| 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 | 一种用于整流罩的锁闭机构 | CN201611084632.6 | 2016-11-30 | CN106428579A | 2017-02-22 | 王军; 程小青; 杨东雷; 金筱薇; 孙细刚; 黄志文; 吴硕 |
| 本发明提供了一种用于整流罩的锁闭机构，属于直升机整流罩结构设计领域。包括：固定在机体上的吊环、固定在整流罩上的整流罩锁座以及钩子锁组件，钩子锁组件(3)包括锁壳(31)、钩子(32)以及锁止机构(33)，钩子(32)一端能够挂接在所述吊环(42)上，另一端通过第一铰接点之间设置有第一扭簧机构，用于驱动锁壳(31)与钩子(32)绕所述第一铰接点(311)偏转，锁壳(31)与锁止机构(33)之间设置有第二扭簧机构，用于驱动锁壳(31)与锁止机构(33)绕第二铰接点(312)偏转。该锁闭机构安置在座舱底板和底部整流罩之间，采用钩型锁挂钩的连接形式，实现底部整流罩的快速拆装。(311)铰接在锁壳(31)上，锁壳(31)与钩子(32) | ||||||
| 2 | 一种折叠的六旋翼无人机 | CN201611123119.3 | 2016-12-08 | CN106394858A | 2017-02-15 | 王哲 |
| 本发明提供了一种折叠的六旋翼无人机，包括电机、螺旋桨、电调盒、机臂、机身上壳、机身下壳和起落架；机身上壳封闭连接机身下壳，机身上壳为光滑流线型曲面；机身上壳连接有六个所述机臂，机臂包括第一机臂连接件和第二机臂连接件，第一机臂连接件和第二机臂连接件的下端通过旋转轴铰接，还包括将第一机臂连接件和第二机臂连接件的开合处活动连接的机臂锁紧片；机臂的外端连接电机、螺旋桨和电调盒；起落架连接在机身下壳底面侧部。有益效果是能够减少风阻，增加飞行时间，提高飞行稳定性的无人机，特别是在环境比较恶劣的条件下也能有较强的适应性，而且机臂能够折叠，方便运输和拆卸。 | ||||||
| 3 | 具有被振荡地安装在机身上的发动机支承结构的飞行器后部 | CN201080015155.2 | 2010-03-29 | CN102448815B | 2014-08-27 | 劳伦特·拉丰; 吉恩·米歇尔·索斯雷; 埃斯特万·基罗斯-埃尔南德斯; 杰罗姆·安蒂帕斯; 马蒂厄·博内; 弗雷德里克·茹尔纳德 |
| 本发明涉及飞行器的后部(1)，包括对称设置在竖直中面(P)两侧的两连杆(66)，各连杆具有安装在发动机支承结构(14)上的一端以及安装在机身(6)上的另一端，所述部分被设计得能通过连杆(66)围绕其旋转轴线的旋转，允许由支承结构和发动机构成的组件(23)相对于机身(6)穿过机身的第一和第二开口(18)的有限振幅的振荡运动。 | ||||||
| 4 | 具有无涵道推进式螺旋桨的飞机发动机的进气口 | CN200980145750.5 | 2009-11-09 | CN102216158B | 2013-12-11 | 斯蒂凡·埃马努埃尔·丹尼尔·本斯鲁姆 |
| 一种具有无涵道推进螺旋桨的飞机发动机类型的进气口(113)，所述发动机借助吊架(134)连接至飞机的机身(141)，在所述进气口的前缘(138)的点与位于发动机压缩机的入口叶轮处的横向平面(P)之间，与所述发动机的轴线(A)平行地测得的该进气口的局部长度在所述进气口连接到吊架的区域(142)较长(Lmax)，在所述进气口与所述吊架相对的区域较短(Lmin)。 | ||||||
| 5 | 涡轮机飞行器推进器 | CN201110031434.4 | 2011-01-26 | CN102135035A | 2011-07-27 | 克里斯泰勒·林若诺; 皮埃尔·纪尧姆 |
| 本发明涉及一种飞行器推进器(1)，包括：安置在短舱(10)中的涡轮机(8)和能够被热流体横向穿越的冷却器(14)，所述热流体通过与冷却器外部的冷空气的热交换被冷却。推进器(1)包括气脉(13)(13b)，气脉(13)(13b)能够将加压空气朝向空气管道(20)指引，空气管道(20)实施在短舱(10)的外壁(6)和内壁(60)之间。冷却器(14)包括：在第一表面(141)上的被称为第一表面冷却装置(145)的第一冷却装置，第一冷却装置(145)布置在推进器短舱(10)的外壁(6)上；在第二表面(142)上的第二表面冷却装置(146)，第二冷却装置布置在空气管道(20)的壁(23)上。本发明也涉及一种配备有该推进器的飞行器。 | ||||||
| 6 | 具有部分嵌入机身中的引擎的飞机 | CN200980143633.5 | 2009-10-28 | CN102202973B | 2014-12-31 | 飞利浦·杰拉德·查恩兹; 吉恩-路易克·赫夫·莱克迪克斯; 斯特凡·杰克斯·弗朗索瓦·托马斯 |
| 一种飞机，装配有旁路涡轮引擎(12)，所述旁路涡轮引擎(12)具有至少部分嵌入所述飞机的机身(14)中的舱体(16)，每个引擎(12)的空气入口通过两个边界层引导壁(20)连接到所述机身，这些壁(20)从所述空气入口(18)向上游延伸，并沿上游方向相互分离地张开。 | ||||||
| 7 | 具有被振荡地安装在机身上的发动机支承结构的飞行器后部 | CN201080015155.2 | 2010-03-29 | CN102448815A | 2012-05-09 | 劳伦特·拉丰; 吉恩·米歇尔·索斯雷; 埃斯特万·基罗斯-埃尔南德斯; 杰罗姆·安蒂帕斯; 马蒂厄·博内; 弗雷德里克·茹尔纳德 |
| 本发明涉及飞行器的后部(1)，包括对称设置在竖直中面(P)两侧的两连杆(66)，各连杆具有安装在发动机支承结构(14)上的一端以及安装在机身(6)上的另一端，所述部分被设计得能通过连杆(66)围绕其旋转轴线的旋转，允许由支承结构和发动机构成的组件(23)相对于机身(6)穿过机身的第一和第二开口(18)的有限振幅的振荡运动。 | ||||||
| 8 | 用于飞行器推进器的冷却装置 | CN201110031435.9 | 2011-01-26 | CN102139764A | 2011-08-03 | 克里斯泰勒·林若诺; 皮埃尔·纪尧姆 |
| 本发明涉及一种飞行器推进器(1)，包括：安置在短舱(10)中的涡轮机(8)和能够被热流体横向穿越的冷却器(45)，所述热流体通过与冷却器外部的冷空气的热交换被冷却。推进器(1)包括空气流股(13，13b)，它们能够将加压空气朝向空气管道(20)引导，空气管道(20)实施在短舱(10)的外壁(6)和内壁(60)之间。冷却器(45)包括：容积式冷却装置(14)，容积式冷却装置(14)定位在空气管道(20)中；以及表面冷却装置(15)，表面冷却装置(15)与所述容积式冷却装置不相连并且定位在飞行器的外壁(6，101)上。 | ||||||
| 9 | 一种多旋翼无人机的电池舱结构 | CN201611024215.2 | 2016-11-18 | CN106364680A | 2017-02-01 | 王川; 胡磊; 王少鹏 |
| 本发明公开了一种多旋翼无人机的电池舱结构包括：电源插头、电池舱滑槽和加强筋；所述电源插头连接所述多旋翼无人机的机体插头，用于向所述多旋翼无人机提供电源动力；所述电池舱滑槽横向设置在所述电池舱结构的底部，所述电池舱结构通过所述电池舱滑槽与所述多旋翼无人机相对固定；所述加强筋设置在所述电池舱结构的顶部，用于加固所述电池舱结构的内部结构。 | ||||||
| 10 | 可更换防护罩的飞行器 | CN201610785821.X | 2016-08-30 | CN106335635A | 2017-01-18 | 恽为民; 叶鹏; 庞作伟 |
| 本发明公开了一种可更换防护罩的飞行器，包括：一机身，所述机身有涵道，所述涵道内设有螺旋桨，其中，所述涵道的端面与内壁之间设有多个卡槽，一圆形罩体的外沿匹配具有多个卡键；每一所述卡键匹配嵌入一所述卡槽。本发明的可更换防护罩的飞行器较之于现有技术，有效解决了现有技术中缺少一种结构牢固且更换便捷的防护罩的问题，在涵道与机身表面之间通过卡槽对圆形罩体进行固定，在保护涵道内的螺旋桨的同时，仅需要通过旋转圆形罩体变可以实现圆形罩体的拆装，操作十分便捷。 | ||||||
| 11 | 用于减小气动阻力的装置 | CN200880118408.1 | 2008-11-21 | CN101878154B | 2013-10-23 | 格拉尔德·雷蒙德; 菲利普·布尔迪厄 |
| 本发明的主题是一种用于减小飞行器(1)的气动阻力的装置，所述装置配备至少一个发动机(2)，所述发动机(2)装配有伸出越过所述飞行器的机身(4)后部并且离所述飞行器的机身后部越远变得越宽的喷气管推进喷嘴(3)；所述装置的特征在于其包括用于遮蔽所述喷嘴的至少一部分的至少一个遮蔽元件(5)，所述遮蔽元件(5)由可消溶材料(6)制成并设计成一旦所述发动机和包括所述发动机的航天器点火便在所述喷嘴的气流中消失。 | ||||||
| 12 | 具有无涵道推进式螺旋桨的飞机发动机的进气口 | CN200980145750.5 | 2009-11-09 | CN102216158A | 2011-10-12 | 斯蒂凡·埃马努埃尔·丹尼尔·本斯鲁姆 |
| 一种具有无涵道推进螺旋桨的飞机发动机类型的进气口(113)，所述发动机借助吊架(134)连接至飞机的机身(141)，在所述进气口的前缘(138)的点与位于发动机压缩机的入口叶轮处的横向平面(P)之间，与所述发动机的轴线(A)平行地测得的该进气口的局部长度在所述进气口连接到吊架的区域(142)较长(Lmax)，在所述进气口与所述吊架相对的区域较短(Lmin)。 | ||||||
| 13 | 具有部分嵌入机身中的引擎的飞机 | CN200980143633.5 | 2009-10-28 | CN102202973A | 2011-09-28 | 飞利浦·杰拉德·查恩兹; 吉恩-路易克·赫夫·莱克迪克斯; 斯特凡·杰克斯·弗朗索瓦·托马斯 |
| 一种飞机，装配有旁路涡轮引擎(12)，所述旁路涡轮引擎(12)具有至少部分嵌入所述飞机的机身(14)中的舱体(16)，每个引擎(12)的空气入口通过两个边界层引导壁(20)连接到所述机身，这些壁(20)从所述空气入口(18)向上游延伸，并沿上游方向相互分离地张开。 | ||||||
| 14 | 用于减小气动阻力的装置 | CN200880118408.1 | 2008-11-21 | CN101878154A | 2010-11-03 | 格拉尔德·雷蒙德; 菲利普·布尔迪厄 |
| 本发明的主题是一种用于减小飞行器(1)的气动阻力的装置，所述装置配备至少一个发动机(2)，所述发动机(2)装配有伸出越过所述飞行器的机身(4)后部并且离所述飞行器的机身后部越远变得越宽的喷气管推进喷嘴(3)；所述装置的特征在于其包括用于遮蔽所述喷嘴的至少一部分的至少一个遮蔽元件(5)，所述遮蔽元件(5)由可消溶材料(6)制成并设计成一旦所述发动机和包括所述发动机的航天器点火便在所述喷嘴的气流中消失。 | ||||||
| 15 | 무인항공기 및 그 제어방법 | KR1020160064245 | 2016-05-25 | KR101794244B1 | 2017-11-07 | 안효정 |
| 본발명은동체, 상기동체에결합된날개부, 상기동체및 상기날개부중 적어도하나에배치되며, 복수개의배터리셀들및 벤트라인을구비한적어도하나의배터리모듈을포함하는배터리부및 장애물의감지시 상기복수개의배터리셀들중 적어도하나를단락시켜상기벤트라인을통해가스가배출되도록제어하는제어부를구비하는, 무인항공기를제공한다. | ||||||
| 16 | 쌍발 엔진 항공기 | KR1020007004558 | 1999-08-19 | KR1020010031517A | 2001-04-16 | 윌리엄스,샘,비. |
| 제트항공기는최대측단면부인중간부(16), 상대적으로작은단면부인통상적으로원뿔형기미동체부(18) 및기미동체부(18)로부터상방으로연장되는단일수직안정판(20)을지니는연장된동체(12)를구비한다. 항공기의추진엔진(30,32)은동체(18)로부터이격되어상기엔진의흡기구(38,40)를지니고수직안정판(20)상에장착되고수직안정판(20)은또한동체중간부(16)의측단면부의후방투영부내에전체적으로배치됨으로써경계층기류의영향을최소화하면서엔진(30,32)으로의이물체흡입을막는다. | ||||||
| 17 | 航空機用後部エンジン | JP2016178125 | 2016-09-13 | JP6401759B2 | 2018-10-10 | トーマス・リー・ベッカー; カート・デーヴィッド・マロー; パトリック・マイケル・マリナン; ブランドン・ウェイン・ミラー |
| 18 | 航空機用後部エンジン | JP2016178125 | 2016-09-13 | JP2017061303A | 2017-03-30 | トーマス・リー・ベッカー; カート・デーヴィッド・マロー; パトリック・マイケル・マリナン; ブランドン・ウェイン・ミラー |
| 【課題】胴体を有する航空機のための推進システムを提供する。 【解決手段】推進システムは、航空機10の後端において航空機10に取り付けられるように構成された後部エンジンを有する。後部エンジンは、中心軸の周りで回転可能で複数のファンブレードを有するファンを含む。また、後部エンジンは、複数のファンブレードを取り囲むナセルを含み、後部エンジンが航空機10に取り付けられた場合に複数のファンブレードの前方の位置で、ナセルと航空機10の中点線との間に延びる1又は2以上の構造部材を備える。後部エンジンは、航空機10に取り付けられた場合に航空機10の正味出力を増加させることができる。 【選択図】図1 |
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| 19 | The rear portion of the binding to the body by at least one of the block element is under compressive load, with a structure for supporting the engine aircraft | JP2011527378 | 2009-09-16 | JP5559796B2 | 2014-07-23 | ローラン・ラフォン; フレデリック・ジュルナード |
| 20 | Aircraft propulsion system and method of controlling the system | JP2012180422 | 2012-08-16 | JP2013043635A | 2013-03-04 | NEUTEBOOM MARTIN OLIVER |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an aircraft propulsion system where choking is hardly generated and noise is suppressed low.SOLUTION: The aircraft propulsion system has a propulsion rotor assembly which can be rotated around a rotary shaft and includes a plurality of blade and a wing plate assembly which is arranged to be adjacent to the propulsion rotor assembly in the circumferential direction around the rotary shaft and is fixed in a rotary direction. Furthermore, when an air flow enters the propulsion rotor assembly, a part of the air flow passes over the wing plate assembly composed so that the air flow may be guided to be apart from a rotor blade and a relative velocity of the air flow whose direction is thereby changed with respect to the rotor blade may be reduced. Accordingly, a tendency of choking the air flow passing the propulsion rotor assembly is reduced. | ||||||
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