“下飞机”专利关键词查询_检索下载_查询列表_检索列表_行业专利分布_钻瓜专利网

钻瓜专利网为您找到相关结果61171个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[发明专利]水上预警飞机等组成多功能船坞航空母舰-CN201410121073.6无效
发明人：刘佳 -专利权人：刘佳
申请日： 2014-03-28 - 公布日： 2014-06-04 - 主分类号： B63G11/00 文献下载
摘要：一种水上预警飞机，可有效解决目前我国海军现役“辽宁”号航母缺乏舰载预警飞机难题。以我国已研制的蛟龙600型水上飞机为运载平台，应用现有先进空中预警系统装备配载于蛟龙600型水上飞机而研制成世界首创的水上预警飞机。利用我国已研制的071型船坞登陆舰为运载水上预警飞机的平台，即水上预警飞机装载于船坞登陆舰的船坞内，打开舱门就可让水上预警飞机在水面起降，组成水上预警飞机船坞航空母舰。将该航母编入“辽宁”号航母编队就可为其编队装备水上预警飞机。还可将蛟龙600型水上飞机改装成水上加油飞机、水上反潜飞机、水上电子战飞机、水上轰炸飞机、水上侦察飞机等多种水上飞机，与船坞登陆舰组成多功能船坞航空母舰。
水上预警飞机组成多功能船坞航空母舰

[实用新型]带充气垫和滑翔伞的水陆起降两栖飞机-CN201220298221.8有效
发明人：刘畅;温锦仪 -专利权人：刘畅;温锦仪
申请日： 2012-06-25 - 公布日： 2013-03-13 - 主分类号： B64C35/00 文献下载
摘要：一种带充气垫和滑翔伞的水陆起降两栖飞机，由陆基飞机、充气垫和滑翔伞组成，充气垫和滑翔伞分别藏于飞机内，或者在陆基飞机外部加装充气垫和滑翔伞外挂总成。飞机除用起落架在陆地机场起降外，还可在飞机降落前给飞机下部的充气垫充气释放增大成为飞机水上起降保护层，并打开飞机上部的滑翔伞让飞机以较低速在水上降落。还可用充气垫实现飞机在水上起飞，在飞机升空后通过抽气所产生压差将充气垫收藏于机内或外挂总成内，让飞机保持较好的流体外型飞行，其飞行性能与陆基飞机相近，有效巧解现有水陆起降两栖飞机的飞行性能远低于陆基飞机的难题，为该飞机配置无跑道航母实现海上作战。
充气滑翔水陆起降两栖飞机

[发明专利]飞机安全迫降保护系统-CN201410542413.2无效
发明人：吴祖池;李轶;张艳 -专利权人：吴祖池;李轶;张艳
申请日： 2014-10-15 - 公布日： 2015-03-04 - 主分类号： B64D45/06 文献下载
摘要：飞机安全迫降保护系统，属于一种飞机保护辅助装置，其特点在于：1)飞机在空中异常紧急迫降，能减缓飞机下降速度，保护飞机着陆避免碰撞损伤飞机，2)保护机乘人员生命安全。3)当飞机迫降水面时，关闭导气管开关，保证整个飞机漂浮水面。附图1是飞机迫降保护系统图，图中：1、阻燃充气减速伞系统，2、高压阻燃导气管，3、飞机，4、阻燃缓冲气囊。
飞机安全迫降保护系统

[发明专利]双平移插入式乘客入口门-CN202110299528.3在审
发明人： B·L·比兹霍尔德 -专利权人：波音公司
申请日： 2021-03-22 - 公布日： 2021-10-12 - 主分类号： B64C1/14 文献下载
摘要：本发明提供了一种飞机门系统，包括被配置为从关闭位置平移到打开位置的飞机门。飞机门系统进一步包括：多个门压力止动件，其沿着飞机门的长度定位；以及耦接至飞机门的把手。把手的旋转引起飞机门沿向内方向和向前方向的第一平移。飞机门系统进一步包括耦接至飞机门的铰链系统。施加到飞机门的向外的力引起飞机门沿向外方向和向前方向的第二平移。铰链系统引起飞机门平移，使得飞机门贯穿整个第二平移保持平行于飞机机身，直到飞机门到达打开位置。
平移插入乘客入口

[发明专利]一种空天飞机部件强度试验加热系统及其方法-CN202210800991.6有效
发明人：王彬文;秦强;张宁;郑瑶 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2022-07-08 - 公布日： 2022-09-30 - 主分类号： G01M99/00 文献下载
摘要：本申请属于飞机部件的测试技术领域，具体涉及一种空天飞机部件强度试验加热系统及其方法，其中，该方法包括：使用空天飞机部件强度试验基础加热元件，以负反馈控制，对空天飞机部件施加热载荷，使空天飞机部件的温度变化符合空天飞机部件强度试验基础的温度‑时间曲线，记录空天飞机部件强度试验基础加热元件的功率‑时间曲线；在进行空天飞机部件强度试验时，使用空天飞机部件强度试验基础加热元件，按照空天飞机部件强度试验基础加热元件的功率‑时间曲线，以及，使用空天飞机部件强度试验补充加热元件，以负反馈控制，对空天飞机部件施加热载荷，使空天飞机部件的温度变化符合空天飞机部件强度试验期望的温度‑时间曲线。
一种空天飞机部件强度试验加热系统及其方法

[发明专利]在飞机侧壁空间中用于空气流控制的方法和装置-CN201110343319.0有效
发明人： J·C·格瑞;L·M·西格维克;S·M·赛特菲尔德;J·D·布莱克;C·E·库苏达 -专利权人：波音公司
申请日： 2011-10-27 - 公布日： 2012-07-04 - 主分类号： B64D13/00 文献下载
摘要：本发明关于飞机机身侧壁，所述飞机机身侧壁可以包括飞机侧壁空间和流控制器。飞机侧壁空间由飞机蒙皮、客舱侧壁以及机身框架结构界定，所述飞机蒙皮形成飞机侧壁空间的外侧边界，所述客舱侧壁形成飞机侧壁空间的内侧边界，所述机身框架结构形成飞机侧壁空间的轴向边界。流控制器可以位于飞机侧壁空间的一部分处，从而能够选择性地控制空气流通过飞机侧壁空间。
飞机侧壁空间用于气流控制方法装置

[发明专利]一种基于原型飞机的飞行性能快速计算方法-CN202111670539.4在审
发明人：商立英;赵科社;谭蓉蓉;明亚丽 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2021-12-31 - 公布日： 2022-08-30 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请提供了一种基于原型飞机的飞行性能快速计算方法，所述方法包括：以原型飞机为平台，使目标飞机的动力装置与原型飞机的动力装置保持一致，从而使目标飞机与原型飞机的动力特性保持不变，以及使目标飞机与原型飞机的总体设计参数一致，所述目标飞机的气动外形根据设计需求进行更改或优化；通过构建目标飞机的气动特性数据变化与飞行性能数据变化的关系模型，以原型飞机的飞行性能数据为基础，根据原型飞机的气动特性数据的变化得到目标飞机在气动外形下的飞行性能数据
一种基于原型飞机飞行性能快速计算方法

[发明专利]一种水上飞机跑道-CN201510287053.0有效
发明人：宋新扬 -专利权人：宋新扬
申请日： 2015-05-26 - 公布日： 2018-09-25 - 主分类号： B63B35/53 文献下载
摘要：本发明公开了一种水上飞机跑道，属于飞机跑道领域。该水上飞机跑道包括水层、气袋组和滑跑带，气袋组浮于水层上，滑跑带平铺在气袋组上。该水上飞机跑道可以有效防止滑跑中的飞机产生高温或起火，使飞机快速停止滑跑的同时不会对飞机造成损伤，紧急情况下可以中止飞机起飞，且飞机滑跑中不会被水浪拍打。另外，该水上飞机跑道防冲击、防水打、防结冰、防擦火，无论起落架收放，这种水上飞机跑道既能营救飞机迫降，又能防患飞机在快速滑行中突发危机，起飞不行，停飞不能的两难绝境。
水上飞机跑道气袋组飞机起落架飞机滑跑飞机跑道飞机迫降飞机起飞快速停止防冲击防结冰滑行平铺收放水浪防水拍打起火损伤中止起飞

[实用新型]一种水上飞机跑道-CN201520358703.1有效
发明人：宋新扬 -专利权人：宋新扬
申请日： 2015-05-26 - 公布日： 2015-10-07 - 主分类号： B63B35/53 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种水上飞机跑道，属于飞机跑道领域。该水上飞机跑道包括水层、气袋组和滑跑带，气袋组浮于水层上，滑跑带平铺在气袋组上。该水上飞机跑道可以有效防止滑跑中的飞机产生高温或起火，使飞机快速停止滑跑的同时不会对飞机造成损伤，紧急情况下可以中止飞机起飞，且飞机滑跑中不会被水浪拍打。另外，该水上飞机跑道防冲击、防水打、防结冰、防擦火，无论起落架收放，这种水上飞机跑道既能营救飞机迫降，又能防患飞机在快速滑行中突发危机，起飞不行，停飞不能的两难绝境。
一种水上飞机跑道

[实用新型]一种飞机机头上翘探测装置-CN202221597233.0有效
发明人：隆生;薛嘉嘉;刘深东;张明波;杨志伟 -专利权人：华夏飞机维修工程有限公司
申请日： 2022-06-24 - 公布日： 2023-02-17 - 主分类号： G01M99/00 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种飞机机头上翘探测装置，包括：探测模块，用于检测飞机机身倾斜状态、飞机机身离地高度、飞机前轮离地高度三者中至少一者；处理模块，与探测模块连接，用于根据探测模块输出信号判断飞机机头是否上翘在飞机维修时，若飞机机头上翘，则机尾下沉，飞机机身的前后倾斜角度和离地高度，以及飞机前轮的离地高度会发生变化，因此，处理模块通过探测模块检测飞机机身倾斜状态或飞机机身离地高度或飞机前轮离地高度这些信息可以准确判断出机头是否上翘，以便在机头上翘时做出警告，避免飞机或人员受到较大损伤。
一种飞机机头探测装置

[发明专利]飞机内部部件系统及将内部部件系统安装在飞机中的方法-CN201280005912.7有效
发明人：杰斯·福斯;帕特里克·德姆兰德;马库斯·霍斯特 -专利权人：空中客车作业有限公司
申请日： 2012-01-31 - 公布日： 2013-11-20 - 主分类号： B64C1/06 文献下载
摘要：一种飞机内部部件系统（10），包括：飞机内部部件（12）；第一结构保持器（27），该第一结构保持器（27）被紧固到飞机结构的元件（26）；以及第一部件保持器（30），该第一部件保持器（30）被紧固到所述飞机内部部件所述第一部件保持器（30）在所述飞机内部部件（12）的第一区域（28）中被紧固到所述飞机内部部件（12），所述飞机内部部件（12）的所述第一区域（28）在所述飞机内部部件（12）被安装在飞机中时面向飞机机舱天花板所述第一结构保持器（27）与所述第一部件保持器（30）被设计为将所述飞机内部部件（12）以悬挂方式附接到所述飞机结构的所述元件（26）。所述飞机内部部件（12）被构造为使得，当所述飞机内部部件（12）以悬挂方式被附接到所述飞机结构的所述元件（26）时，至少在所述飞机内部部件（12）的第二区域（32）中，在所述飞机内部部件（12）的后侧（36）和与所述飞机内部部件（12）的所述后侧（36）相对的飞机部件（38）之间存在安装间隙（40），所述飞机内部部件（12）的所述第二区域（32）在所述飞机内部部件（12）被安装在飞机中时面向飞机机舱地板
飞机内部部件系统安装中的方法

[发明专利]一种飞行主体和起落架分离的飞机起落控制系统及方法-CN201710691247.6在审
发明人：王伟;杜恒 -专利权人：交控科技股份有限公司
申请日： 2017-08-14 - 公布日： 2017-12-26 - 主分类号： B64C25/08 文献下载
摘要：本发明提供一种飞行主体和起落架分离的飞机起落控制系统及方法。所述系统包括飞机主体子系统及地面子系统；所述飞机主体子系统，用于在飞机达到起飞速度时，控制飞机主体与起落架分离；所述地面子系统，用于在飞机着陆时，布置起落架且使所述起落架与飞机主体速度同步以进行对接。本发明中，飞机在日常停放、起飞、降落和地面移动时，飞机主体和起落架正常对接；当飞机起飞后，飞机主体与起落架分离；当飞机着陆时，需要飞机主体与起落架进行对接。本发明将飞机主体与起落架分离，可以降低因起落架故障而导致的迫降系数。
一种飞行主体起落架分离飞机起落控制系统方法

[发明专利]一种飞机称重方法及其系统-CN201910572507.7在审
发明人：郜奥林;董文辉;徐宇峰;孙勇 -专利权人：西安京东天鸿科技有限公司
申请日： 2019-06-28 - 公布日： 2020-12-29 - 主分类号： G01G19/07 文献下载
摘要：本发明公开了一种飞机称重方法及其系统，该方法包括将飞机的飞机轮分别置于不同预置的称重装置上，且所有所述称重装置与飞机轮的接触面位于同一基准水平面；通过调平装置调平所述飞机的机身；利用所述飞机上安装的测距装置测量每个飞机轮在预定坐标系下的坐标；获取每个所述称重装置的读数；根据每个所述飞机轮的坐标和每个所述称重装置的读数计算飞机重心在预定坐标系下的坐标和飞机重量。解决了由于一些飞机上无法安装与千斤顶配合的安装结构，或飞机轮起落架与飞机机身连接的刚性不足，导致现有技术中称重方法无法满足飞机称重准确性的技术问题。
一种飞机称重方法及其系统

[发明专利]用于诊断飞机上的故障的方法和系统-CN202011231791.0在审
发明人：蒂莫西·J·威尔姆林;斯坦利·C·奥夫斯通;西马·乔普拉;纳兹鲁·巴扬;罗希特·库马尔;古尔普里特·辛格 -专利权人：波音公司
申请日： 2020-11-06 - 公布日： 2021-06-25 - 主分类号： B64D45/00 文献下载
摘要：提供了一种用于诊断飞机上的故障的方法和系统，该飞机包括被配置为向机载推理机报告故障的飞机系统。该方法包括在飞机的机载计算机处从飞机系统中的一个飞机系统接收故障报告，该故障报告指示由飞机系统报告的失败测试。机载推理机访问机载诊断因果模型，该机载诊断因果模型由描述由飞机系统中的相应飞机系统报告的可能的失败测试与飞机系统中的相应飞机系统的可能的故障模式之间的已知因果关系的图表表示。机载推理机根据失败测试并且使用图论算法和机载诊断因果模型来诊断飞机系统中的一个飞机系统或另一飞机系统的故障模式。确定用于故障模式的维护动作，并且生成包括维护动作的维护消息。
用于诊断飞机故障方法系统

[发明专利]一种飞机部件材料拉伸测试性能本构模型参数确定方法-CN202210745398.6在审
发明人：刘小川;葛宇静;白春玉;惠旭龙 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2022-06-29 - 公布日： 2022-07-29 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请属于飞机部件材料拉伸测试电数字数据处理技术领域，具体涉及一种飞机部件材料拉伸测试性能本构模型参数确定方法，包括：构建飞机部件材料塑性变形阶段的本构模型；在飞机部件材料拉伸测试塑性变形阶段的数据中，依次固定飞机部件材料的应变速率、环境温度，飞机部件材料的应变、环境温度，飞机部件材料的应变、应变速率，分别以飞机部件材料的应变为自变量，飞机部件材料的应变速率为自变量，飞机部件材料的环境温度为自变量，对飞机部件材料塑性变形阶段的本构模型进行拟合，得出飞机部件材料应变的敏感参数、飞机部件材料应变速率的敏感参数、飞机部件材料环境温度的敏感参数。
一种飞机部件材料拉伸测试性能模型参数确定方法