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公开(公告)号：CN114348265A
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202210216826.6
申请日：2022-03-07
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司 , 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院 , 西北工业大学
Abstract: 本申请实施例公开了一种翼身融合体及飞行器。该翼身融合体应用于飞行器中。翼身融合体包括融合于一体的中心升力体和两个机翼，及至少两个鼓包。中心升力体的机腹上设有至少一个机腹应急出口，至少两个鼓包安装于机腹上，并靠近机腹应急出口，鼓包远离机腹的底面的离地高度小于机腹的最小离地高度。当飞行器正在降落而主起落架折断或因故障无法放下时，翼身融合体的至少两个鼓包可以代替主起落架与地面直接接触，以支撑起机腹，可以避免机腹直接擦地，并且鼓包靠近机腹应急出口，可以抬高机腹应急出口的离地高度，使机腹应急出口与地面之间具有足够的逃生空间以供人员快速撤离。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119239959A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411471911.2
申请日：2024-10-21
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司 , 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
IPC: B64D27/357 , B64C1/06 , B64C3/32
Abstract: 本发明涉及具有电池融合机体的飞机。该飞机包括至少一段电池融合机体，电池融合机体为机体电池一体化结构；机体电池一体化结构包括机体框架、外覆层、内覆层和设于机体框架中的内层电池存储层；内层电池存储层包括由机体框架划分出的多个电池舱、以及存储在电池舱内的电池包；外覆层覆盖机体框架外侧，内覆层覆盖机体框架内侧。根据上述技术方案，本发明的具有电池融合机体的飞机能起到以下有益技术效果：能提高电推进飞机机身承载电池容量，且不限制电推进飞机的运载能力。
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公开(公告)号：CN114348265B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202210216826.6
申请日：2022-03-07
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司 , 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院 , 西北工业大学
Abstract: 本申请实施例公开了一种翼身融合体及飞行器。该翼身融合体应用于飞行器中。翼身融合体包括融合于一体的中心升力体和两个机翼，及至少两个鼓包。中心升力体的机腹上设有至少一个机腹应急出口，至少两个鼓包安装于机腹上，并靠近机腹应急出口，鼓包远离机腹的底面的离地高度小于机腹的最小离地高度。当飞行器正在降落而主起落架折断或因故障无法放下时，翼身融合体的至少两个鼓包可以代替主起落架与地面直接接触，以支撑起机腹，可以避免机腹直接擦地，并且鼓包靠近机腹应急出口，可以抬高机腹应急出口的离地高度，使机腹应急出口与地面之间具有足够的逃生空间以供人员快速撤离。
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公开(公告)号：CN118545238A
公开(公告)日：2024-08-27
申请号：CN202410558363.0
申请日：2024-05-07
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司 , 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
Abstract: 本发明涉及一种复合分布式电涵道推进飞机，包括：机身；机翼，机翼附连到机身；分布式电涵道风扇，分布式电涵道风扇安装在机翼的翼面上方；以及尾部电涵道风扇，尾部电涵道风扇安装到机身的尾部，其中，尾部电涵道风扇的功率大于分布式电涵道风扇中的单个涵道风扇的功率。通过尾推电涵道与翼上电涵道的互相配合、取长补短，充分优化电涵道推进飞机的高、低速气动性能，特别是在70‑100千米每小时下的气动性能。
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公开(公告)号：CN112407299A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011367236.0
申请日：2020-11-27
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司 , 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
Abstract: 本发明公开了一种翼身融合布局飞机，该飞机包括传统推进系统和辅助电推进系统，辅助电推进系统包括彼此独立控制且对称布置于传统推进系统外侧或内侧的第一和第二辅助电推进系统，传统推进系统包括两台基础发动机，第一和第二辅助电推进系统分别包括：使用电力作为动力源的电动机、控制电动机的控制器、为电动机供电的发电机组、与电动机连接并由电动机驱动的辅助推力产生器。根据本发明的翼身融合布局飞机，当基础发动机单发失效时，能够利用差动的高速桨扇或涵道风扇为飞机提供额外的偏航控制，从而解决翼身融合布局飞机由于垂尾布局限制而导致的偏航力矩不足的问题；并且具有节能减排的特征，可减少对传统推进系统的依赖。
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公开(公告)号：CN222682672U
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202420973210.8
申请日：2024-05-07
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司 , 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
Abstract: 一种飞机尾部结构，该飞机尾部结构安装有电涵道推进装置，包括机尾主体、安装在机尾主体上的尾翼以及电涵道推进装置，其中，电涵道推进装置具有：风扇主体，该风扇主体布置成延续于机尾主体，包括涵道中心锥和围绕涵道中心锥布置的多个风扇叶片；电机，该电机借助传动机构连接到涵道中心锥。机尾主体沿纵向方向向后方收缩从而在机尾主体的尾端形成一收缩部，电机布置成沿纵向方向与风扇主体间隔开第一距离以使电机位于该收缩部的前侧，而风扇主体位于收缩部的后侧，并且通过电机固定装置固定于机尾主体的内部。这种飞机尾部结构消除了电机与涵道中心锥的尺寸之间的互相干涉，能够在保证大功率运行的同时优化电涵道推进装置的结构和气动性能。
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