| 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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| 1 | 无人驾驶飞行器 | CN201611043631.7 | 2016-11-24 | CN106516097A | 2017-03-22 | 陈春梅 |
| 本发明公开了一种无人驾驶飞行器，其特征在于，由翘后缘翼型组成的低展弦比的固定式机翼，位于机翼后缘内侧附近的一个升降舵或两个升降副翼，一个或多个位于飞机对称面上并向机翼上下两侧延伸的可旋转的垂直稳定器，一对位于飞机对称面上并在机翼上游的由马达驱动的同轴反转螺旋桨，翼根截面弦线的中点在翼尖截面弦线的中点上游或平齐，带有接收器以及电池。本发明能够执行各种传统固定翼或旋翼机型都无法执行的高技巧复杂任务。它可以垂直起降，以固定翼姿势水平飞行，可随时转换为旋翼姿势采集图像和视频，不仅小巧、灵活、稳定，而且最大速度、续航能力和节能效果都比等同大小和重量的旋翼机型高得多。 | ||||||
| 2 | 用于飞行器的控制表面 | CN201610622388.8 | 2016-08-01 | CN106394870A | 2017-02-15 | 罗伯特·诺桑姆; 詹姆斯·舒 |
| 本申请涉及一种用于飞行器的控制表面。该控制表面具有前缘、后缘以及限定于前缘与后缘之间的翼弦线。第一空气动力学表面位于前缘与后缘之间，并且第二表面位于前缘与后缘之间。前缘由头部形成，该头部具有控制表面能够绕其偏转的铰链轴线。控制表面的在第一空气动力学表面与第二表面之间的垂直于翼弦线的最大厚度部位于铰链轴线的后方。本申请还涉及一种用于飞行器的控制表面，其中，控制表面的第一空气动力学表面的最大曲率部位于铰链轴线的后方。本申请还涉及一种包括固定部段和控制表面的飞行器或者飞行器部件。 | ||||||
| 3 | 一种控制飞机俯仰、侧翻、偏航的系统 | CN201610908744.2 | 2016-10-19 | CN106275389A | 2017-01-04 | 陈春梅; 瑞恩·迈克·兰德 |
| 一种控制飞机俯仰、侧翻、偏航的系统，其升降舵（1）的前边铰接在机翼后缘中部的凹口内，在该升降舵（1）的前部或全部以及机翼后缘设有沿飞机中线的细长的缺口（2），在该缺口（2）内设有与机翼固定连接、位于飞机对称面内、并向飞机上方和下方延伸的垂直稳定器（3）；在该垂直稳定器（3）后边的上部和下部分别铰接一个方向副翼（4），在两个方向副翼（4）之间留有升降舵1）上下摆动的凹口。本发明的优点是：仅使用三个致动器便可以实现航空器的全部三轴控制。对于垂直起飞和着陆的飞翼和低展弦比的混合翼身的航空器，本发明尤其具有利用价值。 | ||||||
| 4 | 用于边界层吸除的装置和用于其的复合构件 | CN201080043951.7 | 2010-09-29 | CN102548841B | 2016-02-24 | 马丁·格贝尔 |
| 本发明涉及一种用于在飞机的外蒙皮(1)上进行边界层吸除的装置，在所述装置上，由通孔(10)贯穿的能吸除的面(3)通过至少一个吸气管道(6)与吸气源(7)连接，其中可吸除的面(3)由至少一个板型的复合构件形成，所述复合构件由形成多个朝外蒙皮(1)敞开的吸气通道(12a-12c)的、由作为基体的轻金属构成的挤压型材(9)制成，在所述基体上，在能吸除的面(3)的区域中安装微穿孔的盖板(11)，用于形成外蒙皮(1)。此外，本发明还涉及一种用于制造这样的板型的复合构件的方法。 | ||||||
| 5 | 提高航空器垂直尾翼的空气动力学效率的方法 | CN201080021901.9 | 2010-05-17 | CN102428000B | 2015-04-22 | A.唐吉 |
| 本发明包括所述控制表面局部弦（I）和所述垂直稳定器局部弦（L）之间的沿着垂直尾翼（2）的高度的变化的比例，以将应用于垂直尾翼（2）的侧向升力的系数的局部值调整到侧向升力系数的最大可接受值。 | ||||||
| 6 | 加强飞行器机身 | CN201280032996.3 | 2012-06-28 | CN103635385A | 2014-03-12 | 劳尔·卡洛斯·利亚马斯桑宁; 乔斯·路易斯·马丁内斯穆尼奥斯 |
| 一种飞行器，具有通过上游螺桨架或挂架(17)连接至后机身(31)的推进系统(13)；该飞行器包括连接至后机身(31)的垂直尾翼(21)；后机身(31)从后部耐压舱壁(27)延伸至飞行器尾部(29)，其包括外壳(35)和垂直于中心纵向轴线(33)布置的多个框架(37，37’，37”)，并具有至少带有垂直对称平面(A-A)的弯曲形状；垂直尾翼(21)包括带有左右外壳、前后梁(51，53)和多个肋(55)的抗扭盒；该飞行器还包括将所述垂直尾翼(21)与后机身(31)连接在一起的坚固结构，该坚固结构在推进系统(13)的会产生后机身(31)的损坏的故障事件中用作冗余载荷路径。 | ||||||
| 7 | 提高航空器垂直尾翼的空气动力学效率的方法 | CN201080021901.9 | 2010-05-17 | CN102428000A | 2012-04-25 | A.唐吉 |
| 本发明包括所述控制表面局部弦（I）和所述垂直稳定器局部弦（L）之间的沿着垂直尾翼（2）的高度的变化的比例，以将应用于垂直尾翼（2）的侧向升力的系数的局部值调整到侧向升力系数的最大可接受值。 | ||||||
| 8 | 侧力接头 | CN200680027060.6 | 2006-05-11 | CN101228066B | 2011-02-16 | 克里斯蒂安·门茨 |
| 本发明涉及一种侧力接头，板状翼梁(2)能够通过该侧力接头紧固到安装在飞机机身(8)上的机身搭板(3)。为此，板状翼梁(2)具有通孔(14)，安装在凸缘上的紧固圆柱体(1)能够插入该通孔，以连接两个部件(2、3)。为了允许翼梁(2)相对于机身搭板(3)的位置能够得以调节，翼梁的轴承衬套(5)偏心地配合到通孔(14)中。相应地，机身搭板(3)的紧固圆柱体(13)偏心地安装在轴承衬套(4)上，从而轴承衬套(4、5)的转动允许对侧力接头进行调节。 | ||||||
| 9 | 双壳设计中心盒 | CN200680029722.3 | 2006-05-11 | CN101242993B | 2010-05-19 | 克里斯蒂安·门茨 |
| 本发明涉及一种用于飞行器机翼的中心盒(5)以及一种包括这种中心盒(5)的飞行器。中心盒(5)基本上包括两个侧面(6)，所述侧面基本上包括彼此隔开的内蒙皮(2)和外蒙皮(1)。为了给侧面(6)提供足够的稳定性，内蒙皮(2)和外蒙皮(1)通过大量型材(3)互相连接。 | ||||||
| 10 | 附连系统 | CN200680034110.3 | 2006-08-14 | CN100542888C | 2009-09-23 | 克里斯蒂安·门茨 |
| 本发明涉及一种用于将尾翼单元(2)附连于飞机的附连面(3)的连接系统(1)。在这种布置中，附连系统(1)包括支架(6)，其具有第一支承面(17)和第二支承面(18)，其中所述第一支承面设计为靠在所述尾翼单元(2)上，所述第二支承面设计为靠在所述附连面(3)上。从而，至少一个的第一支承面(17)和第二支承面(18)包括共同的接触线(16)。在这种布置中，所述第一支承面(17)的平面和所述第二支承面(18)的平面成不等于0度和180度的角度。 | ||||||
| 11 | 一种可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机 | CN201710113601.7 | 2017-02-28 | CN106927036A | 2017-07-07 | 胡奉言 |
| 本发明公开了一种可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机，它主要包括动力传动系统、旋翼操纵系统和机身及折叠系统。本发明主要解决了传统复合式无人机结构重量大、气动效率低、占用空间大的问题。本发明采用串列翼的总体布局形式，提高了前飞模式下的气动性能；机翼可折叠且装有轮式起落装置，方便地面运输并节省空间；采用混合控制策略，对应控制通道联动，可高效稳定的控制飞机。 | ||||||
| 12 | 多模多基有尾飞翼布局无人飞行器 | CN201611079239.8 | 2016-11-30 | CN106586001A | 2017-04-26 | 李翔; 吴晴; 赵昌霞; 谢奎; 方坦; 荣海春 |
| 本发明涉及无人机技术领域，具体涉及一种具有垂直起降/短距起降/常规起降/低速前飞/高速前飞等多种工作模态的、可实现岸基/舰基多基部署的有尾飞翼布局无人飞行器，包括纵剖面呈翼型的升力体式机身，设置在机身两侧的与机身平滑融合式主机翼、上翼、端翼，设置在机身尾部的涵道螺旋桨推进装置、垂尾。所述垂尾的下端与设置于机身尾部的涵道螺旋桨推进装置的涵道结构相固连。本发明采用了集成有联接翼的有尾飞翼式气动布局，无人飞行器在兼具常规飞翼布局气动特性优异、有效装载系数高等诸多优点的同时，有效克服了常规飞翼布局在稳定性和操纵性上所存在的固有缺陷。 | ||||||
| 13 | 无人机 | CN201610940405.2 | 2016-10-25 | CN106516113A | 2017-03-22 | 张会军 |
| 一种固定翼无人机，其包括机身、设置在所述机身头部的电动推进机构、设置在所述机身两侧的机翼及设置在所述机身尾部的平尾，在起飞前，所述电动推进机构能够为所述无人机提供大于或等于5.4kg的拉力，所述机翼为高升力系数翼型，所述平尾为全动平尾。所述无人机在发射时无需提供额外的初始速度，即可完成零助跑手抛方式发射，且可以适应多种区域受限的环境使用，如岛礁、山地、楼顶、舰船等使用环境。 | ||||||
| 14 | 一种连翼无人机 | CN201611090989.5 | 2016-12-01 | CN106379525A | 2017-02-08 | 刘德山; 李刚; 伍可炳; 黄茂; 徐新奎 |
| 本发明提出了一种连翼无人机，机身的前部设有固定翼动力组和前翼，机身的中部空心，内部放置有飞机控制系统和电源，飞机控制系统与电源通过电线连接，机身的后部设有后翼和垂尾，前翼和后翼上均布置有太阳能电池组，太阳能电池组与电源相连，前翼与后翼通过侧垂翼连接，前翼和后翼之间的机身上固定有机架，机架上设有旋翼动力组，这种连翼无人机，将太阳能与垂直起降这两个前沿的功能结合起来，选取连翼布局的固定翼飞机为主体，在连翼上铺放太阳能板，在连翼飞机的基础上进行结构上的改进，完成四旋翼的安装，最终实现连翼机以太阳能为辅助动力，很好的解决了垂直起降电动无人机电力航时短的问题。 | ||||||
| 15 | 一种飞机俯仰、侧翻、偏航控制系统 | CN201610908705.2 | 2016-10-19 | CN106364662A | 2017-02-01 | 陈春梅; 瑞恩·迈克·兰德 |
| 一种飞机俯仰、侧翻、偏航控制系统，其特征在于，包括垂直稳定器、方向舵和升降副翼，该垂直稳定器固定连接在机翼后部并位于飞机的对称面、具有对称翼型、从机翼向上向下延伸；在该垂直稳定器的后边铰接方向舵；升降副翼是机翼的一部分并分为左、右两部分，两部分的前端与机翼的后缘铰接，并沿飞机对称面左右对称设在该垂直稳定器的两侧；在该升降副翼两部分相对的一边设有V形切口，以留出方向舵和升降副翼同时偏转的空间。本发明的优点是：仅使用三个致动器便可以实现航空器的全部三轴控制。垂直稳定器、升降副翼和方向舵的对称布置把旋转耦合降低至最小，从而实现航空器的简单和平稳的动作控制。 | ||||||
| 16 | （Ii）所确定的危害水平作加法确定危害值的总检测在风机外壳内观测的撞痕的方法 体水平的步骤（206）。 | CN201280015080.7 | 2012-03-15 | CN103459087B | 2016-12-07 | 朱利安·特兰; 理查德·拉维格诺特 |
| 本发明涉及一种用于检测在风机外壳（100）的内表面（104）上出现的撞痕（Ii）的方法，所述方法的特征在于，它包括以下步骤：发现在所述风机外壳（100）的所述内表面（104）上出现的第一撞痕（I1）的步骤（201）；界定包括所述第一撞痕（I1）的检测区域（106）的步骤（202）；发现在所界定的所述检测区域（106）上出现的不同撞痕Ii）的步骤（203），所述不同的被发现的撞痕形成一组被考虑的撞痕；对于被考虑的每个撞痕Ii），测量所述撞痕（Ii）的深度和长度的步骤204）；对于被考虑的每个撞痕（Ii），通过将被考虑的每个撞痕的所述深度和长度与危害性水平相关联的至少一个图表（300；400）确定危害值的水平的步骤（205）；对于包括第一撞痕（I1）的所述检测区域（106），通过对被考虑的每个撞痕 | ||||||
| 17 | 尾翼结构及具有其的无人机 | CN201610571285.3 | 2016-07-19 | CN106167089A | 2016-11-30 | 唐荣宽; 李德镣; 李闯; 刘意; 曾俊; 王颖; 刘壮壮; 李颜均; 杨伯阳; 刘云辉 |
| 本发明提供了一种尾翼结构及具有其的无人机，尾翼结构包括水平尾翼和垂直尾翼，垂直尾翼为两个，两个垂直尾翼相对于水平尾翼的中心对称线对称地设置在水平尾翼的两端；其中，垂直尾翼相对于水平尾翼倾斜设置。本发明中的尾翼结构解决了现有技术中的尾翼结构的气动效率较低的问题。 | ||||||
| 18 | 飞行器机身 | CN201310503878.2 | 2013-10-23 | CN103770931A | 2014-05-07 | B·R·德特 |
| 本发明涉及飞行器机身。实例装置包括具有第一节段和第二节段的飞行器的机身，其中尾翼组件被连接至所述第一节段和第二节段。第二节段在第一节段的后面，且至少延伸至尾翼组件的水平安定面的后缘。第一节段的第一宽度从第一节段的前部至后端减小，第二节段的第二宽度基本不变。 | ||||||
| 19 | 用于机翼的支撑结构 | CN200680029781.0 | 2006-08-16 | CN101242992B | 2012-10-10 | 克里斯蒂安·门茨 |
| 本发明涉及一种用于飞行器的支撑结构，该支撑结构包括一个或若干个杆构件(36)和一个或若干个接合构件(37)，其中至少一个杆构件(36)包括过渡区(9)，过渡区(9)可制成为接合至少一个接合构件(37)。当杆构件(36)的过渡区(9)接合至少一个的接合构件(37)时，在杆构件(36)和接合构件(37)之间居中地传递力。 | ||||||
| 20 | 用于机翼的支撑结构 | CN200680029781.0 | 2006-08-16 | CN101242992A | 2008-08-13 | 克里斯蒂安·门茨 |
| 本发明涉及一种用于飞行器的支撑结构，该支撑结构包括一个或若干个杆构件(36)和一个或若干个接合构件(37)，其中至少一个杆构件(36)包括过渡区(9)，过渡区(9)可制成为接合至少一个接合构件(37)。当杆构件(36)的过渡区(9)接合至少一个的接合构件(37)时，在杆构件(36)和接合构件(37)之间居中地传递力。 | ||||||
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