“李自启”申请（专利权）人搜索_中国专利权人_发明人_技术持有人_科研专家_钻瓜专利网

钻瓜专利网为您找到相关结果33个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[发明专利]一种无人机-CN202310165529.8在审
发明人： 李自启;杨广;刘卓;余斌;王强;付杰斌;王斌 -专利权人：江西航空研究院
申请日： 2023-02-24 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： B64C1/30 文献下载
摘要：本发明公开一种无人机，包括机身、机翼、尾翼、舵面、起落架匾簧和进气道，所述机身与所述机翼能够快速对接，所述尾翼和所述机翼能够快速对接；所述舵面与所述机翼能够快速拆装；所述起落架匾簧固定位于所述机身的腹部，其根据受力情况，优化自身结构；所述进气道与所述机身连接，且一体成型。根据本发明公开的无人机，能够提高飞行效率。
一种无人机

[发明专利]一种双翼构型的新概念布局飞机-CN201911245077.4有效
发明人：刘敏;李泰安;吴洪骞;沈亮;冷智辉;杨昌发;李自启;符松海;黄鹏;周万军 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2019-12-06 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： B64C27/22 文献下载
摘要：本发明提供一种双翼构型的新概念布局飞机，包括机舱（9）、起落架（8）、外挂（10）、起降及飞行装置等，起落架（8）采用四点式单轮形式，机舱（9）采用小型汽车型面设计，外挂（10）通过挂架固定在主机翼上，起降及飞行装置通过采用旋翼与固定翼融合设计的新型布局结构，包括涵道风扇（1）、翼梢小翼（2）、旋翼（3）、垂尾（4）、涵道动力（5）、平尾（6）和固定翼（7）。本发明设计的双翼构型的新概念布局飞机，通过旋翼与固定翼融合、涵道风扇与飞行器融合设计，既有常规直升机垂直起降和空中悬停能力，又具有固定翼飞机高速巡航飞行能力。
一种双翼构型新概念布局飞机

[发明专利]一种跨介质飞机动力装置-CN201911223854.5有效
发明人：王黎明;谭洪开;李自启;何梦临;吴德广;辛荣提;杨帆;曹毅;王少龙;张大尉 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2019-12-04 - 公布日： 2022-11-29 - 主分类号： B64C35/00 文献下载
摘要：一种跨介质飞机动力装置，其中，水用传动轴安装在空用传动轴内，水用螺旋桨安装在水用传动轴顶部，空用螺旋桨安装在空用传动轴顶部；行星齿轮组中，前太阳轮安装在水用传动轴底部，齿圈设置在空用传动轴底部，并位于行星架外围，后太阳轮与行星架分别安装在驱动电机的输入传动轴上，内行星齿轮、外行星齿轮通过行星架均布在后太阳轮周围，后太阳轮与内行星齿轮啮合，外行星齿轮同时与内行星齿轮、前太阳轮、齿圈啮合；离合制动控制机构包括与制动控制盒连接的一号离合制动器、二号离合制动器及三号离合制动器，采用水下螺旋桨与空气螺旋桨共轴并通过行星齿轮组机械切换输出动力，可满足跨介质航行器动力需求，具有使用维护简单、可靠性高等优点。
一种介质飞机动力装置

[发明专利]一种可展开单涵道飞行器-CN202011461817.0有效
发明人： 李自启;王黎明;刘敏;李鹏飞;付炜嘉;万俊明;卢森;何梦临;吴萍;徐超 -专利权人：江西洪都航空工业股份有限公司
申请日： 2020-12-14 - 公布日： 2022-11-01 - 主分类号： B64C27/26 文献下载
摘要：本发明涉及一种可展开单涵道飞行器，属于飞行器设计领域。一种可展开单涵道飞行器，包括环形涵道、螺旋桨和设备舱，环形涵道包括主涵道壁、可展开涵道壁A和可展开涵道壁B，三者通过旋转作动器及铰链连接；螺旋桨、设备舱均安装在涵道的中心轴上，螺旋桨提供前进拉力，在设备舱与主涵道壁、可展开涵道壁A和可展开涵道壁B之间固定十字形尾翼；在固定翼模式下，可展开涵道壁A和可展开涵道壁B展开并分别与主涵道壁机械限位锁死，在涵道模式下，十字形尾翼与可展开涵道壁A和可展开涵道壁B机械锁死。本发明具有如下优点：1、具有涵道飞行和固定翼飞行两种模式；2、可在涵道外壁携载多个可分离的可消耗无人机；3、解决了单一涵道飞行器存在的问题。
一种展开单涵道飞行器

[实用新型]一种无人机发射装置-CN202121305727.2有效
发明人：冷智辉;黄笑秋;李自启;朱芸;王黎明;程太明 -专利权人：江西洪都航空工业股份有限公司
申请日： 2021-06-11 - 公布日： 2022-07-19 - 主分类号： B64F1/06 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种用于发射无人机的装置，属于无人机领域。一种无人机发射装置，包括发射支架、动力装置和无人机支撑装置，还包括阻尼装置，阻尼装置用于降低无人机弹射起飞时对发射装置的冲击力；无人机支撑装置采用镂空型结构，通过锁定装置锁定在发射支架前端，当解锁后，其可在发射支架上滑动，从而为无人机提供动能；动力装置安装在无人机支撑装置上，用于为无人机支撑装置滑动提供动力。本实用新型具有如下优点：1、实现了无人机在短距离、短时间内快速起飞；2、无人机起飞动作完成后，依靠阻尼装置可将无人机支撑装置速度迅速降为0，整个发射过程稳定性、可控性大幅度提高，对于无人机系统的使用具有重要意义。
一种无人机发射装置

[实用新型]一种无人机-CN202122573492.1有效
发明人： 李自启;符松海;刘卓;李泰安;马经忠;冷智辉;付文军;万芩 -专利权人：江西洪都航空工业股份有限公司
申请日： 2021-10-26 - 公布日： 2022-05-31 - 主分类号： B64C39/02 文献下载
摘要：一种无人机，包括机身、机翼、翼梢小翼、发动机、∧型尾翼及尾撑杆，其中，所述机身与机翼高度融合组成类飞翼，所述翼梢小翼设置在机翼尾端，所述机身后端中部设置有发动机，并在位于发动机两侧的机翼上设置有尾撑杆，所述尾撑杆上设置有∧型尾翼，以改变气动布局，有效提升气动布局的久航特性；且采用活塞发动机作为动力源，简易弹射装置完成弹射起飞，撞网回收，能够满足便捷的林区部署与长时间林区监控需要。
一种无人机

[外观设计]无人机-CN202130699456.2有效
发明人： 李自启;符松海;刘卓;李泰安;马经忠;冷智辉;付文军;万芩 -专利权人：江西洪都航空工业股份有限公司
申请日： 2021-10-26 - 公布日： 2022-03-15 - 主分类号： 12-07 文献下载
摘要：1.本外观设计产品的名称：无人机。2.本外观设计产品的用途：用于无人机。3.本外观设计产品的设计要点：在于形状。4.最能表明设计要点的图片或照片：立体图。5.右视图与左视图对称，省略右视图。
无人机

[发明专利]倾转涵道飞行器辅助舵面控制装置-CN201811205727.8有效
发明人：杨波;冷智辉;李自启;杨昌发;吴萍;胡志东;黄琪 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2018-10-17 - 公布日： 2021-12-28 - 主分类号： B64C9/06 文献下载
摘要：倾转涵道飞行器辅助舵面控制装置，包括蜂窝式扰流片、旋转机构、螺旋桨转轴、涵道及螺旋桨；其中，涵道下方设置有安装在螺旋桨转轴上的螺旋桨，螺旋桨下方设置有由四片蜂窝式扰流片组成的舵面，每片蜂窝式扰流片分别与对应的扰流片收缩转轴连接，扰流片收缩转轴与扰流片偏转转轴连接，扰流片偏转转轴与旋转机构连接，旋转机构安装在螺旋桨转轴上；并在扰流片收缩转轴内设置有用于控制蜂窝式扰流片收缩的收缩机构；通过采用蜂窝且可收缩型舵面不仅可降低扰流片铰链力矩，且降低螺旋桨转轴所需的电机功率，降低设备重量；同时采用蜂窝式扰流片使结构强度增加，可减轻结构重量，抗分离能力强，可减小扰流片尺寸，有效增加飞行器经济效率。
倾转涵道飞行器辅助控制装置

[发明专利]一种螺旋桨作为动力源的弹射发射装置-CN202111185961.0在审
发明人： 李自启;刘卓;冷智辉;马经忠;符松海;程太明;李海燕;黄笑秋;朱芸 -专利权人：江西洪都航空工业股份有限公司
申请日： 2021-10-12 - 公布日： 2021-12-21 - 主分类号： B64F1/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种螺旋桨作为动力源的弹射发射装置，包括：发射支架、推进器和阻尼器，发射支架包括前支撑架、后支撑架、方管支撑梁和V形轨道，前支撑架和后支撑架分别设置在方管支撑梁的两端，方管支撑梁的上表面和底面上分别设有V形轨道；推进器包括两端敞口的方管形推进器外壳，推进器外壳可前后移动的套装在方管支撑梁上，推进器外壳两端的前后两侧分别设有悬臂，悬臂远离推进器外壳7的一端设有电机，电机的输出端设有螺旋桨，推进器外壳靠近两端部位的两侧分别转动设有用于支撑无人机的支撑臂。
一种螺旋桨作为动力弹射发射装置

[发明专利]一种陆空两用飞行器-CN202110651778.9在审
发明人：吴洪骞;刘敏;沈亮;冷智辉;李自启;张素忠;黄鹏 -专利权人：江西洪都航空工业股份有限公司
申请日： 2021-06-11 - 公布日： 2021-08-06 - 主分类号： B64C37/00 文献下载
摘要：本申请提供了一种陆空两用飞行器，属于飞行器设计技术领域。该飞行器包括：主体、分别安装于主体中部、尾部的主翼和尾翼以及安装于主体上的机轮，其特征在于：所述主翼为一对位于主体两侧且可绕主体水平轴倾转的机翼，各机翼可朝主体尾部方向折叠至主体两侧，所述尾翼为H型尾翼构型，尾翼内安装有可倾转的尾部涵道，位于尾翼的尾翼涵道和分别位于主翼两侧的左涵道、右涵道构成飞行器的三涵道气动布局，为飞行器提供动力。上述飞行器，采用可折叠固定翼和H型尾翼构型，在折叠机翼和尾翼部分设计三涵道气动布局，既有垂直起降能力，又可高效率巡航，也有机翼折叠后公路行驶能力，构建了“端‑端”的新型运输模式，满足陆空两用。
一种陆空两用飞行器

[发明专利]一种可倾转涵道的固定翼飞机-CN202011452496.8在审
发明人：沈亮;杨昌发;冷智辉;刘敏;李自启;付炜嘉;胡志东 -专利权人：江西洪都航空工业股份有限公司
申请日： 2020-12-12 - 公布日： 2021-02-09 - 主分类号： B64C29/00 文献下载
摘要：本申请实施例提供了一种可倾转涵道的固定翼飞机，包括左涵道风扇、右涵道风扇、尾部涵道风扇、垂尾、中间升力体、左尾翼支撑杆和右尾翼支撑杆，所述中间升力体的左右翼端部分别对应安装有左涵道风扇和右涵道风扇，左涵道风扇和右涵道风扇均可绕展向轴倾转，中间升力体的左右翼身后边分别对应安装有左尾翼支撑杆和右尾翼支撑杆，左尾翼支撑杆和右尾翼支撑杆的尾部均固设有一垂尾，两垂尾相对侧之间安装有一尾部涵道风扇，尾部涵道风扇可绕垂直于垂尾方向倾转。本申请具有布局简洁紧凑、架构稳定且能为飞机在垂直起降和高速巡航飞行提供动力和飞行姿态控制。
一种可倾转涵道固定飞机

[实用新型]一种可收放式襟翼辅助增升装置-CN201922139451.4有效
发明人：曹毅;刘卓;万俊明;王黎明;刘敏;李自启;李鹏飞 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2019-12-04 - 公布日： 2020-09-29 - 主分类号： B64C9/00 文献下载
摘要：本实用新型提供的一种可收放式襟翼辅助增升装置，包括主机翼、襟翼、第一襟翼支臂、第二襟翼支臂、液压作动器驱动拉杆、襟翼辅助增升装置和收放机构，主机翼与第一襟翼支臂固连，第一襟翼支臂与第二襟翼支臂铰接，第二襟翼支臂与襟翼固连，襟翼与液压作动器驱动拉杆铰接，襟翼辅助增升装置与收放机构连接，并通过收放机构与襟翼联动，实现同步收放。本实用新型公开的一种可收放式襟翼辅助增升装置，襟翼辅助增升装置通过收放机构与襟翼联动，实现襟翼辅助增升装置与襟翼通的同步收放，解决了简单绕轴运动的襟翼增升效果不足的问题，同时避免采用复杂的大后退量单缝襟翼和多缝襟翼导致的结构重量增大，可靠性下降，制造成本增大等问题。
一种可收放式襟翼辅助装置

[实用新型]一种新型电动涵道动力装置-CN201922139456.7有效
发明人：王黎明;谭洪开;顾张亮;李自启;万俊明;蒋盼盼;何梦临;徐超 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2019-12-04 - 公布日： 2020-07-10 - 主分类号： H02K11/042 文献下载
摘要：一种新型电动涵道动力装置，包括整体转子、无刷电机线圈绕组及涵道外壳，其中，整体转子包括强磁体块、涵道桨叶、涵道风扇前整流锥及强磁体块固定槽，整体转子嵌入在涵道外壳内壁前端，无刷电机线圈绕组设置在整体转子与涵道外壳之间，并固定在涵道外壳上，电机功率不受涵道直径大小影响，有效提升同直径涵道风扇功率，产生更大推力；整体转子尾部安装在尾部整流锥上，尾部整流锥安装在整流锥支撑片上，整流锥支撑片固定在涵道外壳内壁后端，本实用新型中涵道桨叶与涵道外壳内壁无径向间隙，可完整利用涵道壁对桨叶的有利干扰，且整流锥直径小，其整流锥直径占比较低，可有效增加涵道实际气流截面积，尤其在小尺寸涵道风扇上这一优势更加明显。
一种新型电动动力装置

[发明专利]一种导滑架式后缘襟翼运动方法-CN201710783822.5有效
发明人：刘敏;江翔;王俊伟;梁斌;王淞立;姜亚楠;万俊明;李自启;曹航;马经忠;沈亮;冷智辉 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2017-09-04 - 公布日： 2020-05-08 - 主分类号： B64C9/16 文献下载
摘要：本发明涉及一种导滑架式后缘襟翼运动方法，属于飞行器设计领域。该方法包括如下步骤：第一步，确定后缘襟翼初始/起飞/着陆位置，包括缝道量、重叠量、后退量、偏转角度位置参数；第二步，根据后缘襟翼初始/起飞/着陆位置，在距襟翼前缘下表面的位置分别选取一个的可调点；第三步，根据步骤二所选取的点，分别引出一条垂直于襟翼下表面曲线的等长度直线段；第四步，确定导滑架运动方案；第五步，根据初始/起飞/着陆位置，在襟翼下表面后缘位置分别选取一个可调点；第六步，根据步骤五所选取的点，分别引出一条垂直于下表面曲线的等长度直线段；第七步，确定从动摇臂方案。其运动方法简单、控制精度高、滑轨强度大，工作安全可靠。
一种架式后缘襟翼运动方法

[发明专利]一种机翼翼尖涡流动控制方法-CN201910948578.2在审
发明人：付炜嘉;马经忠;曹毅;李鹏飞;刘敏;王日生;李自启 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2019-10-08 - 公布日： 2019-12-20 - 主分类号： B64C23/06 文献下载
摘要：一种机翼翼尖涡流动控制方法，采用在翼梢前缘开进气孔，气流从翼梢前缘的进气孔进入，在机翼内设置的导管引导下自翼梢端面开的出气孔流出，以达到耗散减弱翼尖涡的效果，翼尖涡是当机翼产生正升力时，机翼下翼面压力大于上翼面，下翼面的气流将绕过翼梢流向上翼面，这样使得上下翼面的气流在后缘处具有不同的流向，进而形成翼尖涡，本控制方法中出气孔流出的气体初始方向沿机翼展向向外，可有效地阻止下翼面的气流流向上表面，阻碍翼尖涡的形成，进而提升全机的气动特性，不需要引入额外的吹气装置，相比其他控制方法降低了结构重量。
翼尖涡翼梢机翼出气孔上翼面前缘下翼流出后缘翼展初始方向吹气装置导管引导流动控制气动特性气流流向进气孔上表面下翼面有效地耗散尖涡全机绕过升力种机引入阻碍

1
2
3
下一页»
尾页
共 33 条