| 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 | Method and system for controlling a high-lift device or a flight control surface, and air- or spacecraft comprising such system | EP11193054.1 | 2011-12-12 | EP2604515A1 | 2013-06-19 | Rumpf, Tobias Sebastian; Fervel, Marc; Ruckes, Ina |
The present invention discloses a method for controlling a high-lift device or a flight control surface of an air- or spacecraft, especially with a system according to the present invention, comprising the steps of receiving, at at least one first control unit, a command signal from a commander unit via a data network, providing a primary control signal to at least one secondary control unit via the data network, wherein the primary control signal depends on the received command signal, receiving, at the at least one second control unit, a sensor signal of one or more sensors of the high-lift device or flight control surface, and providing a secondary control signal to one or more actuators of the high-lift device or flight control surface, wherein the secondary control signal depends on the received sensor signal. Furthermore, the present invention discloses a system and an air- or spacecraft.
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| 102 | 具有集中内侧致动控制和独立外侧致动控制的高升力致动系统 | CN201911118790.2 | 2019-11-15 | CN111196349B | 2023-08-08 | 埃胡德·察巴里 |
| 具有集中内侧致动控制和独立外侧致动控制的高升力致动系统。本文公开了一种用于对飞机的多个高升力表面进行差速致动的高升力致动系统。一种示例性高升力致动系统包括：集中驱动装置，其用于分别对第一机翼和第二机翼的内侧高升力表面进行集中致动控制；和至少两个独立驱动装置，其分别用于对所述第一机翼和所述第二机翼的外侧高升力表面进行单独致动控制。集中驱动装置可包括中央动力驱动单元(PDU)，其在操作上联接到公共中央驱动系以用于驱动内侧高升力表面，并且公共中央驱动系可以与独立驱动装置的相应的驱动系分开并且间隔开。公共中央驱动系可以机械地同步内侧高升力表面的运动，并且控制器可以电协调所述多个高升力表面的同步运动和受控的差速运动。 | ||||||
| 103 | 机翼组件、机翼及飞行器 | CN202310996253.8 | 2023-08-09 | CN117585145A | 2024-02-23 | 弗洛里安·洛伦茨 |
| 本发明涉及机翼组件、机翼及飞行器。机翼组件包括：固定机翼部分；第一高升力装置；第一连接组件，其将第一高升力装置以可移动的方式连接至固定机翼部分，使得第一高升力装置能够在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动；第二高升力装置；第二连接组件，其将第二高升力装置以可移动的方式连接至第一高升力装置，使得第二高升力装置能够在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动；驱动单元，其附接至固定机翼部分；以及驱动组件，其包括附接至驱动单元的第一部分和与第二高升力装置的一部分附接的第二部分，并且其中，驱动单元适于通过驱动组件来驱动第二高升力装置从缩回位置移动至至少一个伸出位置以及从至少一个伸出位置移动至缩回位置。 | ||||||
| 104 | 具有集中内侧致动控制和独立外侧致动控制的高升力致动系统 | CN201911118790.2 | 2019-11-15 | CN111196349A | 2020-05-26 | 埃胡德·察巴里 |
| 具有集中内侧致动控制和独立外侧致动控制的高升力致动系统。本文公开了一种用于对飞机的多个高升力表面进行差速致动的高升力致动系统。一种示例性高升力致动系统包括：集中驱动装置，其用于分别对第一机翼和第二机翼的内侧高升力表面进行集中致动控制；和至少两个独立驱动装置，其分别用于对所述第一机翼和所述第二机翼的外侧高升力表面进行单独致动控制。集中驱动装置可包括中央动力驱动单元(PDU)，其在操作上联接到公共中央驱动系以用于驱动内侧高升力表面，并且公共中央驱动系可以与独立驱动装置的相应的驱动系分开并且间隔开。公共中央驱动系可以机械地同步内侧高升力表面的运动，并且控制器可以电协调所述多个高升力表面的同步运动和受控的差速运动。 | ||||||
| 105 | 一种飞机增升装置控制方法 | CN201310196160.3 | 2013-05-23 | CN103287574B | 2015-07-01 | 朱妍; 安刚 |
| 本发明属于航空飞行控制领域，特别是涉及到一种飞机增升装置控制方法。本发明在传统简单的高升力装置控制方法基础上，增加高升力装置偏角与当前飞机飞行速度匹配性的检测，避免出现不正确的高升力装置偏角。本发明不仅可使飞行员在负担较大的起降阶段，无忧虑地对高升力装置进行操纵。即使出现误操作，也可及时对飞行员的操作进行自动纠正，减轻飞行员飞行负担，提高飞行性能，避免飞机出现危机飞行安全的情况。本发明不需要对任何飞机操纵机构或高升力装置进行改造，可直接在高升力装置控制器中增加该算法，节约改造成本、缩短研发周期。 | ||||||
| 106 | 一种飞机增升装置控制方法 | CN201310196160.3 | 2013-05-23 | CN103287574A | 2013-09-11 | 朱妍; 安刚 |
| 本发明属于航空飞行控制领域，特别是涉及到一种飞机增升装置控制方法。本发明在传统简单的高升力装置控制方法基础上，增加高升力装置偏角与当前飞机飞行速度匹配性的检测，避免出现不正确的高升力装置偏角。本发明不仅可使飞行员在负担较大的起降阶段，无忧虑地对高升力装置进行操纵。即使出现误操作，也可及时对飞行员的操作进行自动纠正，减轻飞行员飞行负担，提高飞行性能，避免飞机出现危机飞行安全的情况。本发明不需要对任何飞机操纵机构或高升力装置进行改造，可直接在高升力装置控制器中增加该算法，节约改造成本、缩短研发周期。 | ||||||
| 107 | 具有独立致动控制的高升力致动系统 | CN201911119919.1 | 2019-11-15 | CN111196348A | 2020-05-26 | 埃胡德·察巴里 |
| 具有独立致动控制的高升力致动系统。本文公开了一种用于对飞机的多个高升力表面进行差速致动的高升力致动系统。一种示例性高升力致动系统包括多个独立的驱动装置，以单独致动所述多个高升力表面。所述独立的驱动装置可包括布置在相应的高升力表面的内侧致动器和外侧致动器之间的动力驱动单元(PDU)并且包括互连驱动系。至少一个独立驱动装置的PDU可包括两个马达，所述两个马达具有在扭矩加和布置中联接在一起的相应的马达输出部。一种控制器可实现为具有分别联接到两个马达中的一个的两个独立控制通道。 | ||||||
| 108 | 一种高升力控制系统的测试系统 | CN201611239585.8 | 2016-12-28 | CN106586029A | 2017-04-26 | 支超有; 李霞 |
| 本发明公开了一种高升力控制系统的测试系统及其方法，属于航空工程试验领域。其特征在于：包括用于完成高升力控制计算机相关交联信号检测的高升力信号传输断连装置，高升力控制系统测试接口设备，以及襟缝翼超控控制板、襟缝翼操纵手柄、襟缝翼PDU(动力驱动装置)、襟缝翼防收刹车制动装置、襟缝翼舵面位置传感器的仿真器和航电系统仿真器和测试应用软件组成，实现高升力控制系统测试中交联设备的仿真，完成对高升力控制系统测试。 | ||||||
| 109 | 一种高升力控制系统的测试系统 | CN201611239585.8 | 2016-12-28 | CN106586029B | 2019-06-11 | 支超有; 李霞 |
| 本发明公开了一种高升力控制系统的测试系统及其方法，属于航空工程试验领域。其特征在于：包括用于完成高升力控制计算机相关交联信号检测的高升力信号传输断连装置，高升力控制系统测试接口设备，以及襟缝翼超控控制板、襟缝翼操纵手柄、襟缝翼PDU(动力驱动装置)、襟缝翼防收刹车制动装置、襟缝翼舵面位置传感器的仿真器和航电系统仿真器和测试应用软件组成，实现高升力控制系统测试中交联设备的仿真，完成对高升力控制系统测试。 | ||||||
| 110 | 具有主翼和高升力体的翼型件以及飞行器 | CN201810961229.X | 2018-08-22 | CN109455292A | 2019-03-12 | 马库斯·埃尔班; 马丁·费斯 |
| 所公开并要求保护的是一种翼型件和飞行器，该翼型件包括主翼和高升力体。高升力体限定凹部。翼型件还包括密封装置，该密封装置具有布置在凹部中的两个密封元件。密封元件是板状的、部分地抵接在高升力体上并且具有垂直于共同的旋转轴线延伸的侧面。当高升力体在收回位置与展开位置之间移动时，密封元件相对于主翼且相对于彼此旋转，使得：密封元件之间的重叠在高升力体处于展开位置时比在高升力体处于收回位置时少。 | ||||||
| 111 | 用于飞行器的机翼、高升力组件、滚子单元以及飞行器 | CN202410926358.0 | 2024-07-11 | CN119305717A | 2025-01-14 | 伯恩哈德·施利普夫; 弗洛里安·洛伦茨 |
| 本发明涉及用于飞行器的机翼、高升力组件、滚子单元、以及飞行器。机翼包括主机翼和高升力组件，高升力组件包括高升力本体和连接组件。连接组件将高升力本体连接至主机翼，使得高升力本体能够在缩回位置与伸出位置之间移动。连接组件包括长形轨道，其沿着轨道纵向轴线在第一端部与第二端部之间延伸且具有位于第一端部与第二端部之间的中间部分。第一端部和/或中间部分安装至高升力本体，第二端部和/或中间部分通过滚子支承装置安装至主机翼，使得轨道能够沿着轨道纵向轴线移动。滚子支承装置包括滚子单元，其安装至主机翼且具有与设置在轨道处的接合表面接合的周向滚子表面。滚子单元包括弹性支承件，弹性支承件允许滚子表面调整其取向或形式。 | ||||||
| 112 | 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。 | ||||||
| 113 | 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。 | ||||||
| 114 | 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。 | ||||||
| 115 | 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。 | ||||||
| 116 | 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。 | ||||||
| 117 | 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。 | ||||||
| 118 | 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。 | ||||||
| 119 | 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。 | ||||||
| 120 | 飞行器机翼组件 | CN202311602519.2 | 2023-11-27 | CN118107777A | 2024-05-31 | 彼得·凯利 |
| 公开了一种飞行器机翼组件。飞行器机翼组件包括机翼盒，该机翼盒包括：上表面；下表面；以及前缘结构，该前缘结构将上表面连接至下表面并且在连接点处固定至上表面。飞行器机翼组件还包括：驱动机构，该驱动机构固定至机翼盒；以及高升力装置，该高升力装置安装至驱动机构。驱动机构构造成在使用中使高升力装置在缩回位置与伸出位置之间移动，并且其中，高升力装置构造成当处于缩回位置时与连接点重叠。 | ||||||
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