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[发明专利]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有效
发明人：埃胡德·察巴里 -专利权人：庞巴迪公司
申请日： 2019-11-15 - 公布日： 2023-08-08 - 主分类号： B64C13/34 文献下载
摘要：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。
具有集中内侧控制独立外侧升力系统

[发明专利]一种高升力控制系统的测试系统-CN201611239585.8有效
发明人：支超有;李霞 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2016-12-28 - 公布日： 2019-06-11 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：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。
一种升力控制系统测试系统

[发明专利]具有主翼和高升力体的翼型件以及飞行器-CN201810961229.X在审
发明人：马库斯·埃尔班;马丁·费斯 -专利权人：空中客车德国运营有限责任公司
申请日： 2018-08-22 - 公布日： 2019-03-12 - 主分类号： B64C9/00 文献下载
摘要：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。
高升力密封元件翼型件主翼收回位置展开位置飞行器凹部旋转轴线板状抵接垂直侧面延伸移动

[发明专利]一种飞机增升装置控制方法-CN201310196160.3有效
发明人：朱妍;安刚 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2013-05-23 - 公布日： 2013-09-11 - 主分类号： B64C13/00 文献下载
摘要：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。
一种飞机装置控制方法

[发明专利]用于飞行器的机翼-CN202210278088.8在审
发明人：赖纳·格特尔曼 -专利权人：空中客车德国运营有限责任公司
申请日： 2022-03-21 - 公布日： 2022-09-27 - 主分类号： B64C3/50 文献下载
摘要：披露了用于飞行器的机翼，机翼包括主机翼和前缘高升力组件，前缘高升力组件包括：高升力体；连接组件，连接组件将高升力体连接到主机翼，其方式为使得高升力体在收起位置与展开位置之间移动，连接组件包括旋转元件，旋转元件安装到高升力体并且安装到主机翼，高升力体包括刚性部分和柔性蒙皮部分，刚性部分安装到旋转元件，柔性蒙皮部分连接到上蒙皮面板的前缘部分并连接到高升力体的刚性部分，柔性蒙皮部分被构造成当高升力体在收起位置与展开位置之间移动时在收起变形状态和展开变形状态之间变形提供具有形状稳定的高升力体的简单且重量轻的机翼的目的得以实现是在于，在收起变形状态下，柔性蒙皮部分被施加预应力，使得它包括预定应力。
用于飞行器机翼

[发明专利]旋转致动的高升力间隙副翼-CN201310199998.8有效
发明人： J·A·柯德;S·萨库拉伊 -专利权人：波音公司
申请日： 2013-05-27 - 公布日： 2017-03-29 - 主分类号： B64C3/44 文献下载
摘要：本发明提供一种旋转致动的高升力间隙副翼系统和方法。高升力间隙副翼在铰链线处耦合到翼型且改变翼型的弯度。耦合到高升力间隙副翼上的旋转致动器响应致动命令引起高升力间隙副翼的旋转运动。位于铰链线上方的下倾面板提高高升力间隙副翼的升力。位于铰链线下方的折流板在高升力间隙机翼上提供气流。耦合到高升力间隙机翼上的部署连杆机构响应旋转运动定位下倾面板和折流板。
旋转升力间隙副翼

[发明专利]具有独立致动控制的高升力致动系统-CN201911119919.1在审
发明人：埃胡德·察巴里 -专利权人：庞巴迪公司
申请日： 2019-11-15 - 公布日： 2020-05-26 - 主分类号： B64C9/00 文献下载
摘要：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。
具有独立控制升力系统

[发明专利]一族水下高升力低空化翼型-CN202210406033.0有效
发明人：邓磊;高永卫;尹凯;惠增宏 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-04-18 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： B63B1/24 文献下载
摘要：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。
一族水下升力低空化翼型

[发明专利]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在审
发明人：安德烈亚尼·吕克 -专利权人：空中客车德国运营有限责任公司
申请日： 2020-10-14 - 公布日： 2022-06-10 - 主分类号： B64C1/26 文献下载
摘要：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。
用于遮挡开口挡板组件布置以及配备它们升力系统飞行器

[发明专利]用于前缘高升力装置的致动系统-CN200880114448.9有效
发明人：弗朗索瓦·凯瑟琳;埃德蒙·凯 -专利权人：空中客车英国有限公司
申请日： 2008-10-27 - 公布日： 2010-09-22 - 主分类号： B64C9/24 文献下载
摘要：本发明提供一种致动系统，该致动系统配置成在飞机机翼的前缘上展开高升力装置。该系统包括：连杆，该连杆在第一枢转点枢转地连接到机翼，在第二枢转点枢转地连接到高升力装置；第一致动机构，该第一致动机构配置成使高升力装置围绕第一枢转点转动；和第二致动机构，该第二致动机构配置成使高升力装置围绕第二枢转点转动可独立于第一致动机构操作第二致动机构，并且可操作该第二致动机构以在高升力装置和飞机机翼前缘之间产生密封力。
用于前缘升力装置系统

[发明专利]一种高升力系统全机加载动态试验方法-CN201510367023.0有效
发明人：左朋杰;张建刚 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2015-06-29 - 公布日： 2018-04-13 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：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
一种升力系统加载动态试验方法

[发明专利]飞行器的机翼-CN201811478090.X有效
发明人： D·德林 -专利权人：空中客车运作有限责任公司
申请日： 2018-12-05 - 公布日： 2022-10-11 - 主分类号： B64C5/08 文献下载
摘要：披露飞行器(1)的机翼(5)，包括固定机翼(7)、高升力系统(9)、可折叠机翼尖端部分(11)、尖端致动单元(13)，高升力系统包括高升力表面(27)和高升力致动系统(29)，高升力表面可移动地安装至固定机翼(7)，高升力致动系统用于使高升力表面(27)相对于固定机翼(7)在缩回位置与至少一个展开位置之间移动，折叠机翼尖端部分以在伸展位置与折叠位置之间绕旋转轴线(35)枢转的方式安装至固定机翼(7)，尖端致动单元用于使可折叠机翼尖端部分提供简单、成本效益高并且重量轻的机翼的目的的实现是通过将高升力致动系统(29)驱动性地联接至尖端致动单元(13)以向其提供动力。
飞行器机翼

[发明专利]飞机高升力飞行控制面的指示系统、装置和方法-CN201680034026.5有效
发明人：伯诺伊特·奥莱特 -专利权人：庞巴迪公司
申请日： 2016-06-07 - 公布日： 2021-11-05 - 主分类号： B64C3/44 文献下载
摘要：公开了与飞机的一个或多个高升力飞行控制面(24)一起使用的系统、装置和方法。一种示例性方法包含接收代表高升力飞行控制面(24)的命令配置(48)的数据；并且在飞机的显示装置(14)上，示出了指示器(30)，其指示高升力飞行控制面(24)的命令配置和相应的命令位置(50)。指示器(30)以图形指示高升力飞行控制面(24)的命令配置(48)和相应的命令位置(50)之间的相关性。
飞机升力飞行控制指示系统装置方法

[发明专利]飞机的高升力系统-CN201180023782.5有效
发明人：布克哈德·哥林 -专利权人：空中客车运作有限责任公司
申请日： 2011-03-08 - 公布日： 2013-02-27 - 主分类号： B64C9/18 文献下载
摘要：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
飞机升力系统

[发明专利]分布式电推进超短距起降固定翼飞机平台-CN202211560062.9有效
发明人：包文卓;孙元骜;王泽轩;张雄威 -专利权人：北京启时智航科技有限公司
申请日： 2022-12-07 - 公布日： 2023-03-17 - 主分类号： B64C11/46 文献下载
摘要：本申请公开了一种分布式电推进超短距起降固定翼飞机平台，包括：机身、左机翼、右机翼；左机翼和右机翼上均从内至外依次设置有若干内侧高升力螺旋桨和若干外侧高升力螺旋桨，内侧高升力螺旋桨的直径与机翼平均气动弦长的比值为0.6‑0.8，外侧高升力螺旋桨的直径与机翼平均气动弦长的比值为0.4‑0.6；外侧高升力螺旋桨和内侧高升力螺旋桨的旋转轴线距离机翼弦线平面的上下距离为对应螺旋桨直径的0.3‑0.5倍，外侧高升力螺旋桨和内侧高升力螺旋桨的旋转平面与机翼前缘的前后距离为对应螺旋桨直径的
分布式推进超短起降固定飞机平台

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