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21. 发明公开

CN109263885A 一种涵道螺旋桨飞行器无效
公开(公告)号：CN109263885A
公开(公告)日：2019-01-25
申请号：CN201811274829.5
申请日：2018-10-30
申请人：佛山市神风航空科技有限公司
发明人：王志成 , 肖凤兰
IPC分类号： B64C27/08 , B64C27/10 , B64C11/20 , B64C1/08
CPC分类号： B64C27/08 , B64C1/08 , B64C11/20 , B64C27/10 , B64C2201/042 , B64C2201/162
摘要：本发明公开提供了一种涵道螺旋桨飞行器，以涵道共轴双螺旋桨所构成的升力系统作为该飞行器的主升力面，用以克服自身结构和所挂载荷的重量。位于四周作为操纵面四个涵道螺旋桨，可以通过螺旋桨转速的差动实现对该飞行器偏航、俯仰和滚转的操纵。同时，它们也能够为该飞行器提供部分的升力。与现有的一些采用控制舵面进行控制的涵道风扇飞行器相比，其具有操纵简单可靠、操纵效率高及稳定性好等性能优点。

22. 发明公开

CN108622434A 制造航空航天结构的方法和系统及损伤容限型格栅翼肋结构有权
公开(公告)号：CN108622434A
公开(公告)日：2018-10-09
申请号：CN201810046836.3
申请日：2018-01-17
申请人：波音公司
发明人：鲍里斯·B·索科洛夫 , 穆斯塔法·拉塞安 , 马克·J·皮尔
IPC分类号： B64F5/10 , B64C3/18 , B64C1/12 , B64D33/04
CPC分类号： B29C70/384 , B29C70/38 , B29C70/382 , B29D99/0014 , B29L2031/3082 , B64C1/068 , B64C1/08 , B64C2001/0072 , B64F5/10 , B64C1/12 , B64C3/187 , B64D33/04
摘要：用于航空航天结构的制造的方法和系统及损伤容限型格栅翼肋结构，该系统包括具有表面的模具和至少一个单向SFL头，该单向SFL头适于将多个准直丝束以预定的层压图案铺设在模具表面上以产生机身蒙皮。至少一个正交铺层层压SFL头适于将正交铺层层压基底界面铺设在机身蒙皮上以为多个格栅翼肋中的每个建立格栅翼肋形状。正交铺层层压SFL头具有带放置头，该带放置头可引导以避免结构设计特征并且保持与相邻的引导格栅翼肋的间隔。单向SFL头还适于针对每个格栅翼肋中的第一多个单向丝束板层将多个准直丝束铺设在多个格栅翼肋中的每个的基底界面上。单向SFL头具有纤维放置头，可引导以匹配格栅翼肋形状，以避免结构设计特征并且保持与相邻的引导格栅翼肋的间隔。

23. 发明公开

CN108116650A 机身蒙皮面板连接系统和连接蒙皮面板的方法有权
公开(公告)号：CN108116650A
公开(公告)日：2018-06-05
申请号：CN201711204423.5
申请日：2017-11-27
申请人：波音公司
发明人： A·M·康蒂 , R·E·格里普 , T·K·罗斯安普特
IPC分类号： B64C1/06 , B64C1/12
CPC分类号： B64C1/12 , B64C1/061 , B64C1/08 , B64F5/00 , B64C1/065
摘要：本申请公开一种飞行器。该飞行器包括被配置为形成空间框架机身的桁架元件，以及与桁架元件连接并被配置为在所述空间框架机身上方形成蒙皮的蒙皮面板。蒙皮面板相对于彼此可移动，以防止空间框架机身的载荷引起蒙皮中的载荷。飞行器包括配件。该配件包括第一中间部分、第一外部分和第一内部分。第一外部分和第一内部分彼此间隔开并且通过第一中间部分互连。蒙皮面板包括彼此相邻的第一蒙皮面板和第二蒙皮面板。第一蒙皮面板具有与第二蒙皮面板的第二端部分相邻的第一端部分。该配件被定位在第一蒙皮面板和第二蒙皮面板之间，使得蒙皮面板的第一端部分和第二端部分在第一内部分和第一外部分之间延伸。配件被配置为使得第一蒙皮面板和第二蒙皮面板能够沿着第一蒙皮面板和第二蒙皮面板的第一外表面和第一内表面的第一平面朝向彼此移动，同时约束蒙皮面板相对于该第一平面的非平面移动。

24. 发明公开

CN106542087A 一种多旋翼无人机的机架有权转让
公开(公告)号：CN106542087A
公开(公告)日：2017-03-29
申请号：CN201610936336.8
申请日：2016-11-01
申请人：顺丰科技有限公司
发明人：彭兴林 , 赵磊 , 柴峻 , 彭国标
IPC分类号： B64C27/08 , B64C1/08
CPC分类号： B64C27/08 , B64C1/061 , B64C1/069 , B64C1/08 , B64C2201/024
摘要：本申请公开了一种多旋翼无人机的机架，其包括：所述机架包括：多边形机臂组，其包括首尾相连的多个短机臂；多个分支机臂组，每个所述分支机臂组包括至少两个第一机臂和连接于所述至少两个第一机臂的一端的第二机臂，所述至少两个第一机臂的另一端分别与所述短机臂的两端连接；以及多对电机座，每对所述电机座分别固定在所述第二机臂的两端，用于分别固定多旋翼无人机的电机，其中，所述短机臂、第一机臂及第二机臂均设置为管状结构。该机架采用多种机臂组相组合的布局形式，并通过合理地设置机臂的结构尺寸，使其在满足整机振动模态的同时具有明显的减重效果，且易于拆装和维护，可靠性高，适用于批量生产。

25. 发明公开

CN105460209A 一种航拍飞行器的实现方法有权
公开(公告)号：CN105460209A
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201510816145.3
申请日：2015-11-21
申请人：长沙学院
发明人：刘亮 , 邓名高 , 孙利平 , 张海涛
IPC分类号： B64C27/08 , B64C1/30 , B64C25/66 , B64D47/08 , B64C1/08 , B64C27/20
CPC分类号： B64C27/08 , B64C1/08 , B64C1/30 , B64C25/66 , B64C27/20 , B64D47/08
摘要：本发明公开了一种航拍飞行器的实现方法，飞行器包括支架(12)、旋翼、底板(9)、云台(13)、支腿(8)和相机(7)；旋翼和云台设置在支架上；底板固定在支架底部；相机安装在云台上；支腿固定在底板的底部；相机包括机身(77)和复合式镜头(72)；机身内设有CCD传感器(76)，机身上设有用于镜头对准的光电发射与接收装置(75)；本发明的航拍飞行器的实现方法集成度高，结构紧凑，不但具有性能优异的飞行机构，还具有独特缓冲功能的支腿，更进一步，还具有独创的相机，因此，这种航拍飞行器功能丰富，安全性高，结构巧妙，升力大，飞行平稳，易于实施。

26. 发明公开

CN102616365A 整体开口的增强结构有权
公开(公告)号：CN102616365A
公开(公告)日：2012-08-01
申请号：CN201210027863.9
申请日：2012-01-30
申请人：空中客车运营简化股份公司
发明人：保罗·梅西纳 , 热拉尔·库杜恩特 , 皮埃尔·拉鲁梅 , 阿诺·托内勒
IPC分类号： B64C1/00
CPC分类号： B64C1/08 , B32B3/266 , B64C3/22 , Y10T428/24124 , Y10T428/24149 , Y10T428/24273
摘要：本发明的目的是提供一种增强结构，其包括加强件(14.1、14.2、14.3)和结点(12)，其中不同方向的三个加强件(14.1、14.2、14.3)在所述结点处相交，加强件(14.1、14.2、14.3)的表面设置在与同一平面垂直的各平面中，所述增强结构包括至少一个开口(26)，其特征在于，用一些周边加强件(40)形成的六边形带状件围绕所述开口(26)。

27. 发明申请

WO2017207666A2 FLUGGERÄT 审中-公开
标题翻译：飞行大队
公开(公告)号：WO2017207666A2
公开(公告)日：2017-12-07
申请号：PCT/EP2017/063221
申请日：2017-05-31
申请人： HYBRID-AIRPLANE TECHNOLOGIES GMBH
发明人： SINGER, Csaba
IPC分类号： B64B1/08 , B64C1/08 , B64C1/12 , B64C1/26 , B64C1/34 , B64C3/32 , B64C3/38 , B64C11/00 , B64C13/50 , B64C39/00 , B64D27/24 , B64C37/02 , B64C27/24 , B64B1/18 , B64B1/20 , B64B1/32 , B64B1/38 , B64B1/58 , B64C39/02
CPC分类号： B64B1/58 , B64B1/08 , B64B1/18 , B64B1/20 , B64B1/32 , B64B1/38 , B64B2201/00 , B64C1/08 , B64C1/12 , B64C1/26 , B64C1/34 , B64C3/32 , B64C3/385 , B64C11/001 , B64C17/02 , B64C25/04 , B64C25/06 , B64C27/24 , B64C37/02 , B64C39/001 , B64C39/022 , B64C39/024 , B64C2001/0045 , B64C2001/0072 , B64C2201/021 , B64C2201/022 , B64C2201/024 , B64C2201/042 , B64C2201/101 , B64C2201/102 , B64C2201/108 , B64C2201/127 , B64C2201/128 , B64C2201/162 , B64D27/24 , Y02T50/43 , Y02T50/64
摘要： Die Erfindung betrifft ein Fluggerät mit einer Tragstruktur (12) und einer von der Tragstruktur (12) aufgespannten, mit einem Gas befüllbaren Hülle (10). Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass die Tragstruktur (12) eine Mehrzahl von Stab- oder Rohrabschnitten (24-30) aufweist, die eine kreisförmige, ovale oder polygonale Hauptspannebene für die Hülle (10) definieren.
摘要翻译：本发明涉及一种具有支撑结构（12）和由支撑结构（12）跨越的透气船体（10）的飞机。发明＆AUML;大街设想支撑结构（12）包括限定用于船体（10）的圆形，椭圆形或多边形主应力平面的多个杆或管段（24-30）。

28. 发明申请

WO2007120201A1 WEIGHT OPTIMIZED PRESSURIZABLE AIRCRAFT FUSELAGE STRUCTURES HAVING NEAR ELLIPTICAL CROSS SECTIONS 审中-公开
标题翻译：重量最小的可压缩的飞机融合结构具有近似的横截面
公开(公告)号：WO2007120201A1
公开(公告)日：2007-10-25
申请号：PCT/US2006/043742
申请日：2006-11-10
申请人： THE BOEING COMPANY , SANKRITHI, Mithra, M., K., V. , RETZ, Kevin, M.
发明人： SANKRITHI, Mithra, M., K., V. , RETZ, Kevin, M.
IPC分类号： B64C1/00 , B64C1/12
CPC分类号： B64C1/061 , B64C1/08 , B64C2001/0045 , B64C2001/0072 , B64C2001/0081 , Y02T50/12 , Y02T50/43
摘要： An aircraft fuselage includes a tubular shell having a centerline axis, opposite ends, and a cross-section having a radius R(ϕ), where ϕ is the angular coordinate of a cylindrical coordinate system, a curvature Curv(ϕ), where Curv(ϕ) is the inverse of a local radius of curvature of a surface of the shell, and a circumferential shape that varies radially by no more than ± 7% from that of an elliptical cross-section at substantially every station along the centerline axis between the nose and tail ends thereof. The weight of the shell is minimized by "tailoring," i.e., optimizing, at least one structural attribute, expressed as a function of ϕ, associated with every element of the shell, such that the weight of the shell required to react a design load incident thereon is less than that required to react the same design load, but wherein the same structural attribute has not been so tailored.
摘要翻译：飞机机身包括具有中心线轴线，相对端部和具有半径R（θ）的横截面的管状壳体，是圆柱坐标系的角坐标，曲率Curv（θ），其中Curv（θ）是壳体的表面的局部曲率半径的倒数，并且径向变化不超过± 在基本上每个车站沿其中心线轴线在其鼻端和尾端之间的椭圆形横截面的距离为7％。通过与外壳的每个元件相关联的“定制”即优化至少一个表示为与...的函数的函数的结构属性，使壳体的重量最小化，使得反应设计负载所需的壳的重量其上的事件小于反应相同设计负载所需的事件，但是其中相同的结构属性尚未如此定制。

29. 发明申请

WO2011080320A3 AIRCRAFT OR SPACECRAFT CASING 审中-公开
标题翻译：空气或其他空间飞行器COVER
公开(公告)号：WO2011080320A3
公开(公告)日：2011-10-13
申请号：PCT/EP2010070934
申请日：2010-12-30
申请人： IMA MATERIALFORSCHUNG UND ANWENDUNGSTECHNIK GMBH , GOETZE MATTHIAS
发明人： GOETZE MATTHIAS
IPC分类号： B64C1/08 , B64C1/06 , B64C1/14
CPC分类号： B64C1/068 , B64C1/08 , B64C1/1492 , Y10T428/13
摘要： The invention relates to an aircraft or spacecraft casing, comprising a composite shell (1) made of first rod elements (111, 112) or sandwich core elements and first skin elements (12), which are connected to the first rod elements or sandwich core elements such that all exterior loads are received jointly by the first rod elements or sandwich core elements and the first skin elements, the composite shell having at least one opening for a window, a door or the like, characterized in that in the opening of the composite shell a rod supporting structure (2) made of at least two groups of second rod elements (211, 212, 213) is arranged, wherein second rod elements belonging to the same group are arranged parallel to each other, and second rod elements belonging to different groups are arranged non-parallel to each other, the second rod elements are connected to the composite shell at the edge of the opening and a second skin element is arranged in each partial opening delimited by second rod elements such that the free edges of the second skin element are free of bending moments and tangential forces, so that all exterior loads are redirected solely from the second rod elements into the composite shell.
摘要翻译：本发明涉及一种飞行器或航天器外壳，其包括被连接到所述第一杆元件和夹层芯元件第一杆元件（111，112）或夹层芯元件和第一外壳壳体（12）的复合材料的外壳（1），使得所有外部负载由第一杆元件和夹层芯元件和第一表层元件，其中所述复合材料壳体具有用于窗，门或类似物的至少一个开口共同服用，并且其特征在于，在所述复合材料壳体的开口，杆支撑结构（2）被布置在至少两个基团的第二杆元件（211，212，213）的，所述属于同一组第二杆元件被布置成平行于彼此并且属于第二梁元件，不同的组被布置为不相互平行，在边缘处的第二杆元件开口被连接到复合外壳，并且在每个VO 打开第二表皮材料的n个第二杆元件限制部被设置成使得它的边缘是自由弯矩和切向力，使得所有外部载荷从第二杆元件到复合外壳完全的。

30. 发明申请

WO2008132087A1 WING-FUSELAGE SECTION OF AN AIRCRAFT 审中-公开
标题翻译：飞机的WF-FUSELAGE部分
公开(公告)号：WO2008132087A1
公开(公告)日：2008-11-06
申请号：PCT/EP2008/054820
申请日：2008-04-21
申请人： Airbus Deutschland GmbH , PAHL, Günter
发明人： PAHL, Günter
IPC分类号： B64C1/26
CPC分类号： B64C1/08 , B64C3/22
摘要： A wing-fuselage section of an aircraft, which wing-fuselage section comprises a wing root (7, 8) at which the wing (1) of the aircraft is connected to the fuselage (2), a fuselage region (3) with fuselage frame elements (11-15, 21-25) that extent across the longitudinal direction of the aircraft, and a wing region (5, 6) with spars (16-19, 26-29) that extend in the direction of the wingspan. According to the invention, the spars (16- 19, 26-29) of the wing region (5, 6) and the fuselage frame elements (11-15, 21-25) of the fuselage region (3) form part of an integral assembly (40) that extends at least over a middle part of the wing (1) and the fuselage region (3), including the wing roots (7, 8).
摘要翻译：飞机机翼部分，翼机身部分包括机翼（7,8），飞机机翼（1）在该机翼根部连接到机身（2），机身区域（3）具有机身框架元件（11-15,21-25），其横跨所述飞行器的纵向方向延伸;以及翼部区域（5,6），其具有在翼展方向上延伸的翼梁（16-19,26-29）。根据本发明，机翼区域（5,6）的翼形件（16-19,26-29）和机身区域（3）的机身框架元件（11-15,21-25）形成一个整体组件（40），其至少延伸到机翼（1）和机身区域（3）的中间部分，包括机翼根部（7,8）。

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