| 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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| 141 | 飞机组件和翼梁 | CN201080017538.3 | 2010-04-15 | CN102405173B | 2014-10-22 | 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。 | ||||||
| 142 | 飞行器的静气动弹性分析方法、装置、设备和存储介质 | CN202011249231.8 | 2020-11-10 | CN112347561A | 2021-02-09 | 孙明哲; 林榕婷; 吴东润; 李政德; 杨薇 |
| 本申请涉及一种飞行器的静气动弹性分析方法、装置、设备和存储介质，应用于爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型。该方法包括：生成目标部件中各组件的三维贴体网格；分别对各组件进行定常流场分析，得到产生在各组件上的气动载荷；根据各组件上的气动载荷，确定各组件的结构变形量；根据各组件的结构变形量，对各组件的气动表面网格和气动空间网格进行变形，并在确定各组件的静气动弹性分析达到预设的收敛条件时，输出各组件的分析结果。该方法能够全流程自动化地实现低速高升力飞行器构型的静气动弹性分析，简化了低速高升力飞行器构型的静气动弹性分析的复杂度，提高了分析效率。同时，也提高了分析结果的准确性。 | ||||||
| 143 | 网格的自动生成、装置、设备和存储介质 | CN201910778849.4 | 2019-08-22 | CN110457860A | 2019-11-15 | 孙明哲; 李政德; 林榕婷; 张文升; 王凯 |
| 本申请涉及一种网格的自动生成方法、装置、设备和存储介质。该方法包括：根据所述当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格，沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格；根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，输出包含网格的属性信息的所述当前部件的三维贴体网格；其中，所述当前部件为所述高升力飞行器构型中的任意一个部件。在整个高升力飞行器构型的网格的生成过程中，高升力飞行器构型的每个部件的网格均由计算机设备自动生成，不需要人工手动进行网格的划分，大大提高了网格的生成效率。 | ||||||
| 144 | 飞机的高升力系统 | CN201611012555.3 | 2016-11-17 | CN106741863B | 2019-04-02 | 王伟达; 王晓熠; 严少波; 刘锦涛; 杨志丹; 刘曈 |
| 本发明公开了一种飞机的高升力系统。本发明的高升力系统，包括混动PDU、MDE及SFCC，MDE根据SFCC的指令控制混动PDU以驱动飞机的襟翼和/或缝翼的运动，混动PDU中的液压马达和电马达分别经由离合装置及飞机机翼的传动机构连接至飞机的襟翼和/或缝翼，二者经由差速综合齿轮箱相连，电马达在以电动机模式运行时接受飞机电网的供电，MDE还用于在收到SFCC发出的备用供电指令时，控制液压马达作为原动机驱动电马达以发电机模式运行，进行供电。本发明能够独立于飞机的其他系统产生足够的冗余电力，从而在飞机需要应急供电的情况下，不依赖飞机电网而实现对高升力系统内部的所有用电设备的供电。 | ||||||
| 145 | 飞机的高升力系统 | CN201611012555.3 | 2016-11-17 | CN106741863A | 2017-05-31 | 王伟达; 王晓熠; 严少波; 刘锦涛; 杨志丹; 刘曈 |
| 本发明公开了一种飞机的高升力系统。本发明的高升力系统，包括混动PDU、MDE及SFCC，MDE根据SFCC的指令控制混动PDU以驱动飞机的襟翼和/或缝翼的运动，混动PDU中的液压马达和电马达分别经由离合装置及飞机机翼的传动机构连接至飞机的襟翼和/或缝翼，二者经由差速综合齿轮箱相连，电马达在以电动机模式运行时接受飞机电网的供电，MDE还用于在收到SFCC发出的备用供电指令时，控制液压马达作为原动机驱动电马达以发电机模式运行，进行供电。本发明能够独立于飞机的其他系统产生足够的冗余电力，从而在飞机需要应急供电的情况下，不依赖飞机电网而实现对高升力系统内部的所有用电设备的供电。 | ||||||
| 146 | 用于飞行器的表面元件及相关的飞行器和方法 | CN201310100372.7 | 2013-03-26 | CN103359281B | 2016-01-20 | 丹尼尔·雷克策; 布尔哈德·格尔林; 马西亚斯·伦格斯 |
| 一种飞行器的例如为机翼的表面元件（2），所述表面元件（2）包括：前缘（4）；沿着所述前缘（4）定位的高升力器装置（12）；定位在前缘（4）区域中的至少一个附加体部（8,10），其中，所述高升力器装置（12）在所述至少一个附加体部（8,10）的区域中断开，以防止与所述附加体部（8,10）碰撞，其中，所述表面元件（2）在覆盖所述附加体部（8,10）的区域中包括开口（16）的布置，所述开口（16）连接至空气输送装置（30,38,40,44），以通过所述开口输送空气。由此，能够消除用于协调挂架或其他附加体部上方的流动的附加襟翼。 | ||||||
| 147 | 转矩管组件及组装转矩管组件的方法 | CN201910039031.0 | 2019-01-16 | CN110053762A | 2019-07-26 | 马克·R·迈尔; 泰勒·S·格雷格森 |
| 本文描述了转矩管组件及组装转矩管组件的方法。示例性转矩管组件包括转矩管，该转矩管具有第一端和与第一端相对的第二端。第一配件联接到第一端，而第二配件联接到第二端。第一配件联接到飞行器的第一高升力装置。第二配件具有花键部分。转矩管组件还包括具有通道和第一轭部的滑动花键轴。第二配件可滑动地接收在通道内。转矩管组件进一步包括具有第二轭部的花键联接器，该第二轭部联接到滑动花键轴的第一轭部以形成U形接头。花键联接器联接到飞行器的第二高升力装置。 | ||||||
| 148 | 一种襟翼分布式驱动系统 | CN202010362850.1 | 2020-04-30 | CN111516857A | 2020-08-11 | 康宁; 史佑民 |
| 本发明属于航空襟翼驱动控制领域，具体涉及一种襟翼分布式驱动系统。该系统为在左右内外襟翼之间的传输线系上各布置一个动力驱动装置的分布式驱动构型，该构型由于取消了连接左右驱动系统的传输线系和将驱动装置的数量减少，因此减少了高升力系统的部件数量，简化了高升力系统的构型。同时分布式驱动构型扩大了内外襟翼之间偏转角度的范围；每侧翼面的动力驱动装置减少到一个，同时本发明由于未将内外襟翼传输线系断开，因此确保了单侧翼面内外襟翼运动的一致性。 | ||||||
| 149 | 用于飞行器的表面元件、飞行器和用于改进在表面元件上的高升力生成的方法 | CN201310100372.7 | 2013-03-26 | CN103359281A | 2013-10-23 | 丹尼尔·雷克策; 布尔哈德·格尔林; 马西亚斯·伦格斯 |
| 一种飞行器的例如为机翼的表面元件（2），所述表面元件（2）包括：前缘（4）；沿着所述前缘（4）定位的高升力器装置（12）；定位在前缘（4）区域中的至少一个附加体部（8,10），其中，所述高升力器装置（12）在所述至少一个附加体部（8,10）的区域中断开，以防止与所述附加体部（8,10）碰撞，其中，所述表面元件（2）在覆盖所述附加体部（8,10）的区域中包括开口（16）的布置，所述开口（16）连接至空气输送装置（30,38,40,44），以通过所述开口输送空气。由此，能够消除用于协调挂架或其他附加体部上方的流动的附加襟翼。 | ||||||
| 150 | 机翼襟翼偏转控制移除 | CN201711081424.5 | 2017-11-07 | CN108216579B | 2022-08-12 | J·A·柯德; J·D·维珍; M·A·鲍尔泽; B·德特尔特; E·R·塞蒂亚万 |
| 本发明涉及机翼襟翼偏转控制移除。描述了高升力装置表面和设计高升力装置表面的相关联方法。襟翼能够附接到飞行器上的机翼。该方法能够涉及确定襟翼的制造的形状。制造的襟翼形状能够以某种方式(诸如弯曲或扭曲)偏转，使得在选择的飞行条件(诸如巡航)下，制造的襟翼形状变形为满足指定约束(诸如几何结构约束和密封约束)的第二期望形状。该方法的优点在于，不必使用机械元件机械地迫使襟翼变成第二期望形状。消除机械元件产生在其上部署襟翼的飞行器的重量减轻和成本节约。 | ||||||
| 151 | 机翼襟翼偏转控制移除 | CN201711081424.5 | 2017-11-07 | CN108216579A | 2018-06-29 | J·A·柯德; J·D·维珍; M·A·鲍尔泽; B·德特尔特; E·R·塞蒂亚万 |
| 本发明涉及机翼襟翼偏转控制移除。描述了高升力装置表面和设计高升力装置表面的相关联方法。襟翼能够附接到飞行器上的机翼。该方法能够涉及确定襟翼的制造的形状。制造的襟翼形状能够以某种方式(诸如弯曲或扭曲)偏转，使得在选择的飞行条件(诸如巡航)下，制造的襟翼形状变形为满足指定约束(诸如几何结构约束和密封约束)的第二期望形状。该方法的优点在于，不必使用机械元件机械地迫使襟翼变成第二期望形状。消除机械元件产生在其上部署襟翼的飞行器的重量减轻和成本节约。 | ||||||
| 152 | 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 | CN103502095A | 2014-01-08 | 格扎维埃·于埃; 伯恩哈德·施利普夫 |
| 一种用于飞行器的高升力系统（16），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。 | ||||||
| 153 | 飞行器的高升力系统 | CN201110299632.9 | 2011-09-28 | CN102442425A | 2012-05-09 | R.克兰汉斯; S.胡思; W.韦斯; B.希弗尔布什 |
| 本发明涉及一种飞行器的高升力系统，具有至少一个驱动装置、至少一个负载站以及一个或多个用于传递该驱动装置的驱动能量给该至少一个负载站的传动装置，其中的一个或多个所述传动装置以传动轴的形式构成，该传动轴由含钛材料构成或具有含钛材料。 | ||||||
| 154 | 飞行器的高升力系统 | CN201110299632.9 | 2011-09-28 | CN102442425B | 2016-12-28 | R.克兰汉斯; S.胡思; W.韦斯; B.希弗尔布什 |
| 本发明涉及一种飞行器的高升力系统，具有至少一个驱动装置、至少一个负载站以及一个或多个用于传递该驱动装置的驱动能量给该至少一个负载站的传动装置，其中的一个或多个所述传动装置以传动轴的形式构成，该传动轴由含钛材料构成或具有含钛材料。 | ||||||
| 155 | 飞行器高升力系统用驱动系统及检测其中的未对准的方法 | CN201410191466.4 | 2014-05-07 | CN104139850A | 2014-11-12 | 马克·海因耶斯 |
| 本发明提供飞行器高升力系统用驱动系统及检测其中传动轴和开口间的未对准的方法。驱动系统的止动设备用于停止两个部件相对于彼此的转动且包括具有纵向轴线和第一接合元件的第一止动装置和具有开口和第二接合元件的第二止动装置。在第一运行模式，第一止动装置延伸通过第二止动装置的开口的第一部分而可自由旋转且第一和第二接合元件彼此分离。在第二运行模式，第一止动装置移位且延伸通过第二止动装置的开口的第二部分使得第一和所述第二接合元件接合且使第一止动装置相对于第二止动装置停止。通过将止动设备结合到高升力驱动系统的齿轮旋转致动器和/或传动轴或从传动轴分支出来的部分中而使得不需要专用传感器就能够检测未对准。 | ||||||
| 156 | 飞行器高升力系统用驱动系统及检测其中的未对准的方法 | CN201410191466.4 | 2014-05-07 | CN104139850B | 2017-01-18 | 马克·海因耶斯 |
| 本发明提供飞行器高升力系统用驱动系统及检测其中传动轴和开口间的未对准的方法。驱动系统的止动设备用于停止两个部件相对于彼此的转动且包括具有纵向轴线和第一接合元件的第一止动装置和具有开口和第二接合元件的第二止动装置。在第一运行模式，第一止动装置延伸通过第二止动装置的开口的第一部分而可自由旋转且第一和第二接合元件彼此分离。在第二运行模式，第一止动装置移位且延伸通过第二止动装置的开口的第二部分使得第一和所述第二接合元件接合且使第一止动装置相对于第二止动装置停止。通过将止动设备结合到高升力驱动系统的齿轮旋转致动器和/或传动轴或从传动轴分支出来的部分中而使得不需要专用传感器就能够检测未对准。 | ||||||
| 157 | 用于飞行器的固定的前缘构件的致动器装置、机翼组件及配备有所述致动器装置的飞行器 | CN202080054153.8 | 2020-09-14 | CN114174169A | 2022-03-11 | 伯恩哈德·施利普夫; 诺贝特·盖尔 |
| 为了在高升力装置(20)中改善空间分配、减轻重量和增加空气动力学性能，提出了一种用于固定的前缘构件(26)的致动器装置(24)。固定的前缘构件(26)具有由外蒙皮(44)和肋(46)限定的内腔(48)。致动器装置(24)包括至少一个齿轮式旋转致动器(42)，所述至少一个齿轮式旋转致动器在高升力装置(20)在完全缩回位置与完全伸出位置之间的伸出和缩回期间沿着圆弧部段(52)相对于其他部分移动。在完全缩回位置中，致动器(40)主要被容纳在内腔(48)中，并且在伸出位置中，致动器(40)主要位于内腔(48)的外部、优选地突出通过D形鼻切口(50)。 | ||||||
| 158 | 一种高性能小型高原无人侦察机 | CN201610397689.5 | 2016-06-07 | CN105836102B | 2018-06-08 | 李裕壮; 王林林 |
| 本发明公开了一种高性能小型高原无人侦察机，包括飞机机身，所述飞机机身上设有尾杆、中翼、左外翼、右外翼、水平尾翼、起落架、侦查装置和伞舱盖，所述中翼、左外翼和右外翼位于同一水平线上，所述尾杆翼飞机机身通过螺纹的方式连接，机翼采用S1223翼型改进而来的高升力翼型，具有高原飞行所需的高升力系数，所述水平尾翼与尾杆通过卡簧的方式连接，所述起落架与飞机机身通过卡簧的方式连接，所述伞舱盖与飞机机身通过卡簧的方式连接，所述飞机机身内设有供电电池、飞行控制系统、侦察系统和图像位置解算系统、图像数据传输系统和伞降系统。本发明的有益效果是，能够在有限的条件下，快速的起飞和回收，满足快速侦查的要求。 | ||||||
| 159 | 一种高性能小型高原无人侦察机 | CN201610397689.5 | 2016-06-07 | CN105836102A | 2016-08-10 | 李裕壮; 王林林 |
| 本发明公开了一种高性能小型高原无人侦察机，包括飞机机身，所述飞机机身上设有尾杆、中翼、左外翼、右外翼、水平尾翼、起落架、侦查装置和伞舱盖，所述中翼、左外翼和右外翼位于同一水平线上，所述尾杆翼飞机机身通过螺纹的方式连接，机翼采用S1223翼型改进而来的高升力翼型，具有高原飞行所需的高升力系数，所述水平尾翼与尾杆通过卡簧的方式连接，所述起落架与飞机机身通过卡簧的方式连接，所述伞舱盖与飞机机身通过卡簧的方式连接，所述飞机机身内设有供电电池、飞行控制系统、侦察系统和图像位置解算系统、图像数据传输系统和伞降系统。本发明的有益效果是，能够在有限的条件下，快速的起飞和回收，满足快速侦查的要求。 | ||||||
| 160 | 一种气动和噪声综合寻优的柔性连续变弯混合增升装置 | CN202410179752.2 | 2024-02-18 | CN117864381A | 2024-04-12 | 钟敏; 华俊; 王晋军; 韩硕; 徐悦; 吴军强; 兰子奇; 万曦 |
| 本发明公开了一种气动和噪声综合寻优的柔性连续变弯混合增升装置，其包括主翼主体，主翼主体前缘的内翼段为无缝柔性连续变弯下偏设置，主翼主体前缘中的中外翼段上设置有前缘缝翼；主翼主体的后缘处设置有多片单缝富勒襟翼。通过将主翼主体前缘的内翼段设置为柔性连续变弯下偏的无缝结构，替代传统增升装置中带有凹槽区的前缘缝翼，并优化各活动翼面的偏角及其与主翼的相对位置和缝道，实现在不降低飞行器的最大升力系数和失速迎角的情况下，降低内翼和整个增升装置的噪声，解决了传统的机械增升装置，无法同时满足高升力和降低气动噪声需求的问题。 | ||||||
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