公开(公告)号：WO2010108301A1

公开(公告)日：2010-09-30

申请号：PCT/CN2009/000327

申请日：2009-03-27

Applicant: 于起峰 ,  雷志辉 ,  张小虎 ,  尚洋 ,  张恒 ,  周翔

Inventor： 于起峰 ,  雷志辉 ,  张小虎 ,  尚洋 ,  张恒 ,  周翔

IPC: G01C11/00 ,  G01C21/00 ,  G01C11/04 ,  G01C21/10

CPC classification number: G01C11/00 ,  B64C2201/187 ,  G01C21/10 ,  G01S5/16 ,  G05D1/0676 ,  G08G5/0026 ,  G08G5/025

公开(公告)号：WO0176941A2

公开(公告)日：2001-10-18

申请号：PCT/US0110876

申请日：2001-04-03

Applicant: AEROVIRONMENT INC

Inventor： MACCREADY PAUL ,  HIBBS BART D ,  CURTIN ROBERT F JR ,  SWANSON KYLE D ,  BELIK PAUL

IPC: B64C1/26 ,  B64C3/10 ,  B64C3/14 ,  B64C3/36 ,  B64C9/24 ,  B64C39/02 ,  B64C39/10 ,  B64D27/02 ,  B64D27/24 ,  B64D37/30 ,  H01M8/00

CPC classification number: B64D27/24 ,  B64C1/26 ,  B64C3/10 ,  B64C3/14 ,  B64C9/24 ,  B64C39/024 ,  B64C39/10 ,  B64C2201/021 ,  B64C2201/028 ,  B64C2201/042 ,  B64C2201/086 ,  B64C2201/104 ,  B64C2201/122 ,  B64C2201/141 ,  B64C2201/146 ,  B64C2201/165 ,  B64C2201/187 ,  B64D27/02 ,  B64D37/30 ,  B64D2041/005 ,  Y02T50/12 ,  Y02T50/32 ,  Y02T50/44 ,  Y02T50/64 ,  Y02T90/36

Abstract: Disclosed is an aircraft (101), configured to have a wide range of flight speeds, consuming low levels of power for an extended period of time, while supporting a communications platform with an unobstructed downward-looking view. The aircraft (101) includes an extendable slat (205) at the leading edge of the wing (103), and a reflexed trailing edge. The aircraft comprises a flying wing (103) extending laterally between two ends and a center point. The wing (103) is swept and has a relatively constant chord. The aircraft (101) also includes a power module configured to provide power via a fuel cell (131). The fuel cell (131) stores liquid hydrogen as fuel, but uses gaseous hydrogen in the fuel cell (131). A fuel tank heater is used to control the boil-rate of the fuel in the fuel tank. The aircraft (101) of the invention includes a support structure including a plurality of supports, where the supports form a tetrahedron that affixes to the wing (103).

Abstract translation: 公开了一种被配置为具有宽范围的飞行速度的飞行器（101），在延长的时间段内消耗低水平的功率，同时以无阻碍的向下观看的视图来支持通信平台。 飞机（101）在机翼（103）的前缘处包括可延伸的板条（205）和反射后缘。 飞机包括在两端之间横向延伸的飞翼（103）和中心点。 翼（103）被扫掠并具有相对恒定的弦。 飞机（101）还包括被配置为经由燃料电池（131）提供电力的功率模块。 燃料电池（131）存储液态氢作为燃料，但在燃料电池（131）中使用气态氢。 燃料箱加热器用于控制燃料箱中燃料的沸腾率。 本发明的飞机（101）包括支撑结构，该支撑结构包括多个支撑件，其中支撑件形成固定在机翼（103）上的四面体。

公开(公告)号：WO2016149545A1

公开(公告)日：2016-09-22

申请号：PCT/US2016/022959

申请日：2016-03-17

Applicant: AMAZON TECHNOLOGIES, INC.

Inventor： GENTRY, Nicholas Kristofer

IPC: B64C25/32 ,  B64C39/02

CPC classification number: B64C25/001 ,  B64C25/10 ,  B64C25/18 ,  B64C25/24 ,  B64C25/32 ,  B64C25/52 ,  B64C39/024 ,  B64C2025/008 ,  B64C2201/027 ,  B64C2201/128 ,  B64C2201/18 ,  B64C2201/187 ,  B64D1/02 ,  G05D1/102

Abstract: This disclosure describes a configuration of an unmanned aerial vehicle (UAV) landing gear assembly that includes adjustable landing gear extensions (251) that may be extended or contracted so that the body of the UAV is contained in a horizontal plane when the UAV is landed, even on sloping surfaces. For example, when a UAV is landing, the slope of the surface may be determined and the landing gear extensions (251) adjusted based on the slope so that the body of the UAV remains approximately horizontal when the UAV lands and is supported by the landing gear extensions.

Abstract translation: 本公开描述了一种无人飞行器（UAV）起落架组件的结构，其包括可调节的起落架延伸部（251），其可以伸缩或收缩，使得当UAV着陆时UAV的车体被包含在水平面中， 即使在倾斜的表面上。 例如，当UAV着陆时，可以确定表面的斜率，并且基于斜率调整起落架延伸部（251），使得当UAV着陆并由着陆支撑时，UAV的车身保持近似水平 齿轮延伸

公开(公告)号：WO2014209220A1

公开(公告)日：2014-12-31

申请号：PCT/SG2013/000260

申请日：2013-06-24

Applicant: SINGAPORE TECHNOLOGIES AEROSPACE LTD ,  DSO NATIONAL LABORATORIES

Inventor： CHUA Chee Nam ,  CHOON, Junwei ,  LIM, Kok Yong

IPC: B64C13/18 ,  B64C39/02 ,  G05D1/06 ,  G05D1/08 ,  G05D1/10

CPC classification number: G05D1/0676 ,  B64C13/18 ,  B64C25/32 ,  B64C39/024 ,  B64C2201/146 ,  B64C2201/187 ,  G05D1/0011 ,  G05D1/0808

Abstract: Various embodiments provide a method for landing an unmanned aerial vehicle (UAV) (2) in the presence of a wind. The method comprises: performing a first flare- maneuver whilst the UAV is flying. The flare-maneuver causes a front portion of the UAV to rise with respect to a rear portion of the UAV (202). The method also comprises steering the UAV along a path heading into a direction of the wind (204). The method further comprises performing a second flare- maneuver before the UAV impacts a landing surface to land (206). Various embodiments provide a corresponding UAV.

Abstract translation: 各种实施例提供了一种在存在风的情况下着陆无人机（UAV）（2）的方法。 该方法包括：在无人机飞行时执行第一次火炬弹。 火炬机动使UAV的前部相对于UAV（202）的后部上升。 该方法还包括沿着朝向风向（204）的方向的路径转向无人机。 该方法还包括在UAV撞击着陆面到达之前执行第二次火炬操作（206）。 各种实施例提供相应的无人机。

公开(公告)号：WO2005103939A1

公开(公告)日：2005-11-03

申请号：PCT/US2004/009080

申请日：2004-03-25

Applicant: BELL HELICOPTER TEXTRON INC ,  BUILTA, Kenneth, E. ,  HARRIS, James, E. ,  HONZA, Bryan, P. ,  EPP, Jeffrey, W. ,  SCHULTE, Kynn, J.

Inventor： BUILTA, Kenneth, E. ,  HARRIS, James, E. ,  HONZA, Bryan, P. ,  EPP, Jeffrey, W. ,  SCHULTE, Kynn, J.

IPC: G06F17/00

CPC classification number: B64C39/024 ,  B64C13/20 ,  B64C2201/021 ,  B64C2201/086 ,  B64C2201/108 ,  B64C2201/141 ,  B64C2201/165 ,  B64C2201/187 ,  B64C2201/205 ,  G05D1/0027 ,  G05D1/0684

Abstract: A system for controlling flight of an aircraft has sensors (37, 43), a receiver (45), and a digital control system (57), all of which are carried aboard the aircraft. The sensors (37, 43) determine the position of the aircraft relative to the earth and the inertial movement of the aircraft. The receiver (45) receives transmitted data (51, 55) communicating the position and movement of a reference vehicle relative to the earth. The control system (57) calculates the position and velocity of the aircraft relative to the reference vehicle using the data from the sensors (37, 43) and the receiver (45) and then commands flight control devices (33) on the aircraft for maneuvering the aircraft in a manner that maintains a selected position and/or velocity relative to the reference vehicle. The system allows use of a graphical or tactile user interfaces.

Abstract translation: 用于控制飞机飞行的系统具有传感器（37,43），接收器（45）和数字控制系统（57），所有这些都被携带在飞行器上。 传感器（37,43）确定飞行器相对于地球的位置和飞行器的惯性运动。 接收器（45）接收传送参考车辆相对于地球的位置和移动的传送数据（51,55）。 控制系统（57）使用来自传感器（37,43）和接收器（45）的数据来计算飞机相对于参考车辆的位置和速度，然后命令飞行器上的飞行控制装置（33）进行操纵 飞行器以相对于参考车辆保持选定位置和/或速度的方式。 该系统允许使用图形或触觉的用户界面。

公开(公告)号：WO01046009A1

公开(公告)日：2001-06-28

申请号：PCT/FR2000/003618

申请日：2000-12-20

IPC: A63H27/08 ,  A63H30/04 ,  B64C31/036 ,  B64C39/02 ,  B64D47/08

CPC classification number: A63H27/08 ,  A63H30/04 ,  B64C2201/086 ,  B64C2201/105 ,  B64C2201/107 ,  B64C2201/127 ,  B64C2201/165 ,  B64C2201/187 ,  Y10S244/902 ,  Y10S244/903

Abstract: The invention concerns a small-size radio-controlled flying device propelled by a heat engine (20) with pusher propeller (10) for remote sensing, said device enabling short take-off and landing and a maximum flying speed of 34 Km/h. The device comprises a nacelle and a wing system, the nacelle (1) being a rigid three-wheeled carriage capable of being disassembled by denesting a more or less pyramidal jig with rear base (2) and front top (7), a lower plane (3) two lateral planes (4, 5) and an upper plane (6), the base being a single-piece welded element and comprising the engine, the propeller, a tank and the remote sensing unit, the top being a single-piece welded element, the lower plane and the two lateral planes comprising side members (11, 12) at least assembled at the base and at the top, the lower plane comprising at its three end angles two rear wheels (8) and a front wheel (9), the front wheel being arranged overlapping forward in the top and the wheels being low pressure tyres, the wing system (13) being a wing box flexible parafoil, said wing system being linked to the nacelle adjustable by two front suspension cables (17), two braking suspension cables (18) acting on the two flaps/wings.

Abstract translation: 本发明涉及一种由具有用于遥感的推进推进器（10）的热机（20）推进的小型无线电控制飞行装置，所述装置能够进行短时起飞和着陆，并且最大飞行速度为34公里/小时。 该装置包括机舱和机翼系统，所述机舱（1）是刚性三轮车架，其能够通过使后座（2）和前顶（7）破坏或多或少的金字塔夹具而被拆卸，下平面 （3）两个横向平面（4,5）和上平面（6），底座是单件焊接元件，包括发动机，螺旋桨，油箱和遥感单元， 所述下平面和所述两个横向平面包括至少组装在所述基部和顶部处的侧部构件（11,12），所述下平面在其三个端角处包括两个后轮（8）和前轮 （9），所述前轮在顶部布置成向前，所述车轮是低压轮胎，所述机翼系统（13）是翼盒柔性parafoil，所述翼系统与所述机舱连接，所述机舱可由两个前悬挂缆索 17），两个制动悬挂电缆（18）作用在两个翼/翼上。

公开(公告)号：WO2018107561A1

公开(公告)日：2018-06-21

申请号：PCT/CN2017/071713

申请日：2017-01-19

Applicant: 深圳市元征科技股份有限公司

Inventor： 刘均 ,  孙建勋 ,  张跃博

IPC: B64C25/10

CPC classification number: B64C25/10 ,  B64C25/26 ,  B64C2201/141 ,  B64C2201/187 ,  G05D1/0676

Abstract: 一种控制无人机（400、500）降落的方法，包括：当无人机（400、500）准备降落时，无人机（400、500）测量出N个起落架（12、13、14、15）与地面之间的N个距离，其中N为大于1的正整数(S201)；计算出N个距离中的最大值Dmax和最小值Dmin的第一差值(S202)；判断第一差值是否小于第一差值阈值(S203)；当差值小于第一差值阈值时，则无人机根据N个距离调整N个起落架（12、13、14、15）的伸缩长度，以控制无人机（400、500）进行降落(S204)。另外，提供一种无人机（400、500），能够根据不同的地形调整起落架（12、13、14、15）的伸缩长度，以便于安全降落。

公开(公告)号：WO2014129761A1

公开(公告)日：2014-08-28

申请号：PCT/KR2014/001001

申请日：2014-02-06

Applicant: 주식회사 네스앤텍

Inventor： 이기성

IPC: B64C29/02 ,  B64C13/20 ,  B64C3/38

CPC classification number: B64C27/28 ,  B64C3/38 ,  B64C3/58 ,  B64C9/323 ,  B64C39/024 ,  B64C2201/088 ,  B64C2201/108 ,  B64C2201/185 ,  B64C2201/187

Abstract: 착륙이 용이한 무인비행체가 제공되며, 무인비행체는 방향을 전환하는 프로펠러, 상기 프로펠러를 지지하는 프로펠러 타워, 상기 프로펠러 타워에 연결되어 있는 동체, 상기 동체의 수평축을 기준으로 좌우가 대칭이며, 상기 동체의 무게중심부에 한 쌍의 통공을 포함하는 주날개, 상기 한 쌍의 통공 내부에 각각 위치하는 한 쌍의 보조날개, 그리고 상기 한 쌍의 보조날개를 관통하며 상기 주날개에 고정되어 있는 기준축에 연결되어 있으며, 상기 한 쌍의 보조날개의 경사각도를 제어하는 액츄에이터(actuator)를 포함한다.

Abstract translation: 披露了一个简单的降落无人机，包括：改变方向的螺旋桨; 用于支撑螺旋桨的螺旋桨塔; 连接到螺旋桨塔的主体; 相对于主体的水平轴线对称地设置有两侧的主翼，在主体的主体的重心处形成有一对开口部， 一对辅助翼分别布置在该对开口中; 以及通过所述一对辅助翼连接到固定到主翼的基准轴的致动器，用于控制所述一对辅助翼的倾斜角。

公开(公告)号：WO2006006151A1

公开(公告)日：2006-01-19

申请号：PCT/IL2005/000714

申请日：2005-07-06

Applicant: ELBIT SYSTEMS LTD. ,  SIRKIS, Omri

Inventor： SIRKIS, Omri

IPC: B64C39/02

CPC classification number: B64C39/024 ,  B64C2201/021 ,  B64C2201/042 ,  B64C2201/044 ,  B64C2201/048 ,  B64C2201/086 ,  B64C2201/104 ,  B64C2201/167 ,  B64C2201/187

Abstract: There is provided an Unmanned Air Vehicule (uav) (2) including an engine (4) and an airframe (6), including means for performing a deep stall maneouvre; at least one inflatable sleeve (12) connected or connectable to the airframe (6), and means for inflating the sleeve (12) during flight, wherein the inflated sleeve (12) extends along the lower side of the airframe (6) so as to protect same during deep stall landing. A method for operating an Unmanned Air Vehicle (UAV), including an engine and an airframe is also provided.

Abstract translation: 提供了包括发动机（4）和机身（6）的无人驾驶飞机（uav）（2），其中包括用于执行深度失速行动的手段; 连接或连接到机身（6）的至少一个可充气套筒（12）以及用于在飞行期间使套筒（12）膨胀的装置，其中所述充气套筒（12）沿着所述机身（6）的下侧延伸，以便 在深层失速登陆期间保护相同。 还提供了一种用于操作无人机（UAV）的方法，包括发动机和机身。

公开(公告)号：WO2004063008A3

公开(公告)日：2004-09-23

申请号：PCT/US2004000687

申请日：2004-01-13

Applicant: BOXAIR ENGINEERING LLC ,  STUPAKIS JOHN S

Inventor： STUPAKIS JOHN S

IPC: B64C39/02 ,  B64C1/00

CPC classification number: B64C39/024 ,  B64C39/02 ,  B64C2201/048 ,  B64C2201/086 ,  B64C2201/104 ,  B64C2201/128 ,  B64C2201/141 ,  B64C2201/165 ,  B64C2201/187 ,  B64C2211/00 ,  B64D2011/0046 ,  Y10S244/903

Abstract: A modular automated air transport system comprising an unmanned autonomous aircraft having a selectively detachable control systems portion and a structural air frame portion, wherein the structural air frame portion contains an interior cargo hold, aerodynamic members having control surfaces and at least one propulsion device attached to the structural air frame portion; and wherein the control system portion includes a control computer for autonomously controlling the flight of said air transport system from one known location to a second known location.

Abstract translation: 一种模块化的自动航空运输系统，包括具有选择性地可拆卸的控制系统部分和结构空气框架部分的无人自主飞行器，其中所述结构空气框架部分包含内部货舱，具有控制表面的空气动力部件和附接到 结构空气框架部分; 并且其中所述控制系统部分包括用于自主地控制所述空中运输系统从一个已知位置到第二已知位置的飞行的控制计算机。