CN114194388A - 一种新型垂直起降固定翼飞机 - Google Patents

一种新型垂直起降固定翼飞机 Download PDF

Info

Publication number
CN114194388A
CN114194388A CN202111395705.4A CN202111395705A CN114194388A CN 114194388 A CN114194388 A CN 114194388A CN 202111395705 A CN202111395705 A CN 202111395705A CN 114194388 A CN114194388 A CN 114194388A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
propeller
airplane
control system
fuselage
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202111395705.4A
Other languages
English (en)
Inventor
王勇
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Muyutian Aviation Technology Jiangsu Co ltd
Original Assignee
Shanghai Yutian Aviation Technology Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Yutian Aviation Technology Co ltd filed Critical Shanghai Yutian Aviation Technology Co ltd
Priority to CN202111395705.4A priority Critical patent/CN114194388A/zh
Publication of CN114194388A publication Critical patent/CN114194388A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/02—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis vertical when grounded
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/24—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with rotor blades fixed in flight to act as lifting surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B64C2027/8209—Electrically driven tail rotors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

本发明公开的一种新型垂直起降固定翼飞机，包括：机身；对称设置在所述机身的中部的左、右主机翼；设置在所述机身的尾部上的尾翼；以及安装在所述左、右主机翼上且与飞机控制***连接的用于为飞机提供升力和推力的左、右升力驱动机构；还包括安装在所述机身的尾部上且与飞机控制***连接的可伸缩式平衡升力调节机构，当飞机进入起降模式时，所述可伸缩式平衡升力调节机构从所述机身的尾端内向外伸出，用于为飞机在起降过程中提供升力和调整飞机在起降过程中的平衡稳定性，当飞机进入平飞模式时，所述可伸缩式平衡升力调节机构回缩至所述机身的尾部内。本发明避免对飞机气动外形的影响，有利于飞机精简气动外形，同时也减少飞机阻力，美观性更佳。

Description

一种新型垂直起降固定翼飞机
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种新型垂直起降固定翼飞机。
背景技术
垂直起降飞机通常指能够像直升机一样垂直起飞和降落，具备悬停能力，且能够以固定翼飞机的方式水平飞行一类飞行器。受益于起降方便、飞行效率高的优点，垂直起降飞机在军事方面有着重要的应用价值。垂直起降飞机的种类大致分为旋翼类垂直起降飞行器、倾转类垂直起降飞行器以及尾座式垂直起降飞行器。
其中，现有的倾转类垂直起降飞行器包括倾转双旋翼、倾转四旋翼、倾转机翼、倾转涵道风扇等，它们均通过转动机构来改变推力方向，实现垂直起降。然而，现有的倾转类垂直起降飞行器在起降过程中的平衡稳定性不佳，影响起降体验。为了解决这一技术问题，有的垂直起降飞机器会在机身尾部处设置螺旋桨，以调整飞机起降过程中的平衡稳定性，但由于螺旋桨外露，在飞机进入平飞阶段时，极大地影响飞机气动外形，同时也增加飞机阻力。
为此，本申请人经过有益的探索和研究，找到了解决上述问题的方法，下面将要介绍的技术方案便是在这种背景下产生的。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于：针对现有技术的不足而提供一种提高起降过程的平衡稳定的新型垂直起降固定翼飞机。
本发明所要解决的技术问题可以采用如下技术方案来实现：
一种新型垂直起降固定翼飞机，包括：
机身；
对称设置在所述机身的中部的左、右主机翼；
设置在所述机身的尾部上的尾翼；以及
安装在所述左、右主机翼上且与飞机控制***连接的用于为飞机提供升力和推力的左、右升力驱动机构；其特征在于，
还包括安装在所述机身的尾部上且与飞机控制***连接的可伸缩式平衡升力调节机构，当飞机进入起降模式时，所述可伸缩式平衡升力调节机构从所述机身的尾端内向外伸出，用于为飞机在起降过程中提供升力和调整飞机在起降过程中的平衡稳定性，当飞机进入平飞模式时，所述可伸缩式平衡升力调节机构回缩至所述机身的尾部内。
在本发明的一个优选实施例中，所述左、右升力驱动机构均包括安装支架以及可倾转式涵道风扇，所述可倾转式涵道风扇通过所述安装支架安装在所述左主机翼或右主机翼的前侧中部，所述倾转式涵道风扇与飞机控制***连接，并由飞机控制***控制其倾转角度。
在本发明的一个优选实施例中，所述平衡升力调节机构包括：
构成在所述机身的尾部内的第一螺旋桨舱室，所述第一螺旋桨舱室的尾端为敞口状结构；
铰接在所述机身的尾端处的用于打开或关闭所述第一螺旋桨舱室的螺旋桨舱罩；
安装在所述机身的第一螺旋桨舱室内且与飞机控制***连接的用于驱动所述螺旋桨舱罩打开或关闭的舱罩启闭机构；
设置在所述机身的第一螺旋桨舱室内且与飞机控制***连接的第一伸缩驱动气缸；
设置在所述机身的第一螺旋桨舱室内的第一伸缩驱动臂，所述第一伸缩驱动臂的一端与所述第一伸缩驱动气缸的输出端连接；
安装在所述第一伸缩驱动臂的另一端上且与飞机控制***连接的第二螺旋桨驱动电机；以及
安装在所述第二螺旋桨驱动电机的输出轴上的第二螺旋桨。
在本发明的一个优选实施例中，所述平衡升力调节机构包括：
构成在所述机身的尾部内的第二螺旋桨舱室，所述第二螺旋桨舱室的底面上开设有伸缩窗口；
设置在所述机身的第二螺旋桨舱室内且与飞机控制***连接的第二伸缩驱动气缸；
设置在所述机身的第二螺旋桨舱室内的第二伸缩驱动臂，所述第二伸缩驱动臂的一端与所述第二伸缩驱动气缸的输出端连接；
安装在所述第二伸缩驱动臂的另一端上且与飞机控制***连接的第三螺旋桨驱动电机；以及
安装在所述第三螺旋桨驱动电机的输出轴上的第三螺旋桨。
在本发明的一个优选实施例中，所述尾翼为V型尾翼。
由于采用了如上技术方案，本发明的有益效果在于：本发明通过在机身的尾部安装可伸缩式平衡升力调节机构，当飞机进入起降模式时，可伸缩式平衡升力调节机构从机身的尾端内向外伸出，用于为飞机在起降过程中提供升力和调整飞机在起降过程中的平衡稳定性，当飞机进入平飞模式时，可伸缩式平衡升力调节机构回缩至机身的尾部内，避免对飞机气动外形的影响，有利于飞机精简气动外形，同时也减少飞机阻力，美观性更佳。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明的新型垂直起降固定翼飞机的实施例1处于可伸缩式平衡升力调节机构缩进状态时的三维结构示意图。
图2是本发明的新型垂直起降固定翼飞机的实施例1处于可伸缩式平衡升力调节机构缩进状态时的仰视图。
图3是本发明的新型垂直起降固定翼飞机的实施例1处于可伸缩式平衡升力调节机构伸出状态时的三维结构示意图。
图4是本发明的新型垂直起降固定翼飞机的实施例2处于可伸缩式平衡升力调节机构缩进状态时的三维结构示意图。
图5是本发明的新型垂直起降固定翼飞机的实施例2处于可伸缩式平衡升力调节机构缩进状态时的仰视图。
图6是本发明的新型垂直起降固定翼飞机的实施例2处于可伸缩式平衡升力调节机构伸出状态时的三维结构示意图。
图7是本发明的新型垂直起降固定翼飞机的实施例2处于可伸缩式平衡升力调节机构伸出状态时的侧视图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。
实施例1
参见图1至图3，图中给出的是一种新型垂直起降固定翼飞机，包括机身100、左、右主机翼200a、200b、尾翼300、左、右升力驱动机构400a、400b以及可伸缩式平衡升力调节机构500。
左、右主机翼200a、200b对称设置在机身100的中部。尾翼300设置在机身100的尾部上，在本实施例中，尾翼300优选地为V型尾翼。
左、右升力驱动机构400a、400b安装在左、右主机翼200a、200b上且与飞机控制***(图中未示出)连接，其用于为飞机提供升力和推力。具体地，左升力驱动机构400a包括安装支架410a以及可倾转式涵道风扇420a，可倾转式涵道风扇420a通过安装支架410a安装在左主机翼200a的前侧中部，可倾转式涵道风扇420a与飞机控制***连接，并由飞机控制***控制其倾转角度。右升力驱动机构400b包括安装支架410b以及可倾转式涵道风扇420b，可倾转式涵道风扇420b通过安装支架410b安装在右主机翼200b的前侧中部，可倾转式涵道风扇420b与飞机控制***连接，并由飞机控制***控制其倾转角度。
可伸缩式平衡升力调节机构500安装在机身100的尾部上且与飞机控制***连接。当飞机进入起降模式时，可伸缩式平衡升力调节机构500从机身100的尾端内向外伸出，用于为飞机在起降过程中提供升力和调整飞机在起降过程中的平衡稳定性；当飞机进入平飞模式时，可伸缩式平衡升力调节机构500回缩至机身100的尾部内，避免对飞机气动外形的影响，有利于飞机精简气动外形，同时也减少飞机阻力，美观性更佳。
具体地，可伸缩式平衡升力调节机构500包括螺旋桨舱室510、螺旋桨舱罩520、舱罩启闭机构(图中未示出)、伸缩驱动气缸530、伸缩驱动臂540、螺旋桨驱动电机550以及螺旋桨560。
螺旋桨舱室510构成在机身100的尾部内，其尾端为敞口状结构。螺旋桨舱罩520铰接在机身100的尾端处，其用于打开或关闭螺旋桨舱室510。舱罩启闭机构安装在螺旋桨舱室510内且与飞机控制***连接，其用于在飞机控制***的控制下驱动螺旋桨舱罩520打开或关闭。舱罩启闭机构可以为气缸或转动电机等。伸缩驱动气缸530设置在机身100的螺旋桨舱室510内且与飞机控制***连接，并由飞机控制***控制其进行动作。伸缩驱动臂540设置在机身100的螺旋桨舱室510内，其的一端与伸缩驱动气缸530的输出端连接。螺旋桨驱动电机550安装在伸缩驱动臂540的另一端上且与飞机控制***连接，并由飞机控制***控制其进行转动。螺旋桨560安装在螺旋桨驱动电机550的输出轴上。
当飞机进入起降模式时，舱罩启闭机构驱动螺旋桨舱罩520打开，接着伸缩驱动气缸530动作，通过伸缩驱动臂540将位于螺旋桨舱室510内的螺旋桨驱动电机550和螺旋桨560推出，然后螺旋桨驱动电机550驱动螺旋桨560进行转动，如图3所示。当飞机进入平飞模式时，螺旋桨驱动电机550驱动螺旋桨560转动至顺飞行气流方向(飞机轴线方向)，呈前后定向固定，接着伸缩驱动气缸530动作，通过伸缩驱动臂540将螺旋桨驱动电机550和螺旋桨560拉回螺旋桨舱室510内，然后舱罩启闭机构驱动螺旋桨舱罩520关闭，如图1和图2所示。
本实施例中的可伸缩式平衡升力调节机构500可进行伸缩，垂直起降时伸展出来，平飞过程中收缩进去减少阻力，美观外形。
实施例2
本实施例中的新型垂直起降固定翼飞机与实施例1中的新型垂直起降固定翼飞机大致相同，其区别在于：参见图4至图7，可伸缩式平衡升力调节机构500a包括螺旋桨舱室510a、伸缩驱动气缸520a、伸缩驱动臂530a、螺旋桨驱动电机540a以及螺旋桨550a。
螺旋桨舱室510a构成在机身100的尾部内，其底面上开设有伸缩窗口511a。伸缩驱动气缸520a设置在机身100的螺旋桨舱室510a内且与飞机控制***连接，并由飞机控制***控制其进行动作。伸缩驱动臂530a设置在机身100的螺旋桨舱室510a内，其一端与伸缩驱动气缸520a的输出端连接。螺旋桨驱动电机540a安装在伸缩驱动臂530a的另一端上且与飞机控制***连接，并由飞机控制***控制其进行转动。螺旋桨550a安装在螺旋桨驱动电机540a的输出轴上。
当飞机进入起降模式时，伸缩驱动气缸520a动作，通过伸缩驱动臂530a将位于螺旋桨舱室510a内的螺旋桨驱动电机540a和螺旋桨550a从螺旋桨舱室510a的伸缩窗口511a推出，然后螺旋桨驱动电机540a驱动螺旋桨550a进行转动，如图6和图7所示。当飞机进入平飞模式时，螺旋桨驱动电机540a驱动螺旋桨550a转动至顺飞行气流方向(飞机轴线方向)，呈前后定向固定，接着伸缩驱动气缸520a动作，通过伸缩驱动臂530a将螺旋桨驱动电机540a和螺旋桨550a经由伸缩窗口511a拉回螺旋桨舱室510a内，如图4和图5所示。
本实施例中的可伸缩式平衡升力调节机构500a可进行伸缩，垂直起降时伸展出来，平飞过程中收缩进去减少阻力，美观外形。
以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (5)

1.一种新型垂直起降固定翼飞机，包括：
机身；
对称设置在所述机身的中部的左、右主机翼；
设置在所述机身的尾部上的尾翼；以及
安装在所述左、右主机翼上且与飞机控制***连接的用于为飞机提供升力和推力的左、右升力驱动机构；其特征在于，
还包括安装在所述机身的尾部上且与飞机控制***连接的可伸缩式平衡升力调节机构，当飞机进入起降模式时，所述可伸缩式平衡升力调节机构从所述机身的尾端内向外伸出，用于为飞机在起降过程中提供升力和调整飞机在起降过程中的平衡稳定性，当飞机进入平飞模式时，所述可伸缩式平衡升力调节机构回缩至所述机身的尾部内。
2.如权利要求1所述的新型垂直起降固定翼飞机，其特征在于，所述左、右升力驱动机构均包括安装支架以及可倾转式涵道风扇，所述可倾转式涵道风扇通过所述安装支架安装在所述左主机翼或右主机翼的前侧中部，所述倾转式涵道风扇与飞机控制***连接，并由飞机控制***控制其倾转角度。
3.如权利要求1所述的新型垂直起降固定翼飞机，其特征在于，所述平衡升力调节机构包括：
构成在所述机身的尾部内的第一螺旋桨舱室，所述第一螺旋桨舱室的尾端为敞口状结构；
铰接在所述机身的尾端处的用于打开或关闭所述第一螺旋桨舱室的螺旋桨舱罩；
安装在所述机身的第一螺旋桨舱室内且与飞机控制***连接的用于驱动所述螺旋桨舱罩打开或关闭的舱罩启闭机构；
设置在所述机身的第一螺旋桨舱室内且与飞机控制***连接的第一伸缩驱动气缸；
设置在所述机身的第一螺旋桨舱室内的第一伸缩驱动臂，所述第一伸缩驱动臂的一端与所述第一伸缩驱动气缸的输出端连接；
安装在所述第一伸缩驱动臂的另一端上且与飞机控制***连接的第二螺旋桨驱动电机；以及
安装在所述第二螺旋桨驱动电机的输出轴上的第二螺旋桨。
4.如权利要求1所述的新型垂直起降固定翼飞机，其特征在于，所述平衡升力调节机构包括：
构成在所述机身的尾部内的第二螺旋桨舱室，所述第二螺旋桨舱室的底面上开设有伸缩窗口；
设置在所述机身的第二螺旋桨舱室内且与飞机控制***连接的第二伸缩驱动气缸；
设置在所述机身的第二螺旋桨舱室内的第二伸缩驱动臂，所述第二伸缩驱动臂的一端与所述第二伸缩驱动气缸的输出端连接；
安装在所述第二伸缩驱动臂的另一端上且与飞机控制***连接的第三螺旋桨驱动电机；以及
安装在所述第三螺旋桨驱动电机的输出轴上的第三螺旋桨。
5.如权利要求1所述的新型垂直起降固定翼飞机，其特征在于，所述尾翼为V型尾翼。
CN202111395705.4A 2021-11-23 2021-11-23 一种新型垂直起降固定翼飞机 Pending CN114194388A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111395705.4A CN114194388A (zh) 2021-11-23 2021-11-23 一种新型垂直起降固定翼飞机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111395705.4A CN114194388A (zh) 2021-11-23 2021-11-23 一种新型垂直起降固定翼飞机

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN114194388A true CN114194388A (zh) 2022-03-18

Family

ID=80648546

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111395705.4A Pending CN114194388A (zh) 2021-11-23 2021-11-23 一种新型垂直起降固定翼飞机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114194388A (zh)

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2911801A1 (de) * 1979-03-26 1980-10-16 Hardo Dipl Ing Wiemer Propellerantrieb mit einklappbarem propeller
DE3240995A1 (de) * 1982-11-03 1984-05-03 Hoffmann Fluzeugbau Friesach GmbH, 9322 Friesach Motorsegler
DE4231676C1 (de) * 1992-09-22 1994-03-17 Klaus Plesser Motorsegelflugzeug mit einem motorisch angetriebenen Klapppropeller
US5707029A (en) * 1996-03-07 1998-01-13 Mcintosh; William J. Aileron/elevators and body flap for roll, pitch, and yaw control
US20060255205A1 (en) * 2004-12-23 2006-11-16 Lfk-Lenkflugkoerpersysteme Gmbh Small remotely controllable aircraft
CN101602403A (zh) * 2008-06-12 2009-12-16 张庆柳 垂直起降飞机
GB2504369A (en) * 2013-03-05 2014-01-29 Cvr Ltd Aircraft wing with reciprocating outer aerofoil sections
CN106741917A (zh) * 2016-12-30 2017-05-31 上海牧羽航空科技有限公司 一种采用伸缩式螺旋桨结构控制偏航和俯仰的倾转旋翼机
DE102015121744A1 (de) * 2015-12-14 2017-06-14 Hans Ulrich Tobuschat Antriebsvorrichtung für einen Flugkörper
CN107042885A (zh) * 2016-12-30 2017-08-15 上海牧羽航空科技有限公司 一种采用风扇涵道结构控制偏航和俯仰的倾转旋翼机
CN107074358A (zh) * 2014-05-07 2017-08-18 Xti飞行器公司 垂直起降的飞行器
CN110723284A (zh) * 2018-07-17 2020-01-24 刘建国 一种可倾转涵道风扇的垂直升降固定翼飞行器
CN212047877U (zh) * 2020-04-27 2020-12-01 福州天泽永汇环境科技有限公司 一种倾转旋翼飞行器

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2911801A1 (de) * 1979-03-26 1980-10-16 Hardo Dipl Ing Wiemer Propellerantrieb mit einklappbarem propeller
DE3240995A1 (de) * 1982-11-03 1984-05-03 Hoffmann Fluzeugbau Friesach GmbH, 9322 Friesach Motorsegler
DE4231676C1 (de) * 1992-09-22 1994-03-17 Klaus Plesser Motorsegelflugzeug mit einem motorisch angetriebenen Klapppropeller
US5707029A (en) * 1996-03-07 1998-01-13 Mcintosh; William J. Aileron/elevators and body flap for roll, pitch, and yaw control
US20060255205A1 (en) * 2004-12-23 2006-11-16 Lfk-Lenkflugkoerpersysteme Gmbh Small remotely controllable aircraft
CN101602403A (zh) * 2008-06-12 2009-12-16 张庆柳 垂直起降飞机
GB2504369A (en) * 2013-03-05 2014-01-29 Cvr Ltd Aircraft wing with reciprocating outer aerofoil sections
CN107074358A (zh) * 2014-05-07 2017-08-18 Xti飞行器公司 垂直起降的飞行器
DE102015121744A1 (de) * 2015-12-14 2017-06-14 Hans Ulrich Tobuschat Antriebsvorrichtung für einen Flugkörper
CN106741917A (zh) * 2016-12-30 2017-05-31 上海牧羽航空科技有限公司 一种采用伸缩式螺旋桨结构控制偏航和俯仰的倾转旋翼机
CN107042885A (zh) * 2016-12-30 2017-08-15 上海牧羽航空科技有限公司 一种采用风扇涵道结构控制偏航和俯仰的倾转旋翼机
CN110723284A (zh) * 2018-07-17 2020-01-24 刘建国 一种可倾转涵道风扇的垂直升降固定翼飞行器
CN212047877U (zh) * 2020-04-27 2020-12-01 福州天泽永汇环境科技有限公司 一种倾转旋翼飞行器

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2017016096A1 (zh) 一种新型垂直起降飞行器及其控制方法
CN204250360U (zh) 涵道式倾转飞行器
CN104401480A (zh) 涵道式倾转飞行器
EP3683142B1 (en) Tandem tiltrotor aircraft
US10343774B2 (en) Quad rotor aircraft with fixed wing and variable tail surfaces
WO2018203036A1 (en) An unmanned aerial vehicle
US20220297822A1 (en) Systems and Methods for Efficient Cruise and Hover in VTOL
US11772787B2 (en) Unmanned aerial vehicle with different flight modes
CN106904271B (zh) 一种用于垂直起降无人机的变体机构
US20220402603A1 (en) Vehicle with tractor tiltrotors and pusher tiltrotors
US20220363376A1 (en) Free Wing Multirotor Transitional S/VTOL Aircraft
CN107878747B (zh) 一种垂直起降的固定翼飞行器
CN211281472U (zh) 一种涵道尾坐式垂直起降无人机
CN218537100U (zh) 一种单动力驱动的倾转无人机
CN114194388A (zh) 一种新型垂直起降固定翼飞机
CN217374895U (zh) 一种垂直起降固定翼飞机
JPH03292294A (ja) 垂直離着陸航空機
US20230025666A1 (en) Convertiplane
KR20230147103A (ko) 항공기용 날개 어셈블리
CN113002770A (zh) 一种可以把机翼贴附在机身上的旋翼飞行器
CN113788142A (zh) 一种可变型百叶窗机翼的倾转旋翼飞行器
CN107010218A (zh) 一种飞翼布局垂直起降飞行器
CN109250083A (zh) 固定翼与多旋翼一体式飞机
CN219884079U (zh) 一种复合翼垂直起降飞行器
CN217146366U (zh) 无人机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20240131

Address after: 214116 Zone B2, Ehu Packaging City, Ehu Town, Xishan District, Wuxi City, Jiangsu Province 3379

Applicant after: Muyutian Aviation Technology (Jiangsu) Co.,Ltd.

Country or region after: China

Address before: Room 305-35, building 2, No. 2388, xiupu Road, Pudong New Area, Shanghai 201315

Applicant before: Shanghai Yutian Aviation Technology Co.,Ltd.

Country or region before: China

TA01 Transfer of patent application right