装置位置中的任何一个。所述多个控制装置位置中的每一个可以与该飞机的不同飞行阶段相对应。该边缘控制装置可操作成响应选择第一控制装置位置接合命令模式，以用于根据与该第一控制装置位置相关联的飞行阶段以自动方式致动该高升力装置。 | ||||||
| 125 | 用于前缘和后缘装置的控制接口 | CN201410478916.8 | 2014-09-18 | CN104443357A | 2015-03-25 | M·A·莫沙; M·R·芬恩; A·托热恩 |
| 本申请公开一种用于控制飞机的高升力装置的系统，该系统可以包括放置在飞机的驾驶舱中的接口。该接口可以包括用于控制该高升力装置的位置的边缘控制装置。该接口可操作成选择多个控制装置位置中的任何一个。所述多个控制装置位置中的每一个可以与该飞机的不同飞行阶段相对应。该边缘控制装置可操作成响应选择第一控制装置位置接合命令模式，以用于根据与该第一控制装置位置相关联的飞行阶段以自动方式致动该高升力装置。 | ||||||
| 126 | 用于飞行器的机翼组件的致动器装置、机翼组件及飞行器 | CN202310614688.1 | 2023-05-29 | CN117141711A | 2023-12-01 | 卢奇·安德烈亚尼; 弗洛里安·洛伦茨 |
| 本发明提出了一种用于飞行器的机翼组件的致动器装置(20)、机翼组件及飞行器，以改善飞行器(10)的空气动力学性能并且减小阻力和重量。在这种装置中，对高升力装置(24)比如襟翼进行支承并且对该高升力装置的运动进行引导的高升力装置支承件(22)与控制一个或更多个控制表面(40)的控制式致动器组件(46)轴向对准。这样，单个支承件整流罩(30)足以覆盖轨道构件(26)和控制式致动器组件(46)两者，由此允许阻力和重量减小。 | ||||||
| 127 | 一种飞机的高升力系统以及具有该高升力系统的飞机 | CN201080064862.0 | 2010-12-23 | CN102781775B | 2015-05-20 | 布克哈德·哥林; 托马斯·洛克斯基 |
| 一种高升力系统(100)，具有主翼(112)和多个调节襟翼(110)、以及用于安装所述调节襟翼的承载装置(130)、以及用于调节所述调节襟翼(110)的调节装置，其中所述各承载装置(130)和/或调节装置至少部分具有整流罩(118)，具有用于控制所述高升力系统(100)周围的流并具有带至少一个入口(22)的进气管道(20)的流控制装置，所述装置位于所述高升力系统的下表面上或之下，其中进一步提供排空气的至少一个排气管道，它与所述进气管道(20)以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口(110)，位于所述高升力系统(100)的至少一个调节襟翼的区域中的上表面(102)。 | ||||||
| 128 | 机翼和包括这种机翼的飞机 | CN201510236360.6 | 2015-05-11 | CN105083530B | 2017-05-10 | 马丁·雷西克 |
| 一种机翼包括主翼、高升力件和至少两个间隔的用于可移动地将高升力件连接到主翼的连接系统，各连接系统包括主翼上的轨道元件、具有第一支撑表面和第一轨道侧壁、致动器装置、驱动杆和连接到高升力件且有啮合部滑架装置。当连接系统失灵高升力件仍保持在尽可能不偏斜位置，其这样实现，啮合部包括有滑动支座和第一支座侧壁的支座，第一支座表面由轨道元件对应第一支撑表面支撑且适于沿其移动，支座和轨道元件的啮合使当支座与轨道元件对齐时第一轨道侧壁与第一支座侧壁隔开以允许滑架装置沿轨道元件线性运动，当支座相对轨道元件偏斜时第一支座侧壁与第一轨道侧壁接触使支座抵靠轨道元件锁定且禁止滑架装置沿轨道元件移动。 | ||||||
| 129 | 机翼和包括这种机翼的飞机 | CN201510236360.6 | 2015-05-11 | CN105083530A | 2015-11-25 | 马丁·雷西克 |
| 一种机翼包括主翼、高升力件和至少两个间隔的用于可移动地将高升力件连接到主翼的连接系统，各连接系统包括主翼上的轨道元件、具有第一支撑表面和第一轨道侧壁、致动器装置、驱动杆和连接到高升力件且有啮合部滑架装置。当连接系统失灵高升力件仍保持在尽可能不偏斜位置，其这样实现，啮合部包括有滑动支座和第一支座侧壁的支座，第一支座表面由轨道元件对应第一支撑表面支撑且适于沿其移动，支座和轨道元件的啮合使当支座与轨道元件对齐时第一轨道侧壁与第一支座侧壁隔开以允许滑架装置沿轨道元件线性运动，当支座相对轨道元件偏斜时第一支座侧壁与第一轨道侧壁接触使支座抵靠轨道元件锁定且禁止滑架装置沿轨道元件移动。 | ||||||
| 130 | 一种飞机高升力系统载荷计算方法 | CN201510367111.0 | 2015-06-29 | CN104933259B | 2018-04-13 | 左朋杰; 张建刚 |
| 本发明涉及航空系统设计领域，具体涉及一种飞机高升力系统载荷计算方法，以解决现有计算方法效率低，无法满足设计要求问题。高升力系统中的增升装置与悬挂机构多连接点连接，悬挂机构与高升力系统中的多个运动机构点接触，依据传力路线上各环节的受力与约束情况，可以把传力路线分解为有机联系的增升装置‑悬挂机构、悬挂机构‑运动机构子系统，再基于各子系统设计理念和力学特征，分步解决复杂系统的传力计算问题，计算速度快、计算结果准确可靠，可以完全避免有限元软件所需的复杂而又冗长的过程。 | ||||||
| 131 | 一种飞机高升力系统载荷计算方法 | CN201510367111.0 | 2015-06-29 | CN104933259A | 2015-09-23 | 左朋杰; 张建刚 |
| 本发明涉及航空系统设计领域，具体涉及一种飞机高升力系统载荷计算方法，以解决现有计算方法效率低，无法满足设计要求问题。高升力系统中的增升装置与悬挂机构多连接点连接，悬挂机构与高升力系统中的多个运动机构点接触，依据传力路线上各环节的受力与约束情况，可以把传力路线分解为有机联系的增升装置-悬挂机构、悬挂机构-运动机构子系统，再基于各子系统设计理念和力学特征，分步解决复杂系统的传力计算问题，计算速度快、计算结果准确可靠，可以完全避免有限元软件所需的复杂而又冗长的过程。 | ||||||
| 132 | 为飞行器的高升力面系统、尤其是着陆襟翼系统提供自动载荷减缓的方法和设备 | CN200680047058.5 | 2006-12-08 | CN101331056B | 2011-05-11 | 安德列亚斯·弗莱德曼; 沃尔夫冈·哈特维希; 亚历山大·达尔布瓦; 马丁·里克特 |
| 本发明提供了当发生阻碍时用于为飞行器的高升力面系统、尤其是着陆襟翼系统提供自动载荷减缓的方法和设备，其中响应于控制设备(31，32，35)发射的控制信号，通过本地机械最终控制元件(16，26)致动的至少一个高升力面(11，12，21)通过中央驱动单元(13，23)借助于由中央驱动单元(13，23)产生的传递给转轴装置(15，25)的扭矩而带到预定的位置，所述中央驱动单元(13，23)通过转轴装置(15，25)连接到本地最终控制元件(16，26)。根据本发明，如果记录到指示高升力面系统中存在阻碍的信号，则由中央驱动单元(13，23)传递至转轴装置(15，25)的扭矩将被自动地减小至预定低扭矩值，并且高升力面系统的位置被固定。 | ||||||
| 133 | 为飞行器的高升力面系统、尤其是着陆襟翼系统提供自动载荷减缓的方法和设备 | CN200680047058.5 | 2006-12-08 | CN101331056A | 2008-12-24 | 安德列亚斯·弗莱德曼; 沃尔夫冈·哈特维希; 亚历山大·达尔布瓦; 马丁·里克特 |
| 本发明提供了当发生阻碍时用于为飞行器的高升力面系统、尤其是着陆襟翼系统提供自动载荷减缓的方法和设备，其中响应于控制设备(31，32，35)发射的控制信号，通过本地机械最终控制元件(16，26)致动的至少一个高升力面(11，12，21)通过中央驱动单元(13，23)借助于由中央驱动单元(13，23)产生的传递给转轴装置(15，25)的扭矩而带到预定的位置，所述中央驱动单元(13，23)通过转轴装置(15，25)连接到本地最终控制元件(16，26)。根据本发明，如果记录到指示高升力面系统中存在阻碍的信号，则由中央驱动单元(13，23)传递至转轴装置(15，25)的扭矩将被自动地减小至预定低扭矩值，并且高升力面系统的位置被固定。 | ||||||
| 134 | 用于飞行器的高升力系统和用于影响飞行器的高升力特性的方法 | CN201280020819.3 | 2012-04-27 | CN103502095B | 2015-11-25 | 格扎维埃·于埃; 伯恩哈德·施利普夫 |
| 本发明涉及用于飞行器的高升力系统和用于影响飞行器的高升力特性的方法。在一个方面中，提供一种用于飞行器的高升力系统（16），其包括基体（20）、襟翼（18）和保持元件（26），该襟翼（18）以能够移动的方式安装在基体（20）上并且具有襟翼边缘（22）。高升力系统（16）设置成在襟翼边缘（22）与基体（20）之间形成间隙（32）。保持元件（26）安装在襟翼（18）的靠近襟翼边缘（22）的区域中并且朝向基体（20）延伸以限制襟翼边缘（22）与基体（20）之间的距离。保持元件（26）优选地构造为线状附接装置。因此，襟翼（18）和基体（20）之间的间隙尺寸能够被影响以限制襟翼（18）和基体（20）的加载期间的弯曲效应。 | ||||||
| 135 | 具有高升力襟翼的翼型 | CN201080014156.5 | 2010-03-29 | CN102365203A | 2012-02-29 | 伯恩哈德·施利普夫; 格扎维埃·于埃 |
| 一种机翼(T)，该机翼(T)具有主翼面(H)、高升力襟翼(K)，高升力襟翼(K)设置在机翼(T)上使高升力襟翼(K)能够借助于至少两个调整机构(1、2)运动，至少两个调整机构(1、2)沿着机翼(T)的翼展方向并排设置并且能够借助于驱动装置(50)调整，每个调整机构(10)均具有：第一调整杆(11、21)，该第一调整杆(11、21)通过第一枢转铰接部(13、23)铰接在主翼面上，形成第一旋转轴线(A11、A21)；第二调整杆(12、22)，该第二调整杆(12、22)通过第二枢转铰接部(13、23)铰接在高升力襟翼(K)上，形成第二旋转轴线(A21、A22)；中心铰接部(15、25)，该中心铰接部(15、25)将第一调整杆(11、21)和第二调整杆(12、22)连结在一起，形成第三旋转轴线(A31、A32)。其中中间铰接部件(Z)设置在至少一个调整机构(1、2)上，以联接第一调整杆(11、21)和主翼面(H)，或联接第二调整杆(12、22)和高升力襟翼(K)。 | ||||||
| 136 | 具有高升力襟翼的翼型 | CN201080014156.5 | 2010-03-29 | CN102365203B | 2015-04-01 | 伯恩哈德·施利普夫; 格扎维埃·于埃 |
| 一种机翼(T)，该机翼(T)具有主翼面(H)、高升力襟翼(K)，高升力襟翼(K)设置在机翼(T)上使高升力襟翼(K)能够借助于至少两个调整机构(1、2)运动，至少两个调整机构(1、2)沿着机翼(T)的翼展方向并排设置并且能够借助于驱动装置(50)调整，每个调整机构(10)均具有：第一调整杆(11、21)，该第一调整杆(11、21)通过第一枢转铰接部(13、23)铰接在主翼面上，形成第一旋转轴线(A11、A21)；第二调整杆(12、22)，该第二调整杆(12、22)通过第二枢转铰接部(13、23)铰接在高升力襟翼(K)上，形成第二旋转轴线(A21、A22)；中心铰接部(15、25)，该中心铰接部(15、25)将第一调整杆(11、21)和第二调整杆(12、22)连结在一起，形成第三旋转轴线(A31、A32)。其中中间铰接部件(Z)设置在至少一个调整机构(1、2)上，以联接第一调整杆(11、21)和主翼面(H)，或联接第二调整杆(12、22)和高升力襟翼(K)。 | ||||||
| 137 | 一种混合动力飞机 | CN202011407575.7 | 2020-12-03 | CN112455696B | 2022-06-07 | 吴大卫; 陈名乾; 钟园; 王帮亭; 陈震宇; 金晶 |
| 本发明公开了一种混合动力飞机，该飞机包括：飞机机身；高气动效率机翼；高升力装置；燃油发动机；电动机；电池；电机控制器；以及飞行控制系统，飞行控制系统控制电机控制器，以使得在高升力装置展开时，电动机处于预位状态；在飞机起飞或复飞时使燃油发动机启动，并且使电动机启动而输出飞机起飞或复飞时所需的辅助功率；在高升力装置收起后，使电动机关闭，仅由燃油发动机驱动。根据本发明的混合动力飞机，提供了一种全新的设计思路，其使用电动机助力的方式，降低飞机起飞复飞时对发动机推力的需求，同时巡航时也可以匹配小推力的燃油发动机，从而可以减小飞机对燃油发动机的指标要求。 | ||||||
| 138 | 一种混合动力飞机 | CN202011407575.7 | 2020-12-03 | CN112455696A | 2021-03-09 | 吴大卫; 陈名乾; 钟园; 王帮亭; 陈震宇; 金晶 |
| 本发明公开了一种混合动力飞机，该飞机包括：飞机机身；高气动效率机翼；高升力装置；燃油发动机；电动机；电池；电机控制器；以及飞行控制系统，飞行控制系统控制电机控制器，以使得在高升力装置展开时，电动机处于预位状态；在飞机起飞或复飞时使燃油发动机启动，并且使电动机启动而输出飞机起飞或复飞时所需的辅助功率；在高升力装置收起后，使电动机关闭，仅由燃油发动机驱动。根据本发明的混合动力飞机，提供了一种全新的设计思路，其使用电动机助力的方式，降低飞机起飞复飞时对发动机推力的需求，同时巡航时也可以匹配小推力的燃油发动机，从而可以减小飞机对燃油发动机的指标要求。 | ||||||
| 139 | 飞机组件和翼梁 | CN201080017538.3 | 2010-04-15 | CN102405173A | 2012-04-04 | J·艾登 |
| 一种飞机组件包括；一对盖；沿厚度方向在盖之间延伸的翼梁腹板，翼梁腹板的长度沿翼展方向延伸；和从翼梁腹板延伸并收纳系统部件的至少一部分的容器。容器包括：沿厚度方向横跨翼梁腹板彼此间隔开的第一侧壁和第二侧壁；和沿翼展方向沿着翼梁腹板彼此间隔开的内侧壁和外侧壁。翼梁腹板和容器的至少一部分一体形成为单一件。通常组件是机翼组件，其具有：燃料箱；轨道；由轨道承载的高升力装置；用于在伸展的高升力位置和收回的低升力位置之间移动轨道和高升力装置的致动机构；和从翼梁腹板延伸到燃料箱中且当轨道处于其收回的低升力位置时收纳轨道的至少一部分的轨道容器。翼梁腹板和轨道容器的至少一部分通常由层状复合材料一体形成为单一件。 | ||||||
| 140 | 一种高升力系统倾斜检测方法 | CN201811245327.X | 2018-10-24 | CN109443314A | 2019-03-08 | 李国材 |
| 本发明属于民用飞机飞控系统设计领域，具体涉及一种高升力系统倾斜检测方法。对于传统的基于LVDT/RVDT的倾斜检测方案，每路传感器都需要专门的解调电路，增加襟翼控制计算机的成本、重量和集成度，其次降低产品的基本可靠性。为了解决上述问题，本发明提出一种新的高升力系统倾斜检测方法，通过襟翼检测装置的位置反馈来确定襟翼是否发生倾斜。对于每块襟翼上的两个倾斜检测装置，激励端均与襟翼控制计算机连接，反馈端直接连接，检测时由襟翼控制计算机同时向左右侧对称位置的倾斜检测装置发出激励信号，将左右侧对称位置的倾斜检测装置的反馈电压进行一致性差值比较，若差值大于阈值则判定为倾斜故障，降低电子硬件的复杂度，节省系统研制成本，减轻系统交联线缆重量，提高高升力系统倾斜检测的可靠性。 | ||||||
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