| 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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| 181 | 燃气涡轮发动机后缘喷射孔 | CN201710080768.8 | 2017-02-15 | CN107084005A | 2017-08-22 | D.G.科尼策尔; M.L.克鲁马纳克; W.N.杜利; J.H.戴恩斯 |
| 本发明提供一种用于燃气涡轮机翼型件的装置和方法，包括使用多个后缘喷射孔的后缘冷却回路。所述喷射孔可包括周向弧形入口、会聚段、计量段和分流段，以提高翼型件的冷却和铸造性能。 | ||||||
| 182 | 涡轮翼型件后缘冷却通路 | CN201710009807.5 | 2017-01-06 | CN106968722A | 2017-07-21 | J.R.艾伦; R.A.弗里德里克; R.D.布里格斯; M.R.蒂尔特谢尔 |
| 提供了一种陶瓷翼型件。陶瓷翼型件可包括前缘(46)、后缘(48)、和一对侧壁。该对侧壁可包括沿宽度方向间隔开且沿弦向方向在前缘(46)与后缘(48)之间延伸的吸力侧壁(44)和压力侧壁(42)。该对侧壁还可限定冷却腔(50)和在冷却腔(50)下游的多个内部冷却通路(52)以接收加压的冷却空气流。内部冷却通路(52)可被限定为跨过具有设定扩散长度的扩散区段(58)，且包括一个或更多个预先限定的比率或角度。 | ||||||
| 183 | 用于涡轮翼型件的后缘冷却 | CN201611095392.X | 2016-12-02 | CN106968720A | 2017-07-21 | R.S.班克; Z.D.韦布斯特 |
| 本发明涉及用于涡轮翼型件的后缘冷却。具体而言，一种用于燃气涡轮发动机(10)的构件包括具有外表面(98,100)的翼型件(78)。一个或多个冷却通路(110,112,114)可设置在翼型件(78)内，具有沿后缘(104)延伸的冷却通路(114)。多个冷却通道(116)可从冷却通路(114)延伸穿过后缘(104)。至少一个流元件(120)和至少一个膜孔(122)可设置在冷却通道(116)中或冷却通道(114)附近的后缘通路(114)中。流元件(120)和膜孔(122)可与彼此成预定关系，向膜孔(122)提供改善的流动。 | ||||||
| 184 | 具有后缘襟翼的直升机机翼 | CN201680002020.X | 2016-04-21 | CN106794898A | 2017-05-31 | A·凯夫; S·斯塔塞 |
| 一种机翼，具有机翼横截面的主要部分和能够通过致动装置(14)相对于主要部分移动的后缘部分(12)，其中后缘部分(12)能够在弯曲区域/弯曲点A处或围绕弯曲区域/弯曲点A移动，弯曲区域/弯曲点A位于或邻近于机翼的压力面或吸力面，其中后缘部分(12)通过第一连接构件和第二连接构件(18、20)连接到主要部分，第一连接构件(18)向内远离弯曲区域/弯曲点A延伸并且具有直接或间接连接到主要部分的端部，其中第一连接构件和第二连接构件(18、20)是挠性的。 | ||||||
| 185 | 一种后缘襟翼摇臂式运动设计方法 | CN201610843971.1 | 2016-09-23 | CN106347633A | 2017-01-25 | 王俊伟; 刘敏; 马经忠; 冷智辉; 曹航; 沈亮; 刘序理; 梁斌; 江翔 |
| 本发明提供的一种后缘襟翼摇臂式运动设计方法，通过利用可变参的点和直线段，采用三点作圆法，设计双摇臂旋转方式方案，实现大后退量后缘襟翼运动机构的设计，设计方法简单，易操作；形成的运动方案作动形式及机构简单，工作安全可靠，不会出现磨损及卡滞等问题。本发明公开的一种后缘襟翼摇臂式运动设计方法，适用于大后退量后襟翼运动的设计。 | ||||||
| 186 | 一种可变后缘的柔性机翼颤振模型 | CN201610323028.8 | 2016-05-16 | CN106005368A | 2016-10-12 | 陈海; 黄国宁; 张红波; 党云卿; 郭润江 |
| 本发明涉及一种可变后缘的柔性机翼颤振模型，属于气动弹性试验技术领域。所述颤振模型包括机翼梁、前缘维形框段、后缘框段、后缘控制连杆以及舵机，所述前缘维形框段固定在所述机翼梁上，并与后缘框段铰接，舵机设置在机翼梁上，从而可以通过所述舵机驱动所述后缘框段相对于所述前缘维形框段偏转，所述后缘控制连杆一端设置在所述前缘维形框段上，另一端设置在后缘框段上，用于控制所述后缘框段中多个框段的偏转方向。本发明采用铰链杆形式，通过连杆的运动可以实现机翼后缘的变形，改变机翼非定常气动力的分布，使机翼向外散逸能量，从而达到颤振抑制的目的。 | ||||||
| 187 | 一种具有自适应变弯度后缘的机翼 | CN201410677233.5 | 2014-11-21 | CN104443354B | 2016-10-12 | 裘进浩; 聂瑞; 季宏丽 |
| 本发明公开了一种具有自适应变弯度后缘的机翼，包括主翼、后梁和变弯度后缘段，所述变弯度后缘段通过后梁与主翼相连接，所述的变弯度后缘段包括上表面蒙皮和下表面蒙皮，上表面蒙皮的第一端和下表面蒙皮的第一端分别与后梁相连接，上表面蒙皮的另一端和下表面蒙皮的另一端通过刚性尾缘相连接，上表面蒙皮和下表面蒙皮靠近刚性尾缘的部分通过一个滑动机构相连接，所述的滑动机构通过形状记忆驱动件与后梁连接。本发明技术方案的具有自适应变弯度后缘的机翼同现有的类似机翼相比，具有结构简单、质量轻、研制成本低、飞行性能高等优点，可以大幅提高飞行器的气动性能，提高了飞行器的气动效率，可以降低油耗，减少全寿命期的使用成本。 | ||||||
| 188 | 涡轮翼型件后缘冷却狭槽 | CN201380017496.7 | 2013-03-13 | CN104204413B | 2016-10-12 | R.F.小伯格霍尔茨; D.L.德斯托克 |
| 涡轮翼型件(12)，包括沿翼展(S)从基部(34)延伸到末端(36)的压力侧壁和吸力侧壁(42、44)。压力侧壁(42)中沿展向间隔的后缘冷却孔(30)终止于对应沿展向间隔的、相对于后缘(TE)成弦向延伸的后缘冷却狭槽(66)。各冷却孔(30)包括：在下游呈串联关系的、弯曲入口(70)、恒定面积和恒定宽度计量区段(100)、通到后缘冷却狭槽(66)中沿展向的发散区段(102)、大于穿过冷却孔(30)的孔宽度(W)的展向高度(H)。压力侧壁(42)表面(39)在计量区段和发散区段(100、102)上是平面。宽度(W)在计量区段和发散区段(100、102)上恒定。凸起底板(88)包括发散区段(102)中平的向上斜坡(90)、狭槽(66)中平的向下斜坡(94)。 | ||||||
| 189 | 一种颤振模型后缘舵面防护止动机构 | CN201410155025.9 | 2014-04-17 | CN103994873B | 2016-08-24 | 唐振亮; 钱卫; 脱朝智; 刘忠坤 |
| 所述颤振模型后缘舵面防护止动机构构成如下：限位杆、限位槽、限位槽定位座、作动筒和作动筒定位座；所述限位杆的一端固定于颤振模型的后缘舵面上，限位槽定位座和作动筒定位座位于连接后缘舵面的主翼面上，所述、作动筒与作动筒定位座固定相连，所述颤振模型后缘舵面防护止动机构完全依附于翼面模型，不管是单翼面模型还是全机模型都可依照此法布置，不受其他结构影响，具有独立性；且机构小巧，位于模型内，不产生额外的气动力。 | ||||||
| 190 | 具有双臂曲柄机构的后缘装置 | CN201510955811.1 | 2015-12-18 | CN105711813A | 2016-06-29 | M·D·M·费韦杰安; J·A·柯德 |
| 双臂曲柄机构，其被配置为将飞行器机翼的类似扰流板的铰链板的任何运动至少间接地链接到飞行器机翼后缘飞行控制装置的运动。飞行器机翼被配置为安装到飞行器机身，并且从飞行器机身延伸，所述机翼包括前缘和后缘。飞行控制装置被附连到后缘，并且控制装置的任何运动直接受制于飞行器输入控制器。可移动的空气动力铰链板位于控制装置附近，并且铰链板被分离地附连到后缘。如所配置的，双臂曲柄机构确保任何铰链板移动以旨在优化空气动力性能和效率的方式从动于控制装置。 | ||||||
| 191 | 具有改进的后缘结合的风力涡轮叶片 | CN201110284215.7 | 2011-09-14 | CN102400846B | 2015-12-16 | K·V·劳 |
| 本发明涉及具有改进的后缘结合的风力涡轮叶片。风力涡轮叶片(16)包括前缘(24)和后缘(26)。叶片具有上壳部件(20)和下壳部件(22)，其中壳部件中的每个具有在叶片的前缘处结合的前向缘和后向缘(19、21)。刚性结合帽(50)预成形为叶片的后缘的设计尺寸和形状。结合帽包括相反定向的支腿部件(52)，其结合至壳部件的相应后向缘，以便与上壳部件和下壳部件基本上齐平。刚性结合帽限定叶片的后缘的至少一部分和在后向边缘处、在上壳部件和下壳部件之间的主要外部结合桥。 | ||||||
| 192 | 具有带后缘刀槽花纹的对角肋的轮胎 | CN201380050203.5 | 2013-09-23 | CN104703818A | 2015-06-10 | V·阿巴罗坦; D·M·希克斯 |
| 本发明提供了一种轮胎，其具有包括在所述轮胎的横向上对角延伸的连续肋的胎面区。在所述肋的后缘设有局部刀槽花纹。也可与局部刀槽花纹一起设置完全刀槽花纹。所述肋可形成各种花纹，例如S形花纹、人字形花纹等。所述轮胎提供了比非对角肋提高的牵引性能，同时仍提供了理想的滚动阻力性能和对不均匀磨损的控制。 | ||||||
| 193 | 集成复合机翼后缘及其制造方法 | CN201410858318.3 | 2014-11-28 | CN104670475A | 2015-06-03 | D·加西亚·马丁; J·努涅斯·德尔加多; L·巴罗索·费尔南德斯 |
| 本发明涉及集成的复合机翼后缘及其制造方法。所述机翼后缘包括：-集成的主体结构，其包括：上盖(1)，下部凸缘，以及一组在上盖(1)和下部凸缘之间延伸的肋条(23)，-一组被安装在集成主体结构下部凸缘上的夹芯类型的下板(22)。该方法包括在一组具有腔(9)的模具(7)上提供一组预浸料层叠的预制件的步骤，从而，每个层压板成形为双C型层叠的预制件(10)，其包括具有凹槽(16)的上部(15)、两个第一凸缘(3)和第二凸缘(8)，上部(15)部分形成上盖(1)，两个第一凸缘(3)部分地形成肋条(23)，以及，两个第二凸缘(8)形成下部凸缘。 | ||||||
| 194 | 基于MFC的自适应后缘结构的控制装置 | CN201310196729.6 | 2013-05-24 | CN103241364B | 2015-05-06 | 李承泽; 尹维龙; 王长国; 董中杰; 姚永涛 |
| 基于MFC的自适应后缘结构的控制装置，属于变体飞行器变形控制领域，本发明为解决现有直接使用DC-DC高压模块驱动MFC存在局限性，或控制方案复杂，造成大大增加结构重要的问题。本发明包括直流低压电源、控制器、高压模块和分压电路，基于MFC的自适应后缘结构由多组双晶片结构构成，各组双晶片结构均使用独立的高压模块和分压电路，分压电路使结构的上下MFC均能在工作电压范围内双向可调，控制器控制各高压模块的输出电压从而控制结构的变形，直流低压电源作为高压模块的输入电源。 | ||||||
| 195 | 非对称成形的后缘冷却孔 | CN201380024123.2 | 2013-05-09 | CN104487658A | 2015-04-01 | R.F.小伯格霍尔斯; D.L.杜尔斯托克 |
| 一种涡轮翼型件(12)包括压力侧壁和吸力侧壁(42,44)，它们沿着从基部(34)至顶端(36)的翼展(S)延伸。压力侧壁(42)中的沿翼展方向间隔开的后缘冷却孔(30)终止于相对应的沿翼展方向间隔开的后缘冷却槽口(66)处，后缘冷却槽口(66)沿弦向基本延伸至后缘(TE)。各个冷却孔(30)包括穿过通向槽口(66)的一个或多个非对称的中间段(101)的非对称的流动横截面(74)。流动横截面(74)相对于中间平面(75)是非对称的，中间平面沿轴向且沿翼展方向穿过中间段(101)而延伸。不同的后缘冷却孔(30)可包括不同的非对称的流动横截面(74)。槽脊(50)可在冷却槽口(66)之间延伸。隆起底面(88)可远离压力侧壁或吸力侧壁(42,44)中的至少一个而延伸，至少部分地穿过一个或多个非对称的中间段(101)且可选地至少部分地穿过冷却槽口(66)。隆起底面(88)可包括上斜坡和下斜坡(90,94)和在斜坡(90,94)之间的平坦的过渡段(92)。 | ||||||
| 196 | 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。 | ||||||
| 197 | 具有后缘补充结构的翼型件 | CN201410389307.5 | 2014-08-08 | CN104343469A | 2015-02-11 | K.R.柯特利; A.E.史密斯; D.E.施克 |
| 本发明提供一种具有后缘补充结构的翼型件，该翼型件包括主要部分，该主要部分由基体材料形成并且具有内部芯，该内部芯包括中空区域。还包括主要部分的后缘区域。还包括后缘补充结构，该后缘补充结构包括在接近后缘区域的位置处操作性地联接到基体材料的低熔点高温合金。还包括至少一个冷却通道，该至少一个冷却通道将主要部分的内部芯流体联接到后缘区域的内部区域。还包括后缘区域排气路径，该后缘区域排气路径布置于内部区域中并且被构造成沿翼型件的展向方向引导冷却气流。 | ||||||
| 198 | 包括后缘冷却设计的涡轮叶片 | CN201280069156.4 | 2012-12-04 | CN104254669A | 2014-12-31 | 李经邦; G.E.布朗; B.E.赫内韦尔德 |
| 涡轮叶片（10）包括翼型（12），该翼型具有多个内壁部分（70），每个内壁部分均将多个室（46，48，50，58，60）中的至少一个与另一个分隔开。在一种实施例中，在第一和第二室（60，52）之间的第一壁部分（70-2）包括延伸通过第一壁部分的多个第一和多个第二流动路径（86P，86S）。第一壁部分包括第一区域R1，其具有可被测量为室之间的距离的第一厚度t。所述路径中的一个延伸第一路径距离d，其被测量成从第一室（60）内的相关路径开口（78）通过第一区域到达第二室（52）内的出口开口（82），该路径距离大于第一厚度。 | ||||||
| 199 | 用于加工涡轮发动机叶片后缘的方法 | CN201380021212.1 | 2013-04-22 | CN104246635A | 2014-12-24 | 伊冯·玛丽-约瑟夫·罗思登; 弗洛里安·勒莫迪; 约瑟夫·塔米; 丹尼尔·库驰; 法都·西塞; 赛宾·马塔维恩; 达米恩·阿奎尔 |
| 本发明涉及到一种用于制造涡轮发动机叶片的方法，所述叶片包括叶身以及由理论数字模型所限定的所述叶身的外形，所述方法包括沿所述叶身的后缘相对于理论外形具有加厚部分的坯件的制造，其特征在于，通过自适应加工移除所述加厚部分，其包括以下步骤：在参考系中定位所述坯件；通过在所述坯件的第一面上的预定数目的点(Ni)进行探测，沿所述后缘在参考系内获取所述点的位置；从理论模型上的对应点沿一个方向确定位置差Δ(Ni)；在所述坯件的所述第一表面上生产加工格栅，从所述点(Ni)确定所述格栅的顶点；确定在格栅表面上被移除的材料数量，这取决于相对于格栅顶点的格栅上点(Nc)的位置以及所述位置差，以及加工所述叶身。 | ||||||
| 200 | 一种后缘襟翼型智能旋翼桨叶 | CN201410424975.7 | 2014-08-26 | CN104210656A | 2014-12-17 | 邓旭东; 胡和平; 徐林; 周云; 孟微; 高乐; 彭敏刚 |
| 一种后缘襟翼型智能旋翼桨叶，属于直升机部件设计技术，涉及一种结构紧凑、满足强度要求的智能旋翼桨叶。其特征在于：驱动框的定位基于前缘大梁带束数不变的原则，利用翼型基准线作为前缘定位平面的法线；驱动系统在复合材料桨叶中的接口采用前缘大梁捆绑、中部大梁拉拽以及端部顶块这三种方式的任意组合；襟翼轴使用与蒙皮相连的短切限位块包裹。本发明在不破坏翼型气动面的前提下，提出了一种后缘襟翼型智能旋翼桨叶的设计方案，该方案的桨叶构造合理、工艺方案行之有效，最大限度保证了接口的强度，确保在各种旋翼试验工况下驱动系统都能安全稳定工作。 | ||||||
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