CN107856842A - 具有下反角稳定翼的可折叠飞行器 - Google Patents

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Abstract

一种飞行器，其包括：机身，该机身具有延伸穿过机身前端部和机身后端部的纵向轴线；可折叠的机翼，该可折叠的机翼位于机身上，并且可折叠的机翼能够在机翼大致垂直于纵向轴线的飞行位置与机翼大致平行于纵向轴线的收起位置之间移动；以及一对稳定翼，所述一对稳定翼设置在机身上并且具有下反角取向。

Description

具有下反角稳定翼的可折叠飞行器
技术领域
本公开涉及一种飞行器，更具体地涉及一种机翼被收起处于尾部区域中的飞行器。
背景技术
现代飞行器包括具有用于产生升力的表面的主翼。主翼足够大以维持飞行，并且主翼通常具有较大的占用空间，从而使得难以将常规飞行器存放在有限空间中，诸如存放在航空母舰的甲板上或存放在机库内。
对一些飞行器而言，机翼收起系统已被用于减小占用空间。机翼收起系统的一个示例是可收起的旋转机翼系统，该可收起的旋转机翼系统在非飞行状态下将固定主翼旋转成与机身大致平行。可收起的旋转机翼系统的示例是V-22鱼鹰式倾转旋翼机和美国专利No.5,337,974，该美国专利的全部内容为了所有目的通过引用并入本文。V-22鱼鹰式倾转旋翼机包括延长的尾部，使得当机翼旋转成平行于机身时，带有旋翼的机翼短舱与尾部部段之间具有间隙。延长的尾部长度增加了重量并且具有延伸超出旋转机翼部段的较长的占用空间。
机翼收起系统的另一示例是机翼折叠系统。存在许多用于折叠主翼以减小存放期间的机翼跨度的机械装置。在美国专利No.8,387,913中描述了这种常规方法的示例。另一示例是具有折叠机翼和垂直尾翼的S-3北欧海盗式反潜机，垂直尾翼向下折叠以减小飞行器的存放高度。
现代飞行器包括稳定翼，稳定翼比主翼小并且有利于升起、稳定、配平和飞行控制。稳定翼通常为飞行器的尾部机翼(“尾翼”)或前部机翼(“前翼”)。
并非水平或竖向的稳定翼常规地呈上反角取向，使得稳定翼以相对于主翼的水平轴线向上的角度延伸。某些飞行器具有呈下反角取向的尾部机翼，使得尾部机翼以相对于主翼的水平轴线向下的角度延伸；然而，着陆以及在着陆期间提供尾翼的离地间隙是困难的。例如，MQ-1捕食者侦察机具有具备最小离地间隙并且用来保护螺旋桨的下反角尾翼。与本文中公开的飞行器相比，MQ-1捕食者侦察机采用较长的跑道，需要较高的起飞速度，并且具有较长的占用空间。
需要一种包括呈下反角取向的稳定翼的改进的可折叠飞行器。
发明内容
在第一方面中，提供了一种飞行器，该飞行器包括：机身，该机身具有延伸穿过机身前端部和机身后端部的纵向轴线；可折叠的机翼，该可折叠的机翼位于机身上，并且可折叠的机翼能够在机翼大致垂直于纵向轴线的飞行位置与机翼大致平行于纵向轴线的收起位置之间移动；以及一对稳定翼，所述一对稳定翼设置在机身上并且具有下反角取向。
在示例性实施方式中，可折叠的机翼包括毂部区域和一对固定主翼，毂部区域连接至机身和所述一对固定主翼。
在一个示例性实施方式中，所述一对固定主翼在每个固定主翼的末端端部上均具有可折叠部分。
在另一示例性实施方式中，可折叠部分具有可折叠的旋翼桨叶。
在又一示例性实施方式中，机身具有尾部部分，所述一对稳定翼设置在机身的尾部部分上。在一个实施方式中，稳定翼中的每个稳定翼均是不可折叠的。在一个示例中，稳定翼中的每个稳定翼基本上呈梯形形状。在另一示例中，稳定翼中的每个稳定翼均具有控制系统。
在示例性实施方式中，固定主翼中的一个固定主翼在处于收起位置时位于尾部部分的上方。
在另一示例性实施方式中，尾部部分具有起落架，并且每个稳定翼均具有根部端部，后起落架靠近稳定翼的根部端部以在着陆和起飞期间提供离地间隙。
在又一实施方式中，机身具有水平轴线和竖向轴线，并且每个稳定翼均具有机翼基准平面，机翼基准平面与竖向轴线在水平轴线以下相交以形成角度A。在实施方式中，角度A为约20度至小于约90度。在另一实施方式中，角度A为约30度至约45度。
在一个实施方式中，机身具有第一侧表面，并且稳定翼具有根部端部，根部端部的至少一部分位于第一侧表面的下半部上。
在另一实施方式中，机身具有前部部分，所述一对稳定翼设置在机身的前部部分上。示例提供的是，所述一对稳定翼是不可折叠的。另一示例提供的是，稳定翼中的每个稳定翼基本上呈梯形形状。在再一示例中，固定主翼中的一个固定主翼在处于收起位置时位于机身的前部部分的上方。示例提供的是，稳定翼中的每个稳定翼均具有控制系统。
在又一实施方式中，稳定翼中的每个稳定翼均具有大致矩形形状。
根据结合作为本公开内容的一部分并且以示例的方式说明所公开发明的原理的附图进行的以下详细描述，其他方面、特征和优点将变得明显。
附图说明
在所附权利要求中对本公开的被认为是实施方式的特征的新颖特点进行了阐述。然而，实施方式本身、优选使用方式及其另外的目的和优点将参考结合附图阅读的以下详细描述而被最佳地理解。
图1是根据一个示例实施方式的飞行器的立体图；
图2是根据一个示例实施方式图1中的飞行器处于收起位置的立体图；
图3是根据一个示例实施方式的飞行器的侧视图；
图4是一个示例实施方式的机身102以及稳定翼140和142的横截面示意图；
图5是根据一个示例实施方式的飞行器的侧视图；
图6是根据一个示例实施方式的飞行器的尾翼的俯视图；
图7是根据一个示例实施方式的飞行器的尾翼的俯视图；以及
图8是根据一个示例实施方式的飞行器的尾翼的俯视图。
具体实施方式
下面对设备和方法的说明性实施方式进行描述。为了清楚起见，本说明书中可能没有描述实际实施方案的所有特征。显然应当理解的是，在任何这样的实际实施方式的开发中都必须做出许多具体的实施决定来实现开发者的特定目标，例如遵从系统相关和商业相关的约束，这些约束随实施方案的不同而不同。此外，应当理解的是，这样的开发工作可能是复杂且耗时的，但仍然会是受益于本公开内容的本领域普通技术人员的常规任务。
在本说明书中，在描述附图中的装置时，可以参考各个部件之间的空间关系以及部件的各个方面的空间取向。然而，如本领域技术人员在完整阅读本申请之后将认识到的，本文中所描述的装置、构件、设备等可以以任何期望的取向定位。因此，由于本文中所描述的装置可以以任何期望的方向定向，因而使用诸如“上方”、“下方”、“上”、“下”或其他类似术语来描述各个部件之间的空间关系或描述这些部件的各方面的空间取向应当分别被理解成描述部件之间的相对关系或这些部件的各方面的空间取向。
本文中的附图示出了形成三维参考系XYZ的三个相互正交的方向X、Y和Z。纵向轴线“X”20对应于沿前后方向延伸穿过有翼飞行器100的中央部的滚转轴线。被认为是“横向的”的水平轴线“Y”30垂直于纵向轴线20并沿左右方向延伸。水平轴线30对应于有翼飞行器100固有的俯仰轴线(也被称为控制俯仰轴线或“CPA”)。X-Y平面被认为是“水平的”。竖向轴线“Z”40是有翼飞行器100固有的沿上下方向延伸的偏航轴线。竖向轴线40相对于X-Y轴垂直地定向。贯穿所示附图，本发明的对应特征用相同的附图标记表示。
根据图1，有翼飞行器100包括作为机身102的中央主体。机身102从机身前端部104沿着纵向轴线20延伸至机身后端部106。在实施方式中，机身102中包含有机舱。机身前端部104指向飞行器100的向前方向。机身包括顶表面107、底表面108、第一侧表面110和第二侧表面112。有翼飞行器100没有常规的尾翼。
机身102上定位有提供升力的可折叠主翼120。可折叠主翼120在飞行位置中大致垂直于机身102的纵向轴线20。可折叠主翼120包括一对固定主翼122和124，所述一对固定主翼122和124连接至设置在机身102的顶表面107上的可旋转毂部区域126。固定主翼122和124是内侧机翼，并且可以结合到具有或不具有外侧机翼的各种飞行器构型中。此外，在另一实施方式中，主翼122和124可以与有翼飞行器100的无人驾驶方案一起使用。在其他实施方式中，有翼飞行器100是倾转旋翼飞行器，该倾转旋翼飞行器在主翼122的外侧端部和主翼124的外侧端部中的每一者处均具有旋翼和短舱。
每个机翼122和124分别包括推进系统130和132。推进系统130和132各自分别包括多个旋翼桨叶134和136，所述多个旋翼桨叶134和136通过连接至跨翼传动轴的发动机和齿轮箱来控制。在实施方式中，传动轴是从推进系统130延伸至推进系统132的一个连续传动轴。在另一实施方式中，传动轴由位于机身102中的齿轮箱分开。在飞行模式期间，推进系统130和132提供向前推力，其中，升力由机翼122和124提供。在一个实施方式中，飞行器可以包括至少一个机身安装的齿轮箱和发动机以向机身安装的推进系统提供动力。
图2和图3示出了可折叠主翼120处于收起位置的示例性实施方式。为了存放，可折叠主翼120从飞行模式取向旋转至存放位置或收起位置，在飞行模式取向上，主翼120大致垂直于纵向轴线20，在存放位置或收起位置中，可折叠主翼120大致平行于机身120的纵向轴线20。主翼120中的毂部126机械连接至设置在机身102的顶表面107中的旋转系统128。旋转系统128包括机翼枢转结构，该机翼枢转结构具有连接至机身102的以下各项中的至少一项：支承件、多个球面支承件、以及环形结构系统。在一个实施方式中，旋转系统128包括多个球面支承件以提供主翼120至机身102的连接。
在一个实施方式中，可折叠主翼120是连接至毂部126的所述一对固定翼122和124，所述一对固定翼122和124可以作为整体单元绕毂部126旋转以用于存放。在一个示例中，固定主翼122从飞行模式旋转至收起模式，并且固定主翼122在收起模式下设置在飞行器100的尾部部分127的上方。在另一示例中，固定翼124从飞行模式旋转至收起模式，并且固定翼124在收起模式下设置在飞行器100的前部部分129的上方。在又一示例中，固定翼122从飞行模式旋转至收起模式，并且固定翼122在收起模式下设置在飞行器的前部部分129的上方。在再一示例中，固定翼124从飞行模式旋转至收起模式，并且固定翼124在收起模式下设置在飞行器的尾部部分127的上方。另一实施方式提供的是，固定主翼122和124中的至少一个固定主翼从飞行模式旋转至收起模式。
在又一实施方式中，可折叠主翼120至少包括从飞行模式旋转至收起模式或者以其他方式移动至收起模式的可折叠部分。在一个实施方式中，可折叠部分包括主翼122和124的至少一个部段。在另一实施方式中，可折叠部分包括位于主翼122和124的末端端部上的以下可动部件中的至少一个可动部件：可折叠旋翼、可折叠挂架、可折叠发动机短舱、可折叠旋翼桨叶134、可折叠旋翼桨叶136、可折叠推进系统130和可折叠推进系统132。图2至图3示出了旋翼桨叶134和136在收起模式下平行于纵向轴线20并且向内定位成使得所有桨叶梢端都靠近毂部126。使得主翼120与机身一致的收起位置减小了有翼飞行器100在有限空间应用时、例如在船上操作或在机库中存放时的占用空间。
如图1至图3所示，有翼飞行器100包括一对稳定翼140和142以在飞行模式下使飞行器稳定并控制飞行器。稳定翼140和142中的每个稳定翼均具有从机身102向外且向下延伸的大致梯形形状。稳定翼140和142布置在机身102的在水平X-Y平面中的相反两侧，并且稳定翼140和142分别安装在主翼122与机身后端部106之间以及主翼124与机身后端部106之间。在一个实施方式中，稳定翼140和142是一对尾部机翼或尾翼。
稳定翼140和142仅连接至机身102或直接连接至机身102。特别地，稳定翼140和142并不设置在从机身102延伸的方向舵或其他尾部部分127上；稳定翼140和142分别直接连接至机身102的第一侧表面110和第二侧表面112。由于有翼飞行器100没有竖向延伸超出机身102的常规尾翼，因而可折叠主翼120的一部分可以在不受妨碍且没有尾翼折叠机构的情况下直接经过飞行器100的尾部部分127和后端部106的顶部。
稳定翼140与稳定翼142基本对称；因此，出于提高效率的目的，将仅对关于稳定翼140的某些特征进行公开。然而，本领域普通技术人员将基于本文中对稳定翼140的公开内容而完全领会对稳定翼142的理解。
稳定翼140具有下反角表面或向下倾斜的表面。如图1至图4中分别示出的，稳定翼140具有上表面144、下表面146、前缘148、后缘150、根部端部152、以及外端部或梢部端部154。
如图4所示，稳定翼140在机翼140的位于上表面144与下表面146之间的中央部处具有相应的机翼基准平面170。机翼基准平面170与竖向轴线40在水平轴线30以下相交以形成角度A。角度A为约20度至小于90度。在另一实施方式中，角度A为约30度至约45度。在又一实施方式中，角度A是锐角。在再一实施方式中，机翼基准平面170在水平轴线30以下以一定角度定向。
在一个实施方式中，机翼基准平面170、上表面144和下表面146中的至少一者具有下反角取向。
在另一实施方式中，稳定翼根部端部152位于Y轴线30的下方，其中，Y轴线30定位成与机身102相交。在示例性实施方式中，稳定翼140的根部端部152完全位于机身102的侧表面110和112中的至少一个侧表面的下半部中。在另一实施方式中，根部端部152的至少一部分位于机身102的侧表面110和112中的至少一个侧表面的下半部中。在另一示例性实施方式中，根部端部152完全位于机身102的顶表面107的下方。在另一实施方式中，根部端部152的至少一部分位于机身102的顶表面107的下方。
与具有包含垂直尾翼部段或方向舵的常规尾翼的飞机相比，由于稳定翼140和142呈向下取向或反向取向，因而飞行器100的后端部106是较低且较短的，并且飞行器100的尾部部分127总体上是较低且较短的。飞行器100的较低的后端部106和尾部部分127允许折叠主翼120旋转至如图2和图3所示的折叠收起位置。此外，与具有常规尾翼的飞行器相比，由于尾部部分127比常规尾翼短，因而有翼飞行器100在收起模式下的占用空间较小。在具有常规尾翼的飞行器中，当可折叠主翼120旋转至收起位置时，垂直尾翼表面会妨碍可折叠主翼120，这需要折叠垂直尾翼表面的方法或需要延长的尾部部分以避开旋转机翼。
实施方式提供的是，机身102以及稳定翼140和142中的至少一者不被折叠、不可折叠或不能被折叠处于收起位置。
稳定翼140和后起落架160的取向和位置为在具有有限长度的跑道上、例如在航空母舰上进行着陆提供离地间隙。在一个实施方式中，后起落架160位于飞行器的尾部部分127的底表面108上。在另一实施方式中，后起落架160设置成邻近稳定翼140。后缘150与外端部154的交点为离地间隙点155，该离地间隙点155大体上位于机身106的后端部106附近，并且提供足够的离地间隙以进行着陆。
在一个实施方式中，离地间隙点155位于与地面和后起落架160相交的间隙平面162上。地平面164是针对如图3所示的地表面的X-Y平面。间隙平面162与地平面164相交以形成角度B。角度B为约40度至约15度。在另一实施方式中，角度B为约30度至约20度。
稳定翼140和142可以分别包括控制系统。控制系统可以是下述控制表面，该控制表面在后缘150处以可移动的方式安装在稳定翼140上以用于控制俯仰、偏航和滚转，从而提供方向的稳定和控制。控制表面可以结合到稳定翼140中，控制表面例如但不限于升降舵、方向舵或方向升降舵。
图5是稳定翼140和142的示例。稳定翼140和142的某些部件如上文关于有翼飞行器100所述。这些部件具有与稳定翼140和142的部件相似但是以“2”开头而非以“1”开头的附图标记。稳定翼240和242布置在机身202的在水平X-Y平面中的相反两侧，并且稳定翼240和242分别安装在机身前端部204与主翼222之间以及机身前端部204与主翼224之间。在另一实施方式中，如图5所示，稳定翼240和242分别安装在机身前端部204与毂部226之间。在实施方式中，稳定翼240和242是一对前翼。
图6是稳定翼140和142的另一示例。稳定翼140和142的某些部件如上文关于有翼飞行器100所述。这些部件具有与稳定翼140和142的部件相似但是以“3”开头而非以“1”开头的附图标记。前缘348和后缘350是后掠的，并且前缘348和后缘350各自具有渐缩角取向。在另一实施方式中，前缘348和后缘350中的至少一者是后掠的。
图7是稳定翼140和142的又一示例。稳定翼140和142的某些部件如上文关于有翼飞行器100所述。这些部件具有与稳定翼140和142的部件相似但是以“4”开头而非以“1”开头的附图标记。前缘448是后掠的，后缘450是前掠的，并且前缘448和后缘450各自具有渐缩角取向。在一个实施方式中，前缘448和后缘450中的至少一者是前掠的。
图8是稳定翼140和142的再一示例。稳定翼140和142的某些部件如上文关于有翼飞行器100所述。这些部件具有与稳定翼140和142的部件相似但是以“5”开头而非以“1”开头的附图标记。前缘548和后缘550具有大致矩形形状而不沿特定方向倾掠。
与其他可折叠飞行器相比，本文中所描述的具有下反角稳定翼的可折叠飞行器的说明性实施方式可以有利地提供以下优点中的至少一个优点：由于没有垂直尾翼部段和尾翼折叠机构而使飞行器较轻；由于尾翼较短而使占用空间较小；以及由于没有常规的垂直尾翼部段而减少了可能被雷达波截获的表面的数目。
公开了至少一个实施方式，并且由本领域普通技术人员做出的实施方式和/或实施方式的特征的变型、组合和/或改型均在本公开的范围内。通过对实施方式的特征进行组合、结合和/或省略而产生的替代性实施方式也在本公开的范围内。在明确指出数值范围或限制的情况下，这些明确的范围或限制应当被理解为包括落入明确指出的范围或限制内的同等量值的迭代范围或限制(例如，从约1至约10包括2、3、4等；大于0.10包括0.11、0.12、0.13等)。例如，每当公开具有下限Rl和上限Ru的数值范围时，落入该范围内的任何数值也被明确公开。特别地，在该范围内的以下数值被明确公开：R＝Rl+k*(Ru-Rl)，其中，k是从1％至100％范围内的变量，该变量的增量为1％，即，k为1％、2％、3％、4％、5％、……、50％、51％、52％、……、95％、96％、97％、98％、99％或100％。除非另有说明，否则术语“约”应意指随后的值加减5％。此外，由如上文中定义的两个R数值限定的任何数值范围也被明确公开。对于权利要求中的任何元件来说，术语“可选地”的使用意指：该元件是必需的，替代性地，该元件不是必需的，这两种替代方案均在该权利要求的范围内。诸如“包括”、“包含”和“具有”之类的开放式术语的使用应当理解成为诸如“由……组成”、“基本上由……组成”和“大体上由……组成”之类的封闭式术语提供支持。因此，保护范围不受上述说明书的限制，而是由所附权利要求限定，该范围包括权利要求的主题的所有等同物。每一项权利要求均作为进一步的公开内容并入说明书中，并且权利要求是本发明的实施方式。

Claims (20)

1.一种飞行器，包括：
机身，所述机身具有延伸穿过机身前端部和机身后端部的纵向轴线；
可折叠的机翼，所述可折叠的机翼位于所述机身上，并且所述可折叠的机翼能够在所述机翼大致垂直于所述纵向轴线的飞行位置与所述机翼大致平行于所述纵向轴线的收起位置之间移动；以及
一对稳定翼，所述一对稳定翼设置在所述机身上并且具有下反角取向。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述可折叠的机翼包括毂部区域和一对固定主翼，所述毂部区域连接至所述机身和所述一对固定主翼。
3.根据权利要求2所述的飞行器，其中，所述固定主翼中的每个固定主翼在所述固定主翼的末端端部上具有可折叠部分。
4.根据权利要求3所述的飞行器，其中，所述可折叠部分具有可折叠的旋翼桨叶。
5.根据权利要求2所述的飞行器，其中，所述机身具有尾部部分，所述一对稳定翼设置在所述机身的所述尾部部分上。
6.根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述稳定翼中的每个稳定翼均是不可折叠的。
7.根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述稳定翼中的每个稳定翼基本上呈梯形形状。
8.根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述稳定翼中的每个稳定翼均具有控制系统。
9.根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述固定主翼中的一个固定主翼在处于所述收起位置时位于所述尾部部分的上方。
10.根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述尾部部分具有起落架，并且每个稳定翼均具有根部端部，所述后起落架靠近所述稳定翼的所述根部端部以在着陆和起飞期间提供离地间隙。
11.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述机身具有水平轴线和竖向轴线，并且每个稳定翼均具有机翼基准平面，所述机翼基准平面与所述竖向轴线在所述水平轴线以下相交以形成角度A。
12.根据权利要求11所述的飞行器，其中，所述角度A为约20度至小于约90度。
13.根据权利要求12所述的飞行器，其中，所述角度A为约30度至约45度。
14.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述机身具有第一侧表面，并且稳定翼具有根部端部，其中，所述根部端部的至少一部分位于所述第一侧表面的下半部上。
15.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述机身具有前部部分，所述一对稳定翼设置在所述机身的所述前部部分上。
16.根据权利要求15所述的飞行器，其中，所述一对稳定翼是不可折叠的。
17.根据权利要求15所述的飞行器，其中，所述稳定翼中的每个稳定翼基本上呈梯形形状。
18.根据权利要求15所述的飞行器，其中，所述固定主翼中的一个固定主翼在处于所述收起位置时位于所述机身的所述前部部分的上方。
19.根据权利要求15所述的飞行器，其中，所述稳定翼中的每个稳定翼均具有控制系统。
20.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述稳定翼中的每个稳定翼均具有大致矩形形状。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113665306A (zh) * 2021-10-25 2021-11-19 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种跨介质飞行器水空两用尾翼
CN114013231A (zh) * 2021-11-25 2022-02-08 广东汇天航空航天科技有限公司 螺旋桨固定装置及飞行设备

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20190351994A1 (en) * 2018-05-16 2019-11-21 Richard Michael Truhill Retractable aircraft control surface
US10858094B2 (en) * 2018-07-09 2020-12-08 Bell Helicopter Textron Inc. Method of blade fold for tiltrotor aircraft
DE102019003739B3 (de) 2019-05-24 2020-06-18 Friedrich Grimm Flugzeug mit einem Faltsystem
EP3838752B1 (en) 2019-12-17 2022-04-27 LEONARDO S.p.A. Convertiplane and associated folding method
CN111688913B (zh) * 2020-05-26 2023-02-17 哈尔滨工业大学 一种双驱动可变展长与上下反角的机翼

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB432245A (en) * 1933-10-18 1935-07-18 Asboth Oscar Improvements in aircraft of the helicopter type
DE2901115A1 (de) * 1979-01-12 1980-07-24 Erwin Foell Flaechenschrauber
US4691878A (en) * 1985-11-06 1987-09-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Tilt-rotor wing fold mechanism and method
US5118052A (en) * 1987-11-02 1992-06-02 Albert Alvarez Calderon F Variable geometry RPV
US4998689A (en) * 1989-07-14 1991-03-12 Rockwell International Corporation 90 degree rotation aircraft wing
US5337974A (en) 1992-04-15 1994-08-16 The Boeing Company Wing pivot structure
US6224012B1 (en) * 1998-12-30 2001-05-01 Donald H. Wooley Roadable aircraft combined vehicle for practical use
EP2242684B1 (en) * 2008-02-13 2014-10-15 Bell Helicopter Textron Inc. Rotorcraft with variable incident wing
FR2929243B1 (fr) * 2008-03-25 2010-04-23 Eurocopter France Helicoptere hybride rapide a grande distance franchissable
US20110226174A1 (en) * 2008-06-16 2011-09-22 Aurora Flight Sciences Corporation Combined submersible vessel and unmanned aerial vehicle
US8387913B2 (en) 2010-08-12 2013-03-05 Abe Karem Compact aircraft wing folding systems and methods
GB2488552B (en) * 2011-03-01 2017-06-21 James Roberts Jonathan Short landing air vehicle
SK6347Y1 (en) * 2011-08-30 2013-01-02 Aeromobil Sro Method of transformation of hybrid vehicles for land and air and hybrid vehicle
EP3204246B1 (en) * 2014-10-08 2019-06-05 AeroMobil, s.r.o. Wing central panel of hybrid transportation vehicle for the ground and the air
US11117649B2 (en) * 2015-11-11 2021-09-14 Area-I Inc. Foldable propeller blade with locking mechanism
US10167080B2 (en) * 2016-09-19 2019-01-01 Bell Helicopter Textron Inc. Storage modes for tiltrotor aircraft

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113665306A (zh) * 2021-10-25 2021-11-19 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种跨介质飞行器水空两用尾翼
CN114013231A (zh) * 2021-11-25 2022-02-08 广东汇天航空航天科技有限公司 螺旋桨固定装置及飞行设备
CN114013231B (zh) * 2021-11-25 2023-04-18 广东汇天航空航天科技有限公司 螺旋桨固定装置及飞行设备

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