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61. 发明申请

WO00012382A1 TWIN ENGINE AIRCRAFT 审中-公开
标题翻译：双发动机飞机
公开(公告)号：WO00012382A1
公开(公告)日：2000-03-09
申请号：PCT/US1999/018943
申请日：1999-08-19
IPC分类号： B64B1/16 , B64C1/00 , B64C5/02 , B64C5/06 , B64C15/02 , B64C23/00 , B64D27/02 , B64D27/20 , B64D29/04 , B64D33/02 , B64C1/16
CPC分类号： B64D27/16 , B64C1/00 , B64C5/02 , B64C5/06 , B64C23/00 , B64C2001/0045 , B64D27/02 , B64D27/20 , B64D29/04 , B64D33/02 , B64D2033/022 , B64D2033/0286
摘要： A jet aircraft has an elongated fuselage (12) with an intermediate section (16) of maximum lateral cross section, a generally conical aft fuselage section (18) of relatively smaller cross section and a single vertical stabilizer (20) extending upwardly from the aft fuselage section (18). The aircraft's propulsion engines (30, 32) are mounted on the vertical stabilizer (20) with the air inlets (38, 40) thereof spaced from the fuselage (18) and vertical stabilizer (20) yet disposed entirely within a rearward projection of the lateral cross section of the intermediate fuselage section (16) thereby to preclude the ingestion of foreign objects into the engines (30, 32) while minimizing the effect of boundary layer airflow.
摘要翻译：喷气飞机具有细长的机身（12），其具有最大横截面的中间部分（16），具有相对较小横截面的大体圆锥形后机身部分（18）和从后方向上延伸的单个垂直稳定器（20）机身部分（18）。飞行器的推进发动机（30,32）安装在垂直稳定器（20）上，其空气入口（38,40）与机身（18）和垂直稳定器（20）间隔开，并且完全设置在中间机身部分（16）的横截面，从而防止异物进入发动机（30,32），同时使边界层气流的影响最小化。

62. 发明申请

WO2022198285A1 "SUPERFÍCIE DE CONTROLE LONGITUDINAL DE AERONAVES, SISTEMA DE CONTROLE LONGITUDINAL PARA AERONAVES E AERONAVE" 审中-公开
公开(公告)号：WO2022198285A1
公开(公告)日：2022-09-29
申请号：PCT/BR2021/050124
申请日：2021-03-24
申请人： EMBRAER S.A.
发明人： DE CARVALHO, Bruno Javiel , PEREIRA, João Marcelo Souza , SCALABRIN, Leonardo Costa , DA SILVA, Thiago Felske
IPC分类号： B64D27/26 , B64D27/00 , B64C5/02 , B64C5/00 , B64C9/00 , B64C1/26
摘要： Descreve-se uma superfície de controle longitudinal (30) de aeronaves (10), particularmente aeronaves turboélices/propfan com motores (12) montados na porção traseira da fuselagem (11). Essa superfície de controle longitudinal (30) é posicionada na estrutura de ligação (20) do motor com a fuselagem. É descrito, ainda, um sistema de controle longitudinal para aeronaves (10) com motores (12) dispostos em uma porção traseira da fuselagem (11) próximos a uma cauda vertical, este sistema compreendendo meios de controle das superfícies de controle longitudinal (30) e das superfícies de comando (40) para distribuição do controle longitudinal e de estabilidade da aeronave entre as duas superfícies, e uma aeronave (10) compreendendo tal sistema.

63. 发明申请

WO2021255186A1 AVION POUR LA FORMATION AU PILOTAGE 审中-公开
公开(公告)号：WO2021255186A1
公开(公告)日：2021-12-23
申请号：PCT/EP2021/066452
申请日：2021-06-17
申请人： KABEYA MUADIAMVITA, David Alain
发明人： KABEYA MUADIAMVITA, David Alain
IPC分类号： B64C5/02 , B64C39/12 , B64D43/00 , G09B9/08 , G09B9/12
摘要： L'invention concerne notamment un avion pour la formation au pilotage, ledit avion comportant notamment un fuselage (1) qui s'étend suivant un axe longitudinal (D) de l'avion, ledit fuselage (1) comprenant une extrémité avant formant un nez d'avion (8) et une extrémité arrière, ledit avion (1) comportant une cabine de pilotage (2), une voilure (3), un train d'atterrissage (4), au moins un groupe turbopropulseur (5) et un empennage (6). L'avion comporte en outre deux becs canards (7) fixés au fuselage (1) en partie avant de l'avion, de part et d'autre du nez (8). L'empennage (6) comporte deux éléments (60) formant un V, symétriques par rapport audit axe longitudinal (D) de l'avion, et le groupe turbopropulseur (5) est situé au-dessus du fuselage (1) en amont dudit empennage (6) et dans un plan de symétrie comportant ledit axe longitudinal (D) de l'avion, entre les deux éléments (60) formant un V dudit empennage (6).

64. 发明申请

WO2021186411A1 HELICOPTER, HELICOPTER KIT AND ASSOCIATED RECONFIGURATION METHOD 审中-公开
公开(公告)号：WO2021186411A1
公开(公告)日：2021-09-23
申请号：PCT/IB2021/052324
申请日：2021-03-19
申请人： LEONARDO S.P.A.
发明人： MELONE, Stefano , CAMPANARDI, Gabriele , MEDICI, Luca , SCANDROGLIO, Alessandro , BIANCO MENGOTTI, Riccardo
IPC分类号： B64C5/02 , B64C27/04 , B64C27/82 , B64C39/06 , B64C3/14
摘要： A helicopter (1) is described comprising a fuselage (2) elongated along a first axis (X) and extending between a nose (6) and a tail boom (7); a tailplane (9) with a pair of first aerodynamic surfaces (11) elongated along a second axis (Y); the first and second axis (X, Y) define a first plane (Q); the helicopter (1) comprises a pair of elements (20) transversal to the first aerodynamic surfaces (11); and a pair of second aerodynamic surfaces (21) generating respective second aerodynamic forces, connected to first elements (20), and facing and spaced from respective first aerodynamic surfaces (11); each second aerodynamic surface (21) comprises one first root end (80) connected to the respective said element (20), a second free end (81) spaced from said tail boom (7), a first leading edge (55), a first trailing edge (56) opposite to said first leading edge (55), a first chord (C1) at said first root end (80) and a second chord (C2) at said second free end (81) parallel to said first axis (X); the first and the second chord (C1, C2) define a second plane (R) tilted with respect to said first plane (Q).

65. 发明申请

WO2019034843A1 ACTUATING SYSTEM 审中-公开
公开(公告)号：WO2019034843A1
公开(公告)日：2019-02-21
申请号：PCT/GB2018/052242
申请日：2018-08-06
申请人： BAE SYSTEMS plc
发明人： WHITE, Andrew, Charles
IPC分类号： B64C5/02 , B64C5/10 , B64C15/02
摘要： The present invention provides an actuating system, comprising:a rotatable member rotatable relative to a fixed member;at least one actuator coupled to the rotatable member and to the fixed member; and a planar control surface coupled to the rotatable member such that the control surface extends perpendicularly from the periphery of the rotatable member wherein, in use, when a first actuator is in a first configuration the rotatable member is rotated such that the planar control surface is arranged in a first position, and when the first actuator is in a second configuration the rotatable member is rotated such that the planar control surface rotates about the central axis of the rotatable member to be arranged in a second position. The present invention also provides a vehicle and a part for a vehicle having the actuating system, as well as a method of actuating a control surface for a vehicle.

66. 发明申请

WO2018103458A1 串翼无人机审中-公开
公开(公告)号：WO2018103458A1
公开(公告)日：2018-06-14
申请号：PCT/CN2017/106503
申请日：2017-10-17
申请人：北京京东尚科信息技术有限公司 , 北京京东世纪贸易有限公司
发明人：刘城斌
IPC分类号： B64C27/22 , B64C5/02 , B64C5/04
摘要：一种串翼无人机，包括机身（1）、前翼（2）、后翼（3）和螺旋桨组件（4），前翼（2）的位置低于后翼（3）的位置；螺旋桨组件（4）设于前翼（2）和后翼（3）的至少其中之一，位于机身（1）纵向两侧的螺旋桨组件（4）是对称的。该串翼无人机，在提高整机的升力的前提下实现了串翼无人机的垂直升、降，优化了串翼无人机的性能，降低了串翼无人机工作时对起降场地的要求，拓展了串翼无人机的使用场景和应用场合。

67. 发明申请

WO2016116719A1 DISPOSITIF POUR L'ASSISTANCE DE LA PHASE DE RÉCUPÉRATION D'UN AÉRONEF A VOILURE FIXE 审中-公开
标题翻译：用于辅助固定式飞机的恢复阶段的设备
公开(公告)号：WO2016116719A1
公开(公告)日：2016-07-28
申请号：PCT/FR2016/050144
申请日：2016-01-25
申请人： DELAIR-TECH
发明人： DE LAGARDE, Michael , MICHEL, Benjamin , LAPADU, Alexandre , DELPLANQUE, Quentin , GILLES, Pierre , PITON, Maxime , CHANUDET, Christophe
IPC分类号： B64C39/02 , B64D25/00 , B64C5/02 , B64C25/58 , B64C9/32
CPC分类号： B64C25/58 , B64C5/02 , B64C9/32 , B64C39/024 , B64C2201/021 , B64D25/00
摘要： L'invention vise un aéronef (10) à voilure fixe, comportant au moins un moyen d'assistance passive à l'atterrissage, déployable entre une première position, utilisée en vol normal et une seconde position, utilisée en cas d'urgence, et un moyen de déclenchement de la transition de la première position vers la deuxième position, comportant en outre un train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme (17).
摘要翻译：本发明涉及一种固定翼飞机（10），包括：至少一个被动着陆辅助装置，其能够在用于紧急情况的正常飞行中使用的第一位置和第二位置之间展开; 以及 - 用于触发从第一位置到第二位置的转变的装置。所述飞机还包括由记忆泡沫制成的起落架（17）。

68. 发明申请

WO2016066881A1 DISPOSICIÓN DE ÁREA CENTRAL PARA CAJA DE TORSIÓN DE PLANO DE COLA HORIZONTAL CONTINUO 审中-公开
标题翻译：连续水平尾部平面扭转箱的中心区域布置
公开(公告)号：WO2016066881A1
公开(公告)日：2016-05-06
申请号：PCT/ES2015/070782
申请日：2015-10-30
申请人： AIRBUS OPERATIONS, S.L.
发明人： GUINALDO FERNÁNDEZ, Enrique , GARCÍA NIETO, Carlos , VÉLEZ DE MENDIZÁBAL ALONSO, Iker , HONORATO RUIZ, Francisco, Javier , CRUZ DOMÍNGUEZ, Francisco, Jose , RAMOS GARCÍA, Luis
IPC分类号： B64C5/02
CPC分类号： B64C5/02 , B64C1/26
摘要： La presente invención se refiere a un plano de cola horizontal HTP (1) de una aeronave del tipo continuo, en el que las costillas más internas (11,11') de las cajas de torsión del lado derecho y del lado izquierdo (2,2') están dispuestas para tener un extremo unido justo en la zona de unión (12), donde ambos larguerillos traseros (4, 4') se encuentran en el eje de simetría (X) del HTP (1). De esta manera, las cargas en esta región central del HTP se concentran en la zona de unión (12), donde convergen las costillas más internas y los larguerillos traseros, de manera que se elimina la costilla central tradicional de este tipo de HTPs. El HTP de la invención se puede fabricar con un número reducido de componentes, y por lo tanto es más ligero que los HTPs de la técnica anterior, y se puede fabricar más fácil y más rápido que los diseños de HTP tradicionales.
摘要翻译：本发明涉及飞机的连续水平尾翼（HTP）（1），其中左右扭力箱（2,2'）的最里面的肋（11,11'）被布置成具有一端连接恰好在连接区域（12）中，其中两个后纵梁（4,4'）在HTP（1）的对称轴线（X）处相交。以这种方式，HTP的该中心区域中的负载集中在连接区域（12）中，其中最里面的肋和后纵梁会聚，从而消除了这种类型的HTP的常规中心肋。本发明的HTP可以减少数量的组分制成，因此比现有技术的HTP更轻，并且可以比常规HTP设计更容易和更快地制备。

69. 发明申请

WO2014089604A1 AIRCRAFT AND METHODS FOR OPERATING AN AIRCRAFT 审中-公开
标题翻译：飞机和操作飞机的方法
公开(公告)号：WO2014089604A1
公开(公告)日：2014-06-19
申请号：PCT/AU2013/001427
申请日：2013-12-06
申请人： STOPROTOR TECHNOLOGY PTY LTD
发明人： WATKINS, Rowan John
IPC分类号： B64C27/24 , B64C29/00 , B64C39/12 , B64C9/02 , B64C5/02 , B64C5/08
CPC分类号： B64C27/24 , B64C5/02 , B64C5/08 , B64C9/02 , B64C27/26 , B64C29/0025 , B64C39/12
摘要： An aircraft (10) comprising a fuselage (12) having a longitudinal axis (16), at least one helicopter main rotor (40) operably mounted to the fuselage (12), the at least one helicopter main rotor (40) comprising rotor blades (41) rotatable about a rotation axis (44), wherein the rotor blades (41) can be stopped in flight and adapted to provide symmetrical wing surfaces relative to the longitudinal axis (16); and the aircraft (10) having at least one control surface (62, 82) operable to provide a relative airflow (306) in flight substantially aligned with the rotation axis (44) of the at least one helicopter main rotor (40).
摘要翻译：包括具有纵向轴线（16）的机身（12），可操作地安装到机身（12）的至少一个直升机主转子（40）的飞行器（10），所述至少一个直升机主转子（40）包括转子叶片（41）可围绕旋转轴线（44）旋转，其中所述转子叶片（41）可以在飞行中停止并且适于相对于所述纵向轴线（16）提供对称的翼面; 并且所述飞机（10）具有至少一个控制表面（62,82），其可操作以提供与所述至少一个直升机主转子（40）的旋转轴线（44）基本对准的飞行中的相对气流（306）。

70. 发明申请

WO2012101645A1 DYNAMIC LIMITATION OF MONOBLOCK FLIGHT CONTROL SURFACES INCLINATIONS DURING STALL SUSCEPTIBILITY CONDITIONS 审中-公开
标题翻译：单程不稳定条件下单程飞行控制面积的动态限制
公开(公告)号：WO2012101645A1
公开(公告)日：2012-08-02
申请号：PCT/IL2012050030
申请日：2012-01-30
申请人： ELBIT SYSTEMS LTD , MALTA DAN
发明人： MALTA DAN
IPC分类号： B64C13/00 , B64C5/02 , B64C39/02
CPC分类号： B64C13/16 , B64C5/02 , G05D1/0066
摘要： Method for dynamically limiting the inclinations of monoblock flight control surfaces (FCS) in an aircraft. Dynamic limitation of the FCS is activated if a stall susceptibility condition is detected in the current aircraft environment. The real-time calibrated airspeed of the aircraft, real-time angle of attack (AOA) of the aircraft, and real-time sideslip angle (AOS) of the aircraft are obtained. The aircraft parameters may be obtained via estimation if the measured values are deemed unsuitable. The real-time local AOA and AOS of the FCS are calculated based on the obtained aircraft parameters. The inclination of each of the FCS relative to the critical values is dynamically limited according to the calculated real-time local AOA and AOS of the FCS. The aircraft may be an unmanned aerial vehicle (UAV) and/or a V-tail aircraft. The stall susceptibility condition may include icy conditions.
摘要翻译：一种用于动态限制飞机中单块飞行控制面（FCS）倾斜度的方法。如果在当前飞行器环境中检测到失速敏感性条件，则激活FCS的动态限制。获得飞机的实时校准空速，飞机的实时迎角（AOA）和飞机的实时侧滑角（AOS）。如果测量值被认为不合适，则可以通过估计获得飞行器参数。基于获得的飞机参数计算FCS的实时本地AOA和AOS。 FCS中的每一个相对于临界值的倾斜度根据计算出的FCS的实时局部AOA和AOS而动态地受到限制。飞机可能是无人机（UAV）和/或V型尾翼飞机。失速敏感性条件可能包括冰冷条件。

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