公开(公告)号：WO2022111678A1

公开(公告)日：2022-06-02

申请号：PCT/CN2021/133892

申请日：2021-11-29

Applicant: 中国商用飞机有限责任公司 ,  中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院

Inventor： 高俊 ,  吴志斌 ,  孔令勇 ,  汪洋 ,  施萌 ,  童瑶

IPC: B64C5/02 ,  B64C5/06 ,  B64C3/28

Abstract: 一种飞机前缘组件（10），其具有面对前进方向的前缘端（11）和背对前进方向的后缘端（12），包括：第一舱壁板（110）、第二舱壁板（120）、前梁（150）以及前缘蒙皮（130），并且形成所述前缘组件的前缘端（11），其中，前缘组件还包括辅助梁部（200），辅助梁部的第一侧（201）附连到第一舱壁板（110）和前缘蒙皮（130），辅助梁部的第二侧（202）附连到第二舱壁板（120）和前缘蒙皮（130），其中辅助梁部（200）包括腹板（230），腹板（230）具有基本平坦的腹板平面，其中辅助梁部的第一侧（201）相比辅助梁部的第二侧（202）更靠近前缘端，使得腹板平面相对于前梁所在平面倾斜。该飞机前缘组件能够提高抗鸟体撞击的安全性、减轻前缘组件的重量并且确保鸟体滑离组件。

公开(公告)号：WO2021201991A2

公开(公告)日：2021-10-07

申请号：PCT/US2021/017497

申请日：2021-02-10

Applicant: WISK AERO LLC

Inventor： TIGHE, James Joseph ,  TZARNOTZY, Uri ,  LONG, Geoffrey Alan

IPC: B64C27/26 ,  B64C5/02 ,  B64C5/06 ,  B64C5/08 ,  B64C27/22 ,  B64C27/28 ,  B64C27/32 ,  B60L2200/10 ,  B60L50/50 ,  B64C11/00 ,  B64C29/0025 ,  B64D27/24 ,  G05D1/0669 ,  G05D1/102

Abstract: Embodiments provide an electric aircraft with a plurality of lift fan assemblies that are configured to provide vertical lift, and one or more pusher propellers that are configured to provide forward thrust. The lift fan assemblies may be coupled to the wings of the aircraft via one or more support structures, and the wings may be coupled to an upper region of the fuselage. The pusher propeller(s) may be coupled to a tailing end of the fuselage. The lift fan assemblies and the pusher propeller(s) may provide thrust and movement in directions that are orthogonal to one another. A control system coupled to the aircraft may control the lift fan assemblies and the one or more pusher propellers to activate, increase in power, and decrease in power. The lift fan assemblies and the one or more pusher propellers may be operated separately, and may be active at different times.

公开(公告)号：WO2021112954A2

公开(公告)日：2021-06-10

申请号：PCT/US2020/054977

申请日：2020-10-09

Applicant: KITTY HAWK CORPORATION

Inventor： SINHA, Pranay ,  VANDER LIND, Damon

IPC: B64C5/02 ,  B64C11/46 ,  B64C29/00 ,  B64C39/12 ,  B60L2200/10 ,  B60L50/64 ,  B60L53/00 ,  B64C13/48 ,  B64C2027/8209 ,  B64C27/82 ,  B64C29/0033 ,  B64D2027/026 ,  B64D2027/264 ,  B64D27/02 ,  B64D27/24 ,  B64D27/26 ,  B64D31/06 ,  G05D1/101

Abstract: A tiltrotor has a range of motion between a forward flight position and a hovering position, where a pylon and the tiltrotor are coupled via a telescoping actuator, a rigid bottom bar, and a fixed hinge that is attached between the rigid bottom bar and the tiltrotor. The tiltrotor moves from the forward flight position to the hovering position includes extending the telescoping actuator so that the tilt rotor rotates about the fixed hinge.

公开(公告)号：WO2021089386A1

公开(公告)日：2021-05-14

申请号：PCT/EP2020/080320

申请日：2020-10-28

Applicant: PIERCECRAFT IP LTD.

Inventor： PIERCE, Richard David

IPC: B60V1/00 ,  B63B1/32 ,  B64C3/16 ,  B64C5/02 ,  B64C35/00 ,  B64C39/02 ,  B64C39/10 ,  B64C39/12 ,  B64D27/24 ,  B63B1/14 ,  B60V1/22

Abstract: A ground effect craft having a ground effect wing, a plurality of sponsons, and a control system is disclosed. The ground effect wing may include a fore ground effect wing and an aft ground effect wing. The ground effect wing may generate a stabilizing moment on at least one sponson to stabilize the ground effect craft. The plurality of sponsons may be dynamically coupled to the body. The plurality of sponsons may be dynamically coupled to each other. The dynamic coupling may permit the sponsons to move relatively independent of the body and each other, thereby stabilizing the ground effect craft. The ground effect craft may include a stabilizing wing.

公开(公告)号：WO2019063600A1

公开(公告)日：2019-04-04

申请号：PCT/EP2018/076096

申请日：2018-09-26

Applicant: SCHREIBER, Paul

Inventor： SCHREIBER, Paul

IPC: B64C9/04 ,  B64C5/02 ,  B64C5/08

Abstract: Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug (1) in Drachenkonfiguration, mit einem Rumpf (2), einem Tragflügel (5), einem über einen Leitwerksträger (6) vom Tragflügel (5) beabstandeten, im Bereich des Hecks (3) des Luftfahrzeugs (1) angeordneten Höhenleitwerk (7), welches ggf. zusammen mit einem Seitenleitwerk ausgebildet ist, wobei der Tragflügel (5) eine zumindest doppelt so große Spannweite (SW) aufweist wie das Höhenleitwerk (7), und wobei eine oder mehrere ansteuerbare Ruderklappen (8 1 , 8 2 ; 8 1 , 8 2 , 8 3 , 8 4 ) auf jeder Seite des Rumpfes (2) entlang je einer Scharnierlinie (S 1 , S 2 ; S 1 , S 2 , S 3 , S 4 ) an der Hinterkante des Tragflügels (5) angelenkt sind, sowie mit mindestens einem Antrieb (16a; 11, 16) zum Antreiben des Luftfahrzeugs (1). Die Erfindung zeichnet sich dadurch aus, dass zumindest jeweils eine der besagten Ruderklappen (8 1 , 8 2 ; 8 1 , 8 2 , 8 3 , 8 4 ) auf jeder Seite des Rumpfes (2) als Elevon ausgebildet ist, welche sowohl die Funktion von Querruder als auch Höhenruder übernimmt, wobei die Geometrien des Luftfahrzeugs (1) derart ausgelegt sind, dass der Quotient c mittel /t größer als -0,25 ist, wobei t die mittlere Tiefe des Tragflügels (5) ist und für c mittel gilt: Formula (I), wobei c i der in x-Richtung des Luftfahrzeugs (1) gemessene Abstand vom Massenschwerpunkt (20) des Luftfahrzeugs (1) zum jeweiligen Scharnierlinienmittelpunkt (SP 1 , SP 2 ; SP 1 , SP 2 , SP 3 , SP 4 ) der Scharnierlinie (S 1 , S 2 ; S 1 , S 2 , S 3 , S 4 ) jeder der besagten ansteuerbaren Ruderklappen (8 1 , 8 2 ; 8 1 , 8 2 , 8 3 , 8 4 ) und SL i die Scharnierlinienlänge (SL 1 , SL 2 ; SL 1 , SL 2 , SL 3 , SL 4 ) der zu der jeweiligen Ruderklappe (8 1 , 8 2 ; 8 1 , 8 2 , 8 3 , 8 4 ) zugehörigen Scharnierlinie (S 1 , S 2 ; S 1 , S 2 , S 3 , S 4 ) ist.

公开(公告)号：WO2016107950A1

公开(公告)日：2016-07-07

申请号：PCT/ES2015/070955

申请日：2015-12-28

Applicant: AIRBUS OPERATIONS, S.L.

Inventor： GUINALDO FERNANDEZ, Enrique ,  GARCÍA NIETO, Carlos ,  VÉLEZ DE MENDIZÁBAL ALONSO, Iker ,  RAMOS GARCIA, Luis ,  HONORATO RUÍZ, Francisco, Javier ,  CRUZ DOMÍNGUEZ, Francisco, José

IPC: B64C3/18 ,  B64C3/20 ,  B64C5/02

CPC classification number: B64C3/182 ,  B64C3/187 ,  B64C3/20 ,  B64C5/02

Abstract: La presente invención se refiere a una técnica para el acoplamiento de la sección de terminación de larguerillos (5) con costillas, cuadernas u otros elementos estructurales (2). Un elemento estructural de una estructura de material compuesto para aeronave comprende al menos un par de escuadras (13a, 13a') formadas integralmente con el elemento estructural, en el cual las escuadras están configuradas, y dispuestas relativamente entre sí, para copiar la forma de la sección transversal de la sección de terminación de larguerillo, de tal modo que cuando una sección de terminación de un larguerillo esté situada dentro de un espacio definido entre las escuadras, el pie de larguerillo esté emparedado en su sección de terminación entre una parte de las escuadras y la cubierta de revestimiento (12, 12'). Se aumenta la transferencia de carga en la interfaz entre las terminaciones de larguerillos y el elemento estructural, y se minimizan los problemas de despegado o pelado en la sección de terminación de larguerillo. La invención se aplica preferiblemente a un estabilizador horizontal de cola que tenga unas cubiertas de revestimiento superior e inferior (12, 12') obtenidas como órganos unitarios.

Abstract translation: 本发明涉及一种用于将桁条（5）的止回部分与肋，框架或其它结构元件（2）联接的技术。 飞行器复合结构的结构元件包括与结构元件整体形成的至少一对楔子（13a，13a'），其中夹板被构造并相对于彼此相对布置以复制横截面形状 所述桁条偏离部分的横截面部分，使得当将一个桁条的弯曲部分放置在所述夹板之间限定的空间内时，所述str条部分的str条脚被夹在所述防滑板的一部分和所述皮套之间 （12,12' ）。 在桁条流出物和结构元件之间的界面处的载荷传递增强，并且在桁条弯曲部分的脱粘或剥离问题被最小化。 本发明优选应用于具有获得为单体的上皮肤罩和下皮肤罩（12,12'）的水平尾翼平面。

公开(公告)号：WO2016003580A1

公开(公告)日：2016-01-07

申请号：PCT/US2015/034023

申请日：2015-06-03

Applicant: GOOGLE INC.

Inventor： KINNE, Peter ,  VANDER LIND, Damon ,  CADMAN, Gregor

IPC: B64C9/08 ,  B64C5/02 ,  B64C5/10 ,  F03D11/00 ,  B64F3/00

CPC classification number: B64C5/16 ,  B64C39/022 ,  F03D5/00 ,  F05B2240/40 ,  F05B2240/917 ,  F05B2240/921 ,  Y02E10/70 ,  Y02E10/728

Abstract: An aerial vehicle including a fuselage, a main wing attached to the fuselage, a support structure extending upwardly from the fuselage and having a front surface facing the main wing, an overhang positioned on a top of the support structure and extending towards the main wing, one or more rotating actuators positioned on the overhang, a rear elevator attached to the one or more rotating actuators that are configured to move the rear elevator from a flying mode position where a leading edge of the rear elevator faces the main wing to a hover mode position where the major surfaces of the rear elevator faces the main wing, and wherein the major surfaces of the rear elevator remain in front of the front surface of the support structure when the rear elevator is moved from the flying mode position to the hover mode position.

Abstract translation: 一种飞行器，包括机身，附接到机身的主翼，从机身向上延伸并且具有面向主翼的前表面的支撑结构，位于支撑结构的顶部上并向主翼延伸的伸出部， 一个或多个位于所述伸出部上的旋转致动器，附接到所述一个或多个旋转致动器的后部升降机，所述后部升降机构造成使所述后部升降机从所述后部升降机的前缘面向所述主翼的飞行模式位置移动到悬停模式 后升降梯的主表面朝向主翼的位置，并且其中当后电梯从飞行模式位置移动到悬停模式位置时，后电梯的主表面保持在支撑结构的前表面的前面 。

公开(公告)号：WO2014074149A1

公开(公告)日：2014-05-15

申请号：PCT/US2013/032028

申请日：2013-03-15

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

Inventor： CHANDLER, Jesse M. ,  SUCIU, Gabriel L.

IPC: B64C5/02

CPC classification number: B64C1/26 ,  B64C1/06 ,  B64C5/02 ,  B64D25/00 ,  B64D27/20 ,  B64D33/02 ,  B64D2033/0286

Abstract: An aircraft assembly is disclosed and includes a fuselage including a turbine engine mounted within the aft fuselage. A burst zone is defined about the turbine engine and a tail is disposed at least partially with the burst zone. The tail includes primary control surfaces and sacrificial control surfaces. The sacrificial control surfaces can break away in a defined manner to maintain integrity of the primary control surfaces outside of the burst zone.

Abstract translation: 公开了一种飞机组件，并且包括机身，其包括安装在后机身内的涡轮发动机。 关于涡轮发动机限定了爆裂区域，并且尾部至少部分地布置有爆破区域。 尾部包括主控制面和牺牲控制面。 牺牲控制表面可以以限定的方式脱离，以保持主控制表面在爆破区之外的完整性。

公开(公告)号：WO2014074143A1

公开(公告)日：2014-05-15

申请号：PCT/US2013/031139

申请日：2013-03-14

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

Inventor： SUCIU, Gabriel L. ,  CHANDLER, Jesse M.

IPC: B64C5/02 ,  B64C15/00 ,  B64D33/04

CPC classification number: B64C5/02 ,  B64C5/06 ,  B64D27/20 ,  B64D33/04 ,  B64D41/00 ,  F02K1/62

Abstract: An aircraft includes a propulsor supported within an aft portion of the fuselage. A thrust reverser is supported proximate the propulsor for redirecting thrust forward to slow the aircraft upon landing. A tail extending from the aft portion of the fuselage is angled forward away from the aft portion and out of the discharge of airflow from the thrust reverser.

Abstract translation: 飞机包括支撑在机身后部的推进器。 靠近推进器支撑推力反向器，用于重定向推进，以降低飞机降落时的速度。 从机身的后部延伸的尾部从后部向前倾斜，并从推力反向器排出气流。

公开(公告)号：WO2012101645A4

公开(公告)日：2012-08-02

申请号：PCT/IL2012/050030

申请日：2012-01-30

Applicant: ELBIT SYSTEMS LTD. ,  MALTA, Dan

Inventor： MALTA, Dan

IPC: B64C13/00 ,  B64C5/02 ,  B64C39/02

Abstract: Method for dynamically limiting the inclinations of monoblock flight control surfaces (FCS) in an aircraft. Dynamic limitation of the FCS is activated if a stall susceptibility condition is detected in the current aircraft environment. The real-time calibrated airspeed of the aircraft, real-time angle of attack (AOA) of the aircraft, and real-time sideslip angle (AOS) of the aircraft are obtained. The aircraft parameters may be obtained via estimation if the measured values are deemed unsuitable. The real-time local AOA and AOS of the FCS are calculated based on the obtained aircraft parameters. The inclination of each of the FCS relative to the critical values is dynamically limited according to the calculated real-time local AOA and AOS of the FCS. The aircraft may be an unmanned aerial vehicle (UAV) and/or a V-tail aircraft. The stall susceptibility condition may include icy conditions.