БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ - КОЛЕОПТЕР

Полезная модель относится к авиационной технике и может быть применена при создании новых конструкций беспилотных летательных аппаратов - колеоптеров. Техническим результатом данной полезной модели является увеличение дальности полета беспилотного летательного аппарата. Указанный технический результат достигается за счет того, что беспилотный летательный аппарат содержит фюзеляж, выполненный в форме кольцевого крыла, блок полезной нагрузки, радиопрозрачный обтекатель, установленный в носовой части блока полезной нагрузки, вентилятор-движитель, состоящий из входного направляющего аппарата с неподвижными лопатками, предназначенный для крепления блока полезной нагрузки к фюзеляжу, рабочего колеса и спрямляющего аппарата, четыре независимых аэродинамических руля, генератор переменного тока, двигатель внутреннего сгорания, выходной вал которого с помощью муфты соединен с входным валом генератора переменного тока и рабочим колесом, топливный бак, расположенный внутри фюзеляжа, четыре сервопривода ...

Беспилотный летательный аппарат для обработки пестицидами садовых деревьев и кустарников

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА), применяемым в сельском хозяйстве для обработки пестицидами деревьев, кустарников и других растений. БПЛА содержит корпус, кронштейны, двигатели, винты, аккумулятор, шасси, систему автоматического управления пилотированием, модуль полезной нагрузки, включающий блок для размещения и подачи рабочих жидкостей, блок регулирования и распределения потоков рабочей жидкости, модуль опрыскивания крон деревьев. Модуль опрыскивания выполнен в виде купола из мягкой тонкостенной оболочки – расширяющегося вниз параболоида вращения и прикрепленного сверху к горизонтальному круговому опорному диску. Купол может складываться вдоль вертикальной оси в плоскую форму. Внутри купола установлены распылители, которые соединены гибкими гидролиниями с распределительной гидролинией. На нижнем коллекторе установлены ультразвуковые датчики расстояния, соединенные линией связи с контроллером. Достигается высокое качество обработки пестицидами садовых деревьев ...

УДАРНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС С БЕСПИЛОТНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и составу ударных авиационных комплексов. Ударный авиационный комплекс содержит группу аппаратов вертикального либо короткого взлета/посадки, или старта с наклонной пусковой установки, включающую один опционально пилотируемый самолет-вертолет и более чем один беспилотный самолет-вертолет, каждый из которых выполнен по двухвинтовой поперечной схеме, интегральной аэродинамической схеме «бесхвостка» и плавным сопряжением фюзеляжа с кормовой мотогондолой и дельтовидным крылом. Консольные стреловидные кили отклонены во внутрь к плоскости симметрии, имеют на законцовках удобообтекаемые обтекатели с амортизационными стойками самоустанавливающихся колес четырехопорного неубирающегося шасси для вертикального взлета/посадки (ВВП) на хвост. Обеспечивается повышение скорости, дальности полета, увеличение целевой нагрузки, возможность выполнения вертолетами-самолетами короткого взлета/посадки в полетной конфигурации самолета аэродромного ...

Беспилотный летательный аппарат вертикального взлёта и посадки и способ его изготовления

Изобретение относится к области авиации, в частности к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА) с вертикальным взлетом и посадкой. Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж с неподвижным крылом и хвостовым оперением, подъемные и маршевые винтомоторные группы, оснащенные электродвигателями, шасси. При этом фюзеляж состоит из продольных верхней и нижней балок, шпангоутов, боковых панелей, передней и задней крышек люков, носового обтекателя и его крышки, закладной крепления рессоры, подфюзеляжного пилона крепления полезной нагрузки, хвостового обтекателя и его крышки. Крыло состоит из трех нижних панелей и трех верхних панелей, соединенных между собой втулками, закладными втулками, штифтами и стяжками, причем нижние панели оснащены подкрыльевыми пилонами крепления полезной нагрузки, двух закрылков центроплана, двух закрылков консолей, двух элеронов, соединенных с панелями посредством петель, двух концевых обтекателей; хвостовое оперение состоит из панелей ...

REMOTELY PILOTED AIRCRAFT SUITABLE FOR AERIAL SURVEY AND SPRAYING ACTIVITIES,AND AERIAL SURVEY AND SPRAYING SYSTEM

A system that combines aerial surveying and spraying services in a single remotely piloted aircraft (RPA) popularly known as Drone, in a multirotor configuration, with electric propulsion and power system with hybrid power supply (battery and motor-generator) and vertical take-off and landing (VTOL) system, wherein, the equipment allows, from the coupling of a set comprising aerial survey sensors such as a high definition camera and equipment aimed at spraying activities such as pumps and nozzles, aerial surveying practices, geoprocessing and spraying of chemical substances such as pesticide, herbicide, larvicide, fungicide and fertilizer, or other liquid agricultural products using a single vehicle a vehicle is also provided that is prepared to carry out the described system being a remotely piloted aircraft intended for aerial surveying and spraying activities.

БЕСПИЛОТНАЯ АВИАЦИОННАЯ СИСТЕМА

Изобретение относится к многоразовым авиационным системам с возвращаемым беспилотным летательным аппаратом. Беспилотная авиационная система (БАС) включает более чем один возвращаемый беспилотный самолет-вертолет (ВБСВ), выполненный с обеспечением возможности минометного старта с вертикального транспортно-пускового контейнера (ТПК), либо наклонного ТПК с ракетным ускорителем или сбросом его с самолета-носителя. ВБСВ имеет крыло, фюзеляж с пусковым устройством (ПУ) боеприпаса (БП), двигатель силовой установки (СУ) и бортовую систему управления (БСУ) для управления с командного пункта средства базирования. ВБСВ имеет возможность возврата и вертикальной посадки на хвост при вертикальном положении фюзеляжа на место базирования. ВБСВ содержит по меньшей мере один турбовинтовой либо турбореактивный двухконтурный двигатель, смонтированный в носовой либо кормовой части фюзеляжа и выполненный с возможностью отбора через муфту сцепления 100% либо 44% его мощности для передачи трансмиссией на привод ...

МАЛОРАЗМЕРНЫЙ БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ВОЗМОЖНОСТЬЮ ПЕРЕМЕЩЕНИЯ ПО ПОВЕРХНОСТИ ЗЕМЛИ

Малоразмерный беспилотный летательный аппарат с возможностью перемещения по поверхности земли содержит силовую раму, состоящую из двух нижних пластин, верхней пластины, двух передних стоек, соединяющих верхнюю и нижнюю пластину, двух передних лучей, задней стойки, двух задних лучей, закрепленных определенным образом. На конце каждого переднего луча сверху закреплен маршевый электродвигатель для вращения авиационного винта, а снизу с помощью уголка тяговый электродвигатель, на ось которого смонтирована шина, образующие передние колеса для движения по поверхности земли. На конце нижнего заднего луча с помощью кронштейна, подшипника кронштейна, вилки, оси закреплено заднее колесо, включающее подшипник колеса, диск, шину. На верхней пластине закреплены контроллер, регуляторы оборотов маршевых электродвигателей, регулятор оборотов тяговых электродвигателей, приемник, крепление для устройства съемки и передачи видеоизображения. В полости силовой рамы закреплен аккумулятор. Обеспечивается расширение ...

Беспилотный летательный аппарат вертикального взлёта и посадки

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж (1), имеющий носовую часть, хвостовую часть и среднюю часть, расположенную между ними, электрические двигатели (9) с приводными валами (10), расположенные в средней части фюзеляжа, приводные валы (10), кинематически соединенные с осями вентиляторов (4) через редукторы (11). Вентиляторы (4), установленные в средней части фюзеляжа (1), создают поток текучей среды из отверстия в верхней части фюзеляжа в направлении от фюзеляжа в стороны. Крылья (2), закрытые с концов обтекателями (3), выполнены таким образом, что подъемная сила создается потоком текучей среды в направлении от фюзеляжа в стороны. БПЛА содержит систему связи и бортовую аппаратуру управления (14), устройства бортового радиоэлектронного оборудования (16), расположенные в носовой части фюзеляжа, электродвигатели с электронными регуляторами оборотов ...

ПОВОРОТНАЯ МОТОГОНДОЛА БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам. Поворотная мотогондола БПЛА с тянущим и складным толкающим винтами снабжена магнитом, магнитами или притягиваемыми магнитом материалами, размещенным в моторе или между мотором и толкающим винтом. При этом в комле лопастей толкающего винта размещен магнит, магниты или притягиваемые магнитом материалы из условия взаимного примагничивания для удержания лопастей толкающего винта в разложенном состоянии в стояночном положении БПЛА. Достигается повышение надежности беспилотного летательного аппарата.

Беспилотный летательный аппарат вертикального взлёта и посадки

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов (БПЛА). Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж (1), имеющий носовую, хвостовую и среднюю части, электрические двигатели (9) с приводными валами (10), расположенные в средней части фюзеляжа. Приводные валы (10) кинематически соединены с осями вентиляторов (4) через редукторы (11). Вентиляторы (4), установленные в средней части фюзеляжа (1), имеют возможность создавать поток текучей среды из отверстия в верхней части фюзеляжа в направлении от фюзеляжа в стороны. Крылья (2), закрытые с концов обтекателями (3), выполнены таким образом, что подъемная сила создается потоком текучей среды в направлении от фюзеляжа в стороны. Крылья (2) соединены с валами (13) моторов (12) для поворота крыльев (2) относительно оси валов (13). Двигатель внутреннего сгорания (20) соединен с генератором электрического тока (21). БПЛА имеет винтомоторные аппараты (6) с приводами ...

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к пилотируемым или беспилотным летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит кольцевое крыло аэродинамического профиля, в центральной области которого установлены центробежный вентилятор, выполненный с возможностью нагнетания воздуха в радиальном направлении на нижнюю горизонтальную поверхность кольцевого крыла, и над ним - осевой лопастной вентилятор, выполненный с возможностью подачи воздуха на вход центробежного вентилятора. По всему периметру кольцевого крыла установлены плоские щитки, каждый из которых выполнен с возможностью изменения угла между нижней плоскостью дискового крыла и щитками в диапазоне от 60 до 180°. Центробежный и осевой лопастной вентиляторы выполнены с возможностью вращения их роторов в противоположные стороны. Обеспечивается упрощение конструкции летательного аппарата, его маневрирование в горизонтальной плоскости, уменьшение вибраций летательного ...

Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки

Полезная модель относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж, четыре подъемные винтомоторные группы и одну толкающую винтомоторную группу. Фюзеляж выполнен по аэродинамической схеме «летающее крыло» с S-образной средней линией, без киля и стабилизаторов со складывающимися боковыми частями крыла. Подъемные винтомоторные группы расположены на концах пар передних и задних штанг, расположенных симметрично относительно продольной оси летательного аппарата и параллельно ей. Центры вращения винтов подъемных винтомоторных групп располагаются на расстоянии не менее половины их диаметра от передней и задней кромок крыла. Толкающая винтомоторная группа расположена на задней кромке крыла. Плоскость вращения винта толкающей винтомоторной группы направлена перпендикулярно продольной оси летательного аппарата. Обеспечивается увеличение аэродинамического качества летательного аппарата ...

Беспилотный летательный аппарат

Полезная модель относится к малоразмерным беспилотным летательным аппаратам (БПЛА). Беспилотный летательный аппарат содержит корпус с маршевой силовой установкой. При этом маршевая силовая установка включает в себя один двигатель на электрической тяге с тянущим складывающимся воздушным винтом, а корпус аппарата выполнен по аэродинамической схеме «летающее крыло» с малым удлинением. Причем маршевая силовая установка вынесена вперед корпуса на величину, обеспечивающую требуемый диапазон центровок, в рамках которого возможно изменение массы полезной нагрузки и батарей без изменения положения центра масс. Также на верхней поверхности корпуса съемно установлено двухкилевое вертикальное оперение, выполненное с возможностью его установки вертикально вниз на концевых частях крыльев. При этом на крыле летательного аппарата также установлена, с возможностью съема посредством кронштейнов, подъемная силовая установка, которая включает в себя подъемные двигатели с воздушными винтами и балки размещения ...

ДИСТАНЦИОННО-УПРАВЛЯЕМАЯ ЛЕТНО-ПОДЪЕМНАЯ ПЛАТФОРМА

Полезная модель относится к области авиастроения, а именно к беспилотным винтокрылым летательным аппаратам, и может быть использована в различных отраслях промышленности, в том числе для решения задач государственного надзора. Техническим результатом является уменьшение габаритов изделия с обеспечением максимальной маневренности и управляемости. Дистанционно-управляемая летно-подъемная платформа вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж каркасного типа, в нижней части которого установлено полозковое шасси. Фюзеляж имеет клиновидную форму при виде сбоку с узкой и широкой сторонами, в узкой стороне фюзеляжа выполнено сквозное отверстие, в котором установлен стабилизирующий винт, а в широкой стороне фюзеляжа расположены гибридная силовая установка с топливным баком и пилотажно-навигационный комплекс. На боковых сторонах широкой стороны фюзеляжа установлены роторные несущие системы, содержащие электродвигатели, автомат циклического шага и каркас ротора, имеющий цилиндрическую форму, с ...

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

Полезная модель относится к области авиастроения. Техническим результатом настоящей полезной модели является достижение максимально возможной подъемной силы летательного аппарата вертикального взлета и посадки за счет конструктивных особенностей решения. Технический результат достигается при использовании летательного аппарата вертикального взлета и посадки, который состоит из корпуса обручеобразной формы, выполненного вокруг лопастей несущего воздушного винта, при этом лопасти несущего воздушного винта являются частью корпуса летательного аппарата, а двигатели, топливные элементы и полезный груз расположены по периметру летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки "ИнфраСкан"

Полезная модель относится к области беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), к размещению и креплению силовых установок, различного оборудования на БПЛА. Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки (БПЛА ВВП) оснащен маршевым винтом, системой связи, корпусом с крыльями, четырьмя независимыми несущими винтами. БПЛА выполнен по аэродинамической схеме «летающее крыло», при этом крылья имеют винглеты, направленные наверх. Несущие винты закреплены на крыльях параллельно друг другу. БПЛА снабжен топливно-электрической системой питания, включающей ДВС и электродвигатели. Корпус с крыльями изготовлен из пенополиафилена ЕРО и покрыт нанокраской. На корпусе размещен прибор для видеосъемки или геодезической съемки местности, который расположен вблизи центра масс БПЛА. Обеспечивается взлет/посадка с небольших неподготовленных площадок, способность зависать, что особенно важно при мониторинге проведения ремонтных работ, большая продолжительность и дальность полета.

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный летательный аппарат содержит фюзеляж, выполненный в виде диска, состоящего из нижнего и верхнего корпусов, а также силовую установку. Верхний корпус разрезан в горизонтальной плоскости на две части, которые установлены на заданном расстоянии друг от друга. Силовая установка выполнена в виде последовательно установленных воздухозаборника, установленного перпендикулярно строительной оси летательного аппарата, нагнетателя воздуха и направляющего аппарата, состоящего из платформы, радиус которой равен радиусу среза верхнего корпуса, и лопаточных завихрителей, установленных на платформу, высота которых равна высоте щели между срезанными частями верхнего корпуса. По периферии фюзеляжа в его переднем, заднем и боковых участках установлены элементы управления течением воздуха. Элементы управления установлены с возможностью перемещения в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Обеспечивается ...

БЕСПИЛОТНЫЙ УДАРНО-РАЗВЕДЫВАТЕЛЬНЫЙ АВИАНОСИТЕЛЬ

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный ударно-разведывательный авианоситель выполнен по схеме «утка» с передним горизонтальным оперением, задним кольцевым крылом (ЗКК), имеющим как внутренние кили, закрепляющие его к фюзеляжу с межкилевым углом 120° друг к другу, так и боковые секции, образующие, отклоняясь вбок-вниз, трехарочное крыло. Беспилотный аппарат имеет роторно-поршневой, или турбовинтовой, или турбореактивный и электрические двигатели, приводящие в ЗКК толкающие больший и три меньших винта, создающих общую и распределенную тягу для вертикального взлета-посадки на хвост и скрытного, огибая рельеф, полета при горизонтальном положении фюзеляжа при подлете к цели и ее атаке со сложенными лопастями большего винта при отключенном его двигателе. Обеспечивается уменьшение габаритов БПЛА в транспортно-походной конфигурации, возможность вертикального взлета и посадки на хвост, увеличение скорости и дальности полета ...

Беспилотный летательный аппарат вертикального взлёта и посадки

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж (1), имеющий носовую, хвостовую и среднюю части, электрические двигатели (6) с приводными валами (7), расположенные в средней части фюзеляжа. Приводные валы (7) кинематически соединены с осями вентиляторов (4) через редукторы (8). Вентиляторы (4) установлены в средней части фюзеляжа (1) таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды из отверстия в верхней части фюзеляжа в направлении от фюзеляжа в стороны. Крылья (2) закрыты с концов обтекателями (3) и выполнены таким образом, что подъемная сила создается потоком текучей среды в направлении от фюзеляжа в стороны. Компрессор (10) с ресивером (11) расположены в хвостовой части фюзеляжа и выполнены с возможностью подачи сжатого воздуха к соплам системы управления (18), установленным на штангах (17). Сопла системы управления (18) выполнены с ...

Беспилотный летательный аппарат вертикального взлёта и посадки

Изобретение относится к области авиации, в частности, к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж (1), крылья (2), расположенные в средней части фюзеляжа по бокам, киль (3), расположенный в хвостовой части фюзеляжа (1), двигатель внутреннего сгорания (8) с приводным валом (9), расположенный в хвостовой части фюзеляжа. Приводной вал (9) соединен с вентиляторами (14) через главный редуктор (10), муфту (11), устройство бесступенчатой трансмиссии (12), редукторы (13), и с воздушным винтом (15) через главный редуктор (10), муфту (11). Вентиляторы (14) установлены в средней части фюзеляжа (1) таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды из отверстия в верхней части фюзеляжа в направлении от фюзеляжа в стороны. Подъемные крылья (19) установлены на кронштейнах (16), в нишах (6) по бокам в средней части фюзеляжа (1), и выполнены таким образом, что в положении взлета и посадки подъемная сила ...

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Беспилотный летательный аппарат содержит опорную конструкцию из не менее шести стержней, расположенных попарно из параллельно расположенных стержней в каждой паре, при этом одна пара из которых составляет несущие стержни (10), расположенные в горизонтальной плоскости, а две другие пары (11) расположены перпендикулярно друг другу, одна из них в горизонтальной плоскости, а другая в вертикальной. На концах всех стержней установлены крепления (11) для установки гибких соединителей (8), выполненных одинаковой длины и предназначенных для соединения всех концов стержней (9, 10) в единую конструкцию таким образом, чтобы каждый конец стержня имел не менее трех гибких соединений (8) с концами других стержней (9, 10), расположенных рядом в пределах длины гибкого соединителя. На несущих стержнях (10) закреплены с возможностью съема не менее двух электродвигателей (3) с пропеллерами (4), а под ними - регуляторы оборотов (2). Между электродвигателями (3) установлена с возможностью съема камера (7), которая ...

ГИБРИДНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ КРИШТОПА (ГЛАК) И СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ГЛАК (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкциям и способам функционирования летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Гибридный летательный аппарат включает в себя аккумуляторную батарею, систему управления с модулем самонаведения на цель, корпус, выполненный по нормальной «самолетной» аэродинамической схеме, но без хвостового оперения, с прямым прямоугольным крылом плоско-выпуклого профиля с законцовками по краям. На передней фронтальной кромке крыла на опорных подшипниках установлен поворотный вал с жестко закрепленными на нем двумя электродвигателями с одним или двумя винтами неизменяемого шага и с встречным направлением вращения. Поворот двигателей на угол 90 градусов осуществляется поворотным валом. На нижней плоской поверхности корпуса и прямого прямоугольного крыла установлены устройства подвеса для бомбового вооружения. Сверху в центральной части корпуса установлена электромагнитная защелка для подключения одноразового кольца, к которому привязана ...

СПОСОБ МОНИТОРИНГА СОСТОЯНИЯ ЖЕЛЕЗНОДОРОЖНОГО ПУТИ ПРИ ДВИЖЕНИИ ПОЕЗДА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Изобретение относится к средствам обеспечения безопасности на железнодорожном транспорте и может быть использовано для определения и идентификации объектов, находящихся на путях следования железнодорожного транспорта и передачи данных для оповещения, при движении на всём пути следования, машиниста поезда и оператору, о наличии препятствий в зоне контроля. Мониторинг производится видеокамерами, работающими в различных частотных диапазонах, установленными на беспилотном летательном аппарате (БПЛА), летящем впереди поезда, со скоростью, равной или превышающей скорость движения поезда. Управление БПЛА осуществляется вычислительным комплексом с искусственным интеллектом, по сигналам, полученным по беспроводной линии связи от датчиков ориентации, установленных на БПЛА. Проводится непрерывный мониторинг состояния железнодорожного пути, с выводом информации в кабину машиниста и оператору центра дистанционного контроля и управления для безопасности всех движущихся средств. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ...

АВИАКОМПЛЕКС БОЕВОЙ С БЕСПИЛОТНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям авиационных комплексов. Авиакомплекс боевой включает один или более чем один беспилотный самолет-вертолет (БПСВ) с электрическими или турбовинтовыми/турбореактивными двигателями или в их комбинации, приводящими более чем одну двухвинтовую поперечную схему в двух профилированных переднем и заднем кольцевых каналах, выполняющих роль тандемных кольцевых крыльев, имеющих верхние секции с их надфюзеляжными пилонами и нижние секции, закрепленные на соответствующих сторонах фюзеляжа. БПСВ содержит фюзеляж со скошенными назад передним и задним кольцевыми каналами, имеющими на выходе соответственно бипланные элевоны и J-образные киль-шайбы с раскладываемыми секциями крыла, адаптивную силовую установку, создающую, приводя поперечные их винты, реактивную тягу соответственно для вертикального взлета/посадки и горизонтального полета. Обеспечивается повышение скорости и дальности полета, уменьшение времени и угла отклонения в вертикальной ...

Мобильная беспилотная система для воздушного наблюдения и разведки

Изобретение относится к области разработки и применения мобильных малогабаритных беспилотных авиационных систем с БПЛА самолетного типа с ручным запуском и парашютной посадкой, предназначенных для воздушного наблюдения, разведки, обнаружения и сопровождения объектов. Система содержит мобильную наземную станцию управления, наземные средства радиосвязи, навигации и управления полетом. БПЛА выполнен по схеме «летающее крыло» и имеет разборный каркас, балки которого вставляются в пазы эластичной оболочки. На верхнюю поверхность оболочки нанесена гибкая солнечная батарея, соединенная с плоским аккумулятором, расположенным в кармане на нижней поверхности. Балки каркаса в носовой части корпуса крепятся с фиксацией в блок полезной нагрузки, содержащий средства радиосвязи, навигации и управления, телевизионные и инфракрасные камеры, установленные на гиростабилизированной платформе. Там же расположена и парашютная система. В кормовой части корпуса несущая балка каркаса и балка кормовой рулевой панели ...

БЕСПИЛОТНЫЙ КОНВЕРТОПЛАН КРИШТОПА (БКК), СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ БКК И СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ УСТРОЙСТВА ВЕРТИКАЛЬНОГО ЗАПУСКА ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ С БКК

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный конвертоплан включает в себя аккумуляторную батарею, систему управления с модулем самонаведения на цель, корпус, выполненный по нормальной «самолетной» аэродинамической схеме с прямоугольным крылом. На передней кромке крыла на опорных подшипниках установлен поворотный вал с жестко закрепленными на нем двумя электродвигателями с импеллерами с встречным направлением вращения. Поворот двигателей на угол 90 градусов осуществляется поворотным валом через червячный редуктор привода с дополнительным электродвигателем управления. На нижней поверхности крыла установлены устройства подвеса для ракетно-бомбового вооружения и средств поражения дронов. В носовой части корпуса установлено штекерное устройство отключения электрического кабеля с электропитанием от внешнего источника электроэнергии. Обеспечивается возможность без использования заряда собственной аккумуляторной батареи осуществлять ...

Беспилотный летательный аппарат для обработки пестицидами пропашных культур

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА), применяемым в сельском хозяйстве для обработки пестицидами деревьев, кустарников и других растений. БПЛА содержит корпус, кронштейны, двигатели, винты, аккумулятор, шасси, систему автоматического управления пилотированием, модуль полезной нагрузки, включающий блок для размещения и подачи рабочих жидкостей, блок регулирования и распределения потоков рабочей жидкости, секционную штангу, выполненную виде горизонтальных и вертикальных секций с распылительными модулями. БПЛА содержит датчики внешней среды, измерения высоты полета и датчики определения поражения растений. На концах каждой из вертикальных секций смонтирован распылительный модуль с вертикальной дугообразной секцией в виде эллипса. Большая ось эллипса параллельна поверхности почвы, а малая ось совпадает с осью симметрии вертикальной секции. Гидравлический коллектор распылителей соединен линией связи с электромагнитными запорными клапанами блока распределения потоков ...

New-configuration compound unmanned aircraft in near space and flight control method thereof

A compound unmanned aircraft for use in near space comprises a fuselage 1, a V-shaped tail fin 3 and inflatable wings 2. A plurality of under-mounted beams 4 are connected 5 to each wing and a rotor system 7 is mounted at each end of each beam via a respective tilting mechanism 6. The rotor systems are mounted at different positions in manner of different aerofoil directions to achieve different attitude changes of the fuselage by a differential aerodynamic moment in conjunction with the tilting mechanisms. The rotation directions of the two of the rotor systems of each beam may be opposite. The rotation directions of the two tilting mechanisms of each beam may be opposite, with each tilting mechanism having a rotation range of 90 degrees. The rotational speeds and tilting of front and rear rotor systems can be used to control the aircraft in take-off, landing and forward flight. The fuselage may be an integrated structure of carbon fibre woven fabric, a balsa wood bulkhead and an aluminium ...

TILT-FRAME UAV FOR AGRICULTURAL AIR SAMPLING WITH A PROPELLER-THRUST-GOVERNING SYSTEM THAT FACILITATES VTOL CAPABILITY

We describe an aircraft design, which is capable of vertical takeoff and landing and also high-speed cruise on a fixed wing. The aircraft comprises a fuselage with a probe-deployment mechanism, which deploys a sample-gathering probe, located at a front end of the fuselage. A main wing is coupled to a middle section of the fuselage, wherein a right motor and right propeller are coupled to a right side of the main wing, and a left motor and left propeller are coupled to a left side of the main wing. The right and left propellers are angled with respect to the fuselage enabling the aircraft to pitch up to a vertical-takeoff mode and pitch down a horizontal-cruising mode. A pitch motor and pitch propeller are located at the rear end of the fuselage, wherein the pitch propeller is angled to provide substantially vertical thrust to control a pitch of the fuselage.

SYSTEM AND METHOD FOR DAMPING OSCILLATIONS OF A PAYLOAD

AN ELECTRICALLY POWERED ROTARY-WING AIRCRAFT

Hybrid fixed VTOL aircraft powered by heavy fuel engine

A VTOL drone aircraft can include a rechargeable battery, a primary processor, lift propellers, an internal combustion engine with a thrust propeller, a generator, and a power regulation controller. The generator can receive power from the internal combustion engine and deliver electrical power to the rechargeable battery, the lift propellers, or both. The power regulation controller can regulate dynamically power delivery from the internal combustion engine to the thrust propeller and the generator, and from the generator to the rechargeable battery based upon changing conditions during flight. The power regulation controller can prevent operation of the generator when peak power is needed from the internal combustion engine for the thrust propeller. The power regulation controller can also control a clutch coupled to the thrust propeller to regulate the delivery of power to the thrust propeller when the internal combustion engine is active.

ROTARY AND FIXED WING CONVERTIBLE AIRCRAFT WITH MONOCOPTERS

Systems, methods and devices for rotary and fixed wing convertible aircraft with monocopters. A monocopter flying device may include a main body and a wing pivotally coupled to the main body. A wing actuator operably coupled to the wing may be configured to pivot the wing about its longitudinal axis. The flying device may include a propulsion unit pivotally coupled to the main body that includes a motor and a propeller having a hub and radially extending blades. A propulsion unit actuator may be configured to pivot the propulsion unit about an axis non-parallel to the axis of rotation of the propellor. The flying device may include a control system including one or more processors configured to control operation of the devices. The flying devices may connect together to form a flying system having multiple flight modes with varying orientations. The flying system may disaggregate the flying devices in flight.

BATTERY AUGMENTATION FOR UAV INTERNAL COMBUSTION ENGINES

HYBRID VTOL FIXED-WING AERIAL VEHICLE

A long-distance drone is disclosed having a canard wing configuration with a cabin (270) attached to a left main wing (213) and a right main wing (214). There is a left forewing (211) and a right forewing (212) connected together to form a single-piece forewing. There is a left linear support (220) connecting the left forewing (211) to the left main wing (213), and a right linear support (221) connecting the right forewing (212) to the right main wing (214). A plurality of propellers is disposed on the left and the right linear supports (220, 221).

High-Altitude Airborne Remote Sensing

An unmanned aerial vehicle capable of vertical takeoff and landing carries a remote sensing platform to a high altitude cruising altitude and flies over a target area, collecting remote sensing imagery before returning to earth. Instead of being piloted remotely, the vehicle employs an autonomous flight control system.

LOW NOISE VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING (VTOL) UNMANNED AIR VEHICLE (UAV)

Low noise vertical take-off and landing (VTOL) unmanned air vehicle. A vertical take-off and landing unmanned vehicle which generates low levels of noise includes an ion thruster providing a thrust in a vertical direction, and a thrust vectoring system providing thrust in at least one of a forward, aft, left, and right direction, when the unmanned vehicle is in flight ...

FORMED-METAL SHEET AIRFRAME FOR UAVS

An unmanned aerial vehicle (UAV) includes a fuselage, a pair of wings attached to the fuselage, and a propulsion system mounted to the wings to provide propulsion to the UAV. The fuselage has an outer fuselage shell that is a first mechanical support structure for an airframe of the UAV. The pair of wings is attached to the fuselage and shaped to provide aerodynamic lift. The wings have outer wing shells that are second mechanical support structures for the airframe. The outer fuselage shell or the outer wing shells comprise one or more formed-metal sheets.

METHOD, SYSTEM AND COMPONENTS PROVIDING A SECURE INTERNET CONNECTED AERIAL NETWORK FOR CONTINUOUS DRONE OPERATION AND SURVEILLANCE

Systems and methods designed to facilitate a robust and secure aerial network that supports surveillance and delivery operations of electric battery-powered drones. These operations can be conducted in both autonomous and operator-controlled modes. The integrated system utilizes individual drones and base stations, each functioning as nodes within the aerial network and maintaining continuous internet connectivity. The base stations are equipped to serve as recharge and battery swap points for the drones. Furthermore, the network interfaces with a proprietary, secure internet-based application and servers, which enable the coordination and collaboration of drones, autonomous recharging, and comprehensive data collection. This advanced technology has global operability, extending its reach beyond terrestrial boundaries to other celestial bodies, as long as an internet connection is available.

EXTRUDED WING PROTECTION SYSTEM AND DEVICE

MODULAR UNMANNED AERIAL VEHICLE CONNECTION SYSTEM

SYSTEMS AND METHODS FOR EFFICIENT CRUISE AND HOVER IN VTOL

AIRCRAFT

An aircraft includes a wing having an integrated ducted fan. The ducted fan is equipped with inlet louvers and outlet louvers. The inlet louvers are adjustable between an open position and a closed position by an actuating mechanism.

CONTROL DEVICE, UNMANNED AERIAL VEHICLE, AND CONTROL METHOD

A control device 133 acquires distance information indicating a distance between an UAV 1 and an article B positioned under the UAV 1 and controls a winch 16 to unreel a linear member 15 on the basis of the distance indicated in the acquired distance information.

MULTIPURPOSE AND LONG ENDURANCE HYBRID UNMANNED AERIAL VEHICLE

The present invention relates to a multipurpose and long endurance Hybrid Unmanned Aerial Vehicle (HUAV) with the combined functions of a Vertical Take-off and Landing (VTOL) and a fixed wing operation. The HUAV may take-off and land vertically on both land and water, and perform a mid-air transition from a VTOL mode to a fixed wing mode. The HUAV includes an airframe, a fixed wing unit having at least one forward thrust motor, one or more VTOL units mounted on a tail boom, and a fuselage of the airframe. Each of the one or more VTOL units includes at least one VTOL motor, and a control unit configured to control on-board transition of the HUAV between the VTOL mode and the fixed wing mode by controlling at least one forward thrust motor and at least one VTOL motor.

UNMANNED AERIAL VEHICLE

An unmanned aerial vehicle includes a body, a first wing, a second wing, a first rotor assembly, a third rotor assembly, and a fourth rotor assembly. The body has a first accommodating cavity and a second accommodating cavity. The first wing and the second wing are disposed on two sides of the body. The first rotor assembly is mounted to the first wing, and the second rotor assembly is mounted to the second wing. The third rotor assembly includes a third motor and a third propeller connected to the third motor. The third motor is mounted in the first accommodating cavity and partially exposed to the body. The fourth rotor assembly includes a fourth motor and a fourth propeller connected to the fourth motor. The fourth motor is mounted in the second accommodating cavity and partially exposed to the body.

AIRCRAFT CONTROL WITH SCHEDULED ANGLE OF ATTACK

A method for controlling an aircraft includes accessing input data indicative of at least airspeed of the aircraft and determining trim values based at least in part on the input data. The trim values includes an angle of attack trim value for the aircraft. The method also includes accessing data indicative of the trim values by a flight controller and controlling, using the flight controller, operation of the aircraft based at least in part on the trim values.

COMBINED VERTICAL TAKEOFF AND LANDING UAVS

The invention relates to the technical field of unmanned aerial vehicle (UAV), which discloses a combined vertical takeoff and landing UAV, comprising a large vertical takeoff and landing UAV (1), a connecting device (3), and a small vertical takeoff and landing UAV (2). The connecting device (3) comprises a clamping component (31) and an adsorption component (32). The clamping component (31) includes a clamping part (311), and a clamping groove (312) is arranged on the clamping part (311). The clamping component (31) comprises a snap-fitting part (313), and a snap-fitting groove (314) is arranged on the snap-fitting part (313). The clamping groove (312) and the snap-fitting groove (314) are correspondingly set. A first holding space (321) is arranged on the clamping part (311), and a second holding space (323) is arranged on the snap-fitting part (313). The adsorption component (32) comprises a first magnetic element (322) located in the first holding space (321), and the adsorption component ...

METHOD AND DEVICE FOR CONTROLLING FLIGHT OF AIRCRAFT, AND AIRCRAFT

The present invention discloses a method and device for controlling the flight of an aircraft, and an aircraft. The aircraft includes a fuselage, two wings, two supporting arms, two rotor wing structures, two second power modules, two third power modules, two steering modules, a lifting module, an altitude sensor, and a speed sensor. The two wings are fixed to the fuselage, the supporting arms are fixed to the wings, the rotor wing structure includes a first power module and a driving module, the driving module of the rotor wing structure is fixed to the supporting arm, and the driving module is configured to drive the first power module to rotate such that the first power module switches between the level flight mode and the lifting mode.

THRUST ALLOCATION FOR AERIAL VEHICLE

UAV DOCKING STATION AND UAV ASSEMBLY

An unmanned aerial vehicle (UAV) assembly includes an UAV and an UAV docking station (1). The UAV docking station includes a housing (10), an extension piece (20), and a door (30). The housing is provided with an accommodation cavity (101) and a hatch (102) communicating with the accommodation cavity. The extension piece is provided with an extension cavity (201) and connected to the housing. The extension piece is provided on a side portion on one end, near the hatch (102), of the housing (10), and the extension cavity communicates with the accommodation cavity (101). The door (30) is connected to the housing and provided at the hatch (102), and the door is capable of opening or closing the hatch. A cross-sectional area where the extension cavity communicates with the accommodation cavity being greater than a cross-sectional area of the accommodation cavity. The UAV can be accommodated in the accommodation cavity (101) of the UAV docking station (1).

Telescoping Tail Assemblies for Use on Aircraft

A telescoping tail assembly for use on an aircraft that has a fore-aft length. The telescoping tail assembly includes a housing extending in an aftward direction and a tailboom slidable along the housing into various positions including an extended position and a retracted position. A jackscrew is coupled to the tailboom. An actuator is coupled to the jackscrew and is configured to selectively rotate the jackscrew to translate the tailboom between the plurality of positions. The tailboom has one or more control surfaces coupled thereto. The tailboom increases the fore-aft length of the aircraft in the extended position and decreases the fore-aft length of the aircraft in the retracted position.

LIGHT ADJUSTMENT CONTROL FOR CAMERAS OF AN AERIAL VEHICLE

CLIP-ON PROPELLER MOUNT

A propulsion unit includes a motor rotor, a clip-in base mount, a clip-in rotor cap, propeller mounts, and propeller blades. The motor rotor spins about a central rotational axis. The clip-in base mount is disposed on the motor rotor. The clip-in rotor cap is shaped to mate with and detachably clip into the clip-in base mount. The propeller mounts are attached to the clip-in rotor cap. The propeller blades each have a proximal base and a distal tip. The proximal base of each propeller blade mounts to a corresponding one of the propeller mounts.

A DEVICE FOR UNMANNED AERIAL VEHICLE TO INSTALL RAINFALL CATALYTIC BOMB

The invention belongs to the technical field of unmanned aerial vehicle application and artificial rainfall, and discloses a device for unmanned aerial vehicle to install rainfall catalytic bomb which comprises an unmanned aerial vehicle, a cannonball for artificial precipitation and a cylinder, wherein the unmanned aerial vehicle is connected with the cannonball for artificial precipitation through a soft lock, the cannonballs for artificial precipitation are multiple and are wrapped in the cylinders, a second sensor is arranged in the cylinder, wing surfaces are arranged on the outer side of the cylinder, the wing surfaces are multiple and are arranged at one end of the cylinder in the long shaft direction, and one end of the soft lock is connected to the other end of the cylinder in the long shaft direction. The unmanned aerial vehicle carries the cannonball for artificial precipitation to carry out rainfall, the unmanned aerial vehicle does not need to enter a cloud layer, the unmanned ...

Apparatus with variable pitch and continuous tilt for rotors on an unmanned fixed wing aircraft

An apparatus providing continuous tilt and variable pitch for rotors on a fixed wing VTOL aircraft. An actuator on a housing rotates a first pivot point on a motor mount to tilt a motor to horizontal and vertical positions. Simultaneously, an actuator on the motor mount rotates a fork on a second pivot point on the motor mount to adjust the pitch of the rotors attached to a free end of the motor's drive shaft. A lower swash plate on the drive shaft is attached to the fork. An upper swash plate on the drive shaft is attached to the rotors. The swash plates are attached to each other with a shaft bushing attached to a shaft ball bearing. The shaft bushing allows both swash plates to move linearly along the shaft when the fork is rotated. The shaft ball bearing allows the upper swash plate to rotate with the drive shaft while the lower swash plate remains stationary.

CLIP-ON PROPELLER MOUNT

STRUCTURAL FEATURES OF VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING (VTOL) AERIAL VEHICLE

An aerial vehicle pertinent to the present application has a rotor system that operates in both a vertical-take-off-landing (VTOL) and a cruise mode. There are boom structures which support rotors and the tail. Tiltable rotors are located at the front ends of the booms. The rear rotors are placed under an upward rise in the booms, which allows for reduced in-flight drag and eliminates the need for collapsible rotors when said rotors are not actively operational.

FLYING VEHICLE

A flying vehicle with a flight part connected to a plurality of rotor wing parts and a main wing, wherein the main wing is configured such that the lift produced by the main wing during landing is reduced compared to the lift produced by the main wing during cruising. Furthermore, the main wing is fixed at a forward tilt with respect to the flight part. Furthermore, the rotor wing is connected at an angle that produces propulsion and lift during cruise. Furthermore, the rotor blades are connected at an angle that generates propulsive force during cruise.

Submersible drone delivery and recovery system using waterproof aerial drone

A submersion system for a rotorcraft is described and includes a control module for controlling a depth to which the rotorcraft is submerged in a body of water; a compressed air chamber associated with the control module; and at least one flotation pod including a sealable opening on a top surface thereof and an opening on a bottom surface thereof. The control module selectively causes water to be taken into the at least one flotation pod to cause the submersion system to submerge in the body of water and selectively causes water to be evacuated from the at least one flotation pod to cause the submersion system to float in the body of water.

VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING (VTOL) AIRCRAFT WITH AERODYNAMICALLY LIFTING PROTECTIVE STRUCTURE SYSTEM AND METHOD

A method that includes takeoff of an aircraft assembly in a vertical orientation with a central axis X of the aircraft assembly perpendicular to the ground; rotating the aircraft assembly from the vertical orientation to a horizontal orientation where the central axis X is between −5° and 20° from true horizontal; and flying the aircraft assembly from a first location to a second location in the horizontal orientation with an aircraft of the aircraft assembly generating forward propulsion for forward flight and a wing body of the aircraft assembly generating aerodynamic lift for the aircraft assembly based on the forward flight in the horizontal orientation, the aerodynamic lift generated by the wing body supporting equal to or greater than 70% of the weight of the aircraft assembly.

TAKE-OFF AND LANDING APPARATUS FOR VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING AIRCRAFT

A take-off and landing apparatus for a vertical take-off and landing aircraft is disclosed, including a take-off and landing pole, a mooring transfer base and a sleeve docking device. The top of the take-off and landing pole is provided with a contact head which is elastic. The mooring transfer base is disposed on the take-off and landing pole, the mooring transfer base is movable along the take-off and landing pole, the mooring transfer base is configured to receive the vertical take-off and landing aircraft. The sleeve docking device is disposed on the vertical take-off and landing aircraft, and the sleeve docking device is provided with a docking hole adapted to the take-off and landing pole.

AIRCRAFT

An aircraft includes a wing having an integrated ducted fan. The ducted fan is optionally equipped with inlet louvers and outlet louvers. The inlet louvers and the outlet louvers are adjustable between an open position and a closed position.

Telescoping tail assemblies for use on aircraft

A telescoping tail assembly for use on an aircraft having a fore-aft length. The telescoping tail assembly includes a housing extending in an aftward direction, a tailboom slidable along the housing into various positions including an extended position and a retracted position and one or more control surfaces coupled to the tailboom. The tailboom increases the fore-aft length of the aircraft in the extended position and decreases the fore-aft length of the aircraft in the retracted position.

Air-Transportable Device For Projecting Pressurised Liquid

The invention relates to an air-transportable device (100) for projecting pressurized liquid over a surface, comprising a rotating washing head and an inspection system (11) with LED bulbs and cameras. The air-transportable device (100) is secured to an aircraft (200, 500) by the upper surface thereof or by means of straps and can be configured for different uses such as cleaning wind and photovoltaic facilities, extinguishing fires or cleaning insulators.

Aircraft

An aircraft includes a battery, an airfoil and heat conducting elements, and the heat conducting elements connect the battery thermally to the airfoil in such a way that heat which is produced in the battery is distributed to the airfoil.

Establishing a Location for Unmanned Delivery/Pickup of a Parcel

Systems, media, and methods for collecting front-end information from a customer to establish a delivery/pickup location for delivery/pickup of a parcel by unmanned vehicles are provided. In some embodiments, a customer may be guided though a registration process that includes establishing release/retrieve zones for unmanned delivery/pickup. In some cases, release/retrieve zones may be determined using a map provided to the customer. Areas to establish release/retrieve zones may be suggested to the customer, or in some cases, the customer may suggest potential release/retrieve zones. It may be determined whether a release/retrieve zone is suitable based on customer configurations and consents. Some embodiments include establishing a release/retrieve zone using augmented reality. In some cases, customers may wish to designate off-limits areas, including no-fly zones, to prohibit certain unmanned vehicles from entering the off-limits areas.

Autonomous thrust vectoring ring wing pod

An autonomous thrust vectoring ring wing pod is disclosed. A plurality of distributed propulsion element (thruster) layout within a self-articulating ring wing pod allows the pod to selectively control its thrust vector by controlling each propulsion element in the pod. This arrangement allows autonomous and independent control of the tilting of the ring wing relative to the aircraft. The ring wing pod acts as both a nacelle to house the propulsion elements as well as a lifting surface when in wing-borne flight. The autonomous thrust vectoring ring wing pod also provides superior aircraft attitude control in wing-borne flight, thus negating the need for conventional surface controls.

Tetra-Propeller Aircraft

Described herein is a vertical take-off and landing aircraft comprising: an upper enclosure comprising a first upper arm and a second upper arm; a lower enclosure comprising a first lower arm and a second lower arm; wherein the first upper arm and the first lower arm comprise a first upper buckle and a first lower buckle, respectively; wherein the second upper arm and the second lower arm comprise a second upper buckle and a second lower buckle, respectively; wherein the first upper buckle engages the first lower buckle and the second upper buckle engages the second lower buckle, thereby securing the upper enclosure to the lower enclosure.

Rocket propelled drone

Disclosed is a remotely controlled wireless drone which employs a solid fuel rocket engine to propel it quickly to a desired or location. More specifically, an unmanned vehicle including a fuselage and a propulsion unit engaged with the fuselage, the propulsion unit being operable to bring the unmanned vehicle to a desired altitude or location, generally during a launch stage. The fuselage also includes multiple rotors pivotally engaged with the fuselage and a rotor positioning system operable to pivot the multiple rotors between stowed and deployed positions. The stowed position of the propellers minimizes drag and instability during the launch stage, and the deployed position allows the multiple rotors to control the position and altitude of the unmanned vehicle after the fuel of the rocket engine is spent. Submersible/amphibious and other embodiments are also described.

Navigation system with camera assist

One embodiment is a navigation system for an aircraft including a positioning system to generate information related to a position of the aircraft, a group of cameras mounted to a body of the aircraft, each camera of the group of cameras to simultaneously capture images of a portion of an environment that surrounds the aircraft, and a processing component coupled to the positioning system and the group of cameras, the processing component to determine a current position of the aircraft based on the information related to the position of the aircraft and the images.

Air vehicle and method and apparatus for control thereof

An air vehicle comprising a main body and a pair of opposing wing members extending substantially laterally from the main body, at least a first propulsion device associated with a first of said wing members and a second propulsion device associated with a second of said wing members, each said propulsion device being arranged and configured to generate linear thrust relative to said main body, in use, the air vehicle further comprising a control module for generating a control signal configured to change a mode of flying of said air vehicle, in use, between a fixed wing mode and a rotary wing mode, wherein, in said fixed wing mode of flying, the direction of thrust generated by the first propulsion device relative to the main body is the same as the direction of thrust generated by the second propulsion device, and in said second mode of flying, the direction of thrust generated by the first propulsion device relative to the main body is opposite to that generated by the second propulsion device.

Vertical Take-Off and Landing Unmanned Aerial Vehicle Having Foldable Fixed Wing and Based on Twin-Ducted Fan Power System

A vertical take-off and landing (VTOL) unmanned aerial vehicle having a foldable fixed wing and a twin-ducted fan power system (7) arranged at a tail portion of a fuselage in a transverse and tail propulsion arrangement provides lift for vertical take-off and landing and propulsion for horizontal flight. By means of deflection of a control servo plane arranged at a duct exit, a vectored thrust is provided to enable a fast attitude change. When the aerial vehicle takes off and lands vertically/flies at a low speed, the wing is folded to reduce the frontal area exposure to crosswind. When the aerial vehicle is flying horizontally, the wing is expanded to obtain larger lift. A Coanda effect is created at a trailing edge of the wing by suction of the duct to improve performance.

Hydraulic multi-rotor aerial vehicle

A multi-rotor aerial vehicle comprises at least two rotors, a controller, a power supply having an output shaft, a shaft-driven hydraulic machine coupled to the output shaft and at least two rotor-driving hydraulic machines coupled to respective rotors. At least one of the hydraulic machines is an electronically commutated hydraulic machine in which displacement of hydraulic fluid through each working chamber is regulated by electronically controllable valves, during each cycle of working chamber volume, in phased relationship to cycles of working chamber volume. The controller controls the electronically controllable valves of the electronically commutated hydraulic machines to independently control the rotation of the rotors. The shaft-driven hydraulic machine may be an electronically commutated machine with a plurality of independent outputs, which independently drive the rotor-driving hydraulic machines. The rotor-driving hydraulic machines may be electronically commutated machines the displacement of which is independently controlled to independently drive the rotors.

Modular Payload Systems for Aircraft

A modular payload system for an aircraft includes a modular bay recessed within the aircraft. The modular bay includes a modular bay interface. The modular payload system includes a plurality of payload modules each having a respective function and a payload interface adapted to connect to at least a portion of the modular bay interface. The plurality of payload modules are interchangeably insertable into the modular bay to enable the modular bay to support the functions of the plurality of payload modules.

Six degree of freedom aerial vehicle having pivoting wing sections

Systems and methods to improve stability and control of an aerial vehicle are described. For an aerial vehicle having a ring wing around a fuselage and a plurality of propulsion mechanisms, one or more sections of the ring wing may be pivotable to reduce vibrations and forces transferred to the aerial vehicle, and to prevent stall and minimize turbulence experienced by the aerial vehicle. The pivotable sections of the ring wing may be freely pivotable, may include locking elements to prevent or allow pivoting, may include bias elements or dampening elements to partially control the free pivoting, or may include actuators to effect desired pivoting.

Hybrid vtol vehicle

A hybrid VTOL vehicle having an envelope configured to provide hydrostatic buoyancy, a fuselage attached to the envelope and having at least one pair of wings extending from opposing sides thereof to produce dynamic lift through movement, and a thrust generation device on each wing and configured to rotate with each wing about an axis that is lateral to a longitudinal axis of the envelope to provide vertical takeoff or landing capabilities. Ideally, the envelope provides negative hydrostatic lift to enhance low-speed and on-the-ground stability.

Unmanned aerial vehicle

An unmanned aerial vehicle (UAV) capable of vertical and horizontal flight modes, a method for assembling a UAV, and a kit of parts for assembling a UAV. The UAV comprises a wing structure comprising elongated equal first and second wings; a support structure comprising first and second sections coupled to a middle position of the wing structure and extending in opposite directions perpendicular to the wing structure; and four propellers, each mounted to a respective one of the first and second wings, and first and second sections, for powering the UAV during both vertical and horizontal flight modes.

Tri-rotor tailsitter aircraft

In one embodiment, a tailsitter aircraft comprises a fuselage; a plurality of wings extending radially from the fuselage; a plurality of rotors coupled to the plurality of wings, wherein each rotor of the plurality of rotors is coupled to a particular wing of the plurality of wings, and wherein the plurality of rotors consists of three rotors; and at least one engine to power the plurality of rotors.

Variable geometry airframe for vertical and horizontal flight

A hybrid wing autonomous aircraft having, an airframe, at least one hybrid wing member having an airframe end and an extended end, and having leading and trailing edges and a plurality of control structures, the airframe end coupled to the airframe, and the extended end further configured with a wing extension device, the wing extension device configured to extend a supplemental lifting surface from the extended end, an airframe actuator configured to cause the extension end of the hybrid wing member to move from a first position relative to the airframe to a second position relative to the airframe, wherein the second position is greater in distance from the airframe than the first position.

Power and communication interface for vertical take-off and landing (vtol) unmanned aerial vehicles (uavs)

A vertical take-off and landing (VTOL) unmanned aerial vehicle (UAV) system including: a rearward facing tang extending from a rear fuselage portion of a VTOL UAV; one or more metallic contacts disposed on an exterior surface of the tang; a UAV pod including a landing surface; and an opening disposed in the landing surface to receive the tang.

Self-righting aeronautical vehicle and method of use

An aeronautical vehicle that rights itself from an inverted state to an upright state has a self-righting frame assembly has a protrusion extending upwardly from a central vertical axis. The protrusion provides an initial instability to begin a self-righting process when the aeronautical vehicle is inverted on a surface. A propulsion system, such as rotor driven by a motor can be mounted in a central void of the self-righting frame assembly and oriented to provide a lifting force. A power supply is mounted in the central void of the self-righting frame assembly and operationally connected to the at least one rotor for rotatably powering the rotor. An electronics assembly is also mounted in the central void of the self-righting frame for receiving remote control commands and is communicatively interconnected to the power supply for remotely controlling the aeronautical vehicle to take off, to fly, and to land on a surface.

Remotely or autonomously piloted reduced size aircraft with vertical take-off and landing capabilities

An aircraft having a vertical take-off and landing (“VTOL”) propulsion system aircraft, smaller than a standard manned aircraft and remotely or autonomously piloted. The aircraft comprises a symmetrical airfoil shape for the center body section that consists of ribs and spars maintaining an open area in the center. Situated within the open area of the center of the aircraft resides a duct system consisting of a ducted fan and five outlet vents. The main outlet vent functions as the exhaust exiting the aft portion of the aircraft, with the remaining four ducts used for the VTOL capabilities exiting the underside of the aircraft. The aircraft can have a range of wingspan, which can be scaled to satisfy needs and requirements, with a blended wing body that incorporates the inlet and duct system.

Landing and Payload Loading Structures

An example UAV landing structure includes a landing platform for a UAV, a cavity within the landing platform, and a track that runs along the landing platform and at least a part of the cavity. The UAV may include a winch system that includes a tether that may be coupled to a payload. Furthermore, the cavity may be aligned over a predetermined target location. The cavity may be sized to allow the winch system to pass a tethered payload through the cavity. The track may guide the UAV to a docked position over the cavity as the UAV moves along the landing platform. When the UAV is in the docked position, a payload may be loaded to or unloaded from the UAV through the cavity.

Vertical takeoff and landing (vtol) unmanned aerial vehicle (uav)

One example embodiment includes a vertical takeoff and landing (VTOL) unmanned aerial vehicle (UAV). The VTOL UAV includes a flight control system configured to provide avionic control of the VTOL UAV in a hover mode and in a level-flight mode. The VTOL UAV also includes a body encapsulating an engine and the flight control system. The VTOL UAV further includes a rotor disk coupled to the engine and configured to provide vertical thrust and cyclic pitch control in the hover mode and to provide horizontal thrust for flight during the level-flight mode.

Multi-blade rotor system

A rotor system is provided in one example embodiment and may include a first pair of rotor blades comprising a first pitch and a first diameter; and a second pair of rotor blades comprising a second pitch and a second diameter, wherein the first pitch of the first pair of rotor blades and the second pitch of the second pair of rotor blades are different.

Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles

A vehicle, includes a main body. A fluid generator is coupled to the main body and produces a fluid stream. At least one fore conduit and at least one tail conduit are fluidly coupled to the generator. First and second fore ejectors are fluidly coupled to the fore conduit, coupled to the main body and respectively coupled to a starboard side and port side of the vehicle. The fore ejectors respectively comprise an outlet structure out of which fluid flows. At least one tail ejector is fluidly coupled to the tail conduit. The tail ejector comprises an outlet structure out of which fluid flows. A primary airfoil element is coupled to the tail portion. A surface of the primary airfoil element is located directly downstream of the first and second fore ejectors such that the fluid from the first and second fore ejectors flows over the such surface.

Vertical short takeoff and landing apparatus

Methods and apparatus for vertical or short takeoff and landing. In one embodiment, the apparatus comprises two or more counter driven rings with one or more airfoils attached. In one variant, there is an upper ring and a lower ring, each with multiple airfoils attached. In one variant, lift is generated largely via ambient air currents, allowing for long term on-station operation of the device.

Voronoi Cropping of Images for Post Field Generation

A method and system including: defining a geographic area; receiving a plurality of images; determining a plurality of image points; partitioning the geographic area into a plurality of image regions based on the plurality of image points; and stitching the plurality of images into a combined image based on the plurality of image regions.

Winged multi-rotor flying craft with payload accomodating shifting structure and automatic payload delivery

A vertical takeoff/landing capable, multi-engine aircraft with an airfoil without elevator or rudder surfaces. Strut apertures are provided that accommodate vertical and horizontal translation of the airfoil in reference to engine supporting struts which are disposed through the apertures, opposite ends of the struts extending to opposite sides of the airfoil, wherein the struts are adjustably attached to the airfoil. A first and second plurality of engines are attached to ends of the struts, an attachment position of the plurality of engines to the struts is horizontally adjustable. A computerized engine controller, controls thrusts of the engines, to enable the aircraft to vertically lift off/land and re-orient itself to horizontally fly, and perform thrust-initiated elevator and rudder emulating flight. An external payload-to-delivery mating mechanism is attached to the bottom of the payload, which mates to a pole leading to the payload receptacle. Transceivers facilitate precise transfer of the payload.

Vertical Takeoff and Landing (VTOL) Air Vehicle

A flight control apparatus for fixed-wing aircraft includes a first port wing and first starboard wing, a first port swash plate coupled between a first port rotor and first port electric motor, the first port electric motor coupled to the first port wing, and a first starboard swash plate coupled between a first starboard rotor and first starboard electric motor, the first starboard electric motor coupled to the first starboard wing.

Automatic recovery systems and methods for unmanned aircraft systems

An aircraft, such as an unmanned aircraft, can include a forward propulsion system comprising one or more engines and one or more rotors coupled to a corresponding engine; a vertical propulsion system comprising one or more vertical propulsion engines and one or more corresponding rotors coupled thereto; a sensor package comprising one or more sensors to detect an operating parameter of the aircraft. It may further include an automatic recovery system that includes an input coupled to the sensor package; an output coupled to an aircraft controller; a processor to monitor one or more operating parameters of the aircraft, detect a failure of the forward propulsion system based on the operating parameters, and transition the aircraft to the vertical propulsion system for landing.

Tilt-Wing Aircraft

Example embodiment provides an aircraft with improved agility. The aircraft includes a main body, at least two wing assemblies, at least two motors, and a controller. The wing assemblies are attached to the main body. Each motor tilts one wing assembly with a tilting angle. The controller is connected with the motors for controlling the tilting angle of the wing assembly. Each wing assembly further includes a wing, a power plant, and a propeller that is driven by the power plant for providing propulsion. Each wing assembly tilts with an individual tilting angle, so that the aircraft can fly with improved agility. The power plants and propellers on the wings can each be controlled independently in synchronism with the tilting wings.

Survey migration system for vertical take-off and landing (vtol) unmanned aerial vehicles (uavs)

A method of migrating unmanned aerial vehicle (UAV) operations between geographic survey areas, including: uploading a first plurality of flight missions into a first UAV pod; deploying the UAV pod; autonomously launching the UAV from the UAV pod a plurality of times to perform the first plurality of flight missions; providing first survey data from the UAV to the UAV pod; autonomously migrating the UAV from the first UAV pod to a second UAV pod; receiving a second plurality of flight missions in a second UAV pod; providing the UAV with one of the second plurality of flight missions from the second UAV pod; autonomously launching the UAV from the second UAV pod a plurality of times to perform the second plurality of flight missions; and providing a second survey data from the UAV to the second UAV pod; where the autonomous migrating of the UAV to accomplish the first and second survey data happens autonomously and without active human intervention.

Aircraft having Split Wing and Monoplane Configurations

An aircraft includes a fuselage coupled to a wing having a root section and first and second outboard sections each having first and second wing layers pivotably coupled to respective outboard ends of the root section. A thrust array is coupled to the wing. A power system is operably associated with the thrust array to provide power to each of a plurality of propulsion assemblies. A flight control system is operably associated with the thrust array and the wing. The flight control system is operable to control the thrust output from the propulsion assemblies and the configuration of the wing. In a thrust-borne vertical lift mode, the wing has a split wing configuration such that the thrust array forms a two dimensional thrust array. In the wing-borne forward flight mode, the wing has a monoplane configuration such that the thrust array forms a one dimensional thrust array.

Electric Vertical Takeoff and Landing Aircraft

An aircraft has a boom, a propulsion assembly coupled to a first end of the boom, and a first wing coupled to a second end of the boom. The propulsion assembly is coupled to the boom by a rotating joint. A second wing is optionally coupled to the rotating joint. The first wing is coupled to the boom by a rotating joint. The first wing is coupled to the rotating joint by a hinge. A vehicle with roll, pitch, and yaw maneuverability able to mirror the aircraft movements may be coupled to the second end of the boom. The vehicle body may be picked up with a vehicle chassis disconnected from the vehicle body. The boom houses an energy source to power the propulsion assembly. A rudder is coupled to the second end of the boom. A paddle is disposed between the propulsion assembly and the boom.

Unmanned aerial vehicle and control method for unmanned aerial vehicle

An unmanned aerial vehicle (UAV) includes a main frame, a pair of front wings, a pair of rear wings, and a plurality of rotor power assemblies. The pair of front wings are arranged at two opposite sides of the main frame and configured to rotate relative to the main frame about a first rotation axis perpendicular to a front-rear direction of the main frame. The pair of rear wings are arranged at the two opposite sides of the main frame and are closer to a rear end of the main frame than the pair of front wings. The pair of rear wings are configured to rotate relative to the main frame about a second rotation axis perpendicular to the front-rear direction of the main frame. The plurality of rotor power assemblies are mounted at the front wings and the rear wings.

Vertical take-off and landing vehicle

Methods, apparatus, systems and a vertical take-off and landing (VTOL) vehicle are provided. The VTOL vehicle includes: a fuselage having longitudinally a front section, a central section and a rear section; a first lifting surface comprising two wings respectively secured to opposite sides of the rear section of the fuselage; a second lifting surface comprising two wings respectively secured to opposite sides of the front section of the fuselage; where each wing comprises at least one engine module, each of the engine modules being pivotally coupled to the wing and each engine module being independently controlled for transitioning between a vertical mode of flight and a horizontal mode of flight.

Convertiplane

The invention relates to the field of aviation, and more particularly to designs for vertical take-off and landing aircraft. A convertiplane comprising a fuselage, a pair of wings: fore and aft, propulsion systems comprising engines and propellers, a keel, a landing gear, and pylons designed so as to be rotatable. Two lift propulsion systems are arranged on the pylons with one degree of freedom with respect to the yaw angle along the sides of the fuselage so as to be fixable in position and retractable during horizontal flight forward or back in fuselage niches. A basic propulsion system is mounted on a pylon with two degrees of freedom with respect to the angle of bank and pitch so as to be fixable in position, and is arranged either in the nose section of the fuselage or in the keel, on the leading edge or the trailing edge thereof. This provides improved reliability and safety, increased flight range and reduced cost of the convertiplane.

Automated un-manned air traffic control system

A low flying unmanned vehicle is disclosed that may be able to determine whether a collision is possible and may take evasive action in response to the possible collision. The vehicle may wirelessly communicate and may use a standard protocol such that a variety of additional objects may be taken into account when determining the possible collision risk.

Supporting wing structure for an aircraft, and aircraft having such a supporting wing structure

A supporting wing structure for an aircraft, in particular for a load-carrying and/or passenger-carrying aircraft, preferably an aircraft in the form of a vertical take-off and landing multicopter having a plurality of electrically driven rotors which are disposed in a distributed manner. The supporting wing structure has a plurality of struts. A first number of the struts are at least largely disposed in a first direction, while a second number of the struts are at least largely disposed in a second direction, the second direction being oriented orthogonal to the first direction. At least the struts of the second number have an aerodynamic profile in cross section, and/or in the struts are connected to one another at least in pairs between neighboring struts by a connecting structure, preferably from individual connecting segments, and the connecting structure or the connecting segments have an aerodynamic profiling. Furthermore an aircraft is provided equipped with such a supporting wing structure.

Aerial vehicles with transitioning landing gear and related methods

Aerial vehicles may be selectively transitioned between a fixed wing flight configuration and a vertical takeoff and landing (VTOL) configuration. In the fixed wing flight configuration, a forward propeller may rotate in a first forward plane, whereas in the VTOL configuration, the forward propeller may be tilted to rotate in a second forward plane. A forward landing arm may extend downward in the VTOL configuration and be configured to be tilted to a stowed position when the aerial vehicle is in the fixed wing flight configuration. The forward landing arm may be coupled to the forward propeller such that tilting of the forward propeller causes corresponding tilting of the forward landing arm. In some examples, a plurality of such landing arms and propellers are tilted during transitioning of the aerial vehicle, such as one or more forward propellers and landing arms and/or one or more aft propellers and landing arms.

VERTICAL TAKEOFF AND LANDING AIRCRAFT WITH FOUR TURNING WINGS AND ELECTRIC MOTORS

РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 2018 136 324 A (51) МПК B64C 29/00 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ЗАЯВКА НА ИЗОБРЕТЕНИЕ (21)(22) Заявка: 2018136324, 09.03.2017 (71) Заявитель(и): НАВИС С.Р.Л. (IT) Приоритет(ы): (30) Конвенционный приоритет: 15.03.2016 IT ITUA20161595 (85) Дата начала рассмотрения заявки PCT на национальной фазе: 15.10.2018 R U (43) Дата публикации заявки: 15.04.2020 Бюл. № 11 (72) Автор(ы): БУРИГО, Марио (IT), МАТТЕОНИ, Марко, Чельсо (IT), САНТАРЕЛЛИ, Джанни (IT) (86) Заявка PCT: (87) Публикация заявки PCT: WO 2017/158417 (21.09.2017) R U (54) ВЕРТИКАЛЬНЫЙ ВЗЛЁТНО-ПОСАДОЧНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ЧЕТЫРЬМЯ ПОВОРОТНЫМИ КРЫЛЬЯМИ И ЭЛЕКТРИЧЕСКИМИ МОТОРАМИ (57) Формула изобретения 1. Летательный аппарат (ЛА), включающий: - фюзеляж, - вертикальный хвост, - как минимум один электродвигатель, использующий жидкое топливо, - четыре крыла, - перезаряжаемые устройства хранения электрической энергии, - топливный бак, - датчики, содержащие датчики воздушного потока и, - система управления приводом и обратной связью, - причём в каждом крыле имеется по меньшей мере один электродвигатель, который приводит в действие, по меньшей мере, один генератор тяги, - в котором тяговые генераторы могут обеспечивать комбинированную тягу, превышающую массу ЛА, - в котором тяговые генераторы воздушного потока взаимодействуют со всеми крыльями воздушного судна во время вертикального взлёта и посадки, - в котором мощность, требуемая для привода электродвигателей, поступает, по меньшей мере, из одного электрического генератора, и при этом дополнительная мощность, требуемая для обеспечения тяги выше, чем масса судна, поступает из перезаряжаемых аккумуляторов, Стр.: 1 A 2 0 1 8 1 3 6 3 2 4 A Адрес для переписки: 129090, Москва, пр-кт Мира, 6, ООО "Патентно-правовая фирма "ЮС" 2 0 1 8 1 3 6 3 2 4 IB 2017/000252 (09.03.2017) A 2 0 1 8 1 3 6 3 2 4 A R U 2 0 1 8 1 3 6 3 2 4 Стр.: 2 R U - в котором четыре крыла представляют собой поворотные ...

Aircraft for vertical take-off and landing with an engine and a propeller unit

The present invention relates to an aircraft (100) for vertical take-off and landing. A wing arrangement (110) is coupled to a fuselage (101) such that the wing arrangement (110) is tiltable around a longitudinal wing axis of the wing arrangement (110) and such that the wing arrangement (110) is rotatable around the fuselage (101). The wing arrangement (110) is adapted in such a way that, in a fixed-wing flight mode, the wing arrangement (110) does not rotate around the fuselage (101). The wing arrangement (110) is further adapted in such a way that, in a hover flight mode, the wing arrangement (110) is tilted around the longitudinal wing axis with respect to its orientations in the fixed-wing flight mode and that the wing arrangement (110) rotates around the fuselage (101). An engine (120) comprising a drive shaft (121) with an engine rotary axis (122), wherein the engine (120) is coupled to the wing arrangement (110) in such a way that in the hover flight mode the engine rotary axis (122) comprise at least one component which is parallel to a rotary axis (102) of the wing arrangement (110) around the fuselage (101).

Aircraft

Изобретение относится к летательным аппаратам, способным совершать вертикальный взлет и посадку. Летательный аппарат (ЛА) содержит планер, включающий крыло (1), две разнесенные продольные балки (2), горизонтальное оперение (3) и вертикальное оперение (4). Крыло (1) соединено с продольными балками (2), на концах которых расположены силовые установки, включающие двигатели и поворотные воздушные винты (5). Горизонтальное оперение (3) может располагаться как в хвостовой части, так и в носовой части. Полезная нагрузка размещается в съемном контейнере (7), закрепляемом на пилоне (9) под крылом (1). Технический результат заключается в упрощении перевозки негабаритного груза. 5 з.п. ф-лы, 10 ил. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 2 507 122 (13) C1 (51) МПК B64C 39/04 B64C 29/00 (2006.01) (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ (21)(22) Заявка: 2012142673/11, 08.10.2012 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 08.10.2012 (72) Автор(ы): Самойловский Артем Александрович (RU), Солошенко Владимир Николаевич (RU) (45) Опубликовано: 20.02.2014 Бюл. № 5 Адрес для переписки: 143406, Московская обл., г. Красногорск, ул. Циолковского, 20/2, кв.16, А.Д. Аверьянову установки, включающие двигатели и поворотные воздушные винты (5). Горизонтальное оперение (3) может располагаться как в хвостовой части, так и в носовой части. Полезная нагрузка размещается в съемном контейнере (7), закрепляемом на пилоне (9) под крылом (1). Технический результат заключается в упрощении перевозки негабаритного груза. 5 з.п. ф-лы, 10 ил. R U 2 5 0 7 1 2 2 (57) Реферат: Изобретение относится к летательным аппаратам, способным совершать вертикальный взлет и посадку. Летательный аппарат (ЛА) содержит планер, включающий крыло (1), две разнесенные продольные балки (2), горизонтальное оперение (3) и вертикальное оперение (4). Крыло (1) соединено с продольными балками (2), на концах которых расположены силовые Ñòð.: 1 ru C 1 C 1 (54) ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ ...

Power supply system for an aircraft and corresponding aircraft

本发明提供一种用于飞行器(10)的电力供应系统，该电力供应系统具有以下特征：该电力供应系统包括能够飞行的无人机(12)，该无人机带有多个旋翼(13)、直流变压器(14)、用于驱动这些旋翼(13)的电池(15)、以及用于固定该无人机(12)与该飞行器(10)之间的插接连接(16)的锁定装置(17)；该无人机(12)被配置为，借助该锁定装置(17)来固定该插接连接(16)，直到该飞行器(10)达到预定的飞行高度；并且该电力供应系统被配置成使得只要存在该插接连接(16)，则该电池(15)借助该直流变压器(14)给该飞行器(10)供电。

Method and apparatus for controlling unmanned vehicle

描述了一种用于控制可移动物体(100)的方法。所述方法可以包括：控制所述可移动物体(100)沿一个或多个方向以可变速率移动(310)；在沿所述一个或多个方向移动期间，从所述可移动物体(100)上的一个或多个传感器收集感测数据(312)，其中所述一个或多个传感器不包括磁传感器；以及基于所述感测数据确定局部坐标系与全局坐标系之间的对应关系(314)。

The flight equipment that can take off vertically

本发明提出一种飞行设备，所述飞行设备具有承载结构和至少四个升降旋翼。升降旋翼中的每一个固定在承载结构上并且具有至少一个螺旋桨。升降旋翼构成为，使得升降旋翼的至少一个螺旋桨转动所在的转动平面相对于通过承载结构展开的平面倾斜。

Fault tolerant electrical system for aircraft

一种电动飞行器具有错误容限电气系统，该错误容限电气系统被设计成优化了与成本、性能和安全性相关的矛盾关注点。根据本公开的一些实施方案，一种电气系统具有多个电源(例如电池)，这些电源通过多个电气总线与其他电气部件比如用于驱动螺旋桨或飞行操纵面的电机连接。每个这样的总线与其他总线电气隔离，以帮助系统更好地抵御电气故障。此外，将一个或多个电气总线与用于驱动多个螺旋桨的电机连接。对由从同一总线接收的能量供电的螺旋桨的选择进行优化，以限制电气故障对飞行器的稳定性和可控性的影响。

Hybrid vertical take-off and landing vehicle

一种混合动力垂直起降运载工具，其具有：气囊，其被构造为提供静升力；机身，其被连接到气囊并且具有至少一对延伸自机身的相对侧的翼从而通过移动产生动升力；以及推力产生装置，其位于各个翼上并且被构造为与各个翼一起围绕横向于气囊的纵向轴线的轴线转动以提供垂直起飞或降落能力。理想地，气囊提供负的静升力以加强低速和地面上的稳定性。

VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING AIRCRAFT WITH WING TILT CONFIGURATIONS

РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 2018 143 878 A (51) МПК B63H 3/00 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ЗАЯВКА НА ИЗОБРЕТЕНИЕ (21)(22) Заявка: 2018143878, 16.02.2017 (71) Заявитель(и): А^3 БАЙ ЭЙРБАС ЛЛК (US) Приоритет(ы): (30) Конвенционный приоритет: 18.05.2016 US 62/338,294; 18.05.2016 US 62/338,273 (85) Дата начала рассмотрения заявки PCT на национальной фазе: 18.12.2018 US 2017/018135 (16.02.2017) (87) Публикация заявки PCT: WO 2017/200609 (23.11.2017) A Адрес для переписки: 197101, Санкт-Петербург, а/я 128, "АРСПАТЕНТ" R U (57) Формула изобретения 1. Беспилотный электрический летательный аппарат вертикального взлета и посадки (ВВП), содержащий фюзеляж, имеющий первую сторону и вторую сторону, противоположную первой стороне; первое заднее крыло, выполненное с возможностью поворота относительно фюзеляжа и расположенное на первой стороне фюзеляжа; второе заднее крыло, выполненное с возможностью поворота относительно фюзеляжа и расположенное на второй стороне фюзеляжа; первое переднее крыло, выполненное с возможностью поворота относительно фюзеляжа и расположенное на первой стороне фюзеляжа; второе переднее крыло, выполненное с возможностью поворота относительно фюзеляжа и расположенное на второй стороне фюзеляжа; первый воздушный винт, соединенный с первым передним крылом и расположенный с возможностью обдувать воздухом первое переднее крыло; второй воздушный винт, соединенный со вторым передним крылом и расположенный с возможностью обдувать воздухом второе переднее крыло; третий воздушный винт, соединенный с первым задним крылом и расположенный с возможностью обдувать воздухом первое заднее крыло; Стр.: 1 A 2 0 1 8 1 4 3 8 7 8 (54) ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ С КОНФИГУРАЦИЯМИ НАКЛОНА КРЫЛА 2 0 1 8 1 4 3 8 7 8 (86) Заявка PCT: R U (43) Дата публикации заявки: 18.06.2020 Бюл. № 17 (72) Автор(ы): ЛЯСОФФ Роден (US), БОУЭР Джеффри С. (US), ЛАВЕРИНГ Закари (US) A 2 0 1 8 1 4 3 8 7 8 A R U 2 0 1 8 1 4 3 8 7 8 ...

Convertiplane

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to the field of aviation, namely to the convertiplane designs. Convertiplane comprises fuselage, control system, wing aerodynamic wing with aerodynamic control surfaces, all-turning front horizontal empennage with aerodynamic control surfaces, tail unit and propeller groups with air screws. Propeller groups with air screws are arranged with the possibility of rotation on the tips of the front horizontal empennage and on the empennage. Convertiplane can match aerodynamic pressure centre and resultant thrust vector with possibility of their mutual dynamic and static scalar control due to operation of aerodynamic control surfaces and control of thrust vector of each of propeller groups.EFFECT: propeller groups located on tips of front horizontal empennage are made with opposite rotation of propeller and with possibility of providing dynamic displacement of pressure centre, as well as possibility of displacement of rotation axis of front aircraft power plant in plane ZX.8 cl, 15 dwg РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 2 723 516 C1 (51) МПК B64C 37/00 (2006.01) B64C 27/28 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ (52) СПК B64C 37/00 (2020.02); B64C 27/28 (2020.02) (21)(22) Заявка: 2019125349, 09.08.2019 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: (73) Патентообладатель(и): Общество с ограниченной ответственностью "АДА БПЛА" (RU) Дата регистрации: 11.06.2020 (45) Опубликовано: 11.06.2020 Бюл. № 17 2 7 2 3 5 1 6 R U (54) Конвертоплан (57) Реферат: Изобретение относится к области авиации, а именно к конструкциям конвертопланов. Конвертоплан содержит фюзеляж, систему управления, аэродинамические консоли крыла с аэродинамическими управляющими поверхностями, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение с аэродинамическими управляющими поверхностями, хвостовое оперение и винтомоторные группы с воздушными винтами. Винтомоторные группы с воздушными винтами размещены ...

GYROPENDULAR ENGINE WITH COMPENSATORY PROPULSION AND COLLIMATION OF MULTIMODAL MULTI-MEDIUM FLUID FLOWING GRADIENT WITH VERTICAL LANDING AND LANDING

Unmanned flying machine

Remote controlled miniature aircraft

Air vehicle and method and apparatus for control thereof

An air vehicle comprising a main body and a pair of opposing wing members extending substantially laterally from the main body, at least a first propulsion device associated with a first of said wing members and a second propulsion device associated with a second of said wing members, each said propulsion device being arranged and configured to generate linear thrust relative to said main body, in use, the air vehicle further comprising a control module for generating a control signal configured to change a mode of flying of said air vehicle, in use, between a fixed wing mode and a rotary wing mode, wherein, in said fixed wing mode of flying, the direction of thrust generated by the first propulsion device relative to the main body is the same as the direction of thrust generated by the second propulsion device, and in said second mode of flying, the direction of thrust generated by the first propulsion device relative to the main body is opposite to that generated by the second propulsion device.

Mechanisms for lowering payload to ground from uav

此处描述的实施方式可以帮助通过无人飞行器(UAV)的机群提供医疗支持。一种说明性的UAV可以包括：外壳；载运物；联接至外壳和绳索的绳索部署机构；以及将绳索联接至载运物的载运物释放机构，其中载运物释放机构被配置成将载运物从绳索释放。UAV可以进一步包括控制系统，其被配置成判定UAV位于投递位置或者靠近投递位置，并且响应于此：根据可变部署速度配置文件运行绳索部署机构以将载运物下降至地面或者接近地面，判定载运物正触及地面或者在离地面的临界距离范围内，以及响应于此运行载运物释放机构以将载运物从绳索释放。

Insect-imitating flying robot

本发明公开一种仿昆虫跃翔机器人，包括飞行模块、驱动模块和仿生弹跳腿；飞行模块由螺旋桨及微型航模电机提供飞行动力，并由前翼、后翼提供升力及姿态改变所需的力矩。驱动装置由无刷电机提供高功率密度的动力，并设置两级减速将电机提供的力矩进行放大，第一级减速由同步轮组构成，第二级减速由齿轮组构成；驱动推杆用于将无刷电机提供的动力传送至仿生弹跳腿。仿生弹跳腿通过改变杆长使得该机构的末端具有近似直线的轨迹，以此保证机器人的起跳轨迹近似为一条直线。在仿生弹跳腿处于折叠状态时蓄力弹簧被拉伸实现能量储存，在仿生弹跳腿伸展时蓄力弹簧收缩实现能量释放以增加弹跳高度。该仿昆虫跃翔机器人具有小尺度、高集成、多模态等特点。

Vertical take-off and landing aircraft and related control method

An aircraft capable of vertical take-off and landing is described, comprising a first propulsion unit configured to generate a first thrust directed along a first axis; a second propulsion unit configured to generate a second thrust directed along a second axis; the first propulsion unit and the second propulsion unit can be operated independently of one another; the first axis and second axis are inclined to one another with respect to a first longitudinal direction of the aircraft; the first axis and the second axis are fixed with respect to the aircraft.

Tiltable wing and unmanned aerial vehicle

本发明实施例涉及无人机技术领域，特别是涉及一种可倾转机翼及无人机。其中，可倾转机翼包括：机翼本体、翼尖、动力装置、线缆、转轴和驱动机构。动力装置安装于翼尖，线缆的一端与动力装置连接，转轴分别与机翼本体和翼尖转动连接，转轴沿轴向设置有通孔，线缆的另一端穿过通孔延伸至机翼本体内，驱动机构用于驱动翼尖以转轴为轴转动，动力装置可相对于机翼本体在预设第一位置和预设第二位置之间切换，实现动力装置在水平状态和垂直状态之间切换，由于线缆是穿过转轴的轴向的通孔延伸至机翼本体，且驱动机构和线缆分离，以使线缆不会随驱动机构的倾转运动而缠绕驱动机构的驱动轴，也不会沿驱动机构的驱动轴不断折叠打开，降低线缆被扯断的风险。

Multimodal unmanned aerial systems having tiltable wings

A multimodal unmanned aerial system includes a fuselage forming a payload bay, a control wing forward of the fuselage including a first plurality of propulsion assemblies and a primary wing aft of the fuselage including a second plurality of propulsion assemblies. The primary wing has a greater wingspan than the control wing. The multimodal unmanned aerial system includes linkages rotatably coupling the fuselage to the control wing and the primary wing. The fuselage, the control wing and the primary wing are configured to synchronously rotate between a vertical takeoff and landing flight mode and a forward flight mode. The fuselage, the control wing and the primary wing are substantially vertical in the vertical takeoff and landing flight mode and substantially horizontal in the forward flight mode.

SELF-PILED AIRCRAFT FOR PASSENGER AND CARGO TRANSPORTATION

РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 2018 143 894 A (51) МПК B64C 27/08 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ЗАЯВКА НА ИЗОБРЕТЕНИЕ (21)(22) Заявка: 2018143894, 16.02.2017 (71) Заявитель(и): А^3 БАЙ ЭЙРБАС ЛЛК (US) Приоритет(ы): (30) Конвенционный приоритет: 18.05.2016 US 62/338,294; 18.05.2016 US 62/338,273 (85) Дата начала рассмотрения заявки PCT на национальной фазе: 18.12.2018 US 2017/018182 (16.02.2017) (87) Публикация заявки PCT: WO 2017/200610 (23.11.2017) A Адрес для переписки: 197101, Санкт-Петербург, а/я 128, "АРСПАТЕНТ" R U (57) Формула изобретения 1. Самопилотируемый электрический летательный аппарат для осуществления вертикальных взлетов и посадок, содержащий: фюзеляж, имеющий первую сторону и вторую сторону, противоположную первой стороне; множество крыльев, соединенных с фюзеляжем в конфигурации с тандемным расположением крыльев, причем указанное множество крыльев включает в себя по меньшей мере первое заднее крыло и первое переднее крыло, расположенные на первой стороне фюзеляжа, а также включает в себя по меньшей мере второе заднее крыло и второе переднее крыло, расположенные на второй стороне фюзеляжа; первый электроприводной воздушный винт, соединенный с первым передним крылом и расположенный так, чтобы обдувать воздухом первое переднее крыло; второй электроприводной воздушный винт, соединенный со вторым передним крылом и расположенный так, чтобы обдувать воздухом второе переднее крыло; третий электроприводной воздушный винт, соединенный с первым задним крылом и расположенный так, чтобы обдувать воздухом первое заднее крыло; четвертый электроприводной воздушный винт, соединенный со вторым задним крылом и расположенный так, чтобы обдувать воздухом второе заднее крыло; пятый электроприводной воздушный винт; Стр.: 1 A 2 0 1 8 1 4 3 8 9 4 (54) САМОПИЛОТИРУЕМЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ДЛЯ ПАССАЖИРСКИХ И ГРУЗОВЫХ ПЕРЕВОЗОК 2 0 1 8 1 4 3 8 9 4 (86) Заявка PCT: R U (43) Дата публикации заявки: 18.06.2020 Бюл. № 17 (72) Автор(ы ...

Aircraft with vertical takeoff and landing and its operating process

The invention relates to an aircraft with vertical takeoff and landing and its operation method. Aircraft with vertical takeoff and landing of aerodyne type according to the invention comprises a circular symmetrical aerodynamic body (1) having an internal stiffening platform (2) located on the chord of the aerodynamic profile and which supports the components of the aircraft, at least four vertical ducted propellers (3a), (3b), (3c), (3d) arranged symmetrically to the central vertical axis of the carrier body (1), but also to the predetemined flight axis and to the transverse axis of the carrier body (1), propellers (3a) and (3c) having the same rotational direction opposite to that of propellers (3b) and (3d) at least two horizontal ducted propellers (4) with opposite rotation directions located inside the carrier body or outside of it, placed parallel symmetrical with the predetermined flight axis and on both sides of it, vector nozzles (5), one for each horizontal propeller (4), which provides vector orientation to jets of the horizontal ducted propellers (4), the means of power supply (6), which are designed to provide electricity necessary to operate all engines and all electrical and electronic devices on board, an electronic control and management flight module (7) and a landing gear (9), which aims to promote contact between the aircraft and the ground.

firefighting drone

Die Erfindung betrifft eine spezielle Drohne, die für Feuer-Lösch-Einsätze konzipiert ist. Im Gegensatz zu herkömmlichen Drohnen fliegt sie nicht durch elektrische Energie oder Verbrennungs-Motoren, oder durch Einsatz von Propellern, sondern sie benutzt die Druck-Energie der Explosionen des Knallgases oder Butangases, die auf eine kleine Menge Löschwasser in eine Brennkammer abgegeben wird, wodurch Hochdruck-Löschwasserstrahlen nach außen abgegeben werden, die eine Schubkraft der Drohne verleihen. Auf diese Weise kann sie sich hoch heben und fliegen. Sie kann eine Brandstelle in einem Hochgebäude wirksam von außen bekämpfen, oder sie kann bis zum Brandherd das Ende der Wasser-Schlauch transportieren, den die Feuerwehrleute dann benutzen können. Sie kann beliebig lange im Einsatz bleiben, weil sie nicht von eigenen Energie-Ressourcen abhängig ist, sondern diese vom Boden-Geräte (z.B. Feuerwehrauto oder Aggregat) gewinnt. Sie muss keine schwere Akkus nach oben transportieren und hat auch keine Propeller, die irgendwo hängen bleiben würden. Die Drohne ist extrem robust, nahezu unzerstörbar gebaut und kann ohne weiteres eine Fensterscheibe durchbrechen, rein in den Raum fliegen und dort das Feuer bekämpfen. Sie ist auch mit einem Kühl-System für längere Einsätze ausgestattet, das sie gegen Erhitzung durch Feuer schützt. The invention relates to a special drone designed for fire extinguishing operations. Unlike conventional drones, it does not fly using electrical energy or combustion engines, or using propellers, but uses the pressure energy of explosions of oxyhydrogen or butane gas, which is released into a combustion chamber on a small amount of extinguishing water, creating high pressure -Extinguishing water jets are emitted to the outside, which give the drone a boost. This way she can lift herself up and fly. It can effectively fight a fire in a high-rise building from the outside, or it can transport the end of the water hose to the source of the fire, which the ...

Submersible drone delivery and recovery system using waterproof aerial drone

A submersion system for a rotorcraft is described and includes a control module for controlling a depth to which the rotorcraft is submerged in a body of water; a compressed air chamber associated with the control module; and at least one flotation pod including a sealable opening on a top surface thereof and an opening on a bottom surface thereof. The control module selectively causes water to be taken into the at least one flotation pod to cause the submersion system to submerge in the body of water and selectively causes water to be evacuated from the at least one flotation pod to cause the submersion system to float in the body of water.

VTOL (VTOL) aircraft

一种用于固定翼飞机的飞行控制装置，包括：第一左舷翼(115)和第一右舷翼(120)；联接在第一左舷旋翼(155)与第一左舷电动机(135)之间的第一左舷旋转斜板(145)，所述第一左舷电动机(135)联接到所述第一左舷翼(115)；以及联接在第一右舷旋翼(130)与第一右舷电动机(140)之间的第一右舷旋转斜板(150)，所述第一右舷电动机(140)联接到所述第一右舷翼(120)。

Unmanned aerial vehicle delivery system

本公开的各方面涉及包括无人飞行器(UAV)的递送系统。例如，UAV可以具有一个或多个计算设备。这些计算设备可以被配置为接收预定递送区域的传感器数据，并使用该传感器数据来识别与预定递送区域的地图相对应的网格的一个或多个网格单元。所识别的网格单元对应于UAV可接受用于递送的地点。计算设备还可以被配置为从移动容器单元(MRU)接收识别由MRU识别为可接受用于递送的网格的网格单元的集合的信息，通过识别所识别的一个或多个网格单元和网格单元的集合之间的公共网格单元来确定递送地点，并且将公共网格单元发送到MRU以尝试递送。

An aircraft comprising a deployable emergency rotor

Ordnance delivery system and method including remotely piloted or programmable aircraft with yaw-to-turn guidance system

Method of managing a power demand for the operation of a pilotless aircraft equipped with an internal combustion engine

ROOF AND BOTTOM FLOWS

1. Транспортное средство с канализированным воздушным потоком, содержащее: ! фюзеляж, имеющий продольную ось и включающий в себя центральную часть; ! первый канал для воздушного потока, расположенный в фюзеляже и включающий в себя первый основной воздушный движитель для нагнетания окружающего воздушного потока через первый канал для воздушного потока, и второй канал для воздушного потока, расположенный в фюзеляже и включающий в себя второй основной воздушный движитель для нагнетания окружающего воздушного потока через второй канал; ! при этом внешние верхняя и нижняя поверхности центральной части имеют аэродинамическую форму для (а) усиления создания аэродинамических подъемных сил при помощи воздуха, проходящего по центральной части; и (b) уменьшения сопротивления воздушному потоку, выходящему из первого канала для воздушного потока. ! 2. Транспортное средство по п.1, в котором внешняя верхняя поверхность центральной части имеет выпуклую форму, а внешняя нижняя поверхность центральной части имеет вогнутую форму. ! 3. Транспортное средство по п.1, в котором фюзеляж включает в себя первую кабину с одной стороны от продольной оси. ! 4. Транспортное средство по п.3, содержащее вторую кабину на противоположной стороне от продольной оси, причем первая и вторая кабины проходят над центральной частью таким образом, что воздух направляется поверх верхней поверхности центральной части между первой и второй кабинами для увеличения генерируемых ей подъемных сил. ! 5. Транспортное средство по п.1, в котором верхняя поверхность центральной части имеет выпуклую конфигурацию поверхности, создающую область низкого давления, обр РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 2008 121 869 (13) A (51) МПК B64C 1/38 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ЗАЯВКА НА ИЗОБРЕТЕНИЕ (21), (22) Заявка: 2008121869/11, 01.11.2006 (71) Заявитель(и): УРБАН АЭРОНОТИКС ЛТД. (IL) (30) Конвенционный приоритет: 01.11.2005 US 60/731,924 (43) Дата публикации ...

Self-righting frame and aeronautical vehicle

An aeronautical vehicle that rights itself from an inverted state to an upright state has a self-righting frame assembly has a protrusion extending upwardly from a central vertical axis. The protrusion provides an initial instability to begin a self-righting process when the aeronautical vehicle is inverted on a surface. A propulsion system, such as rotor driven by a motor can be mounted in a central void of the self-righting frame assembly and oriented to provide a lifting force. A power supply is mounted in the central void of the self-righting frame assembly and operationally connected to the at least one rotor for rotatably powering the rotor. An electronics assembly is also mounted in the central void of the self--righting frame for receiving remote control commands and is communicatively interconnected to the power supply for remotely controlling the aeronautical vehicle to take off, to fly, and to land on a surface.

Methods and systems for utilizing dual global positioning system (gps) antennas in vertical take-off and landing (vtol) aerial vehicles

Systems, devices, and methods for a vertical take-off and landing (VTOL) aerial vehicle (800) having a first GPS antenna (810) and a second GPS antenna (816), where the second GPS antenna is disposed distal from the first GPS antenna; and an aerial vehicle flight controller (550), where the flight controller is configured to: utilize a GPS antenna signal via the GPS antenna switch from the first GPS antenna or the second GPS antenna; receive a pitch level of the aerial vehicle from the one or more aerial vehicle sensors in vertical flight or horizontal flight; determine if the received pitch level is at a set rotation from vertical or horizontal; and utilize the GPS signal not being utilized via the GPS antenna switch if the determined pitch level is at or above the set rotation.

Propulsion system

Rotor assembly having thrust vectoring capabilities

A rotor assembly for an aircraft is operable to generate a variable thrust vector. The rotor assembly includes a mast that is rotatable about a mast axis. A ball joint is positioned about and non rotatable with the mast. A tilt control assembly is positioned on and has a tilting degree of freedom relative to the ball joint. The tilt control assembly is non rotatable with the mast. A rotor hub is rotatably coupled to the tilt control assembly. The rotor hub is rotatable with the mast in a rotational plane and tiltable with the tilt control assembly. The rotor hub includes a plurality of grips each coupled to a rotor blade. Actuation of the tilt control assembly changes the rotational plane of the rotor hub relative to the mast axis, thereby generating the variable thrust vector.

Vertical take-off and landing aircraft and related control methods

수직 이착륙이 가능한 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''', 1''''''''''''''')가 설명되며, 제 1 축(E, F, G, H, I, J; E , F, K, L, G, H, I, M, N, J; E, G, H, J)을 따라 지향되는 제 1 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6; T1, T3, T4, T6)을 생성하도록 구성된 제 1 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f; 6a, 6c; 6d, 6f); 제 2 축(E, F, G, H, I, J; E , F, K, L, G, H, I, M, N, J; E, G, H, J)을 따라 지향되는 제 2 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6; T1, T3, T4, T6)을 생성시키도록 구성된 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f; 6a, 6c; 6d, 6f)을 포함하고; 제 1 추진 유닛 및 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f; 6a, 6c; 6d, 6f)은 서로 독립적으로 작동될 수 있고; 제 1 축 및 제 2 축(E, F, G, H, I, J; E , F, K, L, G, H, I, M, N, J; E, G, H, J)은 항공기(1, 1', 1'')의 제 1 길이 방향(Y)에 대해 서로 경사지고; 제 1 축과 제 2 축(E, F, G, H, I, J; E , F, K, L, G, H, I, M, N, J; E, G, H, J)은 항공기(1, 1', 1'')에 대해 고정된다.

Aircraft

The invention pertains to a remote-controlled miniature aircraft with at least one lift surface (17), with at least one pair of propeller drives (12, 13) and with a weight element (20), the position of which can be varied in the longitudinal direction of the miniature aircraft (10) in order to change the center of gravity of the miniature aircraft (10). In order to realize a more compact and more robust construction with improved flying characteristics, the lift surface (17) of the miniature aircraft (10) is arranged above a plane defined by the rotational axes of the propeller drives (12, 13) in order to generate a lifting force for taking off and/or landing from a standstill.

Apparatus with Variable Pitch and Continuous Tilt for Rotors on an Unmanned Fixed Wing Aircraft

An apparatus providing continuous tilt and variable pitch for rotors on a fixed wing VTOL aircraft. An actuator on a housing rotates a first pivot point on a motor mount to tilt a motor to horizontal and vertical positions. Simultaneously, an actuator on the motor mount rotates a fork on a second pivot point on the motor mount to adjust the pitch of the rotors attached to a free end of the motor's drive shaft. A lower swash plate on the drive shaft is attached to the fork. An upper swash plate on the drive shaft is attached to the rotors. The swash plates are attached to each other with a shaft bushing attached to a shaft ball bearing. The shaft bushing allows both swash plates to move linearly along the shaft when the fork is rotated. The shaft ball bearing allows the upper swash plate to rotate with the drive shaft while the lower swash plate remains stationary.

Vtol vehicle with coaxially tilted or tiltable rotors

A VTOL vehicle includes a forward rotor, an aft rotor and a fuselage, the forward and aft rotor lying in a longitudinal axis of the vehicle, with the fuselage located axially between the forward and aft rotors. The vehicle has an in-flight configuration wherein the forward rotor is tilted downwardly at a negative tilt angle relative to the fuselage and the aft rotor is tilted upwardly at a positive tilt angle relative to the fuselage.

Flight vehicle

【課題】飛行体のロータと異物が干渉しても、本体モジュールへの悪影響を抑制できる飛行体を提供する。【解決手段】飛行体は、機体の前部に設けられたフロントロータ１０と、機体の後部に設けられたリアロータ１２と、機体に対してフロントロータ１０の角度を第１範囲内で変更するフロント偏向機構と、機体に対してリアロータ１２の角度を第２範囲内で変更するリア偏向機構と、機体に設けられ、輸送対象を収容する本体モジュール２と、を備える。第１範囲は、フロントロータ１０の回転面を含む平面が本体モジュール２を横切らない範囲となるように設定される。第２範囲は、リアロータ１２の回転面を含む平面が本体モジュール２を横切らない範囲となるように設定される。【選択図】図８

Methods and systems for determining flight plans for vertical take-off and landing (VTOL) aerial vehicles

Systems, devices, and methods for receiving, by a processor (1424) having addressable memory (1427), data representing a geographical area for imaging by one or more sensors of an aerial vehicle (1302); determining one or more straight-line segments covering the geographical area (1304); determining one or more waypoints located at an end of each determined straight-line segment (1306), where each waypoint comprises a geographical location, an altitude, and a direction of travel; determining one or more turnarounds (1308) connecting each of the straight-line segments, where each turnaround comprises one or more connecting segments; and generating, by the processor, a flight plan for the aerial vehicle (1314) comprising: the determined one or more straight-line segments and the determined one or more turnarounds connecting each straight-line segment.

Vertical takeoff and landing (vtol) air vehicle

A flight control apparatus for fixed-wing aircraft includes a first port wing (115) and first starboard wing (120), a first port swash plate (145) coupled between a first port rotor 155) and first port electric motor (135), the first port electric 5 motor (135) coupled to the first port wing (115), and a first starboard swash plate (150) coupled between a first starboard rotor (130) and first starboard electric motor (140), the first starboard electric motor (140) coupled to the first starboard wing (120).

REMOTE CONTROLLED MICRO / NANOSIZED AIRCRAFT CONTAINING AN EARTH MOVEMENT SYSTEM, VERTICAL TAKEOFF AND LANDING

1. Микроразмерный летательный аппарат, содержащий дистанционно-управляемый микродрон (40) с неподвижным крылом, имеющий продольную вертикальную поверхность XZ симметрии, при этом указанный микродрон (40) содержит движущие средства (23, 24)отличающийся тем, что он содержит боковые колеса (25), соединенные с боковыми концами крыла (18) поверхности неподвижного крыла микродрона (40), при этом ось Y1 вращения боковых колес (25) параллельна поперечной оси Y микродрона (40),боковые колеса (25), имеют такой диаметр D, что движущие средства (23, 24) и поверхность неподвижного крыла не выступают за пределы цилиндра, определенного колесами (25).2. Микроразмерный аппарат по п.1, отличающийся тем, что ось Y1 вращения боковых колес (25) расположена по отношению к продольной оси X перед центром тяжести микродрона (40).3. Микроразмерный аппарат по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что центр тяжести микродрона (40) расположен по отношению к продольной оси X перед аэродинамическим фокусом (32) микродрона (40).4. Микроразмерный аппарат по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что ось Y1 вращения боковых колес (25) совмещена с осью тяги движущих средств (23, 24).5. Микроразмерный аппарат по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что боковые колеса (25) могут быть удалены из крыла просто потянув за ступицы (27) колеса.6. Микроразмерный аппарат по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что ось Y1 вращения колес (25) расположена в передней части крыла (18), на расстоянии от близлежащей передней кромки, которая находится между 5 и 20% хорды крыла (18).7. Микроразмерный аппарат по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что каждое боковое колесо (25) соединено со своей ступицей (27) посредством комплекта спиц (26)

Transformable drone

Изобретение относится к области авиационной промышленности, и может быть использовано при разработке беспилотных летательных аппаратов различного назначения таких, как аппараты вертикального взлета и посадки, самолеты типа «летающее крыло» и с толкающим винтом, имеющим схему «Утка», мотопланеры классической самолетной схемы и др. Беспилотный летательный аппарат включающий фюзеляж, снабженный приборным отсеком с постоянной полезной нагрузкой, антенным хозяйством и блоком питания, и соединенные с ним крылья, при этом крылья выполнены сменными, а в фюзеляже образованы по меньшей мере четыре посадочных места для установки и фиксации сменных крыльев, количество и расположение которых определяется в зависимости от выбранной аэродинамической схемы. Технический результат заявляемого технического решения заключается в повышении функциональности беспилотного летательного аппарата и расширении области его применения с одновременным упрощением конструкции.

Ordnance delivery system and method including remotely piloted or programmable aircraft with yaw- to-turn guidance system

ABSTRACT OF THE DISCLOSURE A method and system for delivering ordnance to a target via a remotely piloted or programmable aircraft including a yaw-to-turn guidance system, a deployment and launching system and packaging for the aircraft are disclosed.

Tail sitter airplane

A tail sitter airplane will take off and land on its tail section, with its fuselage and nose pointed up. The airplane has a single driven propeller mounted to the nose section. Wings extend outward from the fuselage. Four airfoils locate in the tail section, two horizontal and two vertical. Each has a control surface. Four additional airfoils locate in a forward section, behind the propeller and in front of the wings. Two of the airfoils in the forward section are horizontal and two vertical. Movable control surfaces on these airfoils control the flight during takeoff and landing. The airfoils have chord lengths selected to remove the twist from the slip-stream from the propeller, thereby balancing the torque from the propeller.

Unmanned aerial vehicle carries rainfall catalysis bullet device

本实用新型属于无人机应用和人工降雨技术领域，公开了一种无人机挂载降雨催化弹装置，包括无人机、降雨催化弹和筒体，无人机通过软锁连接降雨催化弹，降雨催化弹设有多个，多个降雨催化弹包覆在筒体内，筒体内设有第二传感器，筒体外侧设有翼面，翼面设有多个，多个翼面设于筒体的长轴方向的一端，软锁的一端连接于筒体的长轴方向的另一端。本实用新型采用无人机携带降雨催化弹进行降雨，无人机无需进入云层中，无人机可安全运行降低事故率，操作简单，降雨成本低；可实时准确监测降雨催化弹的位置，便于精确投放降雨催化弹以及精确引爆降雨催化弹；设置翼面便于控制降雨催化弹的稳定性和调整姿态。

System and method for automated cross-vehicle navigation using sensor data fusion

本发明公开了用于跨载具载具导航的方法、系统和非暂态计算机可读介质。例如，方法可包括：从多个检测节点中的检测节点接收检测消息，该检测消息包括用于检测到的载具的检测到的载具信息；获取附近载具状态信息，该附近载具状态信息包括指示除所检测到的载具之外的多个附近载具的位置、速度、轨道、航向或飞行路径的信息；执行对所检测到的载具信息和附近载具状态信息的分析以确认所检测到的载具的状态，或者确定所检测到的载具为入侵载具；以及基于该分析将消息从多个附近载具中传输到相关载具。

Aerial vehicle with enhanced pitch control and interchangeable components

An aircraft capable of vertical take-off and landing comprises a fuselage, at least one processor carried by the fuselage and a pair of aerodynamic, lift-generating wings extending from the fuselage. A plurality of vectoring rotors are rotatably carried by the fuselage so as to be rotatable between a substantially vertical configuration relative to the fuselage for vertical take-off and landing and a substantially horizontal configuration relative to the fuselage for horizontal flight. The vectoring rotors are unsupported by the first pair of wings. The wings may be modular and removably connected to the fuselage and configured to be interchangeable with an alternate pair of wings. A cargo container may be secured to the underside of the fuselage, and the cargo container may be modular and interchangeable with an alternate cargo container.

UAV configurations and battery augmentation for UAV internal combustion engines, and associated systems and methods

UAV configurations and battery augmentation for UAV internal combustion engines, and associated systems and methods are disclosed. A representative configuration includes a fuselage, first and second wings coupled to and pivotable relative to the fuselage, and a plurality of lift rotors carried by the fuselage. A representative battery augmentation arrangement includes a DC-powered motor, an electronic speed controller, and a genset subsystem coupled to the electronic speed controller. The genset subsystem can include a battery set, an alternator, and a motor-gen controller having a phase control circuit configurable to rectify multiphase AC output from the alternator to produce rectified DC feed to the DC-powered motor. The motor-gen controller is configurable to draw DC power from the battery set to produce the rectified DC feed.

Four-rotor jet aircraft with inclination angle capable of being dynamically changed simultaneously

一种倾角同时动态变化的四旋翼喷气式飞行器，在飞行器机身(1)的两边对称安装两个旋转方向相反转速一样的旋翼(2，8，9，10)，调整旋翼的旋转转速，可调整机身两边的升力，从而调整飞行器的左右平衡。调整四个旋翼相对于机翼(5，6)沿机身方向的转角，可调整飞行器的俯仰。此外，通过旋翼固定器(3)，可把旋翼固定在和机身平行的方向上，从而与固定翼飞机一样，依靠喷气式发动机(40)的动力飞行。

Magnus effect aircraft and method for operating the same

本申请涉及航空领域。一种飞行器，包括具有围绕其周边安装的可旋转气缸1的多面体主体。为了将空气供应到飞行器中，主体设置有进口2，该进口通向位于主体内部的进气区域和气体供应区域，并且在主体的顶部和底部安装有离心叶轮3，用于产生强制气流。在进气区域和气体供应区域的出口处，及围绕在周边的顶部和底部，是以具有延伸到隧道5中的单元4形式的流动通道，该隧道在紧接气缸1上游的出口处变窄。顶部流动通道和底部流动通道彼此独立，并且不相互连接。叶轮3和气缸1通过发动机6进行运动。所要求保护的操作方法在于迎面而来的气流作用于气缸1的区域，通过使用马格努斯效应产生升力。顶部叶轮的扭矩由底部叶轮的扭矩补偿。本发明组旨在降低噪音和提高负载能力。

Roof and floor flows

A ducted air flow vehicle including a fuselage having a longitudinal axis, a first cockpit on one side of the longitudinal axis, a center portion adjacent and below the first cockpit, a first air flow duct mounted in the fuselage and including a first prime air mover to force surrounding air flow through the first air flow duct, and a second air flow duct mounted in the fuselage and including a second prime air mover to force surrounding air flow through the second duct, where outer upper and lower surfaces of the center portion are aerodynamically shaped to enhance production of aerodynamic lift forces by air flowing over the center portion and reduce resistance to air flow exiting the first airflow duct.

Unmanned aerial vehicle

An unmanned aerial vehicle adapted for hover and short/vertical take-off and landing (S/VTOL) is disclosed. The vehicle comprises: a body having an aspect- ratio less than two and having therein a payload volume, at least one propeller located forward of the body, at least one rudder. The body may have an inverse Zimmerman planform which provides lift as air flows across the body in horizontal flight/fixed wing mode, and further adapted such that during hover and/or short/vertical take- off and landing (S/VTOL) the vehicle operates as a rotorcraft with the body oriented with the at least one propeller substantially above the body. The vehicle is suited to a method of inspection, such as power line inspection where large distances can be analysed efficiently by flying in fixed wing mode, but by transitioning to hover mode allows detailed inspection of selected areas.

Power supply for aircraft and corresponding aircraft

Alimentation en courant pour aéronef et aéronef correspondant L'invention concerne une alimentation en courant pour un aéronef (10), avec les caractéristiques suivantes : l'alimentation en courant comprend un drone (12) pouvant voler doté de rotors (13), d'un convertisseur (14) de tension continue, d'une batterie (15) pour les rotors (13) et d'un dispositif de verrouillage (17) destiné à assurer une liaison enfichable (16) entre le drone (12) et l'aéronef (10) ; le drone (12) est réalisé pour assurer la liaison enfichable (16) au moyen du dispositif de verrouillage (17) jusqu'à ce que l'aéronef (10) atteigne une altitude de vol prédéterminée ; et l'alimentation en courant est configurée de telle sorte que la batterie (15) alimente l'aéronef (10) en courant au moyen du convertisseur (14) de tension continue tant que la liaison enfichable (16) est maintenue. Figure à publier avec l’abrégé : Fig.1

A kind of unmanned vehicle

本发明涉及无人飞行器技术领域，公开了一种无人飞行器，包括：机身，所述机身具有机头和机尾；机翼，与所述机身相连；倾转旋翼组件，所述倾转旋翼组件安装于所述机翼，所述倾转旋翼组件可相对于所述机身旋转至第一位置或第二位置；以及旋翼组件，所述旋翼组件设于所述机头和/或机尾。当所述无人飞行器垂直起降时，所述倾转旋翼组件旋转至所述第一位置，由所述倾转旋翼组件和所述旋翼组件共同为所述无人飞行器的飞行提供升力；当所述无人飞行器续航飞行时，所述倾转旋翼组件旋转至所述第二位置，仅由所述倾转旋翼组件为所述无人飞行器提供续航飞行的推力。通过旋翼组件和倾转旋翼组件可实现无人飞行的垂直起降和续航飞行。

Hybrid unmanned aerial vehicle

A hybrid unmanned aerial vehicle (UAV) 10 is provided which comprises a multicopter frame 14 having a plurality of multicopter propulsion units 22, and an airframe body 16 which is connected to the multicopter frame. There is also a pair of wings 34 positioned on opposite sides of the airframe body and a wing control means for manipulating the pair of wings 34 with respect to the airframe body to alter an angle-of-attack of the pair of wings.In a first wing condition, the angle-of-attack of the pair of wings is alterable with respect to a relative airflow so as to produce zero lift, and, in a second wing condition, the angle-of-attack of the pair of wings is alterable with respect to the relative airflow so as to produce an optimum lift. A method of improving the manoeuvrability of the hybrid UAV is also provided, as is a method of improving the operational range of unmanned aerial vehicles. A controller may be in communication with an airframe reference means which controls actuation of an angle of the wings based upon an airframe orientation.

Aircraft with vertical take-off and landing capability and method of operating the same

本发明涉及一种具有竖直起降能力的飞行器及其操作方法。根据本发明的重航空器式的竖直起降的飞行器包括圆形对称的空气动力学机身(1)，该空气动力学机身具有位于空气动力学轮廓的弦上、并支撑飞行器的部件的内部加强平台(2)；还包括至少四个竖直插管式推进器(3a)、(3b)、(3c)、(3d)，其相对于运载器机身(1)的中心竖直轴线对称布置，而且也相对于预定飞行轴线和运载器机身(1)的横向轴线对称布置，推进器(3a)和(3c)具有相同的旋转方向且与推进器(3b)和(3d)的旋转方向相反；具有相反的旋转方向且平行对称于预定飞行轴线放置在其两侧上的至少两个水平插管式推进器(4)；矢量喷管(5)，其中每个矢量喷管用于每个水平推进器(4)并提供水平插管式推进器(4)的射流的矢量定向；电源装置(6)，其设计成提供操作所有机载发动机和电气和电子设备所必需的电力；电子控制和飞行管理模块(7)；以及着陆架(9)，该着陆架用于促进飞行器与地面之间的接触。

Aircraft, preferably unmanned

本发明涉及一种飞行器(1)，优选无人驾驶飞行器(UAV)，无人机或者无人驾驶飞行系统(UAS)，该飞行器包括可以实现空气动力的水平飞行的固定机翼(2)和至少四个通过可调节电动机(5)驱动的旋翼(4,4’)，该旋翼借助枢轴回旋装置(7)能够在垂直起飞位置和水平飞行位置之间旋转，所有的电动机(5)和旋翼(4)安装在机翼上(2)。

Jet and rotor assisted aerial vehicle with vertical and horizontal flight

An aerial vehicle configured to fly both vertically and horizontally, suited to fighting fires or assisting search and rescue operations. The aerial vehicle has an airframe, a drive shaft, a rotor having blades that allow the angle of pitch of each of the blades to be varied, a power transmission, a jet turbine, and a wing. In the vertical flight configuration the rotor provides lift by rotating the blades relative to the airframe. In the horizontal flight configuration the rotor is substantially stationary and the wing and blades of the rotor generate vertical lift and control pitch, yaw, and/or roll of the aerial vehicle as the jet turbine provides horizontal thrust.

Distributed propulsion

The present invention includes a distributed propulsion system for a craft that comprises a frame, a plurality of hydraulic or electric motors disposed within or attached to the frame in a distributed configuration; a propeller operably connected to each of the hydraulic or electric motors, a source of hydraulic or electric power disposed within or attached to the frame and coupled to each of the disposed within or attached to the frame, wherein the source of hydraulic or electric power provides sufficient energy density for the craft to attain and maintain operations of the craft, a controller coupled to each of the hydraulic or electric motors, and one or more processors communicably coupled to each controller that control an operation and speed of the plurality of hydraulic or electric motors.

Hybrid evtol power system

A reliable and redundant hybrid VTOL UAV power architecture includes two or more channels of high voltage AC power generated from at least one generator, the generator coupled to one or more liquid fueled turbine engines. Two or more high voltage domain modules, one for each channel, receive the high voltage AC power and, using a rectifier change it to high voltage DC power. A power distribution unit accepts the newly converted channel of high voltage DC power and thereafter bidirectionally provides it to a domain battery and to a primary set of motors. Two or more high voltage busses, each coupled separately to one of the two or more high voltage domain modules, each redundantly transport converted channel of high voltage DC power to, in one embodiment, primary sets of motors forming a primary high power domain bus for these select motors.

Vertical takeoff and landing unmanned aircraft system

A vertical takeoff and landing (VTOL) unmanned aircraft system (UAS) may be uniquely capable of VTOL via a folded wing design while also configured for powered flight as the wings are extended. In a powered flight regime with wings extended, the VTOL UAS may maintain controlled powered flight as a twin pusher canard design. In a zero airspeed (or near zero airspeed) nose up attitude in a VTOL flight regime with the wings folded, the unmanned aircraft system may maintain controlled flight using main engine thrust as well as vectored thrust as a vertical takeoff and landing aircraft. An airborne transition from VTOL flight regime to powered flight and vice versa may allow the VTOL UAS continuous controlled flight in each regime.