后缘
81. 涡轮翼型件后缘冷却槽口
申请号: CN201380018845.7
申请日: 2013-03-27
公开（公告）号: CN104271887B
公开（公告）日: 2016-05-11
发明人: R.F.小贝格霍尔斯; 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)，其沿从基部(34)到顶端(36)的翼展(S)延伸。在压力侧壁(42)中的沿翼展方向间隔开的后缘冷却孔(30)终止于沿弦向大致延伸至后缘(TE)的相应的沿翼展方向间隔开的后缘冷却槽口(66)处。每个冷却孔(30)包括插塞(110)，其向下游延伸通过通往槽口(66)的沿翼展方向扩散区段(102)的至少一部分。插塞(110)可在孔(30)中沿翼展方向居中，且可包括插塞拱顶(114)，其从沿吸力侧壁(44)的吸力侧壁表面（40）延伸的插塞基部(112)隆起。冷却孔(30)还可包括入口(70)，其通往在沿翼展方向扩散区段(102)上游的、具有恒定面积且恒定宽度流动横截面(74)的计量区段(100)。槽脊(50)可布置在后缘冷却槽口(66)之间，从而在槽脊(50)之间形成槽口底面(51)。
更多82. 非对称成形的后缘冷却孔
申请号: CN201380024123.2
申请日: 2013-05-09
公开（公告）号: CN104487658A
公开（公告）日: 2015-04-01
发明人: 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)。
更多83. 飞行器稳定装置表面后缘
申请号: CN200980155875.6
申请日: 2009-12-18
公开（公告）号: CN102300770A
公开（公告）日: 2011-12-28
发明人: 阿尔贝托·巴沙冈萨雷斯; 弗朗西斯科·德·保拉·布尔戈斯加列戈
一种飞行器稳定装置表面(1)的后缘(3)，所述表面(1)由复合材料制造，且包括外覆层(40)和内覆层(41)，外覆层(40)和内覆层(41)在后缘(3)上通过连接夹类型元件(20)连接，所述连接夹类型元件(20)包括在其末端处的用于连接至稳定装置表面(1)的上和下覆层(40，41)的内部区域的一些凹槽(23)，使得连接夹类型元件(20)有足够柔性以被箍缩，使得借助于这些凹槽(23)将其末端容纳在飞行器稳定装置表面(1)的外和内覆层(40，41)之间，由此在其后缘(3)上的稳定装置表面(1)的外部区域形成连续的没有梯度变化的空气动力学表面。
更多84. 风电叶片后缘的填充方法
申请号: CN202210314450.2
申请日: 2022-03-28
公开（公告）号: CN114770959B
公开（公告）日: 2024-07-12
发明人: 余海
本发明涉及工程机械技术领域，提供一种风电叶片后缘的填充方法，包括在叶片迎风面壳体的后缘的待粘接区域形成第一粘接平面；在叶片背风面壳体的后缘的待粘接区域形成第二粘接平面；将叶片迎风面壳体和叶片背风面壳体相扣合，第一粘接平面与第二粘接平面之间具有夹角，根据夹角和粘接胶层的厚度要求，确定填充垫块的角度尺寸；将填充垫块粘接固定于第一粘接平面和第二粘接平面之间。如此设置，根据夹角和粘接胶层的厚度要求确定填充垫块的角度尺寸，以适配第一粘接平面和第二粘接平面之间的夹角的操作，简单方便，不但降低了对叶片迎风面壳体和叶片背风面壳体之间的间隙的控制难度，而且降低了叶片迎风面壳体和叶片背风面壳体的灌注难度。
更多85. 一种连续变后缘弯度翼面
申请号: CN202210037086.X
申请日: 2022-01-13
公开（公告）号: CN114275142A
公开（公告）日: 2022-04-05
发明人: 苑凯华; 李彦苏; 徐志伟; 周丹杰; 张坤; 刘燚; 刘凯; 付志超
本发明涉及一种连续变后缘弯度翼面，属于飞行器结构技术领域，解决了现有技术中大面积使用整块的柔性蒙皮，造成承载能力差，不适于高速或者高动压的飞行状态的问题。该翼面包括：翼肋、N对旋转关节、桁条、SMA丝、加热模块和金属蒙皮；两个后缘翼肋上对称设置所述N对旋转关节，所述N对旋转关节将后缘翼面划分为N+1个部分，每个翼面部分上均设置金属蒙皮；各翼面部分对应的各对旋转关节之间安装所述桁条；所述桁条上均设置有SMA丝，所述SMA丝一端固定在前缘主梁上，另一端与加热模块固定相连，SMA丝中间部分与桁条连接，通过SMA丝带动桁条运动，桁条带动两侧的旋转关节转动，进而带动各翼面部分旋转。
更多86. 涡轮翼型件后缘冷却狭槽
申请号: CN201380017496.7
申请日: 2013-03-13
公开（公告）号: CN104204413A
公开（公告）日: 2014-12-10
发明人: 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)。
更多87. 一种可变弯度机翼后缘结构
申请号: CN202410788265.6
申请日: 2024-06-19
公开（公告）号: CN118579253A
公开（公告）日: 2024-09-03
发明人: 白江波; 李少林; 刘天伟
本发明提供一种可变弯度机翼后缘结构，可变弯度机翼后缘结构由柔性蒙皮、变体结构和驱动系统三部分组成；驱动系统由驱动舵机、舵盘、螺钉、螺栓、螺母和变截面偏心杠杆组成；变体结构由波纹点阵结构舵面和填充泡沫组成；柔性蒙皮为复合材料柔性蒙皮；柔性蒙皮和变体结构连接方式为胶接，本发明能够实现机翼光滑连续变弯度。
更多88. 飞机的后缘襟翼的滑动装置
申请号: CN202210291835.1
申请日: 2022-03-23
公开（公告）号: CN114537643A
公开（公告）日: 2022-05-27
发明人: 刘杨; 董萌; 周颖; 刘松; 王春梅; 陈炎
一种飞机的后缘襟翼的滑动装置，能够优化载荷传递方式，减少滚轮数量，降低滑轮架复杂程度，减轻结构数量。滑动装置包括滑轨和滑动架组件，滑轨包括平坦部以及对称地位于平坦部两侧的一对倾斜部，从滑轨的延伸方向观察时，平坦部沿延伸方向延伸，倾斜部构成为随着远离平坦部而向上方倾斜，平坦部的上表面形成为第一滚动面，一对倾斜部各自的下表面形成为第二滚动面，滑动架组件包括滑轮架、第一滚轮组以及相对于第一滚轮组对称布置的第二滚轮组，第一滚轮组以与第一滚动面垂直且能够在第一滚动面上滚动的方式布置于滑轮架，第二滚轮组以与第二滚动面垂直且能够在第二滚动面上滚动的方式布置于滑轮架。
更多89. 包括改进的后缘的涡轮叶片
申请号: CN201680038774.0
申请日: 2016-07-01
公开（公告）号: CN107709706B
公开（公告）日: 2020-08-18
发明人: 劳伦特·帕特里克·罗伯特·库代尔; 艾万·丹尼尔·波特瑞尔
本发明涉及一种涡轮发动机叶片(12)，该涡轮发动机叶片包括限定出腔的中空本体并且还包括下游后缘(16)。叶片(12)进一步包括至少一个孔(18)，该孔与腔连通并且向下游通往后缘(16)。后缘(16)沿着叶片(12)的主径向方向延伸并且包括下游凸形面(20)。叶片的特征在于，每个孔(18)通往形成在后缘(16)中的平坦区域(22)的平面的后部面(24)。
更多90. 燃气涡轮发动机后缘喷射孔
申请号: CN201710080768.8
申请日: 2017-02-15
公开（公告）号: CN107084005B
公开（公告）日: 2019-11-29
发明人: 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。
更多91. 带有渐缩后缘区的涡轮翼片
申请号: CN200610071976.3
申请日: 2006-03-31
公开（公告）号: CN1840859B
公开（公告）日: 2012-08-08
发明人: C·-P·李; S·R·布拉斯费尔德; M·J·达诺夫斯基; H·辛
带有渐缩后缘区的涡轮翼片用于燃气涡轮发动机的翼片(118)具有在前缘(124)和后缘(126)之间延伸的相对的压力侧壁(120)和吸力侧壁(122)。翼片包括径向间隔分开的纵向延伸区(130)的阵列，区(130)在其间限定了多个后缘槽(128)。后缘槽(128)的每个具有与翼片(118)的内部流体连通的入口和与后缘(126)流体连通的出口(134)。区(130)中的至少一个为渐缩的，使得区(130)在径向上测量的宽度从吸力侧壁(122)向压力侧壁(120)减小。
更多92. 分布式后缘机翼襟翼系统
申请号: CN201910202641.8
申请日: 2019-03-15
公开（公告）号: CN110304238B
公开（公告）日: 2024-07-02
发明人: 尼尔·V·许恩
本申请公开了一种分布式后缘机翼襟翼系统。用于飞机的示例性机翼襟翼系统包括襟翼、致动器、第一液压模块和第二液压模块。襟翼可相对于飞机的机翼的固定后缘在展开位置与收回位置之间移动。致动器使襟翼相对于固定后缘移动。第一液压模块位于致动器处。第二液压模块远离第一液压模块定位并包括本地动力单元。致动器可通过待经由第二液压模块并进一步经由第一液压模块从飞机的液压系统供应到致动器的第一加压液压流体液压地驱动。致动器还可通过待经由第二液压模块并进一步经由第一液压模块从本地动力单元供应到致动器的第二加压液压流体液压地驱动。
更多93. 分布式后缘机翼襟翼系统
申请号: CN201910832550.2
申请日: 2019-09-04
公开（公告）号: CN110877713A
公开（公告）日: 2020-03-13
发明人: 尼尔·V·许恩
描述了分布式后缘机翼襟翼系统。该机翼襟翼系统包括襟翼和第一和第二致动器。襟翼可相对于飞行器机翼的固定后缘在展开位置和缩回位置之间移动。第一和第二致动器使襟翼相对于固定后缘移动。第一致动器经由轴可操作地耦接到第二致动器。第一致动器可经由加压液压流体致动，加压液压流体经由可操作地耦接到第一致动器的液压模块从液压系统供应到第一致动器。第一致动器配置为液压系统和液压模块能够工作时经由轴控制第二致动器的移动。第二致动器可经由第二致动器的电机致动。电机选择性地连接到飞行器的电气系统。响应于检测液压系统或液压模块的故障，电机连接到电气系统。第二致动器配置为在电机连接到电气系统时经由轴控制第一致动器的移动。
更多94. 胫骨平台后缘解剖钩钢板
申请号: CN201610306474.8
申请日: 2016-05-11
公开（公告）号: CN105997221A
公开（公告）日: 2016-10-12
发明人: 李宗利; 钱银河; 王晶
本发明公开了胫骨平台后缘解剖钩钢板，接骨板的头部两端向外延伸，两端头呈圆弧状构成固定板，固定板中部垂直板面上设置有胫骨钩，沿接骨板竖向设置有螺钉孔，所述固定板板面的横向均匀分布设置有螺钉孔。所述接骨板上的板面不是平面，接骨板的中心部位稍有凸起。胫骨钩的数量是两个，钩的上端呈尖状，钩的下端逐渐扩大整体呈三角形状。本发明具有结构简单、固定牢固、操作方便、能有效的对胫骨平台后缘骨折及后交叉韧带撕脱性骨折的固定。
更多95. 飞行器稳定装置表面后缘
申请号: CN200980155875.6
申请日: 2009-12-18
公开（公告）号: CN102300770B
公开（公告）日: 2015-03-04
发明人: 阿尔贝托·巴沙冈萨雷斯; 弗朗西斯科·德·保拉·布尔戈斯加列戈
一种飞行器稳定装置表面(1)的后缘(3)，所述表面(1)由复合材料制造，且包括外覆层(40)和内覆层(41)，外覆层(40)和内覆层(41)在后缘(3)上通过连接夹类型元件(20)连接，所述连接夹类型元件(20)包括在其末端处的用于连接至稳定装置表面(1)的上和下覆层(40，41)的内部区域的一些凹槽(23)，使得连接夹类型元件(20)有足够柔性以被箍缩，使得借助于这些凹槽(23)将其末端容纳在飞行器稳定装置表面(1)的外和内覆层(40，41)之间，由此在其后缘(3)上的稳定装置表面(1)的外部区域形成连续的没有梯度变化的空气动力学表面。
更多96. 后缘对齐的飞机翼尖装置
申请号: CN201110059438.3
申请日: 2011-03-11
公开（公告）号: CN102167153B
公开（公告）日: 2014-04-16
发明人: 陈迎春; 张淼; 薛飞; 刘铁军; 张美红; 汪君红; 于哲慧; 周峰; 张冬云; 马涂亮
一种飞机翼尖装置，其包括过渡部和翼尖部，过渡部的内侧端部与飞机机翼的远端连接，过渡部的外侧端部与所述翼尖部的连接，所述翼尖部包括多个翼尖段，每个翼尖段都分别包括翼尖和翼根，第一个翼尖段的翼根与所述过渡部的外侧端部连接，并且与过渡部外侧端部的后缘对齐，第n+1个翼尖段的翼根位于第n个翼尖段的翼尖上，并且第n+1个翼尖段的翼根弦长小于等于第n个翼尖段的翼尖弦长，其中n＞0。由于本发明的翼尖装置呈阶梯状设置，所以其翼尖上增加了一个以上的间断面，从而使翼尖诱导出的翼尖涡互相抑制，减弱了涡流强度，从而达到了减阻效果，另外，本发明的翼根弯矩增量较小，从而减轻了飞机的结构重量，对颤振特性影响也较小。
更多97. 一种风机叶片大后缘结构
申请号: CN201110401175.X
申请日: 2011-12-06
公开（公告）号: CN103147930A
公开（公告）日: 2013-06-12
发明人: 王海刚
本发明涉及一种风力发电机组叶片的后缘结构。现有叶片后缘主要由压力面和吸力面直接拼接而成，随着叶片长度的增加，为使叶片内半径方向有足够的刚度，需增大叶片的截面面积。现有技术主要在叶片后缘处增加材料铺层的厚度，但此种方法后缘铺层所需材料多，需大量涂胶，会加大叶片重量，且真空导入灌注质量差，工艺性不高，效果较差。本发明提供了一种风机叶片大后缘结构，该叶片大后缘结构在叶片的压力面和吸力面的后缘连接处增加叶片后缘支撑结构，形成叶片大后缘结构，通过改变翼型后缘结构，无需增大材料铺层厚度，即可增加叶片的横截面面积，提高叶片在后缘处的抗疲劳特性，获得较大的叶片刚度，工艺性及产品效果均有提高。
更多98. 翼型件后缘及其制造方法
申请号: CN201110119570.9
申请日: 2011-04-29
公开（公告）号: CN102235183A
公开（公告）日: 2011-11-09
发明人: R·S·班克
本发明涉及翼型件后缘及其制造方法。具体而言，提供了一种用于加工包括多个内部冷却通道(36)的翼型件(22)的方法。该方法包括有选择地移除紧邻翼型件(22)后缘(26)的压力侧(30)区段，以便露出紧邻翼型件(22)后缘(26)的多个内部冷却通道(36)的一部分(48)。该方法还包括将多个内部冷却通道(36)的露出部分(48)加工成预定形状。
更多