RU2013122992A - Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета - Google Patents

Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета Download PDF

Info

Publication number
RU2013122992A
RU2013122992A RU2013122992/11A RU2013122992A RU2013122992A RU 2013122992 A RU2013122992 A RU 2013122992A RU 2013122992/11 A RU2013122992/11 A RU 2013122992/11A RU 2013122992 A RU2013122992 A RU 2013122992A RU 2013122992 A RU2013122992 A RU 2013122992A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
rotor
lifting force
wings
equal
Prior art date
Application number
RU2013122992/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2551703C2 (ru
Inventor
Поль ЭГЛЕН
Original Assignee
Эйрбас Хеликоптерс
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 Эйрбас Хеликоптерс filed Critical Эйрбас Хеликоптерс
Publication of RU2013122992A publication Critical patent/RU2013122992A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2551703C2 publication Critical patent/RU2551703C2/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/56—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated
    • B64C27/57—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated automatic or condition responsive, e.g. responsive to rotor speed, torque or thrust
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • 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
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

1. Способ управления летательным аппаратом (1) с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, содержащим:- фюзеляж (2),- по меньшей мере, один несущий винт (3), оборудованный множеством лопастей (31),- по меньшей мере, один тяговый винт (4) изменяемого шага,- по меньшей мере, два полукрыла (11, 11'), расположенных с одной и другой стороны фюзеляжа (2),- аэродинамическое средство упомянутого летательного аппарата (1), содержащее, по меньшей мере, один подвижный закрылок (12, 12') на каждом полукрыле (11, 11') и, по меньшей мере, одну систему привода упомянутых закрылков (12, 12'),- по меньшей мере, одно горизонтальное оперение (20), расположенное на конце упомянутого летательного аппарата (1), при этом упомянутое горизонтальное оперение (20) содержит, по меньшей мере, одну подвижную поверхность (21, 21'), и- по меньшей мере, одну силовую установку (2), приводящую во вращение упомянутый несущий винт (3) и каждый тяговый винт (4),во время которого- определяют общую подъемную силу летательного аппарата (1), учитывая, что упомянутая общая подъемная сила противодействует весу упомянутого летательного аппарата (1), и- регулируют подъемную силу каждого полукрыла (11, 11'), действуя на упомянутую систему привода упомянутых закрылков (12, 12') таким образом, чтобы упомянутая подъемная сила упомянутых полукрыльев (11, 11') была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы упомянутого летательного аппарата (1) во время устойчивой фазы полета, при этом разность подъемной силы между упомянутыми полукрыльями (11, 11') позволяет компенсировать влияние упомянутого несущего винта (3) на упомянутые полукрылья (11, 11').2. Способ по п. 1, отличающийся

Claims (18)

1. Способ управления летательным аппаратом (1) с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, содержащим:
- фюзеляж (2),
- по меньшей мере, один несущий винт (3), оборудованный множеством лопастей (31),
- по меньшей мере, один тяговый винт (4) изменяемого шага,
- по меньшей мере, два полукрыла (11, 11'), расположенных с одной и другой стороны фюзеляжа (2),
- аэродинамическое средство упомянутого летательного аппарата (1), содержащее, по меньшей мере, один подвижный закрылок (12, 12') на каждом полукрыле (11, 11') и, по меньшей мере, одну систему привода упомянутых закрылков (12, 12'),
- по меньшей мере, одно горизонтальное оперение (20), расположенное на конце упомянутого летательного аппарата (1), при этом упомянутое горизонтальное оперение (20) содержит, по меньшей мере, одну подвижную поверхность (21, 21'), и
- по меньшей мере, одну силовую установку (2), приводящую во вращение упомянутый несущий винт (3) и каждый тяговый винт (4),
во время которого
- определяют общую подъемную силу летательного аппарата (1), учитывая, что упомянутая общая подъемная сила противодействует весу упомянутого летательного аппарата (1), и
- регулируют подъемную силу каждого полукрыла (11, 11'), действуя на упомянутую систему привода упомянутых закрылков (12, 12') таким образом, чтобы упомянутая подъемная сила упомянутых полукрыльев (11, 11') была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы упомянутого летательного аппарата (1) во время устойчивой фазы полета, при этом разность подъемной силы между упомянутыми полукрыльями (11, 11') позволяет компенсировать влияние упомянутого несущего винта (3) на упомянутые полукрылья (11, 11').
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что упомянутая подъемная сила упомянутых полукрыльев (11, 11') равна 40% общей подъемной силы упомянутого летательного аппарата (1).
3. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что упомянутый вес упомянутого летательного аппарата (1) определяют на основании расхода топлива упомянутой силовой установки (5).
4. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что упомянутую подъемную силу упомянутых полукрыльев (11, 11') определяют при помощи следующего отношения: Z a i l e = 1 / 2. ρ . T A S 2 . S . C z ¯
Figure 00000001
 ,
где “Zaile” обозначает упомянутую подъемную силу упомянутых двух полукрыльев (11, 11'),
“ρ” обозначает объемную массу воздуха в условиях полета,
“TAS” обозначает скорость движения упомянутого летательного аппарата (1),
“S” обозначает общую площадь двух полукрыльев (11, 11'),
“ C z ¯
Figure 00000002
 ” обозначает коэффициент средней подъемной силы двух полукрыльев (11, 11'), который зависит от аэродинамического угла атаки α упомянутых полукрыльев (11, 11') при α=αfus + αInteraction,
“αfus” обозначает аэродинамический угол атаки упомянутого летательного аппарата (1), определяемый как: α f u s = θ − A r c sin ( V z / T A S )
Figure 00000003
 ,
“αInteraction” обозначает поправку угла атаки упомянутых полукрыльев (11, 11'),
“Vz” обозначает вертикальную скорость воздуха относительно упомянутого летательного аппарата (1),
“θ” обозначает продольное пространственное положение упомянутого летательного аппарата (1), и
“.” обозначает знак умножения,
затем регулируют упомянутую подъемную силу упомянутых полукрыльев (11, 11') таким образом, чтобы упомянутая подъемная сила упомянутых полукрыльев (11, 11') была равна первой заранее определенной процентной части упомянутой общей подъемной силы упомянутого летательного аппарата (1).
5. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что, поскольку упомянутый несущий винт (3) приводят в действие от главного редуктора (6), соединенного с упомянутым фюзеляжем при помощи множества крепежных штанг (7), измеряют усилия на упомянутых крепежных штангах (7), определяют подъемную силу упомянутого несущего винта (3) на основании измерений упомянутых усилий на упомянутых крепежных штангах (7), затем регулируют подъемную силу упомянутых полукрыльев (11, 11') таким образом, чтобы упомянутая подъемная сила упомянутого несущего винта (3) была равна второй заранее определенной процентной части упомянутой общей подъемной силы летательного аппарата (1), при этом сумма упомянутой первой заранее определенной процентной части и упомянутой второй заранее определенной процентной части равна 100%.
6. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что упомянутую подъемную силу упомянутых полукрыльев (11, 11') регулируют, когда:
- угол крена упомянутого летательного аппарата (1) меньше 10°,
- скорость движения TAS упомянутого летательного аппарата (1) превышает 50 узлов, и
- не обнаружено никакого действия на средства управления упомянутого летательного аппарата (1).
7. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что определяют упомянутую разность подъемной силы между упомянутыми двумя полукрыльями (11, 11'), чтобы компенсировать упомянутое влияние упомянутого несущего винта (3) на упомянутые полукрылья (11, 11').
8. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что определяют заданный боковой циклический шаг таким образом, чтобы упомянутая разность подъемной силы между упомянутыми двумя полукрыльями (11, 11') позволяла, чтобы боковой циклический шаг упомянутых лопастей упомянутого несущего винта (3) был равен упомянутому заданному боковому циклическому шагу.
9. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что определяют заданный момент бокового изгиба таким образом, чтобы упомянутая разность подъемной силы между упомянутыми двумя полукрыльями (11, 11') позволяла, чтобы момент бокового изгиба стойки упомянутого несущего винта (3) был равен упомянутому заданному моменту бокового изгиба.
10. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что подъемную силу упомянутого горизонтального оперения (20) регулируют, действуя на средство привода каждой подвижной поверхности (21, 21'), таким образом, чтобы продольный циклический шаг упомянутых лопастей упомянутого несущего винта (3) был равен заданному продольному циклическому шагу.
11. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что подъемную силу упомянутого горизонтального оперения (20) регулируют, действуя на средство привода каждой подвижной поверхности (21, 21'), таким образом, чтобы мощность упомянутого несущего винта (3) была равна заданной мощности во время упомянутой устойчивой фазы полета.
12. Способ по п. 11, отличающийся тем, что упомянутая заданная мощность упомянутого несущего винта (3) в устойчивой фазе полета соответствует значению, составляющему от 20 до 40% мощности упомянутого несущего винта (3) во время режима висения упомянутого летательного аппарата (1).
13. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что подъемную силу упомянутого горизонтального оперения (20) регулируют, действуя на средство привода каждой подвижной поверхности (21, 21'), таким образом, чтобы момент продольного изгиба стойки упомянутого несущего винта (3) был равен заданному моменту продольного изгиба во время упомянутой устойчивой фазы полета.
14. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что одновременно определяют:
- продольный циклический шаг упомянутых лопастей упомянутого несущего винта (3) таким образом, чтобы продольно ей пространственное положение упомянутого летательного аппарата (1) было равно заданному продольному пространственному положению,
- общий шаг упомянутых лопастей упомянутого несущего винта (3) таким образом, чтобы высота полета упомянутого летательного аппарата (1) была равна заданной высоте полета или чтобы угол атаки упомянутого летательного аппарата (1) был равен заданному углу атаки,
- боковой циклический шаг упомянутых лопастей упомянутого несущего винта (3) таким образом, чтобы боковое пространственное положение упомянутого летательного аппарата (1) было равно заданному боковому пространственному положению,
- подъемную силу упомянутого горизонтального оперения (20) таким образом, чтобы мощность упомянутого несущего винта (3) была равна объективной мощности,
- подъемную силу упомянутых полукрыльев (11, 11'), соответствующую упомянутой первой заранее определенной процентной части упомянутой общей подъемной силы упомянутого летательного аппарата (1),
- разность подъемной силы между каждым полукрылом (11, 11'), чтобы компенсировать асимметрию угла атаки, создаваемую упомянутым несущим винтом (3) между упомянутыми полукрыльями (11, 11').
15. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что на средстве (40) визуализации упомянутого летательного аппарата (1) отображают информацию, касающуюся упомянутой подъемной силы упомянутого несущего винта (3) и упомянутой заданной подъемной силы упомянутого несущего винта (3), по меньшей мере, одну информацию, касающуюся упомянутых закрылков (12, 12'), и, по меньшей мере, одну информацию, касающуюся упомянутого горизонтального оперения (20).
16. Летательный аппарат (1) с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, содержащий:
- фюзеляж (2),
- по меньшей мере, один несущий винт (3), оборудованный множеством лопастей (31),
- по меньшей мере, один тяговый винт (4) изменяемого шага,
- по меньшей мере, одно горизонтальное оперение (20), расположенное на конце упомянутого летательного аппарата (1) и содержащее, по меньшей мере, одну подвижную поверхность (21, 21'),
- по меньшей мере, два полукрыла (11, 11'), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа (2), по меньшей мере, одно аэродинамическое средство, предназначенное для изменения подъемной силы упомянутых двух полукрыльев (11, 11'), при этом упомянутое аэродинамическое средство содержит, по меньшей мере, один подвижный закрылок (12, 12') на каждом полукрыле (11, 11') и, по меньшей мере, одну систему привода упомянутых закрылков (12, 12'), и
- по меньшей мере, одну силовую установку (2), приводящую в действие упомянутый несущий винт (3) и упомянутый тяговый винт (4),
отличающийся тем, что упомянутая система привода позволяет приводить в движение каждый закрылок (12, 12') для регулирования подъемной силы упомянутых полукрыльев (11, 11') таким образом, чтобы упомянутая подъемная сила упомянутых полукрыльев (11, 11') была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы упомянутого летательного аппарата (1) во время устойчивой фазы полета, при этом разность подъемной силы между упомянутыми полукрыльями (11, 11') позволяет компенсировать влияние упомянутого несущего винта (3) на упомянутые полукрылья (11, 11').
17. Летательный аппарат по п. 16, отличающийся тем, что упомянутое средство привода упомянутой подвижной поверхности (21, 21') позволяет регулировать подъемную силу упомянутого горизонтального оперения (20) таким образом, чтобы мощность упомянутого несущего винта (3) была равна заданной мощности.
18. Летательный аппарат по любому из пп. 16-17, отличающийся тем, что содержит средство (40) визуализации, отображающее:
- информацию, касающуюся упомянутой подъемной силы упомянутого несущего винта (3) и упомянутой заданной подъемной силы упомянутого несущего винта (3), соответствующей второй заранее определенной процентной части упомянутой общей подъемной силы летательного аппарата (1), при этом сумма упомянутой первой заранее определенной процентной части и упомянутой второй заранее определенной процентной части равна 100%,
- по меньшей мере, одну информацию, касающуюся упомянутых закрылков (12, 12'),
- активированный режим работы упомянутых закрылков (12, 12'),
- по меньшей мере, одну информацию, касающуюся упомянутого горизонтального оперения (20),
- активированный режим работы упомянутого горизонтального оперения (20).
RU2013122992/11A 2012-05-21 2013-05-20 Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета RU2551703C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1201434 2012-05-21
FR1201434A FR2990685B1 (fr) 2012-05-21 2012-05-21 Procede de commande des volets d'ailes et de l'empennage horizontal d'un helicoptere hybride

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013122992A true RU2013122992A (ru) 2014-11-27
RU2551703C2 RU2551703C2 (ru) 2015-05-27

Family

ID=48407409

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013122992/11A RU2551703C2 (ru) 2012-05-21 2013-05-20 Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9085352B2 (ru)
EP (1) EP2666718B1 (ru)
CN (1) CN103419932B (ru)
CA (1) CA2817151C (ru)
FR (1) FR2990685B1 (ru)
RU (1) RU2551703C2 (ru)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2977948B1 (fr) * 2011-07-12 2014-11-07 Eurocopter France Procede de pilotage automatique d'un aeronef a voilure tournante comprenant au moins une helice propulsive, dispositif de pilotage automatique et aeronef
EP3197772A4 (en) * 2014-09-25 2018-02-21 Sikorsky Aircraft Corporation Feed-forward compensation for gyroscopic loads in a coaxial rotor
GB2530578A (en) 2014-09-29 2016-03-30 Airbus Operations Ltd Interface for control of a foldable wing on an aircraft
US20170267338A1 (en) 2014-10-01 2017-09-21 Sikorsky Aircraft Corporation Acoustic signature variation of aircraft utilizing a clutch
US10822076B2 (en) 2014-10-01 2020-11-03 Sikorsky Aircraft Corporation Dual rotor, rotary wing aircraft
FR3038882B1 (fr) * 2015-07-16 2018-03-23 Airbus Helicopters Aeronef combine muni d'un dispositif anticouple complementaire
AT518116B1 (de) * 2015-12-30 2019-05-15 Cyclotech Gmbh Fluggerät
US10526077B2 (en) * 2016-05-11 2020-01-07 Sikorsky Aircraft Corporation Multi-objective control system with control allocation
US11174016B2 (en) * 2018-05-03 2021-11-16 Jaunt Air Mobility, Llc Compound rotorcraft with propeller
CN108803643B (zh) * 2018-06-19 2021-08-20 成都纵横自动化技术股份有限公司 飞行控制方法、装置、飞行控制器及复合翼飞行器
FR3108093B1 (fr) * 2020-03-16 2022-02-18 Airbus Helicopters Procédé d’ajustement automatique d’une portance d’un giravion hybride et un giravion hybride associé
CN111470039B (zh) * 2020-05-04 2022-09-13 西北工业大学 一种适用于具有阶梯式桨毂的重载型旋转机翼飞机的旋翼控制系统
FR3110545B1 (fr) 2020-05-20 2022-04-29 Airbus Helicopters Procédé d’optimisation d’une consommation d’énergie d’un hélicoptère hybride en vol en palier
CN112124570A (zh) * 2020-09-25 2020-12-25 成都纵横自动化技术股份有限公司 一种飞行器起飞控制方法、装置、飞行器和存储介质
FR3117447B1 (fr) 2020-12-10 2022-11-04 Airbus Helicopters Procédé de pilotage d’un hélicoptère hybride ayant une cellule maintenue à incidence constante par régulation d’une position d’au moins un plan mobile d’empennage
CN114200952B (zh) * 2021-10-20 2024-03-22 西安羚控电子科技有限公司 一种固定翼无人机的下降飞行试验系统及方法
CN113772115B (zh) * 2021-11-12 2022-02-11 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机后置式平尾舵面偏角控制的设计方法

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6885917B2 (en) * 2002-11-07 2005-04-26 The Boeing Company Enhanced flight control systems and methods for a jet powered tri-mode aircraft
US20050151001A1 (en) 2003-07-02 2005-07-14 Loper Arthur W. Compound helicopter
DE102004018790B4 (de) 2004-04-15 2010-05-06 Henkel Ag & Co. Kgaa Wasserlöslich umhüllte Bleichmittelteilchen
US7438259B1 (en) * 2006-08-16 2008-10-21 Piasecki Aircraft Corporation Compound aircraft control system and method
FR2916420B1 (fr) * 2007-05-22 2009-08-28 Eurocopter France Helicoptere hybride rapide a grande distance franchissable avec controle de l'assiette longitudinale.
FR2916419B1 (fr) * 2007-05-22 2010-04-23 Eurocopter France Helicoptere hybride rapide a grande distance franchissable et rotor de sustentation optimise.
FR2959205B1 (fr) * 2010-04-27 2012-04-13 Eurocopter France Procede de commande et de regulation de l'angle de braquage d'un empennage d'helicoptere hybride
TWI538852B (zh) * 2011-07-19 2016-06-21 季航空股份有限公司 個人飛機
RU110715U1 (ru) * 2011-07-22 2011-11-27 Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" Скоростной комбинированный вертолет

Also Published As

Publication number Publication date
EP2666718B1 (fr) 2021-07-21
RU2551703C2 (ru) 2015-05-27
CN103419932A (zh) 2013-12-04
EP2666718A1 (fr) 2013-11-27
CA2817151C (fr) 2015-10-06
US20140084106A1 (en) 2014-03-27
FR2990685A1 (fr) 2013-11-22
CN103419932B (zh) 2015-12-02
FR2990685B1 (fr) 2014-11-21
CA2817151A1 (fr) 2013-11-21
US9085352B2 (en) 2015-07-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013122992A (ru) Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета
RU2013122993A (ru) Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета
CN101844618B (zh) 优化旋翼飞行器机身两侧推进螺旋桨的工作的方法和装置
Send et al. Artificial hinged-wing bird with active torsion and partially linear kinematics
JP6782276B2 (ja) 空中で風力エネルギーを生産するためのグライダー
RU2445236C2 (ru) Скоростной гибридный вертолет с большим радиусом действия и оптимизированным подъемным несущим винтом
US20140361122A1 (en) System and method for airborne wind energy production
CN104443357B (zh) 用于前缘和后缘装置的控制接口
JP6112711B2 (ja) 電動推進系制御装置
RU2009142440A (ru) Скоростной гибридный вертолет с большим радиусом действия
CN207029551U (zh) 一种复合式倾转旋翼直升机
CN102417034B (zh) 横列式刚性旋翼桨叶直升机
EP3764189A1 (en) Takeoff / landing stability augmentation by active wind gust sensing
CN103287574A (zh) 一种飞机增升装置控制方法
CN105270614A (zh) 一种对称型八轴飞行器
RU146302U1 (ru) Скоростной комбинированный вертолет
CN101844617B (zh) 一种新构型的双横梁双螺桨直升机
WO2014088443A1 (ru) Соосный скоростной вертолет
CN102901513A (zh) 飞行辅助方法、飞行辅助装置以及飞行器
WO2016005954A1 (en) Remotely piloted aircraft
CN202481307U (zh) 四螺旋桨垂直起降飞机
CN111216881A (zh) 一种翼身融合倾转旋翼机
CN205131641U (zh) 一种对称型八轴飞行器
CN104002971B (zh) 一种四旋转扑翼飞行平台
RU2774495C1 (ru) Способ пилотирования гибридного вертолета, имеющего планер, удерживаемый с постоянным углом атаки посредством регулирования положения по меньшей мере одной подвижной плоскости оперения