固定翼飞机相关的专利数据

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
141	一种电动固定翼飞机电磁正反桨动力装置	CN202011327622.7	2020-11-24	CN112357096A	2021-02-12	黄威
本发明公开了一种电动固定翼飞机电磁正反桨动力装置，包括电磁正反桨结构和正反桨控制电路，电磁正反桨结构包括为变距杆、变矩机构，空心轴无刷电机、双向自保持电磁铁、电机安装座和双向自保持电磁铁安装座，变距杆和双向自保持电磁铁之间设置有联轴器，电磁铁安装座和电机安装座之间设置有连接双头螺杆，变矩机构、空心轴无刷电机和双向自保持电磁铁三者同轴布置，变矩机构设置在主轴的前端；本发明采用上述结构，能够在不改变电动固定翼飞机包括电动无人机，电动飞机和电动航空模型飞机电机转向的情况下实现电动固定翼飞机的反推减速和地面倒车以及紧急中止起飞。本装置便于维修和更换件，成本低廉，结构紧凑，体积小，重量轻，可靠性高，操作简单，功能显著，新颖实用。
142	用于捕获和释放固定翼飞机的系统和方法	CN201780077218.9	2017-12-11	CN110072775A	2019-07-30	瑞安·埃瓦里斯托·平托
提供了一种用于捕获和释放固定翼飞机的捕获-释放飞机。所述捕获-释放飞机包括框架，其上固定有一组转子单元。每个转子单元具有带旋转轴的转子，所述转子的旋转轴大致平行。一组飞机接合构件也固定到所述框架上，该组飞机接合构件能够与固定翼飞机的一组锚固件对准，用来以可释放的方式与所述锚固件联接。
143	一种用于固定翼飞机舵面加载的试验方法	CN201811523160.9	2018-12-13	CN109398757A	2019-03-01	顾超; 黄文涛; 蒋东升; 林海龙; 赵溢
本发明公开了一种用于固定翼飞机舵面加载的试验方法，属于通用飞机地面测试技术；其特征在于，向固定翼飞机舵面加载的试验步骤如下：1、试验件及试验装置；2、试验连接；3、加载；4、卸载；5、试验结果判定。本发明提出了一种用于固定翼飞机舵面加载的试验方法，给出了试验指导性文件，规范了试验流程，简化了试验工艺，提高了舵面加载效果，明确了舵面加载时间和试验结果判定。
144	一种航母舰载及陆航固定翼飞机起飞方法	CN201610378700.3	2016-05-27	CN106043730A	2016-10-26	匡仲平
一种航母舰载及陆航固定翼飞机起飞方法。涉及航母舰载以及陆地升空的固定翼飞机起飞技术方法的改进创新。本发明由蒸汽弹射力、电磁弹射力，特别是弹簧弹射力，分别与航母舰载及陆航固定翼飞机发动机推力和绑定解锁阻力组成，在已有蒸汽弹射和电磁弹射的基础上，添加具备压缩、拉伸复位功能的弹簧弹射。其要点是各种类弹射装置、特别是弹簧弹射装置与航母舰载及陆航固定翼飞机发动机、绑定解锁装置对接组合，蓄积聚集贮存并瞬间同步释放生成极度比冲，用于实现比以上单个技术特征效果的总和更优越的技术特征效果。用于航母舰载及陆地升空的固定翼飞机在无需滑行跑道地工况下由滑跑起飞改进为发射放飞，实现多机多编队同时段快速直接起飞升空。
145	一种航母舰载及陆航固定翼飞机起飞方法	CN201310646801.0	2013-12-06	CN103640707A	2014-03-19	匡仲平
一种航母舰载及陆航的固定翼飞机起飞方法。所属技术领域是航母舰载固定翼飞机，以及其它陆地升空固定翼飞机起飞技术方法的改进创新。所要解决的技术问题是在已有蒸汽弹射装置和电磁弹射装置的基础上，添加机械弹射装置；并在各类弹射装置上添加绑定解锁装置。解决上述问题的技术要点是通过对绑定解锁装置与机械弹射装置、蒸汽弹射装置和电磁弹射装置实施技术整合，将弹射起飞改进为发射放飞。主要用途是使航母舰载及陆航固定翼飞机，实现在无需滑行跑道地工况下，快速起飞升空。
146	一种固定翼飞机机翼防除冰控制配电装置	CN202311765260.3	2023-12-20	CN117879140A	2024-04-12	冯志远; 王达; 漆泽军; 张俊; 马秀龙; 姚亚辉
本发明公开了一种固定翼飞机机翼防除冰控制配电装置，接口单元用于信号传递，及电磁兼容、供电兼容和雷电环境的防护；还用于将输入的2路主、备28V电源传递给电源单元；还用于将外部输入的2路余度270V电源传递给功率单元，并通过功率单元控制后，传递给外部电加温组件；电源单元将输入的2路主、备28V电源进行选择并转换为内部直流工作电源，并通过接口单元传递给控制单元和功率单元；控制单元接收上位机工作指令后，解算出除冰控制律；功率单元经接口单元接收除冰控制律，并根据除冰控制律控制电加温组件通电加热除冰。本发明采用主、备28V直流电源工作，将双余度270V电源提供给电加温组件，具备高可靠性和容错特点。
147	固定翼飞机全机强度及模态试验框架系统	CN201910073310.9	2019-01-25	CN109827722A	2019-05-31	瞿磊
本发明揭示了一种固定翼飞机全机强度及模态试验框架系统，为基于平整地面并由钢结构梁和钢结构支柱组装而成笼式网格刚体结构的框架，该框架的大小与各类飞机的整机占空匹配相容且适应性可调，且框架具有满足对飞机静强度和动强度试验要求的整体刚度；其中平整地面分布设有若干个固定地桩，底侧的所述钢结构梁装接于固定地桩上，试验设备安装并受力于钢结构梁上，对整机施加静态或动态的拉力或压力进行测试。应用本发明的模块化框架系统，能对飞机和试验设备提供可靠的支撑并承载强度试验过程中各种拉力或压力，保障全机测试过程中整体框架和被测对象的稳定性。且布设条件门槛低，钢结构的框架适于反复拆装，从而能够满足试验室搬迁的重复利用。
148	一种固定翼飞机的电热防/除冰控制方法	CN201510653951.3	2015-10-10	CN105329445A	2016-02-17	华锐睿; 李志茂; 李革萍; 霍西恒; 曾飞雄; 王向转; 杨胜华; 徐佳佳
本发明提出一种固定翼飞机的电热防/除冰控制方法，包括：将机翼前缘的各个缝翼沿翼展方向划分为多个加热区；在每个所述加热区内从缝翼的外侧向内侧布置多个加热元件；控制所述多个加热区依次循环加热；控制所述多个加热区内的所述加热元件的工作时序实现错时加热，使各个加热区加热均匀。采用本发明的控制方法，在达到防/除冰目的的同时，能有效降低系统能耗，提高飞机燃油经济性。
149	尤其用于诸如固定翼飞机的飞机的远程武器站	CN201280046002.3	2012-09-18	CN103842764A	2014-06-04	A·伊索拉; G·B·莱奥内西奥
远程武器站（10）包括：用于向目标开火的枪炮（12）；遥控板或面板（14），其布置在距所述枪炮（12）一距离处并且构造成由操作员启动，从而控制所述枪炮（12）；自动目标瞄准系统（32），其构造成给所述遥控板（14）提供目标瞄准信号，该目标瞄准信号指示必须被所述枪炮（12）打击的目标的位置；平台（18），所述遥控板（14）组装在该平台并且所述平台能装配在飞机上；和组装在所述平台（18）上的支撑部件（28），该支撑部件支撑所述自动目标瞄准系统（32）并且容纳所述枪炮（12），以便通过所述遥控板（14）根据所述目标瞄准信号来控制所述枪炮。
150	一种稳定性强且安装牢固的固定翼飞机机翼	CN201811652189.7	2018-12-31	CN109572992B	2024-01-30	李宁康; 梁飞; 刘韬; 罗友
本发明公开了一种稳定性强且安装牢固的固定翼飞机机翼，包括第一机翼与安装槽，所述第一机翼的左侧下端设置有安装槽，所述第一机翼与安装槽通过套接连接，所述第一机翼的左侧下端的表端贯穿设置有固定卡座，所述固定卡座与第一机翼通过贯穿连接，本发明一种稳定性强且安装牢固的固定翼飞机机翼中通过在第一机翼和第二机翼的垂直相交的地方设置有一个支座加强板，这样支座加强板会使得受到的冲击力稳定，防止第一机翼和第二机翼不会发生脱落的现象，从而避免了由于发生脱落而受到的损伤，从而可以提高该固定翼飞机机翼整体结构的使用寿命，并且在保证第一机翼和第二机翼与机身连接强度的同时，消除由于间隙、制造误差等因素的影响。
151	一种双缝襟翼的飞机增升装置及固定翼飞机	CN202310752403.0	2023-06-25	CN117002725A	2023-11-07	邹湘伏; 王讲; 郭静亮; 赵轶
本发明公开了一种双缝襟翼的飞机增升装置及固定翼飞机，包括主翼、主襟翼、后襟翼、主翼连接支架、主襟翼固定支架、后襟翼固定支架和连杆，所述主翼、主襟翼、后襟翼之间通过两连杆或者三连杆连接。本发明通过连杆实现了后襟翼相对于主襟翼的随动，使得主襟翼在进行主动偏转时，后襟翼相对于主襟翼能自动进行后退及偏转，从而增加最大升力系数。本发明简化了随动式双缝襟翼增升机构的复杂性，同时增加最大升力系数，降低飞机起降滑跑距离，实现飞机短距起降。
152	垂直起降固定翼飞机过渡过程走廊构建方法	CN202011598196.0	2020-12-29	CN112685832A	2021-04-20	杨赟杰; 朱纪洪; 张骁骏; 张赛特; 王向阳; 袁夏明
本发明提供了垂直起降固定翼飞机过渡过程走廊构建方法，属于导航及控制技术领域，包括以下步骤：建立垂直起降固定翼飞机“垂转平”和“平转垂”模式过渡过程走廊约束条件；对约束条件建立不等式形式的数学模型；将不等式形式的数学模型转化为等式形式的数学模型；迭代走廊状态点建立过渡过程走廊。本发明相比于传统稳态飞行走廊，能够表征垂直起降固定翼飞机“垂转平”过渡过程的加速和“平转垂”过渡过程的减速特性，能够反映飞机部件或整机的倾转。同时，通过竖直向力和速度的约束保证了垂直起降固定翼飞机在过渡过程不会掉高或大高度爬升，从而对安全性和能耗作了保证。本方法不受限于垂直起降固定翼飞机的大小和类型，具有通用性强的特点。
153	一种固定翼飞机背着火箭起飞的方法及装置	CN201810328008.9	2018-04-13	CN108423180A	2018-08-21	黄华辉
一种固定翼飞机背着火箭起飞的方法及装置，属航空航天设备领域，包括固定翼飞机、控制终端和火箭；所述固定翼飞机1上安装有4个卡板和信号模块；所述4个卡板安装在固定翼飞机的机背的上，4个卡板呈长方形阵列布置，卡板上设置有卡槽；所述卡槽用于卡住火箭上的固定板；所述火箭安装有两个固定板和信号器，两个固定板安装在火箭的主体上，固定板的厚度和布置和卡槽吻合，使两个固定板能插入4个卡槽内；所述控制终端通过信号模块和信号器分别无线控制固定翼飞机和火箭。改变的传统的火箭的起飞方式，固定翼飞机可以循坏使用，降低了火箭的发射成本。
154	一种轻型固定翼飞机数字式自动驾驶仪系统	CN201410212364.6	2014-05-20	CN105094141A	2015-11-25	谢晓明; 张宾伟; 汪东洋; 杨文凯; 梁宪福; 李中喜; 付博
本发明涉及一种轻型固定翼飞机数字式自动驾驶仪系统，包括自动驾驶仪计算机1、姿态指示器2、状态指示板3、俯仰舵机4、横滚舵机5、偏航舵机6、模式控制板7、配平适配器8、配平继电器9、驾驶盘开关10、音频告警盒11、高度选择器12、航向速率陀螺13、大气数据计算机14、操纵系统钢索15、副翼调整片操纵系统16、升降舵调整片操纵系统17、电源系统18、配平开关19、导航系统20；具有复杂的控制律，能够根据接收机上航姿、全静压和无线电导航等系统输入的信号，操纵飞机实现自动驾驶等功能，同时提高整机操稳性并减轻驾驶员操作强度，提高安全性和可靠性，增强乘客舒适度。
155	垂直起降固定翼飞机过渡过程走廊构建方法	CN202011598196.0	2020-12-29	CN112685832B	2022-06-17	杨赟杰; 朱纪洪; 张骁骏; 张赛特; 王向阳; 袁夏明
本发明提供了垂直起降固定翼飞机过渡过程走廊构建方法，属于导航及控制技术领域，包括以下步骤：建立垂直起降固定翼飞机“垂转平”和“平转垂”模式过渡过程走廊约束条件；对约束条件建立不等式形式的数学模型；将不等式形式的数学模型转化为等式形式的数学模型；迭代走廊状态点建立过渡过程走廊。本发明相比于传统稳态飞行走廊，能够表征垂直起降固定翼飞机“垂转平”过渡过程的加速和“平转垂”过渡过程的减速特性，能够反映飞机部件或整机的倾转。同时，通过竖直向力和速度的约束保证了垂直起降固定翼飞机在过渡过程不会掉高或大高度爬升，从而对安全性和能耗作了保证。本方法不受限于垂直起降固定翼飞机的大小和类型，具有通用性强的特点。
156	一种具有垂直升降功能的多动力固定翼飞机	CN201810738129.0	2018-07-06	CN108639333B	2021-08-24	蒲子敏; 蔡学军
本发明公开了一种具有垂直升降功能的多动力固定翼飞机，机身两侧对称设有固定副翼，在固定副翼上至少设有两个垂直推进器安装孔，垂直推进器设置在垂直推进器安装孔内推动飞机垂直升降；所述固定主翼设置在固定副翼外侧，水平推进器设置在机身尾部推动飞机巡航飞行；在垂直推进器安装孔的上口位置或/和下口位置设有屏蔽门装置。垂直推进器安装在固定副翼内会产生一个问题，就是垂直推进器安装部位垂直推进器安装孔在飞机巡航时空气上下不能对流，否则会影响飞机的平衡，为了解决该问题，本发明在垂直推进器安装孔的上口位置或/和下口位置设有屏蔽门装置，通过屏蔽门装置可以在飞机巡航时将垂直推进器安装孔封闭，将垂直推进器隐藏在固定副翼内。
157	一种涡桨垂直起降固定翼飞机总体气动布局	CN202210432960.X	2022-04-22	CN115092390A	2022-09-23	李岩; 雷国东; 钟敏; 朱海涛; 倪卫星
本发明属于机械结构设计技术领域，涉及一种涡桨垂直起降固定翼飞机总体气动布局,包含桶状机身、曲面V型尾翼、分段机翼、水平固定布置涡桨发动机、涡桨机构、偏航配平机构；涡桨发动机位于分段机翼翼尖；机身桨盘桨叶可折叠收缩于尾部机身之中，垂直起降时机身桨盘倾转垂直于机身，张开桨叶并启动电机提供机身尾部升力，巡航时关闭电机折叠收缩桨叶，倾转机身桨盘整体收纳于尾部机身之中，机翼桨盘倾转至水平拉力位置；通过本发明可使涡桨航空器巡航阶段更接近固定翼飞机，具有工程可实现性并使此类型飞机的整体安全性和经济性能显著提升，达到低内损，且无翼下乱流，保障垂直起降及悬停阶段的稳定和安全性。
158	旋转致动器、铰接面板组件以及固定翼飞机	CN202110335303.9	2021-03-29	CN113494582A	2021-10-12	米切尔·梅勒
一种旋转致动器，用于例如固定翼飞机的铰接面板组件，该旋转致动器包括滚珠、外筒、活塞和内轴。外筒允许来自流体压力供应部的流体压力。活塞由外筒外接。活塞、外筒和滚珠共同形成外滚珠丝杠。活塞响应于流体压力沿纵向中心轴线平移。内轴由活塞外接，其中内轴、活塞和滚珠共同形成与外滚珠丝杠同轴的内滚珠丝杠。滚珠丝杠形成具有一个或多个共享滚珠路径的交错的滚珠回路。活塞平移使该活塞和内轴旋转，从而使滚珠通过交错的滚珠回路在外滚珠丝杠和内滚珠丝杠之间再循环。
159	一种固定翼飞机吃水线模型试验装置及方法	CN202011611362.6	2020-12-30	CN112793806A	2021-05-14	江婷; 张浩; 屈儒君; 何超; 罗朋; 张科
本发明属于航空飞行器试验技术领域，具体涉及一种固定翼飞机吃水线模型试验装置及方法。装置包括固定翼飞机吃水线试验模型(1)、发射车(2)、模型挂载机构(3)、电动葫芦(4)、电子吊秤(5)以及传感器系统(6)；通过对零速条件下、具有渗漏源和内部结构分隔的固定翼飞机模型进水下沉过程进行试验模拟，通过监测模型俯仰角、横滚角、水线与各舱门门槛之间标尺读数随时间的变化曲线，对模型的零速漂浮运动规律进行梳理。在进一步对比分析不同模型初始重量、重心位置对进水下沉运动姿态、模型进水量的影响前提下，确定飞机在破损下沉过程中的姿态角包线、进水限值及零速漂浮时间。
160	一种民用固定翼飞机系留方案快速设计方法	CN202110018847.2	2021-01-07	CN112722317A	2021-04-30	费凡; 王泽; 宋述芳
本发明公开了一种民用固定翼飞机系留方案快速设计方法，首先对飞机简化分析后确定飞机各部件的刚度和几何尺寸；然后确定系留点位置，在地锚点允许存在区域均匀排布地锚点；将飞机的气动载荷根据静力平衡原理分配到三个子结构，再利用有限元法求得起落架所受地面支反力，判断系留绳拉力是否为负，若为负，则强制将该系留绳设为不受力，重新计算支反力，直到所有系留绳都受拉力或不受力；接下来判断地面摩擦力限制条件和系留绳支反力限制条件，从而判断地锚点位置是否安全；计算完所有地锚点位置，输出地锚点安全区域。该方法能够减小计算量，减少计算耗时，并在系留点确定的情况下给出地锚点的安全区域，缩减民用飞机系留方案的设计与校核时间。

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