CN107021208A - 一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机及控制方法 - Google Patents
一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机及控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107021208A CN107021208A CN201710263386.9A CN201710263386A CN107021208A CN 107021208 A CN107021208 A CN 107021208A CN 201710263386 A CN201710263386 A CN 201710263386A CN 107021208 A CN107021208 A CN 107021208A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- duct
- tail
- vuav
- sitting posture
- unmanned plane
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 12
- 230000008450 motivation Effects 0.000 claims description 15
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 8
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 claims description 7
- 230000009471 action Effects 0.000 claims description 4
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 4
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 4
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 6
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 230000006870 function Effects 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 241000272168 Laridae Species 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Excavating Of Shafts Or Tunnels (AREA)
Abstract
本发明提出一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机及控制方法，垂直起降无人机为固定翼布局，机身后部对称安装有两个涵道风扇。通过涵道及风扇的转动，可以形成稳定的气流，涵道后部的舵面可以产生较大的控制力矩，实现无人机垂直起降飞行。无人机机体采用大展弦比固定翼布局，具有很高的气动效率，可以实现无人机的长时间远距离水平飞行。通过上述方式，本发明能够实现无人机在狭小地域内的垂直起降和水平高效飞行，搭载不同功能载荷后，可以应用于战场侦察、电力巡线、资源勘测、环境保护、物流输送等多种军用和民用领域。
Description
技术领域
本发明涉及无人飞机领域，特别是涉及一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机及控制方法。
背景技术
尾坐式垂直起降无人机因其可以在狭小空间内实现起飞和降落，减少了对机场等起降条件的限制，具有巨大的应用前景。当前尾坐式无人机主要有以下几种形式：一是采用四旋翼+固定翼的混合形式(如谷歌的快递无人机)，这种布局方式无人机在起降过程中以四旋翼模式飞行，气动舵面效率低，无人机由垂直飞行状态向水平飞行状态的飞行模态转换控制难度大；二是采用大尺寸螺旋桨+固定翼的混合形式(如中航工业的VD200无人机、美国“鸥燕”舰载无人机)，这种布局形式无人机需要在机体前部安装有大尺寸的螺旋桨，依靠螺旋桨转动时产生的滑流增加无人机后部气动舵面的效率，实现对无人机垂直起降飞行的控制，但滑流受发动机转速和侧风等因素的影响较大，无人机在垂直起降时气动舵面极易失效；三是采用单涵道风扇+固定翼的混合形式(如美国V-bat无人机)，这种布局方式无人机主要依靠涵道后部的气动舵面产生的控制力矩进行无人机垂直起降的控制，但无人机的单涵道会产生反扭力矩，在涵道体内必需安装有平衡反扭力矩的导流片，导致涵道的气动设计十分复杂；而且单涵道在机体后部，导致飞行器压心过度靠后，使得无人机的静稳定度偏大，通常需要采用多片并联舵面，以增加控制能力，增加了无人机的飞行阻力；此外，单涵道舵面产生的滚转控制力臂较小，需要在无人机机体上增加副翼，进行水平飞行时的滚转控制，增加了机体结构的复杂性和控制系统设计的难度。由于以上技术问题的限制，导致现有的尾坐式垂直起降无人机发展受到了极大限制，影响了其实际的工程应用。新概念的无人机气动布局及控制方式是实现尾坐式无人机技术获得突破的关键。
发明内容
为了克服现有尾坐式垂直起降无人机普遍存在的舵面气动效率低、垂直到水平飞行模态转换控制复杂等问题，本发明提出了一种新概念尾坐式垂直起降无人机气动布局和控制方法。该无人机机体采用大展弦比常规气动布局，具有较大的升阻比。无人机机翼后部左右对称安装有两个涵道风扇，两个涵道的螺旋桨旋转方向相反，无人机飞行时，两个涵道产生的反扭力矩相互抵消，涵道内无需安装导流片，简化了涵道结构。通过调节两个涵道在机身后部的位置，可以控制机体压心在合理范围内，减小了无人机的静稳定度，改善了无人机的操纵性能。两侧涵道产生的气流对前部机翼有抽吸作用，能够增加无人机的飞行升阻比。在涵道后部分别以“十”字形安装有四片气动舵面，由于涵道可产生稳定的气流，所以气动舵面效率较高。另外涵道左右布置，使得涵道后部气动舵面具有较大的控制力臂，所以机体上无需布置专门的气动舵面，简化了机体结构。当左右涵道水平舵面协同偏转时，可产生俯仰控制力矩；差动偏转时，可产生滚转控制力矩。当涵道后部上下舵面协同偏转时，可产生偏航控制力矩。因此，可实现该尾坐式无人机在狭小地域中的垂直起降。该无人机转换到平飞状态后，大展弦比机体可以产生较大的巡航升阻比，实现无人机长时间、远距离飞行。
基于上述原理性描述，本发明的技术方案为：
所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：包括中间机体、机翼和涵道；左涵道和右涵道通过涵道联接杆左右对称安装于中间机体后部，左涵道和右涵道内安装有螺旋桨发动机，左涵道和右涵道的螺旋桨旋转方向相反；在左涵道和右涵道后部，各自以“十”字形安装有四片气动舵面；在左涵道和右涵道后部还安装有尾部支撑架，尾部支撑架后端平齐，无人机能够通过尾部支撑架以尾坐形式立于地面。
进一步的优选方案，所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：中间机体以及机翼上无气动控制舵面。
进一步的优选方案，所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：左涵道和右涵道分别位于左机翼和右机翼后侧，且涵道内发动机带动螺旋桨旋转时，能够形成对机翼有抽吸作用的气流。
进一步的优选方案，所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：螺旋桨发动机通过发动机支撑杆安装在涵道中间，所述发动机支撑杆采用“十”字形安装在涵道内，且发动机支撑杆杆体横截面为翼型截面，用于减小阻力。
进一步的优选方案，所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：涵道螺旋桨采用变距螺旋桨，在垂直起降时采用小桨距，水平飞行时采用大桨距。
进一步的优选方案，所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：中间机体采用无尾布局；中间机体纵向截面为前端圆滑、后端成尖角形的翼型截面。
进一步的优选方案，所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：左涵道和右涵道形成环形机翼，能够增加无人机航向稳定性。
进一步的优选方案，所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：中间机体、左机翼、右机翼、左涵道、右涵道和尾部支撑架采用模块化设计，能够拆卸和组装。
所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机的控制方法，其特征在于：
起飞前，无人机通过尾部支撑架以尾坐方式垂直立于地面；
起飞阶段，通过左右涵道内发动机拉力将无人机带离底面，且左右涵道内发动机螺旋桨旋转方向相反；当无人机离地一定距离后，通过涵道后部水平舵面协同偏转产生低头的俯仰控制力矩，实现飞机由垂直向水平飞行的模态转换；
水平飞行阶段，左右涵道后部水平舵面协同偏转时，产生俯仰控制力矩，差动偏转时，产生滚转控制力矩；左右涵道后部垂直舵面协同偏转时，产生偏航控制力矩；
降落阶段，通过涵道后部水平舵面协同偏转产生抬头的俯仰控制力矩，实现飞机由水平飞行向垂直降落的模态转换，当水平飞行速度为零后，控制螺旋桨转速，逐渐降低飞行高度，直至通过尾部支撑架以尾坐方式垂直立于地面。
进一步的优选方案，所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机的控制方法，其特征在于：起飞阶段和降落阶段，涵道内发动机螺旋桨采用小桨距，水平飞行阶段，涵道内发动机螺旋桨采用大桨距。
有益效果
本发明提出的尾坐式垂直起降无人机在机体后部左右对称安装两个涵道风扇，在涵道后部形成稳定的气流，通过涵道后部气动舵面的偏转，可以产生俯仰、偏航和滚转控制力矩，实现无人机的垂直起降，有效解决了当前尾坐式垂直起降无人机存在的舵面气动效率低、垂直到水平飞行模态转换控制复杂、机体结构复杂等问题，可以实现在狭小地域内的垂直起降和水平高效飞行。该尾坐式垂直起降无人机，机体结构可以方便快速进行拆卸和组装，搭载不同功能载荷后，可以应用于电力巡线、资源勘测、环境保护、物流输送等多种民用和军用领域。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1：本发明一种尾坐式垂直起降无人机布局侧视示意图；
图2：本发明一种尾坐式垂直起降无人机布局前视示意图；
图3：本发明一种尾坐式垂直起降无人机布局俯视示意图；
图4：本发明一种尾坐式垂直起降无人机分解示意图；
其中：中间机体1、右机翼2、右涵道3、发动机支撑杆4、发动机5、涵道联接杆6、螺旋桨7、尾部支撑架8、左涵道9、舵面10、左机翼11。
图5：本发明一种尾坐式垂直起降无人机垂直起降过程示意图。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
请参阅图1-图5，图1、图2、图3和图4给出了本发明提出的尾坐式垂直起降无人机的一个实例。从图中可以看出，本发明提出的尾坐式垂直起降无人机包括中间机体、机翼和涵道。左涵道9和右涵道3通过涵道联接杆6对称安装在中间机体后部。左涵道9和右涵道3内安装有螺旋桨发动机5，左涵道9和右涵道3的螺旋桨旋转方向相反，因此左右涵道螺旋桨产生的反扭力矩大小相等，方向相反，可以相互抵消，涵道体内无需安装抵消反扭力矩的导流片，同时也无需舵面差动偏转来抵消反扭力矩。
螺旋桨发动机5通过发动机支撑杆4安装在涵道中间，发动机支撑杆4采用“十”字形安装在涵道内，且发动机支撑杆杆体横截面为低阻翼型截面，用于减小阻力。
在左涵道9和右涵道3后部，各自以“十”字形安装有四片气动舵面，通过此种布局方式，当螺旋桨旋转时可在涵道后部形成稳定的气流，气动舵面10可以实现垂直起降以及水平飞行过程中的控制。而水平飞行时，左右涵道相当于环形机翼，也提高了无人机的航向稳定性，因此中间机体以及左右机翼无需安装气动控制舵面，简化了机体结构。
另外，左涵道9和右涵道3分别位于左机翼和右机翼后侧，当涵道内发动机带动螺旋桨旋转时，能够形成对机翼有抽吸作用的气流，能够增加机翼的升力。而中间机体采用无尾布局，其纵向截面为前端圆滑、后端成尖角形的翼型截面，使得中间机体自身也为升力体，提高了无人机整体的升阻比。
在左涵道9和右涵道3后部还安装有尾部支撑架8，尾部支撑架后端平齐，无人机能够通过尾部支撑架以尾坐形式立于地面。
为了便于使用，该尾坐式垂直起降无人机机体结构采用模块化设计，中间机体、左机翼、右机翼、左涵道、右涵道和尾部支撑架都可以实现快速拆卸和组装，方便根据不同任务载荷进行快速更换。
如图5所示，该无人机的控制方法为：
起飞前，无人机通过尾部支撑架以尾坐方式垂直立于地面；
起飞阶段，通过左右涵道内发动机拉力将无人机带离底面，且左右涵道内发动机螺旋桨旋转方向相反；当无人机离地一定距离后，通过涵道后部水平舵面协同偏转产生低头的俯仰控制力矩，实现飞机由垂直向水平飞行的模态转换；
水平飞行阶段，左右涵道后部水平舵面协同偏转时，产生俯仰控制力矩，差动偏转时，产生滚转控制力矩；左右涵道后部垂直舵面协同偏转时，产生偏航控制力矩；
降落阶段，通过涵道后部水平舵面协同偏转产生抬头的俯仰控制力矩，实现飞机由水平飞行向垂直降落的模态转换，当水平飞行速度为零后，控制螺旋桨转速，逐渐降低飞行高度，直至通过尾部支撑架以尾坐方式垂直立于地面。
而在起飞阶段和降落阶段，涵道内发动机螺旋桨采用小桨距，水平飞行阶段，涵道内发动机螺旋桨采用大桨距，提高涵道的气动效率，增加无人机的飞行时间和巡航飞行距离。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
Claims (10)
1.一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：包括中间机体、机翼和涵道；左涵道和右涵道通过涵道联接杆左右对称安装于中间机体后部，左涵道和右涵道内安装有螺旋桨发动机，左涵道和右涵道的螺旋桨旋转方向相反；在左涵道和右涵道后部，各自以“十”字形安装有四片气动舵面；在左涵道和右涵道后部还安装有尾部支撑架，尾部支撑架后端平齐，无人机能够通过尾部支撑架以尾坐形式立于地面。
2.根据权利要求1所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：中间机体以及机翼上无气动控制舵面。
3.根据权利要求2所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：左涵道和右涵道分别位于左机翼和右机翼后侧，且涵道内发动机带动螺旋桨旋转时，能够形成对机翼有抽吸作用的气流。
4.根据权利要求3所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：螺旋桨发动机通过发动机支撑杆安装在涵道中间，所述发动机支撑杆采用“十”字形安装在涵道内，且发动机支撑杆杆体横截面为翼型截面，用于减小阻力。
5.根据权利要求4所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：涵道螺旋桨采用变距螺旋桨，在垂直起降时采用小桨距，水平飞行时采用大桨距。
6.根据权利要求4或5所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：中间机体采用无尾布局；中间机体纵向截面为前端圆滑、后端成尖角形的翼型截面。
7.根据权利要求6所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：左涵道和右涵道形成环形机翼，能够增加无人机航向稳定性。
8.根据权利要求2所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机，其特征在于：中间机体、左机翼、右机翼、左涵道、右涵道和尾部支撑架采用模块化设计，能够拆卸和组装。
9.如权利要求1所述利用涵道的尾坐式垂直起降无人机的控制方法，其特征在于：
起飞前，无人机通过尾部支撑架以尾坐方式垂直立于地面；
起飞阶段，通过左右涵道内发动机拉力将无人机带离底面，且左右涵道内发动机螺旋桨旋转方向相反；当无人机离地一定距离后，通过涵道后部水平舵面协同偏转产生低头的俯仰控制力矩，实现飞机由垂直向水平飞行的模态转换；
水平飞行阶段，左右涵道后部水平舵面协同偏转时，产生俯仰控制力矩，差动偏转时，产生滚转控制力矩；左右涵道后部垂直舵面协同偏转时，产生偏航控制力矩；
降落阶段，通过涵道后部水平舵面协同偏转产生抬头的俯仰控制力矩，实现飞机由水平飞行向垂直降落的模态转换，当水平飞行速度为零后，控制螺旋桨转速，逐渐降低飞行高度，直至通过尾部支撑架以尾坐方式垂直立于地面。
10.根据权利要求9所述一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机的控制方法，其特征在于：起飞阶段和降落阶段，涵道内发动机螺旋桨采用小桨距，水平飞行阶段，涵道内发动机螺旋桨采用大桨距。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710263386.9A CN107021208A (zh) | 2017-04-21 | 2017-04-21 | 一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机及控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710263386.9A CN107021208A (zh) | 2017-04-21 | 2017-04-21 | 一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机及控制方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN107021208A true CN107021208A (zh) | 2017-08-08 |
Family
ID=59526546
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201710263386.9A Pending CN107021208A (zh) | 2017-04-21 | 2017-04-21 | 一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机及控制方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN107021208A (zh) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108001679A (zh) * | 2017-11-30 | 2018-05-08 | 湖北航天飞行器研究所 | 三涵道螺旋桨动力方式的可垂直起降固定翼无人飞行器 |
| CN108839795A (zh) * | 2018-08-01 | 2018-11-20 | 辽宁壮龙无人机科技有限公司 | 一种水平推动多旋翼无人机及控制方法 |
| CN113911334A (zh) * | 2021-11-12 | 2022-01-11 | 北京航空航天大学 | 一种倾转涵道式飞行器的气动布局 |
| CN114684360A (zh) * | 2022-04-08 | 2022-07-01 | 西安泽盛航空科技有限公司 | 一种串列式双涵道推进无人飞行器 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102133926A (zh) * | 2011-03-08 | 2011-07-27 | 上海大学 | 一种尾坐式垂直起降无人飞行器 |
| CN102390531A (zh) * | 2011-09-19 | 2012-03-28 | 南京航空航天大学 | 一种涵道、机翼组合型微型飞行器 |
| CN104918853A (zh) * | 2012-12-10 | 2015-09-16 | 贝尔蒙·热罗姆 | 在翼尖装有两个涵道风扇并在机身上装有一个水平涵道风扇的转换式飞行器 |
| CN105947192A (zh) * | 2016-06-01 | 2016-09-21 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种倾转双涵道无人机 |
| CN106240814A (zh) * | 2016-08-10 | 2016-12-21 | 西北工业大学 | 一种动力操纵的尾坐式混合布局垂直起降飞行器 |
| WO2017016096A1 (zh) * | 2015-07-27 | 2017-02-02 | 江阴市翔诺电子科技有限公司 | 一种新型垂直起降飞行器及其控制方法 |
| CN206734609U (zh) * | 2017-04-21 | 2017-12-12 | 陆艳辉 | 一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机 |
-
2017
- 2017-04-21 CN CN201710263386.9A patent/CN107021208A/zh active Pending
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102133926A (zh) * | 2011-03-08 | 2011-07-27 | 上海大学 | 一种尾坐式垂直起降无人飞行器 |
| CN102390531A (zh) * | 2011-09-19 | 2012-03-28 | 南京航空航天大学 | 一种涵道、机翼组合型微型飞行器 |
| CN104918853A (zh) * | 2012-12-10 | 2015-09-16 | 贝尔蒙·热罗姆 | 在翼尖装有两个涵道风扇并在机身上装有一个水平涵道风扇的转换式飞行器 |
| WO2017016096A1 (zh) * | 2015-07-27 | 2017-02-02 | 江阴市翔诺电子科技有限公司 | 一种新型垂直起降飞行器及其控制方法 |
| CN105947192A (zh) * | 2016-06-01 | 2016-09-21 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种倾转双涵道无人机 |
| CN106240814A (zh) * | 2016-08-10 | 2016-12-21 | 西北工业大学 | 一种动力操纵的尾坐式混合布局垂直起降飞行器 |
| CN206734609U (zh) * | 2017-04-21 | 2017-12-12 | 陆艳辉 | 一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机 |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108001679A (zh) * | 2017-11-30 | 2018-05-08 | 湖北航天飞行器研究所 | 三涵道螺旋桨动力方式的可垂直起降固定翼无人飞行器 |
| CN108839795A (zh) * | 2018-08-01 | 2018-11-20 | 辽宁壮龙无人机科技有限公司 | 一种水平推动多旋翼无人机及控制方法 |
| CN113911334A (zh) * | 2021-11-12 | 2022-01-11 | 北京航空航天大学 | 一种倾转涵道式飞行器的气动布局 |
| CN113911334B (zh) * | 2021-11-12 | 2024-05-03 | 北京航空航天大学 | 一种倾转涵道式飞行器的气动布局 |
| CN114684360A (zh) * | 2022-04-08 | 2022-07-01 | 西安泽盛航空科技有限公司 | 一种串列式双涵道推进无人飞行器 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN206125423U (zh) | 一种具有倾转动力装置的垂直起降固定翼无人机 | |
| CN101875399B (zh) | 一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机 | |
| CN103144769B (zh) | 一种倾转涵道垂直起降飞行器的气动布局 | |
| CN202728574U (zh) | 固定翼与电动多桨组成的具有直升机功能的复合飞行器 | |
| CN202011472U (zh) | 倾转涵道无人机 | |
| CN106892102A (zh) | 一种垂直起降无人机及其控制方法 | |
| CN101423117A (zh) | 采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机 | |
| CN103979104B (zh) | 一种可变体x型机翼垂直起降微型飞行器 | |
| CN205022862U (zh) | 带有倾转机构的动力装置和固定翼飞行器 | |
| WO2013056493A1 (zh) | 固定翼与电动多旋翼组成的复合飞行器 | |
| CN105059542A (zh) | 一种垂直起降的固定翼长航时飞行器 | |
| CN106218887A (zh) | 一种分布式动力装置布局的垂直起降飞行器 | |
| CN106938701A (zh) | 一种可垂直起降的尾座式四旋翼鸭式布局飞行器 | |
| KR20220029575A (ko) | 강성 날개 공기역학을 시뮬레이션하기 위해 고정된 전방으로 기울어진 회전자를 사용하는 수직 이착륙 항공기 | |
| RU2521090C1 (ru) | Скоростной турбоэлектрический вертолет | |
| CN106927040A (zh) | 一种可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器 | |
| CN107021208A (zh) | 一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机及控制方法 | |
| CN102673780A (zh) | 双构型飞行器 | |
| CN103754360B (zh) | 一种类飞碟式旋翼机 | |
| CN105460215A (zh) | 一种垂直或短距起降固定翼飞行器 | |
| CN113371190A (zh) | 一种基于常规旋翼构型的复合式高速直升机 | |
| CN108622402A (zh) | 一种复合式垂直起降长航时无人机 | |
| RU2611480C1 (ru) | Многовинтовой беспилотный винтокрыл | |
| CN106828919A (zh) | 一种可垂直起降的尾座式共轴反桨无尾布局飞行器 | |
| CN206734609U (zh) | 一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20170808 |
|
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |