| 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 | 改进的飞行系统 | CN201880088779.3 | 2018-12-07 | CN111836760B | 2024-04-26 | 克里斯特·查伦; F·扎帕塔 |
| 一种推进装置，包括：平台，其构造成在其上支撑乘客；耦接到该平台的推力发动机，其中，该推力发动机被构造成基本上沿第一轴线提供推力输出；靠近该推力输出定位的偏转器组件，其中，该偏转器组件包括两个偏转引导件，以将该推力输出转移到相对于该第一轴线成角度的至少两个推力矢量上；致动器，其耦接到每个偏转引导件，以可控地调整该偏转引导件相对于该推力发动机的位置；以及与该致动器通信的控制器，其中，该控制器被构造成响应于来自乘客和耦接到该平台的传感器中的至少一者的一个或多个信号来操作该致动器。 | ||||||
| 2 | 一种旋转伺服推力器及姿态控制系统 | CN202311507619.7 | 2023-11-14 | CN117657432A | 2024-03-08 | 朱方爽; 郝雪杰; 邓为 |
| 本发明公开了一种旋转伺服推力器及姿态控制系统，属于飞行器推进技术领域，包括第一连接件，第一连接件上并排开设第一容置环和第二容置环，第一容置环内设有转向组件，第二容置环内设有驱动组件，转向组件包括沿第一方向布置的驱动机构，驱动机构的输出轴连接驱动齿轮；驱动组件包括第一壳体，第一壳体沿第一方向设有燃料进气口，沿第二方向设有燃料出气口，第一壳体外部套设外齿圈，驱动齿轮与外齿圈转动啮合。本申请中的旋转伺服推力器，其通过对应调整旋转伺服推力器的推力方向和推力大小，实现飞行器的姿态控制，极大降低了现有飞行器姿态控制系统的整体质量，减少推力器布置数量，提高姿态控制的可靠性。 | ||||||
| 3 | 一种无人机用组合高度控制方法 | CN202311454261.6 | 2023-11-03 | CN117485551A | 2024-02-02 | 王飞; 陈灵峰; 林衍熙; 杨艺 |
| 本发明属于无人机高度控制技术领域，具体涉及一种无人机用组合高度控制方法，其中包括无人机，所述无人机包括机体、两根机翼以及高度控制机构；所述高度控制机构包括气泵、气腔、固定板、滑板以及角度调节部；所述角度调节部包括滑轨、滑块、连接杆、齿板、齿轮以及转杆，两根所述机翼分别轴承安装于机体的前后两侧；所述气泵固定安装于机体的内部，且与外界管道连接，所述气腔固定安装于气泵的下方，且下端为开口状，且下端位于机体的下方，所述固定板固定安装于气腔的内壁，且中间开设有通孔，所述滑板滑动连接于气腔的内壁，该装置解决了当前无人机在控制飞行高度时，无法同步控制垂直升起和爬升导致无人机高度控制不平稳的问题。 | ||||||
| 4 | 一种防弹减震无人机和方法 | CN202111059613.9 | 2021-09-10 | CN113562170A | 2021-10-29 | 刘战国; 尚鑫; 计敏涛 |
| 本发明涉及无人机领域，尤其涉及一种防弹减震无人机和方法。无人机包含支撑腿（5）；支撑腿（5）端部布置有燃料容器（701），燃料容器（701）内部布置有点火装置和起飞火药，燃料容器（701）连通着底部冲口管（702），底部冲口管（702）的端部为底部冲口（703），点火后能够朝下冲击。 | ||||||
| 5 | 一种基于矢量推力无人机喷管控制逻辑设计方法 | CN202110346440.2 | 2021-03-31 | CN113071690A | 2021-07-06 | 邹阳; 张瞿辉; 肖奔 |
| 本发明公开了一种基于矢量推力无人机喷管控制逻辑设计方法，属于无人机飞行控制技术领域，其特征在于，包括以下步骤：a、矢量喷管试验安装；b、矢量喷管仿真建模；c、矢量偏转仿真；d、矢量喷管控制验证，包括仿真验证和飞行验证，仿真验证是指在仿真环境中给无人机六自由度模型输入发动机矢量偏角，分析在同一飞行高度下升降舵的配平舵偏量的变化；飞行验证是指当无人机飞行到直线航点之间时，地面站发送遥控指令控制矢量喷管偏转，观察无人机姿态的变化以及舵偏量的变化。本发明采用矢量推力发动机产生额外的力矩去补偿操纵面的舵效，通过气动舵面和推力矢量的共同作用能够实现飞翼布局无人机的稳定和机动动作，适用性好。 | ||||||
| 6 | 一种动力装置及具有动力装置的飞行翼服 | CN201680086065.X | 2016-09-23 | CN109562835A | 2019-04-02 | 余元旗 |
| 一种动力装置及具有动力装置的飞行翼装，包括控制调节器(8)和依次连接的高氧水贮存室(1)、催化还原反应室(9)、喷射动力舱(3)，控制调节器(8)用于调控由高氧水贮存室(1)流入催化还原反应室(9)的高氧水原液，存放在高氧水贮存室(1)中的高氧水原液，进入催化还原反应室(9)后，在催化还原反应室(9)中发生还原反应，还原反应中所产生的喷射动能通过喷射动力舱(3)形成推动力。由于使用高氧水作为产生动力的原料，可避免传统运输动力中由于使用化石燃料所带来的尾气排放等环境污染问题，从而实现零污染的清洁动力，特别是在空气稀薄或缺少氧气的环境下可替代化石燃料提供喷射动力，动力装置及具有动力装置的飞行翼装结构简单，成本低，环境友好，方便安装。 | ||||||
| 7 | 一种采用超高压流体喷射动力学轨道转移的飞行物 | CN201710485800.0 | 2017-06-23 | CN107416187A | 2017-12-01 | 洪瑞庆 |
| 本发明涉及航天航空设备技术，具体来说是在飞行器中得到广泛使用的一种采用超高压流体喷射动力学轨道转移的飞行物，包括主体、发动机、动力系统和超高压流体喷射动态轨道传输系统，其包括用于存储预定量的超高压气体的压力存储装置，一个中央自动控制系统，至少一个与压力存储装置相连的空气管道和在空气管道上连接的喷嘴组件。喷嘴组件包括多个喷嘴单元。每个喷嘴单元包括具有喷嘴孔的喷嘴体，并且与至少另一喷嘴单元相邻布置和对准。中央自动控制系统被设计成选择性地激活至少两喷嘴装置以喷射超高压气体，来可控地改变飞行物的飞行轨迹。 | ||||||
| 8 | 一种四涵道飞翼式无人机 | CN201611054313.0 | 2016-11-25 | CN106628115A | 2017-05-10 | 王洪远; 朱玉全; 刘丽; 黄杰 |
| 本发明公开一种四涵道飞翼式无人机，它包括涵道、风扇、翼尖小翼、飞翼式机翼，飞翼式机翼翼尖安装对称式翼尖小翼，在翼尖小翼上分别安装四个涵道风扇动力系统，涵道里面装有风扇。本发明的效果是：（1）具有快速巡航、可垂直起降、可悬停、低噪音、自主飞行和易于控制优点，（2）可实现多种姿态控制，控制方法更加简单，灵活机动性好，更有利于在复杂特殊条件下完成特定任务。 | ||||||
| 9 | 二元流体式推力矢量动力装置 | CN201410416496.0 | 2014-08-22 | CN104295404B | 2016-06-15 | 顾蕴松; 曹永飞; 程克明; 陈永和; 李琳恺; 孙之骏 |
| 本发明公开一种二元流体式推力矢量动力装置，包括动力装置、过渡主流道部件、二次流道部件、二元流体式推力矢量喷管，旨在实现主射流偏转和推力转向，能够产生飞行器提供姿态调整所需的操控力矩，可为飞机提供一种有效的操控手段。动力装置提供原始射流和推力，过渡主流道部件使三维圆形射流转变为二维矩形射流，并采用流体式推力矢量喷管实现主射流的比例偏转控制，近而实现推力的矢量化。二次流流道是将被动式二次流导入矢量喷管内的通道。该装置无需额外高压气源、复杂气路即可以较小的能量消耗实现动力系统的推力矢量控制。 | ||||||
| 10 | 一种混合布局旋翼无人机多模态飞行转换控制方法 | CN201510685996.9 | 2015-10-21 | CN105235892A | 2016-01-13 | 蔡志浩; 林清; 闫坤; 王英勋 |
| 本发明公开了一种混合布局旋翼无人机多模态飞行转换控制方法，涉及无人机飞行控制技术领域。基于复合式多模态多用途飞行器，将飞行器划分为五种飞行模态，飞行转换控制方法分别针对起飞/投放阶段、任务到达阶段、任务执行阶段、任务撤离阶段、降落/回收阶段，给出七种模态转换方式和转换时机。本发明可以合理地使无人机在多种模态间转换以适应不同的任务需求，充分发挥混合布局旋翼无人机的多模态飞行能力和多任务能力；能够充分发挥无人机具备的常规的陆地起降能力，也能够利用其灵活的水面/舰载/车载/机载投放等部署方式，并充分发挥其高速巡航能力和低空低速能力，使其具备快速到达和撤离及低速低空执行任务的能力。 | ||||||
| 11 | 一种基于特征模型的相平面自适应控制方法 | CN201310108763.3 | 2013-03-29 | CN103224023B | 2015-07-08 | 解永春; 胡军; 吴宏鑫; 胡海霞; 张昊 |
| 一种基于特征模型的相平面自适应控制方法，(1)设计喷气控制律中的限速值(2)设计喷气控制律中的步进区角速度最大值和小推力区角速度最大值以及喷气控制律中的死区阀值θD和步进阀值θv；(3)设计喷气控制律中的大推力区阀值θB；(4)根据黄金分割系数计算喷气控制律中小推力角加速度参数ac2以及大推力角加速度参数ac1；(5)根据小推力角加速度参数ac2计算喷气控制律中的步进区参数kj；根据大推力角加速度参数ac1以及其他相平面参数计算喷气控制律中的抛物线系数KX；(6)根据上述五个步骤中设计的参数，依据相平面喷气控制逻辑计算控制量，即确定发动机的喷气长度，在本采样控制周期内按照所确定的控制量对发动机进行控制。 | ||||||
| 12 | 喷流舵面控制系统、使用此系统的飞行器及控制方法 | CN201310136434.X | 2013-04-18 | CN103204238B | 2015-06-24 | 包绍宸; 包大勇; 江山; 方正; 周杉 |
| 本发明涉及一种喷流舵面控制系统、使用此系统的飞行器及控制方法，一种喷流舵面控制系统，包括具有上下表面及前后部的喷流舵面，控制喷流参数的喷流控制器，喷流腔体和设置于舵面后部的喷流口，该控制系统还包括将喷流口隔离为第一出口和第二出口的喷流调节装置。本发明的技术效果为：1)减小机翼以至全机的外形尺寸；2)减轻结构重量；3)减少能耗；4)易于使用维护；5)降低飞机噪声；6)提高应对特殊状况的能力。 | ||||||
| 13 | 气浮车 | CN201380049385.4 | 2013-09-19 | CN104661914A | 2015-05-27 | 马哈詹·马赫什·黛特特瑞 |
| 本发明公开了一种气浮车(100)。气浮车(100)由底盘(130)和车身(132)组成，车身坐落在底盘上，形状如倒扣的茶碟。底盘(130)和车身(132)的多个预定位置上被设置了多组气孔(114,115,116,117,118,119,120,121)；用多组抽气机构(105)从以上气孔组中抽取空气，并将空气压入其他预定的孔中，以提供车辆(100)向前和向后行驶的上托力，以及驱动车辆底盘中水平方向轴转的动力；一系列的风管(122)将抽气机构(105)连接至多组气孔(114,115,116,117,118,119,120,121)中的每个气孔，引擎(106)用于驱动抽气机构(105)。 | ||||||
| 14 | 包括两对罐的捆以及包括该捆的航空发射器 | CN200910170648.2 | 2009-09-01 | CN101670888B | 2015-04-29 | D·佩里斯; D·勒卢埃代克; J-M·孔拉尔迪 |
| 一种捆，包括两对同体积圆柱形罐(11，11)，(12，12)，每对罐包括容纳同密度推进剂的两个罐，所述推进剂适于以相同体积流率流动，所述四个罐通过增强环(20)以这样的方式彼此直接紧固，即，在所述推进剂流动时，所述罐对中的每个的重心连续保持在所述捆(10)的轴线上。 | ||||||
| 15 | 一种复合式多模态多用途飞行器 | CN201410852017.X | 2014-12-31 | CN104477377A | 2015-04-01 | 蔡志浩; 林清; 刘宁君; 闫坤; 王英勋 |
| 本发明公开了一种复合式多模态多用途飞行器，属于航空飞行器总体设计技术领域。所述飞行器包括固定翼飞机的机体、驱转/自转旋翼系统、推进航空发动机和飞行控制系统。所述的驱转/自转旋翼系统包括桨毂和桨叶；桨叶中空，内通有导流管B；每根桨叶末端安装有H2O2催化分解发动机，H2O2催化分解发动机连接导流管B；所述的导流管B与导流管A连通，所述的导流管A与H2O2储箱连接。本发明的飞行器具备垂直/短距起降和悬停性能甚至能实现一定的后飞和侧飞，又能实现高速前飞；采用了桨尖喷气驱转/自转旋翼，在任何模态都不产生反扭矩，取消了常规直升机的尾桨及其减速传动、控制机构；采用推进航空发动机的差动推力控制实现低速时航向的稳定和控制，减轻了废重和能量消耗、降低成本和复杂性，同时有效提高了复杂环境飞行时的安全性。 | ||||||
| 16 | 二元流体式推力矢量动力装置 | CN201410416496.0 | 2014-08-22 | CN104295404A | 2015-01-21 | 顾蕴松; 曹永飞; 程克明; 陈永和; 李琳恺; 孙之骏 |
| 本发明公开一种二元流体式推力矢量动力装置，包括动力装置、过渡主流道部件、二次流道部件、二元流体式推力矢量喷管，旨在实现主射流偏转和推力转向，能够产生飞行器提供姿态调整所需的操控力矩，可为飞机提供一种有效的操控手段。动力装置提供原始射流和推力，过渡主流道部件使三维圆形射流转变为二维矩形射流，并采用流体式推力矢量喷管实现主射流的比例偏转控制，近而实现推力的矢量化。二次流流道是将被动式二次流导入矢量喷管内的通道。该装置无需额外高压气源、复杂气路即可以较小的能量消耗实现动力系统的推力矢量控制。 | ||||||
| 17 | 基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置 | CN201410325514.4 | 2014-07-09 | CN104210649A | 2014-12-17 | 罗振兵; 夏智勋; 张宇; 王林 |
| 本发明公开了一种基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置，包括迎风凹腔(1)、集气罐(2)和供气调节组件(3)，所述迎风凹腔(1)设于飞行器的钝头体上，所述迎风凹腔(1)、集气罐(2)、供气调节组件(3)三者之间依次通过输气管路连通；所述迎风凹腔(1)、集气罐(2)之间的输气管路上设有用于放置集气罐(2)中的高压气体逆向流出的单向阀(4)；所述迎风凹腔(1)的唇部为尖形或圆形。本发明无需自带气源、增压效果好、能够适应高空稀薄大气环境、能够大大减轻飞行器质量、应用范围广、对减小钝头体头部的气动加热量效果更加明显。 | ||||||
| 18 | 多层旋翼喷气式直升机 | CN201310517854.2 | 2013-10-29 | CN103693192A | 2014-04-02 | 彭凯; 陈古力; 陈定超; 陈定阅 |
| 本发明的目的是提供一种多层旋翼喷气式直升机。它由多个双层旋翼喷气式直升飞机组合。双层旋翼喷气式直升飞机由主管、上下旋翼、环形油箱、桨尖喷气式发动机、倾斜器等组成。倾斜器控制并调整上下层旋翼的倾斜方向和倾斜度，倾斜器控制上下旋翼的转速一致，倾斜器传达上下旋翼旋转的力量。2N层旋翼的倾斜方向保持一致，旋翼的倾斜方向就是直升机的飞行方向。多层旋翼喷气式直升机没有笨重的机械传动系统，操作方便，飞行安全，结构简单，组合起来可以载重百吨以上，分散开可是单人飞行器。 | ||||||
| 19 | 喷气动力陆海空多用途垂直起降装置 | CN201310214695.9 | 2013-05-23 | CN103303468A | 2013-09-18 | 苏诗洋 |
| 本发明涉及一种喷气动力陆海空多用途垂直起降装置，包括机体和车轮，机体前部设有可前后伸缩的驾驶舱，机体内部设有喷气发动机，机体两侧设有可收入机体内的可变后掠机翼，机体前端设有一个进气口，机体下部左右对称位置设有四个可偏转角度的旋转喷口，机体尾端设有尾喷气口，机体底部设有水下过滤电解、浮力和水下螺旋桨推进装置。本发明将喷气式飞机、汽车、潜艇功能合为一体，三种模式能迅速转换；并可垂直起降、短时间悬停等能力，采用先进的喷气动力设计，起飞载重量大、外挂能力强、起飞场地要求低、飞行速度快，陆地和舰载和空中使用灵活，能实现三种状态，在地质勘探、海洋海监、空中摄像、侦查等特殊领域具有广泛的用途。 | ||||||
| 20 | 一种飞行器 | CN201010201184.X | 2010-06-03 | CN101857085B | 2013-06-12 | 刘春 |
| 本发明实施例公开了一种飞行器，包括机身和发动机，还包括：分别设置在所述机身的前、后、左、右、上、下的前端气孔、尾部气孔、左侧气孔、右侧气孔、上气孔和下气孔，且各气孔均设有气阀；连接所述发动机和各气孔的气管；用于分别控制各气阀通过气流流量大小的控制器。本发明利用控制器调控气阀的启闭，控制空气进出气孔，调节发动机工作及其功率，使飞行器得到满足实现各种飞行姿态时所需要的不同的升力和推力要求，从而实现飞行器的垂直起降、平飞、悬停、转弯等飞行姿态。本发明可以在狭小的地方垂直起降，提高了飞行器的机动性，使其能快速移动。该飞行器制造、使用费用低，易操作，噪声小，安全可靠。 | ||||||
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