专利快速检索-快速检索全球专利，免费商用专利数据库-IPRDB

1. 发明申请

WO2022087607A1 MONO-WINGED DRONE 审中-公开
公开(公告)号：WO2022087607A1
公开(公告)日：2022-04-28
申请号：PCT/US2021/071952
申请日：2021-10-20
申请人： ROLAND INDUSTRIES, INC.
发明人： WILSON, Jonathan
IPC分类号： B64C3/38 , B64C3/54 , B64C3/56 , B64C5/08 , B64C9/00
摘要： An aircraft with a variety of control surfaces including but not limited to multiple winglet rudders. Each winglet can have multiple independently controlled rudders to improve the flight stability and maneuverability of the aircraft. Additionally, improved power supply systems can be implemented to allow for sustained flight.

2. 发明申请

WO2022050928A1 КОНСОЛЬ КРЫЛА ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ТАКОЙ КОНСОЛЬЮ 审中-公开
公开(公告)号：WO2022050928A1
公开(公告)日：2022-03-10
申请号：PCT/UA2020/000086
申请日：2020-09-17
申请人： ЧАСТНОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "ФЭД"
发明人： ПОПОВ, Виктор Васильевич , КОНОНЫХИН, Александр Владимирович , КОНОНЫХИН, Евгений Александрович , МИКАЛЮК, Павел Викторович
IPC分类号： B64C3/32 , B64C3/38 , B64C3/48 , B64C29/02 , B64C29/00
摘要： Консоль крыла (1) летательного аппарата вертикального взлета и посадки (2) состоит из несущей части (3) и шарнирно прикрепленной к ней первой секции механизации (4), содержащей набор движителей (6), расположенных над профилем крыла. Консоль крыла (1) содержит вторую секцию механизации (7), например, в виде закрылка или флаперона, шарнирно прикрепленную к первой секции механизации (4). Предусмотрен летательный аппарат (2), в котором используется указанная консоль крыла (1).

3. 发明申请

WO2022000367A1 一种用于航行器的侧翼结构以及航行器审中-公开
公开(公告)号：WO2022000367A1
公开(公告)日：2022-01-06
申请号：PCT/CN2020/099723
申请日：2020-07-01
申请人：西湖大学
发明人：李维 , 张利萍 , 罗兵 , 王振华 , 崔维成
IPC分类号： B64C3/38
摘要：一种用于航行器的侧翼结构以及航行器，所述侧翼结构包括至少一个多连杆结构，所述多连杆结构从航行器主体向翼尖方向延伸布置，每个所述多连杆机构包括多个连杆，相邻的所述连杆之间通过电机连接。该技术方案提供了在弦向和展向上都具有大范围可变型翼的特征的侧翼结构，所述侧翼结构具有翼型可变、俯仰角度大范围可变的能力、在远端部分沿翼展方向上的可扭转的能力、沿航行器主体所在平面的大范围垂向摆动的能力以及沿航行器主体大范围纵向摆动的能力，能够针对复杂的流场或者环境进行调整，大幅度提升运动速度和运动效率，并可实现高机动动作。

4. 发明申请

WO2020257670A1 AIRCRAFT AIRFOILS INCLUDING WAVE ASSEMBLIES, SYSTEMS INCLUDING WAVE ASSEMBLIES, AND METHODS OF USING THE SAME 审中-公开
公开(公告)号：WO2020257670A1
公开(公告)日：2020-12-24
申请号：PCT/US2020/038771
申请日：2020-06-19
申请人： THE TEXAS A&M UNIVERSITY SYSTEM , RESEARCH FOUNDATION OF SUNY
发明人： BORAZJANI, Iman , KARAMI, M
IPC分类号： B64C23/00 , B64C3/14 , B64C3/26 , B64C3/38 , B64C3/44 , B64C3/48 , B64C5/10
摘要： An aircraft airfoil having a wave assembly. The airfoil may include a leading edge, a trailing edge position opposite the leading edge, a pressure side extending between the leading edge and the trailing edge, and a suction side extending between the leading edge and the trailing edge. The suction side may be positioned opposite the pressure side. The airfoil may also include a wave assembly positioned on the suction side of the body. The wave assembly may include at least one leading edge flexural actuator positioned adjacent the leading edge of the body. The wave assembly may also include a flexible member having a first end portion affixed to the at least one leading edge flexural actuator, and a second end portion positioned opposite the first end portion, and adjacent the trailing edge of the body.

5. 发明申请

WO2019215536A1 COLLAPSIBLE STABILIZER ASSEMBLY FOR AN AIRCRAFT 审中-公开
公开(公告)号：WO2019215536A1
公开(公告)日：2019-11-14
申请号：PCT/IB2019/053467
申请日：2019-04-27
申请人： SHARMA, Shivanand
发明人： SHARMA, Shivanand , SHARMA, Umanand
IPC分类号： B64C31/032 , B64C3/38
摘要： A collapsible stabilizer assembly to provide directional stability to a windmill or an aircraft is disclosed. The collapsible stabilizer assembly comprises at least one fin 200 having a leading member 202 and a trailing member 204 respectively coupled with a first tube 104 and a second tube 106 that are pivotally fixed to frame 102 of the aircraft. The leading member 202 includes a first hole 208 for engaging a fastening member 302 when the first hole 208 is in alignment with a second hole 108 that is configured in the first tube 104 so as to couple the leading member 202 and the first tube 104. Coupling of the leading member 202 and the trailing member 204 with the first tube 104 and the second tube 106 respectively allows quick installation as well as removal of the at least one fin 200 from the frame 102.

6. 发明申请

WO2017123699A1 HYBRID PROPULSION VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING AIRCRAFT 审中-公开
标题翻译：混合推进垂直起飞和着陆飞机
公开(公告)号：WO2017123699A1
公开(公告)日：2017-07-20
申请号：PCT/US2017/013105
申请日：2017-01-12
申请人： AURORA FLIGHT SCIENCES CORPORATION
发明人： GIANNINI, Francesco , GOMEZ, Martin , COTTRELL, Dan , LEDE, Jean-Charles , ROBERTS, Tom , SCHAEFER, Carl, Jr. , COLAS, Dorian , WHIPPLE, Brian , NUHFER, Tim , HUNTER, Herb , GROHS, Jonathon , PETULLO, Steve
IPC分类号： B64C3/38 , B64C5/04 , B64C5/16 , B64C29/00 , B64C39/12 , B64D27/02 , B64D27/24
CPC分类号： B64C29/0033 , B64C3/385 , B64C5/04 , B64C5/16 , B64C39/024 , B64C39/12 , B64C2201/021 , B64C2201/042 , B64C2201/048 , B64D27/24 , B64D29/02 , B64D2027/026 , Y02T50/14 , Y02T50/44 , Y02T50/64
摘要： A hybrid propulsion aircraft (100) is described having a distributed electric propulsion system. The distributed electric propulsion system includes a turbo shaft engine (112) that drives one or more generators (116) through a gearbox (132). The generator (116) provides AC power to a plurality of ducted fans (108, 110), each being driven by an electric motor (506). The ducted fans (108, 110) may be integrated with the hybrid propulsion aircraft's wings (104, 106). The wings (104, 106) can be pivotally attached to the fuselage (102), thereby allowing for vertical take-off and landing. The design of the hybrid propulsion aircraft (100) mitigates undesirable transient behavior traditionally encountered during a transition from vertical flight to horizontal flight. Moreover, the hybrid propulsion aircraft (100) offers a fast, constant-altitude transition, without requiring a climb or dive to transition. It also offers increased efficiency in both hover and forward flight versus other VTOL aircraft and a higher forward max speed than traditional rotorcraft.
摘要翻译：描述了具有分布式电力推进系统的混合动力推进飞行器（100）。分布式电力推进系统包括通过齿轮箱（132）驱动一个或多个发电机（116）的涡轮轴发动机（112）。发电机（116）向多个管道式风机（108,110）提供AC电力，每个管道式风机由电动机（506）驱动。管道风扇（108,110）可以与混合动力推进飞机的机翼（104,106）集成。机翼（104,106）可枢转地附接到机身（102），从而允许垂直起飞和着陆。混合动力推进飞行器（100）的设计减轻了从垂直飞行向水平飞行过渡期间传统上遇到的不期望的瞬态行为。此外，混合动力推进飞机（100）提供快速，恒定高度的过渡，而不需要爬升或俯冲转换。与其他垂直起降飞机相比，它还提高了悬停和前进飞行的效率，并且比传统的旋翼飞行器具有更高的前进最大速度。

7. 发明申请

WO2012161608A1 СПОСОБ УПРЕЖДЕНИЯ СРЫВА ПОТОКА С КРЫЛА АЭРОГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО УСТРОЙСТВА И ДАТЧИК СРЫВА ПОТОКА С КРЫЛА АЭРОГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО УСТРОЙСТВА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 审中-公开
标题翻译：用于预防流动分离的方法，用于实现方法的空气动力学装置的手段中的用于感测流动分离的气动装置和传感器
公开(公告)号：WO2012161608A1
公开(公告)日：2012-11-29
申请号：PCT/RU2011/000351
申请日：2011-05-23
申请人： БОКАРЕВ, Сергей Федорович
发明人： БОКАРЕВ, Сергей Федорович , КОНОВАЛОВ, Владимир Алексеевич
IPC分类号： B64D43/02 , B63H25/52 , B64C3/38
CPC分类号： B63H1/28 , B64C3/385 , B64D43/02
摘要： Группа изобретений относится к воздушным и водным судам, а также к сигнальным устройствам. Способ упреждения срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства заключается в том, что при движении крыла поворачивают как часть крыла, отделенную разделительной шайбой и выполненную в виде сенсорного элемента, в сторону увеличения угла атаки. На аэрогидродинамическом устройстве жестко или шарнирно устанавливают траверсу, на которой устанавливают сенсорный элемент, часть которого отделяют стабилизатором и устанавливают с углом атаки больше угла атаки сенсорного элемента. Измеряют величину подъемной силы на сенсорном элементе и на части сенсорного элемента относительно траверсы. Осуществляют поворот сенсорного элемента и части сенсорного элемента в сторону увеличения угла атаки до момента уменьшения их суммарной подъемной силы относительно траверсы. Датчик срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства содержит сенсорный элемент, выполненный как часть крыла и отделенный стабилизатором, и привод поворота. Сенсорный элемент и часть сенсорного элемента снабжены датчиками аэрогидродинамической силы и установлены на траверсе, смонтированной на аэрогидродинамическом устройстве, с возможностью поворота от привода. Группа изобретений направлена на реализацию максимального угла атаки крыла при упреждении срыва потока текучей среды.
摘要翻译：该组发明涉及飞机和船舶，以及信号装置。用于防止在航空流体动力装置的翼部上的流动分离的方法在于，在机翼运动期间，由分隔垫圈分离并且是传感器元件形式的翼部件沿着增加的方向旋转迎角。其上安装有传感器元件的横档，其一部分由稳定器分开，并且安装成具有大于传感器元件的迎角的入射角度，刚性地或以铰接方式安装在空气动力装置上。测量传感器元件和传感器元件部分上相对于横档的提升力的大小。传感器元件和传感器元件部分沿着增加迎角的方向旋转，直到其相对于横档的总提升力减小的时刻为止。用于感测在空气动力装置的机翼上的流动分离传感器的传感器包括传感器元件，该传感器元件形成为机翼的一部分，并由稳定器和旋转驱动器分开。传感器元件和传感器元件部件配备有空气动力学传感器，并且安装在横档上，该横档安装在航空流体动力装置上，以便由驱动器旋转。该组发明旨在实现机翼的最大迎角，同时防止流体介质的流动分离。

8. 发明申请

WO2010074595A1 ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ 审中-公开
标题翻译：飞机
公开(公告)号：WO2010074595A1
公开(公告)日：2010-07-01
申请号：PCT/RU2009/000275
申请日：2009-06-01
申请人： АФАНАСЬЕВ, Сергей Николаевич
发明人： АФАНАСЬЕВ, Сергей Николаевич
IPC分类号： B64C3/38
CPC分类号： B64C1/26 , B64C3/56
摘要： Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат включает фюзеляж, носовое и хвостовое горизонтальные оперения и взлетно-посадочные крылья, которые соединены с фюзеляжем посредством узлов навески, оси которых расположены выше средней линии фюзеляжа вдоль его продольной оси симметрии с возможностью поворота взлетно-посадочных крыльев. В убранном положении взлетно-посадочные крылья расположены ниже узлов навески вдоль продольной оси симметрии фюзеляжа.. Внешняя поверхность крыльев является продолжением внешней поверхности фюзеляжа и в убранном положении взлетно-посадочные крылья покрывают не менее 30% площади поверхности фюзеляжа, расположенной между носовым и хвостовым горизонтальными оперениями. Изобретение направлено на уменьшение лобового сопротивления.
摘要翻译：本发明涉及航空。飞机包括机身，水平前尾尾翼和起飞和着陆翼，其翼通过附接接头连接到机身，其轴线位于机身中心线上方，沿其纵向对称轴线使起飞和着陆的翅膀可以转身。在收起位置，起飞和着陆翼沿机身纵向对称轴线安装在附件接头上。机翼的外表面是机身外表面的延伸部分，在收起位置，起飞和着陆翼覆盖水平前后尾翼之间至少30％的机身表面积。本发明涉及减少机翼阻力。

9. 发明申请

WO2010064945A1 ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ 审中-公开
标题翻译：飞机
公开(公告)号：WO2010064945A1
公开(公告)日：2010-06-10
申请号：PCT/RU2008/000732
申请日：2008-12-01
申请人： АФАНАСЬЕВ, Сергей Николаевич
发明人： АФАНАСЬЕВ, Сергей Николаевич
IPC分类号： B64C3/38 , B64C1/26
CPC分类号： B64C3/56 , B64C1/26 , B64C3/40
摘要： Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат включает фюзеляж, носовое горизонтальное оперение, хвостовое горизонтальное оперение и взлетно-посадочные крылья, которые соединены с фюзеляжем посредством узлов навески. В убранном положении взлетно-посадочные крылья расположены таким образом, что носовая кромка каждого взлетно-посадочного крыла в плане расположена вдоль продольной оси симметрии фюзеляжа в направлении от соответствующего узла навески к носовой части фюзеляжа. В выпущенном положении взлетно-посадочные крылья расположены таким образом, что носовая кромка каждого взлетно-посадочного крыла в плане расположена под углом к продольной оси симметрии фюзеляжа. В убранном положении внутренняя поверхность взлетно-посадочных крыльев контактирует с верхней поверхностью фюзеляжа, а внешняя поверхность взлетно-посадочных крыльев является продолжением верхней поверхности фюзеляжа. Изобретение направлено на уменьшение лобового сопротивления.
摘要翻译：本发明涉及航空。飞机包括通过铰链配件连接到机身的机身，前翼，尾翼和起飞和着陆翼。在缩回位置，起飞和着陆翼设置成使得平面图中的每个起飞和着陆翼的前缘沿机身的纵向对称轴沿远离相应的铰链配件的方向机身鼻部。在延伸位置，起飞和着陆翼以这样的方式设置，使得平面图中的每个起飞和着陆翼的前缘位于与机身的纵向对称轴线成一角度。在缩回位置，起飞和着陆翼的内表面与机身的上表面接触，起飞和着陆翼的外表面成为机身上表面的延伸部分。本发明的目的是减少阻力。

10. 发明申请

WO2009102739A3 ROTORCRAFT WITH VARIABLE INCIDENT WING 审中-公开
标题翻译：具有可变事故的转轮
公开(公告)号：WO2009102739A3
公开(公告)日：2009-12-30
申请号：PCT/US2009033716
申请日：2009-02-11
申请人： BELL HELICOPTER TEXTRON INC , SMITH DUDLEY E , JOINER WALTER C , ROBERTSON DANIEL B , LUDOLPH DAVID J , LANGSTON JENNIFER D
发明人： SMITH DUDLEY E , JOINER WALTER C , ROBERTSON DANIEL B , LUDOLPH DAVID J , LANGSTON JENNIFER D
IPC分类号： B64C3/38
CPC分类号： B64C37/00 , B64C3/385 , B64C27/26 , B64C27/28 , B64C27/52 , B64C29/0033
摘要： A twin-rotor side-by-side compound rotorcraft has a fuselage and variable incident wing assembly that pivots relative to fuselage. The aircraft also has landing gear assembly and a tail fin assembly. The variable incident wing assembly is pivotally attached to the fuselage, and includes wing members, engines fixedly mounted to the wing members or another area of the rotorcraft, and a mast attached at a fixed angle relative to the wing members. Then engines may also be located near the fuselage or another area of the rotorcraft. The variable incident wing assembly is capable of pivoting about a pivot axis, thereby allowing mast orientation in at least a hover mast position and a forward flight mast position. The rotors provide additional forward thrust and the wings provide additional lift, when the mast is in the forward flight mast position.
摘要翻译：双转子并排复合旋翼航空器具有相对于机身枢转的机身和可变入射翼组件。该飞机还具有起落架组件和尾翼组件。可变入射翼组件枢转地附接到机身，并且包括机翼构件，固定地安装到翼构件或旋翼航空器的另一区域的发动机以及相对于翼构件以固定角度附接的桅杆。然后发动机也可能位于机身附近或旋翼航空器的另一个区域。可变入射翼组件能够围绕枢转轴线枢转，从而允许至少在悬停桅杆位置和向前桅杆位置的桅杆取向。当桅杆处于向前飞行桅杆位置时，转子提供额外的向前推力，并且翼部提供额外的升力。

你已经成功收藏专利！

检索式保存成功!

IPRDB

热门服务

关于我们

友情链接

联系方式