CN101437720A - 可变换式飞行器 - Google Patents

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CN101437720A CNA2007800162019A CN200780016201A CN101437720A CN 101437720 A CN101437720 A CN 101437720A CN A2007800162019 A CNA2007800162019 A CN A2007800162019A CN 200780016201 A CN200780016201 A CN 200780016201A CN 101437720 A CN101437720 A CN 101437720A
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P·米杜切威斯基
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Abstract

一种可变换式飞行器，包括：主体，该主体一体形成有至少一个基本上三角形的翼(1)，该主体具有基本上与飞行器的重心基本上一致地定中心的凹陷(2)；和推进系统，该推进系统与主体相关联以使其相对于主体在所述凹陷(2)内选择性地枢转，该推进系统包括推力转子系统(10、11)；用于运行推力转子系统(10、11)的主马达机装置(33、9)；以及用于调节推进系统相对于主体的枢转的装置(31、32)，适于改变由转子系统(10、11)产生的推力的斜度；其中整个组件使得转子系统(10、11)的转动轴线的斜度与所述枢转相关联地可变，使得瞬时产生的推力藉此矢量地穿过飞行器的重心。

Description

可变换式飞行器
技术领域
本发明涉及专用航空领域并可无区别地用于带有机载驾驶员的常规飞行器和没有机载驾驶员(无人驾驶)的高度自动飞行器(无人驾驶飞行器
(UAV)、无人作战飞行器(UCAV)、无人宇宙空间监视(UAS))
技术领域
在航空领域，已知由德事隆贝尔直升机公司(Bell Helicopter Textron)和波音航空工业(Boeing aeronautic industries)研发的可变换式(convertible)飞行器V22鱼鹰(Osprey)(2006年1月2日，Aviation Week & SpaceTechnology第56页)。
此外，德事隆贝尔直升机公司还研发了无人驾驶飞行器UAS TR918鹰眼(Eagle Eye)，该飞行器的航空学方案与V22 Osprey类似(2006年1月2日，Aviation Week & Space Technology第36页)。
V22鱼鹰型客户两易型飞行器的缺点如下：
a)在翼端各安装有两个重型发动机，翼展等于轴线和发动机之间的距离；这要求翼结构具有很大刚性，大大增加结构的重量。
b)V22鱼鹰发动机和TR918鹰眼转子必须通过放置在翼结构上的机械传动机构保持同步，增加整个结构的重量。
c)发动机和转子放置在各翼的端部处。发动机、转子和传动机构是强有力的震动和噪声的来源。
d)鱼鹰型系统不确保转子(发动机)失效和/或破坏情况下的飞行稳定性和安全性。
e)该鱼鹰型航空力学系统的翼展必须不延伸到一定限度以上。如果翼展超过该限度，气动弹性震动的问题就无法解决。
f)鱼鹰型系统不能像常规方案飞行器那样以相对低的速度飞行或着陆。
发明内容
本发明的目的是解决可变换式飞行器的技术问题并提供没有上述缺点的推力换向式飞行器的航空力学方案。
这种问题主要通过如权利要求1所述的装置来解决。本发明提供几个相关优点。主要优点之一是本发明增加可变换式飞行器的效率和安全性。本发明使具有同轴线转子的发动机的重心与可变换式飞行器的重心重合。推力换向式飞行器的翼展和翼表面可以所要求的特征设计和构造，所述特征为：起飞和着陆的速度、距离、飞行高度。
本发明的其它优点、特征和操作模式将从以示例而非限制目的给出的其某些实施例的以下详细说明书中显现出来。
附图说明
参照附图，附图中：
图1示出三角形翼可变换式飞行器的第一实施例的平面图；
图2示出可变换式飞行器的推进装置的平面图和剖视图；
图3和4分别示出图1的可变换式飞行器的正视图和侧视图；
图5示出三角形翼可变换式飞行器的第二实施例的平面图；
图6和7分别示出图5的可变换式飞行器的第二实施例的正视图和侧视图；
图8和9分别示出可变换式飞行器的第三实施例的正视图和平面图；
图10示出具有涡轮螺旋桨发动机的可变换式飞行器的推进装置的平面图和剖视图；
图10a示出图10的推进装置的沿方向A的视图；
图11示出可变换式飞行器的推进装置的动力单元和操作装置的示意性平面图；
图12示出具有气动力方案的可变换式飞行器的侧视图；
图13和14分别示出具有三个机身的可变换式飞行器的实施例的平面图和侧视图。
具体实施方式
参照图1至4，可以看出三角形翼可变换式飞行器的第一实施例，它主要包括：
三角形翼1；前机身12；两安定翼13，两安定翼各具有舵18；制成两部分的升降舵14，升降舵14还可用作副翼；两机舱15，其包括主起落架20和电动机械控制装置。三角形翼1包括圆孔2，其中心与飞行器的重心相一致。在孔2内，外部环4悬挂于水平和横向铰链3。在外部环4内部，吸气环6悬挂于纵向铰链5。
在环6的中心处设有推进器舱9，推进器舱9固定到型材(section)梁7和8的结构上。型材梁7和8的轴线基本上垂直。型材梁7和8与环6刚性连接。参照图2，可变换式飞行器具有两个同轴对转转子10和11。各转子具有可变节距的四叶片螺旋桨。外部环6能够以相对于翼1的XZ平面的角度ω借助于电动机械装置安装。角度ω是XY平面上推进矢量(推力)和垂直于翼1的XZ平面的Y轴线之间的角度。对于垂直起飞，ω＝0。对于最大速度情况下的飞行，ω＝90°。理论上，角度ω范围可从0至±180°。推进矢量(推力)可借助于电动机械机构相对于Y轴线倾斜到在YZ平面上的角度γ。推进矢量的角度ω和γ的控制提供可变换式飞行器在以下所有情况下稳定性和可操纵性的显著增加：在直升机情况下和在飞机情况下。根据本发明的可变换式飞行器的很大优点是推进矢量(推力)总是延伸穿过飞行器的重心，而该矢量的方向是可变的。型材梁7和8处的副翼16和17用于竖直起飞和着陆期间和低速飞行期间飞行器的精确控制，低速时其它空气动力学控制装置是无效的。对应于图1至4的该实施例中的可变换式飞行器可作为直升机起飞和着陆并在ω＝90°的位置以最大速度作为飞机飞行(图3)。图5、6、7分别示出在机舱15上方翼上安装有两个吊架21的可变换式飞行器的平面图、正视图和侧视图；在可变换式飞行器的该实施例中，横向铰链3的轴线相对于翼1的平面升高，使得竖直位置(ω＝90°)的外部环4具有相对于地面的保证间隙，如图6和7所示。在该实施例中，可变换式飞行器可像常规飞机那样起飞和着陆；这对运输大负荷(货物)是有用的。根据本发明的可变换式飞行器可以大攻角飞行，因为就位(ω＝90°)的转子能以足够快的量将空气运送到翼1的顶面上以防止气流脱离翼1的表面。图5和6中所示实施例的可变换式飞行器可通过以ω＝90°-110°的角度定位转子而进行短距离起飞和着陆。图8和9分别示出：用于长距离和/或长时间飞行和/或大载荷(货物)运输选择的可变换式飞行器的实施例正视图和平面图。在该实施例中，可变换式飞行器包括具有较大翼展的第二翼22：翼22的左部和右部通过铰链46与吊架21的结构连接，铰链46用于调节翼22相对于翼1的平面的俯仰。电子机构47用于控制翼22的俯仰。可变换式飞行器的该实施例中的三角形翼1的翼展可比图1和5的可变换式飞行器的两个第一实施例延伸得少(图5)。图9中的翼1具有升降舵14和设置在翼22上的副翼23。图10和10a示出固定到型材梁7和8的型材形式结构的涡轮螺桨发动机的安装的示意图。轴向压缩机24、涡轮25、型材梁结构内的排气管道7、用于排气的扇形出口腔27。图10a示出沿方向A(图10)截取的视图，其中有用于将废气排出到环6的结构内的四个腔27。角度γ必须不超过30°的倾斜以消除翼1的表面和废气之间的接触可能性。在该构型中，翼1的表面通过由螺旋桨产生的大空气层与废气隔开。图11示出在机舱33内安装有电动机的推进系统和同轴对转转子11和12的示意性平面图。两个动力单元29(电动机)-30(发电机)安装在吊架21的机舱内，电缆在型材8的结构内延伸并连结机舱33的电动机。电动机32和减速齿轮31用于控制推进矢量(推力)的角度ω。用于控制角度γ的同样的电动机械机构安装在外部环4的结构内。使用用于螺旋桨的电动机可显著减轻飞行器重量、简化螺旋桨控制并增加飞行安全性，因为在两动力单元之一损坏的情况下其对飞行器飞行不会造成严重的危险。
图12示出可变换式飞行器的空气动力学方案：
YW-翼22的升力，
XW-翼22的气动阻力，
Ya和Xa分别是翼1的升力和气动阻力
Yf和Xf分别是具有翼1的前部的前部机身12的升力和气动阻力。
G-飞行器重量
13-具有方向舵18的安定翼。
u∞-飞行期间空气的相对速度。
αf-翼1的攻角。
αw-翼22的攻角。
T-推进矢量(推力)，
β＝αf-αw
飞行期间，所有的空气动力学特性、惯性、推力和重量处于平衡。由于翼1的顶面保持在速度ur的螺旋桨的气流下，且翼22保持在远小于αf的最优αw的攻角，根据本发明的可变换式飞行器可以大角度αf以低速u∞飞行且产生足够的升力。图13和14分别示出具有客舱的可变换式飞行器的平面图和侧视图，其中：
35-驾驶舱，
36、39-客舱，
39-动力单元隔舱，
37-侧机身，
1-小翼展翼，
22-大翼展翼，
4和6-分别是螺旋桨(同轴线转子)的外部环和吸气环
13-安定翼，
18-方向舵，
40-水平尾翼面，
41-升降舵，
42、43-分别是前门和后门
44、45-客舱窗。
在该实施例中，可变换式飞行器具有三个机身：前机身和带有动力单元隔舱(38)及客舱(39)的两个侧机身(37)。飞行器的三个机身尺寸设置成使飞行器的重心与推进系统(环4和6)的中心重合。翼1的翼展等于推进系统的环4的直径。对其上述实施例中的每个可计算可变换式飞行器的最重要的特征。可用以下公式计算推进系统的推进力：
T＝χ1ρω2D4，以kg为单位
其中：
ρ-飞行高度处的空气密度，(kgsec2/m4)
ω-转子的角速度，(rad/sec)
D-转子直径，(m)
χ1-无量纲系数，取决于转子的空气动力学特征。
可用以下公式计算产生推力T所需要的马达功率：
W＝χ2ρω3D5，(kgm/sec)
其中：
χ2-无量纲系数，取决于χ1和转子的其它空气动力学特征。在竖直起飞时，T＝G，其中G是飞行器重量。
W/G＝W/T＝χ3ωD
其中χ3＝χ1/χ2.
在《航空航天原始资料集2006(Aerospace Source Book 2006)》(2006年1月16日，Aviation Week & Space Technology)中，公开了关于当今直升机和倾斜转子的所有技术数据。通过分析这些数据我们可得出结论：从统计学上来说，对重型和中重型直升机W/G≈37.5m/sec。对于轻型直升机W/G≈22，5m/sec。这些数据对应于ω＝12 1/sec或频率f＝2rps(120rpm)。另一所关注的参数是转子的每个空气单元的负荷：
p＝4G/πD2，(kg/m2)
通过分析《航空航天原始资料集2006》中的数据，我们可得出结论：从统计学上来说，对于重型和中型直升机p≈40kg/m2；对于轻型直升机p≈20kg/m2；对于V22鱼鹰p≈120kg/m2；对于BA609，p≈80kg/m2。BA609推力换向式飞行器具有D＝8m的转子和G＝7476kg的重量。
V22推力换向式飞行器具有D＝11.4m的转子和G＝24475kg的重量。
从以上公式推出
p＝4G/πD2＝4T/πD2＝(4χ1ρ/π)(ωD)2
从统计数据我们可以看出值(ωD)对于直升机类型所述的组是常数。随着转子直径D增加，对于较重的直升机(ωD)更大。
推力换向式飞行器V22和BA609的转子分别具有比直升机转子的直径小的直径D。为了符合参数(p)的值，对于直升机该值比该参数大得多，这些推力换向式飞行器的转子具有参数ω的较高值(ω≈25 1/sec)。图13、14所示该实施例中根据本发明的可变换式飞行器可具有类似于重型直升机的参数ω和D。在对应于图1、3、4和5、6、7和8、9的轻型UAV/UCAV飞行器的实施例中，可变换式飞行器可具有较小的转子直径和较高的角速度ω。
从TsAGI(俄国，莫斯科，中央航空流体力学学院(Central Aerohydrodynamic Institute))进行的实验研究中已知在环内包含螺旋桨的推进器可产生40％至120％的推力增加。
因此，根据我们提出的构型的推力换向式飞行器会在起飞和着陆期间具有相当量的推力增加。
在叶片数量增加时转子直径减小。
通过速度改变系统来优化转子的转速(rpm)是很重要的。
在巡航期间，在基本上水平的飞行中推进所需要的动力可能为竖直起飞所需要的动力的1/10。
因此，在基本上水平飞行期间燃油消耗显著降低，提供延长巡航范围的选择。
表1示出其不同实施例中可变换式飞行器的潜在特征。
表1
从表1中的数据可得出可变换式飞行器在所有其实施例中呈现比当今飞行器有利得多的技术特征。
Figure A200780016201D00131
Figure A200780016201D00141

Claims (37)

1.一种可变换式飞行器，包括：
-主体，所述主体与至少一个基本上三角形的翼(1)成一体，所述主体具有凹陷(2)，所述凹陷的中心与所述飞行器的重心基本上一致；
-推进系统，所述推进系统与所述主体相关联以使其相对于所述主体在所述凹陷(2)内选择性地枢转，所述推进系统包括：
·推力转子系统(10、11)；
·主马达装置(33、9)，所述主马达装置用于操作所述推力转子系统(10、11)；以及
·用于调节所述推进系统相对于所述主体的枢转的装置(31、32)，适于改变由所述转子系统(10、11)产生的推力的斜度；
其中整个组件使得所述转子系统(10、11)的转动轴线的斜度与所述枢转相关联地可变，从而瞬时产生的推力籍此矢量地穿过所述飞行器的所述重心。
2.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述主体一体地具有三角翼(1)，所述三角翼具有凹陷(2)，所述凹陷的中心与所述飞行器的重心基本上一致。
3.如权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述推力转子系统具有对转的双转子(10、11)。
4.如权利要求3所述的飞行器，其特征在于，所述双转子包括两个对转的螺旋桨(10、11)。
5.如权利要求1至4中一项所述的飞行器，其特征在于，所述推进系统通过万向节系统(4、6、3、5)连接到所述主体，从而因此选择性地在所述凹陷(2)内枢转并使所述推力的方向成比例地变化。
6.如权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述万向节系统包括通过横向铰链(3)可转动地连接到所述飞行器的所述主体的第一外部环(4)；以及通过纵向铰链(5)可转动地连接到所述外部环(4)的第二内部环(6)。
7.如权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述第一外部环(4)通过所述调节装置(31、32)围绕所述铰链(3)的转动使所述推力围绕所述飞行器的所述主体的基本上横向的轴线(Z)的第一角(ω)成比例地转动。
8.如权利要求6或7所述的飞行器，其特征在于，所述第二内部环(6)通过所述调节装置(31、32)围绕所述铰链(5)的转动使所述推力围绕所述飞行器的所述主体的基本上纵向的轴线(X)的第二角(γ)成比例地转动。
9.如权利要求6至8中一项所述的飞行器，其特征在于，所述横向铰链(3)的转动轴线基本上垂直于所述飞行器的所述主体的所述基本上纵向的轴线(X)并矢量地穿过所述飞行器的所述重心。
10.如权利要求6至9中一项所述的飞行器，其特征在于，所述纵向铰链(5)的转动轴线基本上垂直于所述横向铰链(3)的所述转动轴线。
11.如权利要求1至10中一项所述的飞行器，其特征在于，用于运行所述推力转子系统(10、11)的所述主马达装置(33)一体形成在所述马达舱(9)之一中，所述马达舱通过转轴与所述推力转子系统(10、11)关联。
12.如从属于权利要求5至10中一项的权利要求11所述的飞行器，其特征在于，所述马达舱与所述万向节系统制成一体。
13.如从属于权利要求6至10中一项的权利要求12所述的飞行器，其特征在于，所述马达舱(9)通过基本上梁形的结构件(7、8)与所述第二内部环(6)制成一体。
14.如权利要求6至13中一项所述的飞行器，其特征在于，所述用于调节所述推进系统相对于所述主体的枢转的装置包括转动所述第一外部环
(4)和所述第二内部环(6)的电动机械装置(31、32)，以改变所述推力的方向。
15.如权利要求14所述的飞行器，其特征在于，所述转动装置包括减速齿轮(31)和与所述铰链(3、5)协作的电动机(32)。
16.如权利要求1至15中一项所述的飞行器，其特征在于，所述主马达装置(33)是涡轮螺旋桨型的。
17.如从属于权利要求6至15中一项的权利要求16所述的飞行器，其特征在于，所述万向节系统包括用于为所述涡轮螺旋桨吸入助燃空气的空气入口。
18.如权利要求17所述的飞行器，其特征在于，用于所述涡轮螺旋桨的所述空气入口一体形成在所述第二内部环(6)内。
19.如权利要求16、17或18中一项所述的飞行器，当权利要求16从属于权利要求13至15中一项时，其特征在于，所述结构件(7、8)基本上是型材条形且所述涡轮螺旋桨主马达装置包括压缩机(24)、涡轮(25)和所述梁(7)的型材形式的结构内形成的排气管(26)。
20.如权利要求19所述的飞行器，其特征在于，包括所述排气的出口腔(27)，所述出口腔一体形成在所述第二内部环(6)中以与所述排气管(26)关联。
21.如权利要求20所述的飞行器，其特征在于，所述出口腔(27)位于所述第二内部环(6)的角度扇形(2β)内，所述角度扇形包括在相对于其中形成所述排气管(26)的所述梁(7)的所述型材形式结构的轴线的+30°至-30°范围内。
22.如权利要求13至21中一项所述的飞行器，其特征在于，在所述基本上梁形的结构件(7、8)上施加有可由安装在所述马达舱(9)上的控制装置控制的副翼(16、17)。
23.如权利要求6至22中一项所述的飞行器，其特征在于，所述横向铰链(3)安装在吊架(21)上，所述吊架安装在所述翼(1)上方一定的高度处，使得对于所述推力围绕所述飞行器的所述主体的基本上横向的轴线(Z)的具有所述第一角(ω)的任何一个值的转动的布置，对于所述外部环(4)可采用的所有相应构型，所述外部环(4)无论如何都与所述起飞/着陆表面间隔开，因此不会形成干涉。
24.如权利要求23所述的飞行器，其特征在于，当处于对应于基本上等于90°的所述第一角(ω)的构型时，所述外部环(4)与所述起飞/着陆表面间隔开。
25.如权利要求23或24所述的飞行器，其特征在于，所述吊架(21)是两个且相对于所述飞行器的所述主体的基本上纵向的轴线(X)基本上对称地设置。
26.如权利要求25所述的飞行器，其特征在于，对于所述两个吊架(21)中的每一个，通过相应的横向轴线固定基本上梯形的另一翼(22)，从而实现所述飞行器的翼展增长。
27.如权利要求26所述的飞行器，其特征在于，所述另一翼(22)的所述俯仰角可通过连接到致动装置(47)的横向铰链(46)来调节。
28.如权利要求1至15和22至27中一项所述的飞行器，其特征在于，所述主马达装置是电动机装置(33)。
29.如从属于权利要求23至27中一项的权利要求28所述的飞行器，其特征在于，所述电动机装置(33)通过传输线(34)与安装在与所述吊架(21)对应的相应机舱上的动力单元(29、30)电连接。
30.如权利要求29所述的飞行器，其特征在于，所述动力单元包括电动机(29)和发电机(30)。
31.如权利要求1至30中一项所述的飞行器，其特征在于，包括：前部机身(12)，所述前部机身在前部安装到所述飞行器的所述主体；以及两个侧机身(37)，所述侧机身基本上安装在所述翼(1)的上方并相对于所述飞行器的所述主体的基本上纵向的轴线(X)基本上对称地连接到所述主体。
32.如权利要求31所述的飞行器，其特征在于，在所述两个侧机身(37)上安装有相应的安定翼(13)，所述安定翼之间通过共用水平尾翼表面(40)连接。
33.如权利要求1至30中一项所述的飞行器，其特征在于，包括基本上三轮车式的起落架，所述起落架包括放置在所述前机身下方的前轮(19)和分别放置在所述侧机身(37)下方并可从相应机舱(15)撤出的两后轮(20)。
34.如权利要求31至33中一项所述的飞行器，其特征在于，所述前机身(12)包括驾驶舱(35)和客舱(36)。
35.如权利要求31至34中一项所述的飞行器，其特征在于，所述侧机身(37)中的每一个包括适于容纳动力单元的隔舱(38)和客舱(39)。
36.如权利要求31至35中一项所述的飞行器，其特征在于，所述前机身(12)和所述侧机身(37)包括防水底部，所述防水底部适于使所述飞行器能够在水中移动。
37.如权利要求34或35中一项所述的飞行器，其特征在于，所述客舱(12)可转变成一体地具有用于从储存器收集液体进行灭火操作等的装置的货运舱和/或储液器和/或储箱。
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AT (1) ATE456510T1 (zh)
AU (1) AU2007230629A1 (zh)
DE (1) DE602007004575D1 (zh)
IT (1) ITBR20060004A1 (zh)
RU (1) RU2008142099A (zh)
WO (1) WO2007110833A1 (zh)

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102001440A (zh) * 2010-11-05 2011-04-06 陈敬萍 多级式强力风扇和可垂直起降飞机
CN102120489A (zh) * 2011-02-28 2011-07-13 南昌航空大学 倾转涵道无人机
CN102582819A (zh) * 2010-08-03 2012-07-18 王庆源 风力发电飞机
CN103010463A (zh) * 2012-12-26 2013-04-03 南京航空航天大学 高速共轴倾转双旋翼飞翼机
CN104260873A (zh) * 2014-10-22 2015-01-07 临沂高新区翔鸿电子科技有限公司 一种三角翼飞行器
CN106005388A (zh) * 2016-07-20 2016-10-12 奉化市逍巧农机有限公司 一种多轴垂直充气多用途飞行器
CN106081097A (zh) * 2016-06-24 2016-11-09 张奕嘉 一种飞行器的喷气换向机构
CN103207622B (zh) * 2012-01-11 2017-11-07 波音公司 飞行器的安静着陆姿态调节装置
CN107628244A (zh) * 2017-09-29 2018-01-26 清华大学 一种基于倾转涵道的双升力涵道垂直起降飞机
WO2018090790A1 (zh) * 2016-11-11 2018-05-24 杨超峰 一种旋翼控制机构和双旋翼无人机
TWI643790B (zh) * 2017-12-06 2018-12-11 林瑤章 推力向量控制器
CN110615088A (zh) * 2018-06-18 2019-12-27 极光飞行科学公司 推进器、包括推进器的飞机和引导推进器中流体流的方法

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8152096B2 (en) 2005-10-18 2012-04-10 Smith Frick A Apparatus and method for vertical take-off and landing aircraft
US8720814B2 (en) 2005-10-18 2014-05-13 Frick A. Smith Aircraft with freewheeling engine
GB2486448B (en) * 2010-12-15 2013-06-05 Gh Dynamics Ltd Aircraft propulsion system tilting mechanism
CA2825188A1 (en) * 2011-01-24 2012-08-02 Frick A. Smith Apparatus and method for vertical take-off and landing aircraft
CN102328745A (zh) * 2011-07-08 2012-01-25 吉风旺 一种碟形载人航空飞行器
EP2551190B1 (en) * 2011-07-29 2013-11-20 AGUSTAWESTLAND S.p.A. Convertiplane
ITRM20120014A1 (it) * 2012-01-17 2013-07-18 Pavel Miodushevsky Convertiplano da plurimpiego.
US9085355B2 (en) 2012-12-07 2015-07-21 Delorean Aerospace, Llc Vertical takeoff and landing aircraft
US10994838B2 (en) 2012-12-07 2021-05-04 Delorean Aerospace, Llc Vertical takeoff and landing aircraft
US9352816B1 (en) * 2015-03-16 2016-05-31 Thomas Kidder Sawyer, Jr. Tommy power oar
US11034443B2 (en) * 2015-06-12 2021-06-15 Sunlight Aerospace Inc. Modular aircraft assembly for airborne and ground transport
CN108602559A (zh) 2015-12-11 2018-09-28 科里奥利游戏公司 混合式多旋翼和固定翼飞行器
CN107813927A (zh) * 2016-09-11 2018-03-20 郎风 三角翼同轴对转涵道飞行器
KR101772895B1 (ko) * 2017-02-16 2017-08-30 홍순봉 복합 드론
US10988245B2 (en) * 2017-11-13 2021-04-27 Bell Textron Inc. Segmented duct for tilting proprotors
RU183800U1 (ru) * 2018-04-19 2018-10-02 Юрий Иванович Безруков Винтокрыл безрукова
DE102019123725B4 (de) * 2019-09-04 2022-04-28 Flynow Aviation Gmbh Auftriebs- und Flugsteuerungseinheit für ein Fluggerät und Fluggerät

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2876965A (en) 1956-07-23 1959-03-10 Homer F Streib Circular wing aircraft with universally tiltable ducted power plant
US3049320A (en) 1958-07-11 1962-08-14 Charles J Fletcher Annular wing aircraft
US3260481A (en) * 1964-06-29 1966-07-12 Ling Temco Vought Inc Variable effective span airplane
US3329376A (en) * 1965-09-07 1967-07-04 Paul D Sullivan Short takeoff and landing aircraft
DE1947944A1 (de) 1968-09-21 1970-04-16 Rolls Royce Vertikalstartflugzeug
SE450480B (sv) * 1982-08-30 1987-06-29 Tech Gerete Und Entwicklungsge Styvvingad flygkropp
US5145129A (en) * 1991-06-06 1992-09-08 Grumman Aerospace Corporation Unmanned boom/canard propeller v/stol aircraft
US6343768B1 (en) * 2000-05-16 2002-02-05 Patrick John Muldoon Vertical/short take-off and landing aircraft

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102582819A (zh) * 2010-08-03 2012-07-18 王庆源 风力发电飞机
CN102001440A (zh) * 2010-11-05 2011-04-06 陈敬萍 多级式强力风扇和可垂直起降飞机
CN102001440B (zh) * 2010-11-05 2013-07-17 陈敬萍 多级式强力风扇和可垂直起降飞机
CN102120489A (zh) * 2011-02-28 2011-07-13 南昌航空大学 倾转涵道无人机
CN103207622B (zh) * 2012-01-11 2017-11-07 波音公司 飞行器的安静着陆姿态调节装置
CN103010463A (zh) * 2012-12-26 2013-04-03 南京航空航天大学 高速共轴倾转双旋翼飞翼机
CN104260873B (zh) * 2014-10-22 2016-08-03 临沂高新区翔鸿电子科技有限公司 一种三角翼飞行器
CN104260873A (zh) * 2014-10-22 2015-01-07 临沂高新区翔鸿电子科技有限公司 一种三角翼飞行器
CN106081097A (zh) * 2016-06-24 2016-11-09 张奕嘉 一种飞行器的喷气换向机构
CN106005388A (zh) * 2016-07-20 2016-10-12 奉化市逍巧农机有限公司 一种多轴垂直充气多用途飞行器
WO2018090790A1 (zh) * 2016-11-11 2018-05-24 杨超峰 一种旋翼控制机构和双旋翼无人机
CN107628244A (zh) * 2017-09-29 2018-01-26 清华大学 一种基于倾转涵道的双升力涵道垂直起降飞机
TWI643790B (zh) * 2017-12-06 2018-12-11 林瑤章 推力向量控制器
CN110615088A (zh) * 2018-06-18 2019-12-27 极光飞行科学公司 推进器、包括推进器的飞机和引导推进器中流体流的方法
CN110615088B (zh) * 2018-06-18 2023-08-11 极光飞行科学公司 推进器、包括推进器的飞机和引导推进器中流体流的方法

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Publication number Publication date
EP1999016B1 (en) 2010-01-27
ITBR20060004A1 (it) 2007-09-25
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RU2008142099A (ru) 2010-04-27
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EP1999016A1 (en) 2008-12-10
ATE456510T1 (de) 2010-02-15

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