CN107310713B - 具有至少三个提升和推进旋翼的无人机 - Google Patents

具有至少三个提升和推进旋翼的无人机 Download PDF

Info

Publication number
CN107310713B
CN107310713B CN201710193132.4A CN201710193132A CN107310713B CN 107310713 B CN107310713 B CN 107310713B CN 201710193132 A CN201710193132 A CN 201710193132A CN 107310713 B CN107310713 B CN 107310713B
Authority
CN
China
Prior art keywords
drone
rotors
carrier structure
spar
wings
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.)
Active
Application number
CN201710193132.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107310713A (zh
Inventor
L·托马斯伊
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Kong Kezhishengji
Original Assignee
Kong Kezhishengji
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Kong Kezhishengji filed Critical Kong Kezhishengji
Publication of CN107310713A publication Critical patent/CN107310713A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107310713B publication Critical patent/CN107310713B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/54—Varying in area
    • B64C3/546—Varying in area by foldable elements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/04—Arrangement or disposition on aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/26—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft characterised by provision of fixed wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B64U30/12—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C2025/325—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface  specially adapted for helicopters
    • 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
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0025—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being fixed relative to the fuselage

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)

Abstract

具有至少三个提升和推进旋翼的无人机(1)，包括载体结构(2)、至少三个提升和推进旋翼(3‑6)以及控制系统(7)，该控制系统将至少一个电能供给至至少三个电动机(8)以驱动旋翼(3‑6)，旋翼(3‑6)纵向地隔开且横向地在侧旁，无人机(1)包括：机翼(9)以绕无人机的前后对称平面(P)对称地承载两个半机翼(10)以至少用于增大无人机(1)的升力，两个半机翼(10)的每个包括至少一个可动部分(11)，至少一个可动部分适合于以至少第一自由度而相对于无人机的载体结构(2)运动，以绕平行于无人机纵向方向(X)的第一枢转轴线转动；以及两个第一电子致动器，致动器分别使得两个半机翼(10)的一个的可动部分(11)的每个能运动。

Description

具有至少三个提升和推进旋翼的无人机
技术领域
本申请要求2016年4月26日提交的法国专利申请FR 16 00688号的权益，该申请的全部内容以参见的方式纳入本文。
本发明涉及飞行器的领域，该飞行器没有机载飞行员或机组人员。此种飞行器通常称为“无人机”或者称为无人飞行器(UAV)。
更具体地说，本发明涉及一种具有至少三个提升和推进旋翼的无人机，这些旋翼由至少三个独立的电动机驱动转动并且由集中式控制系统所控制。
背景技术
此外，此类无人机可以是自动地，即具有自动的导航和驾驶装置，或者这些无人机可以被远程地控制，即至少具有接收装置，该接收装置用于使用无线通信协议，例如通过无线电来接收控制信号。这些控制信号则使得装配此种类型的无人机的至少三个旋翼的控制系统能被远程地控制。
因此，为了推进此类无人机并且为这些无人机提供升力，每台无人机均具有由那些至少三个旋翼形成的提升组件。虽然此种提升组件使得能执行悬停飞行阶段，但当无人机行进以达到遥远的位置时，不仅在悬停飞行阶段期间，而且在巡航飞行阶段期间，该提升组件都会消耗大量电能。
因此，具有至少三个提升和推进旋翼的此类无人机并不具有长里程或者相当大的耐力和/或无法执行长距离任务。
因此，文献WO 2015/124556 A1描述了一种具有四个旋翼的无人机，这些旋翼彼此并置并且固定于载体结构。此种无人机还具有两个半机翼，每个半机翼均包括能相对于载体结构运动的部分。此外，这些可动部分适用于在展开位置和折叠位置之间折叠。
然而，在该无人机中，使得两个可动部分能相对于载体结构枢转的枢转轴线沿与由无人机的载体结构所限定的平面相垂直的方向定向。因此，当该半机翼的可动部分设置在折叠位置上时，这些可动部分抵靠于由载体结构所限定的平面定位。因此，此种枢转轴线并不平行于载体结构的纵向方向设置，并且每个半机翼均能经由该半机翼的纵向边缘部段而与地面相接触，该纵向边缘部段包括由两个半机翼所限定的翼型的尾缘和/或前缘。
因此，此种设置并不适合于使得两个半机翼能形成无人机的起落架。具体地说，地面和机翼边缘之间的重复接触则会损坏具有两个半机翼的此种无人机并且使得该无人机的飞行性能劣化。此外，在文献WO2015/124556 A1中描述的无人机的载体结构的形状是基本上正方形的。因此，此种无人机并不具有在纵向方向X上细长的形状，其中半机翼适合于绕平行于纵向方向X的轴线折叠。
文献US 2013/0206921A1描述了一种具有两个发动机的无人机，每个发动机均具有两个对转旋翼，这两个对转旋翼对称地定位在中间平面的各一侧上。此种无人机还具有两个半机翼，这些半机翼适合于折叠以形成用于无人机的支承件，以使得发动机能以一定倾斜角度定向，该倾斜角度足以输送部分垂直的推力，以使得无人机能垂直地起飞。
然而，在该无人机中，虽然每个半机翼的确具有可动部分，但回转接头的枢转轴线并不平行于无人机的纵向方向定向。具体地说，当无人机的纵向方向水平地定向时，枢转轴线向前并且朝向地面倾斜。此种设置由此使得无人机能以其尾部以远小于90°的角度T站立以其。
文献WO 2016/003530 A2描述了一种具有可折叠机翼的垂直起飞/降落无人机。然而，此种无人机仅仅具有一个中心旋翼，该中心旋翼使得其转动轴线平行于无人机的纵向方向。类似于在文献WO 2015/124556 A1中描述的无人机，每个半机翼的翼型的尾缘与地面相接触，并且在任何情形下该尾缘均无法用作起落架。
文献CN 105 129 081 A描述了一种具有四个并置旋翼的无人机，这些旋翼具有两个不可折叠的半机翼。
发明内容
本发明的目的是提出一种无人机，该无人机具有至少三个提升和推进旋翼并且使得能够克服上述限制。因此，根据本发明的此种无人机可到达远离出发基地的位置，这些位置可能是几十公里或者甚至是几百公里远，并且在合适的情形下该无人机也可返回至出发基地。此种里程上增大具体是通过在无人机执行向前飞行阶段期间减小至少三个旋翼的电能消耗来获得。
因此，本发明提供一种无人机，该无人机包括载体结构、至少三个提升和推进旋翼以及控制系统，该控制系统将至少一个电能供给至至少三个电动机，以分别驱动至少三个旋翼绕基本上垂直地设置的转动轴线转动并且用于产生垂直推力。至少三个旋翼纵向地隔开并且横向地在侧旁。
该无人机的特点首先在于，该无人机包括：
机翼，该机翼绕无人机的前后对称平面P对称地承载两个半机翼，以至少用于增大无人机的升力，两个半机翼的每个包括至少一个可动部分，该至少一个可动部分适合于以至少第一自由度而相对于无人机的载体结构运动，以绕平行于无人机的纵向方向X的第一枢转轴线R转动，且每个可动部分适合于在折叠位置和展开位置之间运动，在该折叠位置中，每个可动部分的自由端部形成无人机的起落架，而在该展开位置中，每个可动部分增大无人机的升力；以及
两个第一电子致动器，这两个第一电子致动器分别使得两个半机翼各自的每个可动部分能运动；以及
其次，控制系统将至少一个电源输送至第一电子致动器，从而每个第一电子致动器能使得两个半机翼的对应可动部分在折叠位置和展开位置之间和/或反之在展开位置和折叠位置之间运动。
换言之，无人机的两个半机翼的可动部分经由回转型接头相对于载体结构设置。半机翼的这些可动部分则可既经由这些可动部分的自由端部而用作起落架，又用作固定机翼以暂时地增大无人机在飞行中的升力。这样，当半机翼展开时，减小驱动至少三个提升和推进旋翼转动的电动机的电能消耗。这两个半机翼当然也对称地设置在无人机的载体结构的各一侧上，且这些半机翼的相应翼展相对于无人机的纵向方向X基本上垂直地延伸。
至少三个电动机的转动轴线也相对于纵向方向X垂直地设置，由此可在载体结构保持基本上水平的同时产生垂直推力。
两个第一电子致动器由此使得每个半机翼的可动部分能至少沿第一枢转方向在折叠位置和展开位置之间或者反之在展开位置和折叠位置之间运动。返回至与折叠位置或者与展开位置相对应的初始位置可类似地通过两个第一电子致动器沿与第一转动方向相反的第二方向操作来实现，或者通过诸如至少一个弹簧之类的弹性回复装置来实现，该至少一个弹簧可牵引地、压缩地或者扭转地加载。
此外，无人机机载控制系统用于同时地控制电能供给至至少三个电动机和两个第一电子致动器，该至少三个电动机分别驱动至少三个旋翼转动，而两个第一电子致动器用于使得两个半机翼的可动部件运动。
在第一变型中，借助示例，第一电子致动器可由千斤顶形成，这些千斤顶输送在每个可动部分的位点和无人机的载体结构的位点之间的直线运动。这两个位点也偏离第一枢转轴线R，以使得每个可动部分均能相对于无人机的载体结构转动。
在第二变型中，借助示例，第一电子致动器可由齿轮电机形成，这些齿轮电机包括编码器，这些编码器具体地能够为可动部分相对于无人机的载体结构的转动确定角向位置。在第二变型中，此种类型的第一致动器有利地设置在第一枢转轴线R处。
有利地是，当两个半机翼的可动部分设置在展开位置中时，每个可动部分均可适合于以第二自由度相对于无人机的载体结构运动，以绕基本上平行于无人机的横向方向Y的第二枢转轴线R'而转动。
换言之，每个半机翼的可动部分均能绕两个枢转轴线R和R'枢转，这两个枢转轴线可例如垂直于彼此。因此，每个可动部分均经由万向节或通用型接头而相对于无人机的载体结构设置。
此外，每个可动部分均适合于绕第二枢转轴线R'相对于另一个可动部分独立地枢转。因此，与无人机左半机翼的左可动部分关于载体结构的角向位置相对应的转动角度可不同于与该无人机右半机翼的右可动部分关于载体结构的角向位置相对应的转动角度。
因此，当与左半机翼的可动部分关于载体结构的角向位置相对应的转动角度在与右半机翼的可动部分关于载体结构的角向位置相对应的转动角度相反的方向上改变时，控制系统使得无人机控制横摇。
相反，当同时地改变与左半机翼的可动部分关于载体结构的角向位置相对应的转动角度来与右半机翼的可动部分关于载体结构的角向位置相对应的转动角度保持相等时，则控制系统能控制无人机的俯仰并且可导致高度的改变。
具体地说，每个可动部分可包括：
翼梁，该翼梁具有近侧端部和远侧端部，在该近侧端部处设置有至少两个第一轴承以与无人机的载体结构形成绕第一枢转轴线R的回转式接头，而该远侧端部与近侧端部相对；
至少一个翼型元件，该至少一个翼型元件覆盖翼梁；以及
至少两个第二轴承，该至少两个第二轴承用以在翼梁和翼型元件之间形成绕第二枢转轴线R'的回转式接头。
这样，至少两个第一轴承用于实施第一自由度，以绕第一枢转轴线R在无人机的翼梁和载体结构之间转动。
类似地，至少两个第二轴承用于提供第二自由度，以绕第二枢转轴线R'在翼梁和翼型元件之间转动。该至少两个第二轴承有利地彼此隔开，以限制翼型元件从两个第一轴承悬臂伸出的程度。所述第二轴承的一个则设置在翼梁的近侧端部附近，同时所述第二轴承的另一个设置在翼梁的远侧端部附近。此外，第二枢转轴线R'基本上沿着翼梁的翼展而设置。
借助示例，这些第一和第二轴承可通过滚珠轴承、通过滚针轴承或者通过滚子轴承、通过所谓自润滑青铜平滑轴承或者实际上通过由具有低摩擦系数的聚合物材料、具体地说例如由聚四氟乙烯制成的平滑轴承形成。
此外，此种翼型元件具有内部结构和外部覆盖件，该内部结构固定于至少两个第二轴承，而该外部覆盖件具有抽吸侧面和压力侧面。因此，该翼型元件的内部结构和外部覆盖件可由通过刚性接头固定于彼此的两个单独结构制成，或者可构成由单个材料制成的单件式部件。
此外，翼梁在形状上可以是管状的。
因此，该翼梁有利地沿其整个长度在该翼梁的近侧端部和该翼梁的远侧端部之间是中空的。此种中空翼梁则可通过电气连接件或者任何其它传动构件，以使得翼型元件能绕第二枢转轴线R'相对于翼梁枢转，该第二枢转轴线基本上与翼梁的翼展重合。
具体地说，在第一示例中，每个可动部分均可包括第二电子致动器，该第二电子致动器设置在翼梁的远侧端部处，以控制翼型元件相对于翼梁绕第二枢转轴线R'的角向定向，而控制系统可适合于将电源输送至两个第二电子致动器。
在这些情形下，电气连接件通过管状翼梁内部并且使得电能能够供给至每个第二电子致动器，从而控制每个翼型元件相对于对应翼梁的枢转。
此种第二致动器可由齿轮电机形成，然后借助示例可驱动固定于齿轮电机的电机驱动轴的齿轮转动，该齿轮与固定于翼型元件的至少一个环形齿轮(内部齿内)协配，以驱动翼型元件相对于翼梁的枢转。替代地，齿轮电机可同样良好地驱动链接部转动，该链接部首先固定于翼型元件并且其次固定于齿轮电机的驱动轴。
在第二示例中，载体结构可具有两个第二电子致动器，每个第二致动器设置在相应翼梁的近侧端部附近，用以控制相应的翼型元件相对于对应翼梁绕第二枢转轴线R'的角向定向。该控制系统可适合于将电能供给至两个第二电子致动器。
因此，该两个第二电子致动器并不设置在每个半机翼的可动部分中，且翼梁的管状形状用于供传动构件自由地通过并且实际上引导该传动构件转动，以使得能驱动翼型元件相对于翼梁绕第二枢转轴线R'枢转。
因此，在与第二示例相符的本发明第一实施例中，每个可动部分可包括：
传动轴，该传动轴经引导而在翼梁内部转动，且该传动轴具有第一端部和第二端部，该第一端部由两个第二电子致动器的一个驱动枢转，而该第二端部固定于翼型元件以将枢转运动从传动轴传递至翼型元件；以及
传动齿轮箱，该传动齿轮箱具有三个斜齿轮，用以将由至少两个第二电子致动器的一个所产生的转动运动传递至传动轴。
在这些情形下，每个传动轴则例如分别相对于每个管状翼梁的孔借助滚珠轴承而引导转动。每个传动轴由刚性轴形成，该刚性轴适合于传递驱动扭矩以驱动每个翼型元件的枢转运动。
此外，每个传动齿轮箱均设置在每个半机翼的第一枢转轴线R的高度处，并且用于将枢转运动从至少两个第二电子致动器的一个传递至其中一个传动轴，而与翼梁绕第一枢转轴线R相对于载体结构的角向位置无关。
在根据第二示例的本发明第二实施例中，无人机可包括至少两个挠性传动构件，每个挠性传动构件包括第一端部和第二端部，该第一端部由至少两个第二电子致动器的一个驱动枢转，而该第二端部与其中一个翼型元件相固定以将枢转运动从挠性传动构件传递至翼型元件。
在此种其它情况中，至少两个挠性传动构件类似地例如分别相对于每个管状翼梁中的孔而由滚珠轴承引导转动。此种挠性传动构件可例如由含有桨叶的挠性护套形成，该桨叶由在该护套内部自由地转动的两排滚珠引导。
因此，本发明的此种第二实施例与本发明的第一实施例相比是有利的，这是因为该第二实施例并不需要任何传动齿轮箱且由此在重量上较小。
此外，实施中，可动部分的每个可包括吸收系统，该吸收系统用于吸收无人机在降落期间的动能的至少一部分。
借助示例，此种吸收系统可包括液压或气动千斤顶，该液压或气动千斤顶具有杆件和汽缸，该杆件具有第一端部，该第一端部在无人机的降落期间与地面相接触，而该汽缸固定于每个半机翼的可动部分。杆件的第二端部则具有活塞，用以使得流体在汽缸内部运动，该流体可通过活塞中形成的孔口。
在本发明的特定实施例中，至少三个旋翼可至少由左前部旋翼、右前部旋翼、左后部旋翼以及右后部旋翼形成，其中，“左”、“右”、“前部”以及“后部”相对于无人机的纵向行进方向，载体结构具有沿着纵向方向X呈细长的形状，前部旋翼的转动轴线和后部旋翼的转动轴线以纵向间距L隔开，该纵向间距大于左旋翼的转动轴线和右旋翼的转动轴线之间的横向间距T。机翼可在载体结构的、在纵向方向X上的中间区域中连接于该载体结构。
该载体结构的此种设置则使得半机翼能定位在该无人机的、在纵向方向X上的中间区域中。
此外，这些旋翼可具有相同的直径
Figure BDA0001256709620000081
并且前部旋翼的转动轴线和后部旋翼的转动轴线之间的纵向间距L可大于旋翼的直径
Figure BDA0001256709620000082
与半机翼的、在连接区域附近所测得的翼弦C相加的和，在该连接区域处，半机翼与载体结构相连接。
这样，当两个半机翼处于展开位置中时，由每个旋翼所产生的空气流不会冲击这两个半机翼，并且每个半机翼的翼弦可相对较大以赋予最大升力。
有利地是，每个可动部分还可包括至少一个推进旋翼，该至少一个推进旋翼由至少一个电子推进电机驱动转动，且控制系统可适合于将电源输送至至少一个电子推进电机。
换言之，该半机翼可包括附加的推进旋翼，这些推进旋翼具体地用于使得无人机能达到这样的水平行进速度，即该水平行进速度大于该无人机在具有不超过该无人机的至少三个提升和推进旋翼情形下所能达到的水平行进速度。
此外，与当仅仅使用至少三个提升和推进旋翼时所需的倾斜姿态相比，在恒定速度下的巡航飞行可利用具有水平姿态的无人机来执行。推进旋翼的轴线则基本上平行于无人机的纵向方向X定向，而至少三个提升和推进旋翼的转动轴线基本上沿着竖直方向Z定向，该竖直方向相对于无人机的纵向方向X垂直。
附图说明
在对以说明方式且参照附图给出的对示例的以下描述中，将更详细地示出本发明及其优点，在附图中：
图1是根据本发明的无人机的立体图；
图2是根据本发明的无人机的平面图；
图3是根据本发明的无人机的第一正视图；
图4是根据本发明的无人机的部分正视图；以及
图5至12是示出根据本发明的无人机半机翼的可动部分的不同变型的部分剖视图。
可为一个以上的附图中出现的元件在各图中给出相同的附图标记。
具体实施方式
如上所述，本发明涉及无人机1，该无人机具有至少三个推进和提升旋翼。
应可观察到，在图1至3中示出了三个相互正交的方向X、Y和Z。
方向X称为是纵向的，因而该方向从无人机1的载体结构2的后部延伸至前部，该载体结构在该纵向方向X上具有细长形状。
另一方向Y称为横向的，因为该方向从无人机1的载体结构2的右侧区域延伸至左侧区域。
最后，第三轴线Z称为是竖直的，并且对应于无人机1的高度尺寸。
借助非限制的示例并且为了简化对本发明的详细描述，如图1所示，无人机1可包括四个旋翼3-6，这些旋翼围绕载体结构2设置。这四个旋翼则由左前部旋翼3、右前部旋翼4、左后部旋翼5以及右后部旋翼6构成。这些旋翼3-6由电动机8驱动转动，这些电动机设置在与旋翼3-6的转动轴线相同的轴线上。
此外，每个电动机8由控制系统7电气地供电，以使得无人机1能远程地受控或者能以自动的方式自动地驾驶以执行预定任务。
此外，此种无人机1还具有机翼9，该机翼由两个半机翼10构成，这两个半机翼绕前后对称平面P对称，该前后对称平面平行于由轴线X和Z限定的平面。每个半机翼10均具有可动部分11，该可动部分适合于相对于载体结构2枢转。这些半机翼10则使得无人机1在飞行中的升力能增大，由此限制由电动机8的电能消耗，以将无人机1保持在预定高度下。
因此，每个可动部分11在载体结构2和相应的自由端部111之间横向地延伸，该自由端部不同于半机翼10的端部段。
如图2中所示，无人机1的载体结构2具有在纵向方向X上细长的形状。因此，前部旋翼3、4的转动轴线和后部旋翼5、6的转动轴线之间的纵向间距L可大于左旋翼3、5的转动轴线和右旋翼4、6的转动轴线之间的横向间距T。
此外，此种载体结构2沿纵向方向X具有中间区域16，两个半机翼10沿基本上平行于横向方向Y的方向从该中间区域侧向地露出。
此外，所有四个旋翼3-6可有利地具有相同的直径
此外，纵向间距L大于旋翼3-6的直径
Figure BDA0001256709620000102
加上半机翼10的、在连接区域15附近测得的翼弦C之和，该连接区域与载体结构2连接。
这样，由四个旋翼3-6产生的基本上垂直地向下的空气流并不受半机翼10干扰。
在本发明中，每个半机翼10的可动部分11由此既绕第一枢转轴线R又绕第二枢转轴线R'两者且相对于载体结构2自由地枢转。
第一枢转轴线R基本上平行于无人机1的纵向方向X设置，而第二枢转轴线R'基本上平行于无人机1的横向方向Y设置。
如图3中所示，每个可动部分11可由此绕第一枢转轴线R在折叠位置POS1和展开位置POS2之间枢转，在该折叠位置中，可动部分11的每个自由端部111用作无人机1的起落架，而在该展开位置中，每个可动部分11增大无人机1在飞行中的升力。
此外，此种设置使得避免地面和两个半机翼10的翼型之间的任何接触成为可能，且具体地避免与这些翼型的前缘和/或尾缘接触。
每个可动部分11则借助第一电子致动器25绕该可动部分的第一枢转轴线R枢转，该第一电子致动器经由导电线连接件13由控制系统7电气地供电。类似地，旋翼3-6的电动机8经由导电线连接件12而由控制系统7电气地供电。
如图4所示，每个可动部分21可装备有推进旋翼22，该推进旋翼由相关联的电子推进电机23驱动转动并且经由导电线连接件14由控制系统7电气地供电。，
此种推进旋翼22可有利地具有电动涵道式风机(EDF)的类型，该电动涵道式风机与由电子推进电机23驱动的涵道式螺旋桨或涡轮机相对应。
因此，在将旋翼3-6的转动速度维持在某个最小转动速度下或者甚至将旋翼3-6的电动机8的电源中断的同时，这些推进旋翼22用于增大无人机1在该无人机的纵向方向X上的行进速度。
此外，通过在两个推进旋翼22之间施加不同的推力，可在一定程度上产生用于无人机1的偏航指令。
此外，每个推进旋翼22设置在两个可动部分21的每个自由端部121附近。
如图5中所示，在第一变型中，第一电子致动器25可由千斤顶形成，该千斤顶的其中一个端部固定于载体结构2并且使得该千斤顶的另一个端部固定于半机翼10的可动部分11。
在任何情形下，千斤顶的这些端部都远离第一枢转轴线R，以将该千斤顶的平移运动转换成可动部分11绕第一枢转轴线R的转动运动。
如图6所示，在第二变型中，第一电子致动器26可由齿轮电机形成，该齿轮电机绕第一枢转轴线R设置。
此外，如图5至7所示，可将第一吸收系统24装配于可动部分11、31的自由端部111、131，从而当无人机降落在地面上或者平台上时，吸收该无人机的一些动能或者全部动能。因此，此种吸收系统24具有能平移运动的构件以及诸如千斤顶之类的液压或气动装置。
如图7所示，可动部分31包括翼梁36，该翼梁在翼梁36的近侧端部33处具有两个第一轴承34。这两个第一轴承34则可建立可动部分31的自由度，以使得可动部分绕第一枢转轴线R相对于载体结构2进行转动运动。
此种翼梁36还具有远离近侧端部33的远侧端部35。此外，翼梁36可具有管状形状。此外，吸收系统24在该示例中示作包括弹簧32，该弹簧与形成在翼梁36的远侧端部35内部的孔协配。
可动部分31还具有翼型元件37，该翼型元件经引导以绕第二枢转轴线R'转动，以能够相对于翼梁36自由地枢转。翼型元件37借助两个第二轴承38引导以转动，这两个第二轴承例如由滚珠轴承、滚针轴承或者滚子轴承形成。
此外，能以各种方式驱动可动部分绕第二枢转轴线R'转动。
在第一示例中，如图8和9所示，每个可动部分41、51可包括相应的第二电子致动器49、59，用以改变每个翼型部分47、57相对于相应翼梁46、56的角向定向。在这些情形下，翼梁46、56由此具有管状形状，并且可在翼梁46、56的近侧端部43、53和远侧端部45、55之间传送电气连接。
如上所述，两个第一轴承44、54分别用于引导翼梁46、56绕第一枢转轴线R相对于载体结构2的转动。类似地，两个第二轴承48、58分别用于引导翼型元件47、57绕第二枢转轴线R'相对于翼梁46、56的转动。
在图8中，第二电子致动器49可驱动齿轮80转动，该齿轮与固定于翼型元件47的环形齿轮81(即，具有内部齿)协配。
在图9中示出的替代方案中，第二电子致动器59可同样良好地驱动电机驱动销83转动，该电机驱动销与链接部82的一个端部协配，而链接部82的另一端部与翼型元件57协配。
此外，在图10至12中示出的第二示例中，第二电子致动器69、79可同样良好地分别在分别为每个翼梁66、76的近侧端部63、73附近设置在载体结构2处。
如上所述，两个第一轴承64、74用于引导相应翼梁66、76绕第一枢转轴线R相对于载体结构2的转动。类似地，两个第二轴承68、78用于引导翼型元件67、77绕第二枢转轴线R'相对于相应翼梁66、76的转动。
然而，在这些情形下，可动部分61、71在翼梁66、76的远侧端部处不再设有第二致动器。然而，此种翼梁66、76类似地具有管状形状并且用于通过传动轴90或者挠性传动构件101。
因此，在本发明的第一实施例中，如图10所示，轴承95可接纳在翼梁66内部并且用于引导相对于传动轴90的翼梁66的枢转运动，以将枢转运动传递至翼型元件67。
传动轴90的第一端部91与具有三个斜齿轮94的传动齿轮箱93协配。传动轴90的第二端部92固定于翼型元件67并且使得第二电子致动器69能驱动翼型元件67绕第二枢转轴线R'枢转。
在本发明的第二实施例中，如图11和12所示，引导件104可同样良好地接纳在翼梁76内部，由此使得挠性传动构件101能保持就位，以将枢转运动传递至翼型元件77。此种挠性传动构件101可借助示例由含有桨叶的护套形成，该桨叶由两排滚珠引导。
护套的第一端部102则固定于第二电子致动器79，且该护套的第二端部103以连接件100延伸，该连接件与可动部分71的翼型元件77协配。
此种挠性传动构件101则使得枢转运动能绕第二枢转轴线R'从第二电子致动器79传递至翼型元件77，而这不管翼梁76绕第一枢转轴线R的角向位置如何都是可能的。
当然，本发明在其实施方式方面可有许多变型。尽管描述了若干实施例，但是容易理解，不可能穷举地给出所有可能实施例。当然能够设想用等同装置代替所描述的任何装置而不超出本发明的范围。

Claims (10)

1.一种无人机(1)，所述无人机包括载体结构(2)、至少三个提升和推进旋翼(3-6)以及控制系统(7)，所述控制系统将至少一个电能供给至至少三个电动机(8)以分别驱动所述至少三个提升和推进旋翼(3-6)绕基本上垂直设置的转动轴线转动并且用于产生垂直推力，所述至少三个提升和推进旋翼(3-6)纵向地隔开并且横向地在侧旁，其中所述无人机(1)包括：
机翼(9)，所述机翼绕所述无人机(1)的前后对称平面(P)对称地承载两个半机翼(10)以至少用于增大所述无人机(1)的升力，所述两个半机翼(10)的每个包括至少一个可动部分(11、21、31、41、51、61、71)，所述至少一个可动部分适合于以至少第一自由度而相对于所述无人机(1)的所述载体结构(2)运动以绕平行于所述无人机(1)的纵向方向(X)的第一枢转轴线(R)转动，且每个可动部分(11、21、31、41、51、61、71)适合于在折叠位置(POS1)和展开位置(POS2)之间运动，在所述折叠位置中，每个可动部分(11、21、31、41、51、61、71)的自由端部(111、121、131)形成所述无人机(1)的起落架，而在所述展开位置中，每个可动部分(11、21、31、41、51、61、71)增大所述无人机(1)的升力；以及
两个第一电子致动器(25、26)，所述两个第一电子致动器分别使得所述两个半机翼(10)的每个的所述可动部分(11、21、31、41、51、61、71)的每个能运动；以及
其中，所述控制系统(7)将至少一个电能供给至所述第一电子致动器(25、26)，从而每个第一电子致动器能使得所述两个半机翼(10)的对应可动部分(11、21、31、41、51、61、71)在所述折叠位置(POS1)和所述展开位置(POS2)之间和/或反之在所述展开位置(POS2)和所述折叠位置(POS1)之间运动；
当所述两个半机翼(10)的所述可动部分(31、41、51、61、71)设置在所述展开位置(POS2)中时，所述可动部分(31、41、51、61、71)的每个均适合于以第二自由度相对于所述无人机(1)的所述载体结构(2)运动，以绕基本上平行于所述无人机(1)的横向方向(Y)的第二枢转轴线(R')转动；所述可动部分(31、41、51、61、71)的每个包括：
翼梁(36、46、56、66、76)，所述翼梁具有近侧端部(33、43、56、63、73)和远侧端部(35、45、55、65、75)，在所述近侧端部设置有至少两个第一轴承(34、44、54、64、74)以与所述无人机(1)的所述载体结构(2)形成绕所述第一枢转轴线(R)的回转式接头，而所述远侧端部与所述近侧端部(33、43、53、63、73)相对；
至少一个翼型元件(37、47、57、67、77)，所述至少一个翼型元件覆盖所述翼梁(36、46、56、66、76)；以及
至少两个第二轴承(38、48、58、68、78)，所述至少两个第二轴承以在所述翼梁(36、46、56、66、76)和所述翼型元件(37、47、57、67、77)之间形成绕所述第二枢转轴线(R')的回转式接头。
2.如权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述翼梁(36、46、56、66、76)在形状上是管状的。
3.如权利要求2所述的无人机，其特征在于，所述可动部分(41、51)的每个包括第二电子致动器(49、59)，所述第二电子致动器设置在所述翼梁(46、56)的远侧端部(45、55)处以控制所述翼型元件(47、57)相对于所述翼梁(46、56)绕所述第二枢转轴线(R')的角向定向，并且所述控制系统(7)适合于将电能供给至两个所述第二电子致动器(49、59)。
4.如权利要求2所述的无人机，其特征在于，所述载体结构(2)具有两个第二电子致动器(69、79)，每个第二电子致动器(69、79)设置在相应翼梁(66、76)的近侧端部(63、73)附近以控制相应翼型元件(67、77)相对于对应翼梁(66、76)绕所述第二枢转轴线(R')的角向定向，并且所述控制系统(7)适合于将电能供给至所述两个第二电子致动器(69、79)。
5.如权利要求4所述的无人机，其特征在于，所述可动部分(61)的每个包括：
传动轴(90)，所述传动轴经引导以在所述翼梁(66)内部转动，且所述传动轴(90)具有第一端部(91)和第二端部(92)，所述第一端部由所述两个第二电子致动器(69)的一个驱动枢转，而所述第二端部固定于所述翼型元件(67)以将枢转运动从所述传动轴(90)传递至所述翼型元件(67)；以及
传动齿轮箱(93)，所述传动齿轮箱具有三个斜齿轮(94)以将由所述两个第二电子致动器(69)的一个所产生的转动运动传递至所述传动轴(90)。
6.如权利要求4所述的无人机，其特征在于，所述无人机(1)包括至少两个挠性传动构件(101)，所述挠性传动构件(101)的每个包括第一端部(102)和第二端部(103)，所述第一端部由所述两个第二电子致动器(79)的一个驱动枢转，而所述第二端部与其中一个翼型元件(77)相固定以将枢转运动从所述挠性传动构件(101)传递至所述翼型元件(77)。
7.如权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述至少一个可动部分(11、31)的自由端部(111、131)的每个包括吸收系统(24)，所述吸收系统用于吸收所述无人机(1)在降落期间的至少部分动能。
8.如权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述至少三个提升和推进旋翼(3-6)至少由左前部旋翼(3)、右前部旋翼(4)、左后部旋翼(5)以及右后部旋翼(6)形成，其中，“左”、“右”、“前部”以及“后部”相对于所述无人机(1)的纵向行进方向，所述载体结构(2)具有沿着所述纵向方向(X)呈细长的形状，所述左前部旋翼(3)和所述右前部旋翼(4)构成前部旋翼(3、4)，所述左后部旋翼(5)和所述右后部旋翼(6)构成后部旋翼(5、6)，所述左前部旋翼(3)和左后部旋翼(5)构成左旋翼(3、5)，所述右前部旋翼(4)和所述右后部旋翼(6)构成右旋翼(4、6)，所述前部旋翼(3、4)的转动轴线和所述后部旋翼(5、6)的转动轴线以纵向间距(L)隔开，所述纵向间距大于所述左旋翼(3、5)的转动轴线和所述右旋翼(4、6)的转动轴线之间的横向间距(T)，并且所述机翼(9)在所述载体结构(2)在所述纵向方向(X)上的中间区域(16)中连接于所述载体结构(2)。
9.如权利要求8所述的无人机，其特征在于，所述旋翼(3-6)具有相同的直径
Figure FDA0002229649080000041
并且所述前部旋翼(3、4)的转动轴线和所述后部旋翼(5、6)的转动轴线之间的纵向间距(L)大于所述旋翼(3-6)的直径
Figure FDA0002229649080000042
与所述半机翼(10)的、在连接区域(15)附近所测得的翼弦(C)相加的和，在所述连接区域处，所述半机翼(10)与所述载体结构(2)相连接。
10.如权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述可动部分(21)的每个包括至少一个推进旋翼(22)，所述至少一个推进旋翼由至少一个电子推进电机(23)驱动转动，且所述控制系统(7)适合于将电能供给至所述至少一个电子推进电机(23)。
CN201710193132.4A 2016-04-26 2017-03-28 具有至少三个提升和推进旋翼的无人机 Active CN107310713B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1600688 2016-04-26
FR1600688A FR3050385B1 (fr) 2016-04-26 2016-04-26 Drone comportant au moins trois rotors de sustentation et de propulsion

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107310713A CN107310713A (zh) 2017-11-03
CN107310713B true CN107310713B (zh) 2020-02-14

Family

ID=56741087

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710193132.4A Active CN107310713B (zh) 2016-04-26 2017-03-28 具有至少三个提升和推进旋翼的无人机

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10526065B2 (zh)
EP (1) EP3239049B1 (zh)
CN (1) CN107310713B (zh)
FR (1) FR3050385B1 (zh)
PL (1) PL3239049T3 (zh)

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11254430B2 (en) 2014-09-02 2022-02-22 Amit REGEV Tilt winged multi rotor
US20190135420A1 (en) * 2014-09-02 2019-05-09 Amit REGEV Tilt Winged Multi Rotor
WO2017145622A1 (ja) * 2016-02-26 2017-08-31 株式会社Ihi 垂直離着陸機
JP6371959B2 (ja) * 2016-09-02 2018-08-15 株式会社プロドローン ロボットアームおよびこれを備える無人航空機
IL256941A (en) * 2018-01-15 2018-03-29 Colugo Systems Ltd A free-wing multi-blade that includes vertical and horizontal engines
EP3621877B1 (en) * 2017-05-08 2022-09-21 Insitu, Inc. Modular aircraft with vertical takeoff and landing capability
EP3700812A4 (en) * 2017-10-23 2020-12-23 Flyworks Ltd VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING AIRCRAFT AND RELATED TRANSFORMATION GEAR ASSEMBLIES
AU2019257746B2 (en) * 2018-04-27 2023-11-02 Textron Systems Corporation Variable pitch rotor assembly for electrically driven vectored thrust aircraft applications
DE102018116147A1 (de) * 2018-07-04 2020-01-09 Dr. Ing. H.C. F. Porsche Aktiengesellschaft Luftfahrzeug
CN108944470B (zh) * 2018-07-06 2024-04-16 李可 小型跨昼夜太阳能无人机及其能源管理方法
GB201811400D0 (en) * 2018-07-12 2018-08-29 Rolls Royce Plc VTOL aircraft
WO2020023166A1 (en) * 2018-07-27 2020-01-30 Walmart Apollo, Llc Hybrid unmanned aerial vehicle for delivering cargo
US11046416B2 (en) * 2018-08-03 2021-06-29 Aurora Flight Sciences Corporation Combination flight and ground apparatus for a vehicle
CN109353507B (zh) * 2018-10-17 2021-08-24 杭州木书科技有限公司 一种便携式多功能单兵作战无人机
EP3873801A4 (en) 2018-11-02 2022-07-06 Textron Systems Australia Pty Ltd TECHNIQUES FOR STORING, TRANSPORTING AND OPERATING A UAV
EP3702277B1 (en) * 2019-02-27 2021-01-27 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH A multirotor aircraft that is adapted for vertical take-off and landing (vtol)
US20200283136A1 (en) * 2019-03-07 2020-09-10 Uzip, Inc. Method and System for Providing Blockchain Enabled Secured and Privacy-Data Meta-Market Support in an Agricultural Products Marketplace Through Drone Uniform Integrated Services Using Personal Flying Vehicles/Drones with Coaxial Lift Pinwheels and Multi-Wheel Drive Pinwheels
EP3736213B1 (en) * 2019-05-07 2023-02-15 International Aviation Supply I.A.S. S.R.L. Hybrid unmanned aerial vehicle
US11260970B2 (en) * 2019-09-26 2022-03-01 Amazon Technologies, Inc. Autonomous home security devices
KR102241710B1 (ko) * 2019-12-20 2021-04-19 (주)온톨로지 고속 기동이 가능한 모듈 타입 무인 비행체
CN111806682B (zh) * 2020-06-19 2023-10-03 中国科学院地理科学与资源研究所 无人机复飞方法
CN112319790B (zh) * 2020-11-05 2024-01-23 国网福建省电力有限公司电力科学研究院 融合多旋翼与固定翼的长航时飞行器的气动布局结构及其控制方法
DE102020007836A1 (de) 2020-12-21 2022-06-23 BAAZ GmbH Fluggerät mit Flügeln und Betriebsverfahren
CN112874758B (zh) * 2021-02-08 2023-10-13 曾昭达 一种膜翼飞机
CN115924159B (zh) * 2023-03-10 2023-05-16 四川省天域航通科技有限公司 大型无人机智能指挥控制平台及其控制方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN204507265U (zh) * 2015-02-12 2015-07-29 中电科（德阳广汉）特种飞机系统工程有限公司 带倾转固定翼的多旋翼飞行器
CN105129081A (zh) * 2015-08-12 2015-12-09 江阴市翔诺电子科技有限公司 一种新型多轴旋翼飞机器及其悬停状态下的转向控制方法
CN105438463A (zh) * 2015-11-30 2016-03-30 珞石（北京）科技有限公司 倾转四旋翼飞行器

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2511362A (en) 1938-12-20 1950-06-13 Mercier Jean Aircraft variable area wings using landing gear fairings
US2580312A (en) * 1947-01-20 1951-12-25 Hamilton K Moore Convertible airplane and helicopter
GB743856A (en) 1953-02-23 1956-01-25 Hunting Percival Aircraft Ltd Improvements in helicopters
US2881989A (en) * 1955-12-12 1959-04-14 Flettner Anton Air vehicle with rotary wing
US3149800A (en) * 1962-10-26 1964-09-22 Sintes Julio Fernandez Flying machine and apparatus thereof
US5085315A (en) 1989-05-05 1992-02-04 Sambell Kenneth W Wide-range blade pitch control for a folding rotor
US5758844A (en) * 1996-05-28 1998-06-02 Boeing North American, Inc. Vertical/short take-off and landing (V/STOL) air vehicle capable of providing high speed horizontal flight
US7137589B2 (en) 2005-01-28 2006-11-21 Northrop Grumman Corporation Compound helicopter with combined wings and landing struts
IL199009A (en) * 2009-05-27 2013-11-28 Israel Aerospace Ind Ltd aircraft
US8403255B2 (en) 2009-08-14 2013-03-26 Frederick W. Piasecki Compound aircraft with autorotation
US8733690B2 (en) * 2009-08-24 2014-05-27 Joby Aviation, Inc. Lightweight vertical take-off and landing aircraft and flight control paradigm using thrust differentials
US8774982B2 (en) 2010-08-26 2014-07-08 Leptron Industrial Robotic Helicopters, Inc. Helicopter with multi-rotors and wireless capability
US9120560B1 (en) * 2011-10-13 2015-09-01 Latitude Engineering, LLC Vertical take-off and landing aircraft
US20130206921A1 (en) * 2012-02-15 2013-08-15 Aurora Flight Sciences Corporation System, apparatus and method for long endurance vertical takeoff and landing vehicle
US10081424B2 (en) * 2013-12-31 2018-09-25 Bogdan Radu Flying car or drone
AT515456B1 (de) * 2014-02-18 2018-04-15 Iat 21 Innovative Aeronautics Tech Gmbh Fluggerät
WO2016003530A2 (en) * 2014-05-08 2016-01-07 Northrop Grumman Systems Corporation Vertical takeoff and landing (vtol) unmanned aerial vehicle (uav)
US9868524B2 (en) * 2014-11-11 2018-01-16 Amazon Technologies, Inc. Unmanned aerial vehicle configuration for extended flight
US9586683B1 (en) * 2014-12-22 2017-03-07 Amazon Technologies, Inc. Transitioning an unmanned aerial vehicle to horizontal flight
ES2611316B1 (es) * 2015-11-04 2018-01-22 Fuvex Sistemas, Sl Aerodino con capacidad de despegue y aterrizaje vertical
US9840324B2 (en) * 2016-03-28 2017-12-12 Amazon Technologies, Inc. Selectively thrusting propulsion units for aerial vehicles
CN207943165U (zh) * 2017-10-30 2018-10-09 深圳市大疆创新科技有限公司 一种无人飞行器及其升降起落架

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN204507265U (zh) * 2015-02-12 2015-07-29 中电科（德阳广汉）特种飞机系统工程有限公司 带倾转固定翼的多旋翼飞行器
CN105129081A (zh) * 2015-08-12 2015-12-09 江阴市翔诺电子科技有限公司 一种新型多轴旋翼飞机器及其悬停状态下的转向控制方法
CN105438463A (zh) * 2015-11-30 2016-03-30 珞石（北京）科技有限公司 倾转四旋翼飞行器

Also Published As

Publication number Publication date
FR3050385A1 (fr) 2017-10-27
EP3239049B1 (fr) 2018-11-07
US10526065B2 (en) 2020-01-07
PL3239049T3 (pl) 2019-04-30
CN107310713A (zh) 2017-11-03
EP3239049A1 (fr) 2017-11-01
FR3050385B1 (fr) 2018-04-06
US20170305526A1 (en) 2017-10-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107310713B (zh) 具有至少三个提升和推进旋翼的无人机
JP7414310B2 (ja) 航空機及び航空機を飛行させる方法
US10994851B2 (en) Aerodynamically efficient lightweight vertical take-off and landing aircraft with pivoting rotors and stowing rotor blades
EP3439951B1 (en) Rotating wing assemblies for tailsitter aircraft
EP3299290B1 (en) Rotating proprotor arrangement for a tiltrotor aircraft
US10144509B2 (en) High performance VTOL aircraft
US10625852B2 (en) Aerodynamically efficient lightweight vertical take-off and landing aircraft with pivoting rotors and stowing rotor blades
US8146854B2 (en) Dual rotor vertical takeoff and landing rotorcraft
JP5728688B2 (ja) 垂直離着陸飛行機
JP2017528355A (ja) 高性能垂直離着陸航空機
WO2018203036A1 (en) An unmanned aerial vehicle
US11603191B1 (en) Stowable lift rotors for VTOL aircraft
KR20070045216A (ko) 하이브리드 비행체
US10787252B2 (en) Rotorcraft having a rotary wing and an orientable propeller, and a method applied by the rotorcraft
CN116101478B (zh) 用于微型共轴双桨无人机的单层变距结构及控制方法
CN116635298A (zh) 具机身和机翼集成在气动翼型中的垂直起降飞行器
US20240246670A1 (en) Blade pitch coupled to propulsion system tilt
CN108545181A (zh) 固定翼旋翼复合式无人机
ITTO20100508A1 (it) Aeroplano a decollo e atterraggio verticale.

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
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant