尾旋翼相关的专利数据

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
121	一种具有组合式操纵舵面的尾座式四变距旋翼飞行器	CN202310413670.5	2023-04-18	CN116513455A	2023-08-01	周建波; 朱俊杰; 陈律; 江游; 李焯晨; 沈宇峰; 张锐; 贺东京
本发明提供了一种具有组合式操纵舵面的尾座式四变距旋翼飞行器，包括机身、上机翼、下机翼、动力系统、变距系统和组合式操纵舵面；飞行器采用尾座式加四旋翼飞行器的气动布局，在垂直起降、悬停和过渡阶段为四旋翼飞行器模式，在平飞阶段为固定翼飞行器模式；上机翼、下机翼分别设置在飞行器处于平飞状态时机身的上端、下端；动力系统为四组，分别设置在上机翼、下机翼的两侧；所述变距系统与所述动力系统一一对应设置，所述变距系统可以调整旋翼的桨距；所述组合式操纵舵面由四个操纵舵面组成，可兼具副翼、升降舵和方向舵功能。与其他的垂直起降固定翼飞行器相比，本发明具有操纵性高、可靠性高、飞行效率高、结构简单、重量轻和航程远等优点。
122	摆动油缸式直升机尾旋翼系统配套组合关节轴承试验机	CN201510505056.7	2015-08-18	CN105136459A	2015-12-09	杨育林; 王占山; 刘喜平
本发明公开一种摆动油缸式直升机尾旋翼系统配套组合关节轴承试验机。所述试验机的伺服驱动油缸通过油缸支架固定在上平台上，支撑套由螺栓固定在试验机框架上平台的中心，与支撑套相配合的操纵杆的上端与伺服驱动油缸的活塞杆螺纹连接，操纵杆的下端与总距叉架相连；加载器箱体由螺栓固定在下平台上，加载器箱体上安装低频摆动缸，其输出端与低频摆动轴的左端键连接；所述四个立柱上分别通过液压缸支架和滑轮支架固定拉杆式液压缸和滑轮组件。该试验机能够满足四支臂的尾旋翼配套组合关节轴承综合服役寿命试验，能够准确模拟各关节轴承工作中所承受的载荷、运动等真实工况条件，而且具有结构紧凑、外形美观和操作方便等优点。
123	采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机	CN200810239048.2	2008-12-05	CN101423117A	2009-05-06	吴大卫; 胡继忠; 曾洪江
一种采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机，采用并列双旋翼、常规气动布局的设计，它是由机身、机翼、尾翼、推力尾桨和滑流舵系统、起落架、动力和燃油系统、传动系统、旋翼系统、旋翼短舱、旋翼短舱倾转系统组成。该机采用推力尾桨和滑流舵系统进行垂直起降和前飞状态的俯仰和偏航操纵，该系统由推力尾桨、升降舵、方向舵组成并安装在尾翼上；可倾转翼梢是安装在旋翼短舱外侧并与旋翼短舱同步倾转的小面积机翼，可倾转翼梢的平面形状为前缘后掠，后缘前掠的梯型，展弦比为1.5，面积约占整个机翼面积的15％－20％，并与旋翼短舱外形融合为一体，该可倾转翼梢与短舱锥齿轮箱固连；它是一种很有发展潜力和光明前途的新机种。
124	摆动油缸式直升机尾旋翼系统配套组合关节轴承试验机	CN201510505056.7	2015-08-18	CN105136459B	2017-12-08	杨育林; 王占山; 刘喜平
本发明公开一种摆动油缸式直升机尾旋翼系统配套组合关节轴承试验机。所述试验机的伺服驱动油缸通过油缸支架固定在上平台上，支撑套由螺栓固定在试验机框架上平台的中心，与支撑套相配合的操纵杆的上端与伺服驱动油缸的活塞杆螺纹连接，操纵杆的下端与总距叉架相连；加载器箱体由螺栓固定在下平台上，加载器箱体上安装低频摆动缸，其输出端与低频摆动轴的左端键连接；所述四个立柱上分别通过液压缸支架和滑轮支架固定拉杆式液压缸和滑轮组件。该试验机能够满足四支臂的尾旋翼配套组合关节轴承综合服役寿命试验，能够准确模拟各关节轴承工作中所承受的载荷、运动等真实工况条件，而且具有结构紧凑、外形美观和操作方便等优点。
125	一种带尾桨式、折叠、油电混合动力五旋翼无人飞行器	CN201910455142.X	2019-05-28	CN110077582A	2019-08-02	宗剑; 浦黄忠; 戴金跃
本发明公开了一种带尾桨式、折叠、油电混合动力五旋翼无人飞行器，包括五旋翼无人飞行器机架和油电混合动力系统；所述油电混合动力系统安装在五旋翼无人飞行器机架上，所述五旋翼无人飞行器机架包括构架式起落架、第一电动旋翼支撑杆、发电传动系统安装架和复合支撑杆，所述油电混合动力系统包括电动旋翼、单杠活塞发动机、动力电池、发电带传动系统和主旋翼,电动旋翼和主旋翼均安装在五旋翼无人飞行器机架上且由通过活塞发动机安装架安装在五旋翼无人飞行器机架的单杠活塞发动机驱动转动。本发明设计新颖，通过设置的发电机及动力电池可有效增加旋翼类飞行器航行时间，提高动力系统可靠性，同时有效的降低了油耗。
126	雙動力無尾旋翼直升機	TW095122435	2006-06-22	TWI299721B	2008-08-11	李宏富
本發明「雙動力無尾旋翼直升機」尤指一種與透過雙動力增加升降動力之直升機者。本發明之雙動力直升機主要係透過兩轉向相反之動力裝置來控制直升機之飛行,該兩動力裝置係由該同一引擎經由轉向齒輪來達到轉向相反的效果,藉以令引擎動力能夠完全傳遞給兩動力裝置,使該引擎動力能完全的發揮效用,進而提高直升機之效能者。
127	旋翼机尾翼	CN201220448047.0	2012-09-05	CN202896872U	2013-04-24	何晓堂; 梁志斌; 王锋
本实用新型公开了一种旋翼机尾翼，包括水平设置的横翼和固定在该水平横翼上并与之垂直的、并列设置的三个垂直翼，在所述三个垂直翼的中间一个垂直翼顶端还固定一个与水平横翼平行的横翼。本实用新型由于设有二个相互平行的水平横翼，飞机飞行的稳定性更高，飞行更稳定。
128	一种采用活塞式发动机的无尾桨单旋翼直升机及反扭方法	CN202211283104.9	2022-10-20	CN115520395A	2022-12-27	齐钱钱; 邵剑锋; 刘斌; 张裕兵; 刘展志; 田浩; 李青峰; 周大飞; 李琦
本发明属于直升机设计领域，尤其涉及一种采用活塞式发动机的无尾桨单旋翼直升机及反扭方法。单旋翼带尾浆构型的直升机尾传动系统和尾桨叶系统复杂，对维护要求高。本发明使用由活塞式发动机带动的可变距风扇对发动机进行冷却，利用冷却过程中产生的气流，结合活塞式发动机引气，将混合后的气流通过尾梁引导至尾梁后端。将气流从连接在尾梁下端的垂尾一侧喷出，从而在垂尾两侧形成压差，产生气动力抵消机身扭矩。通过调整风扇变距角以及发动机引气量，调整气流速度，改变气流作用力的大小，实现对直升机的航向操纵。简化了直升机结构提高了维护性，降低了直升机噪声和振动水平。从而提高了使用活塞式发动机的小型单旋翼直升机的市场竞争力。
129	一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征和调试方法	CN201911227728.7	2019-12-04	CN110884681B	2022-05-06	杨昌; 吴堂珍; 陶宪斌; 王玉合; 余洵; 付裕
本发明提供一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征方法，所述载荷表征方法包括，确定柔性梁静力试验的载荷要素：基于确定的载荷要素，计算柔性梁静力试验时柔性梁考核区的挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0，选择挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的加载方向为静力试验载荷优化后的加载方向；根据所述试验载荷优化后的加载方向，将挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较大的值所对应的弯矩，按照同等应变的方式等效为挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的弯矩。
130	一种倾转式尾部旋翼、垂直起降固定翼无人机及工作方法	CN202111390498.3	2021-11-23	CN113955098A	2022-01-21	刘帅; 罗伟; 黎良鹏; 袁宏禹
本发明公开一种倾转式尾部旋翼，包括倾转驱动装置、旋翼电机和旋翼螺旋桨，倾转驱动装置安装在垂直起降固定翼无人机的垂起杆尾端，旋翼电机安装在倾转驱动装置的执行端上，旋翼螺旋桨安装在旋翼电机的输出轴上；倾转驱动装置驱动旋翼电机倾转使旋翼电机的输出轴垂直于垂起杆的轴向或平行于垂起杆的轴向；本发明使垂直起降固定翼无人机在多旋翼模式飞行状态下和固定翼模式飞行状态下尾部旋翼均能提供动力，提高了旋翼机构在不同飞行状态下的利用率，降低无人机的空气阻力，提高无人机的飞行性能和飞行效率。
131	一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征和调试方法	CN201911227728.7	2019-12-04	CN110884681A	2020-03-17	杨昌; 吴堂珍; 陶宪斌; 王玉合; 余洵; 付裕
本发明提供一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征方法，所述载荷表征方法包括，确定柔性梁静力试验的载荷要素：基于确定的载荷要素，计算柔性梁静力试验时柔性梁考核区的挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0，选择挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的加载方向为静力试验载荷优化后的加载方向；根据所述试验载荷优化后的加载方向，将挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较大的值所对应的弯矩，按照同等应变的方式等效为挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的弯矩。
132	旋翼机尾舵	CN201220447878.6	2012-09-05	CN202828090U	2013-03-27	何晓堂; 梁志斌; 王锋
本实用新型公开了一种旋翼机尾舵在尾舵板的后沿两侧各固定有一块平衡块，该二块平衡块伸出尾舵板的部分向两侧展开形成V形。本实用新型由于在尾舵板的后沿两侧各固定有一块平衡块，该二块平衡块伸出尾舵板的部分向两侧展开形成V形，飞机转向时，其中一块平衡块将承受与舵板相反方向的压力，推动舵板转向，这样，舵板承受的压力减少、扭矩减少，飞机飞行的稳定性更高，飞行更稳定。
133	遙控直昇機尾旋翼傳動結構	TW098224335	2009-12-25	TWM384051U	2010-07-11	杜大森
本創作係一種遙控直昇機尾旋翼傳動結構，乃使尾旋翼之傳動效果更佳及更耐用之功效；主要係：直昇機之尾桿組設有斜角度之延伸桿供組裝尾旋翼，於尾桿、延伸桿中分別組設第一、二轉軸，第一轉軸連結於機體之馬達(引擎)，第二轉軸連結於尾旋翼，第一、二轉軸並設有傘形齒輪而相互嚙合連動，因此藉由第一、二轉軸及其傘形齒輪之傳動，而得耐用及傳動確實之功效。
134	連接尾旋翼的夾座改良結構	TW095216068	2006-09-08	TWM313543U	2007-06-11	賴春霖
一種連接尾旋翼的夾座改良結構，其夾座內設有軸承，與連動元件的結合部配合，供穿過止推件的螺絲將連動元件與夾座二者鎖住，防止聯結於連動元件的夾座位移或鬆動且避免旋翼射出。
135	尾旋翼雙推拉攻角控制結構	TW095216066	2006-09-08	TWM314061U	2007-06-21	賴春霖
一種尾旋翼雙推拉攻角控制結構，其係包括一控制結構，該控制結構設有一可轉動之軸桿與一可樞動之中桿，其中該軸桿上設有一接頭，該接頭之上、下端部分別樞接一上桿之第一端與一下桿之第三端，且該上桿第二端與下桿第四端分別樞接於該中桿外端之頂、底部，又該下桿第四端延伸彎折出一延伸段，該延伸段具有一施力端，於該施力端可進行推或拉之施力；藉此，在進行推拉運動時，上、下桿與延伸段之連桿性圓周運動可轉換成軸桿之直線運動，並藉中桿作圓周運動之配合，以使軸桿作直線往復運動更為滑順，並可減少下桿延伸段受推拉時之側向位移。
136	辅助倾转三旋翼飞翼无人机稳定的尾电机座机构及其工作方法	CN202311310679.X	2023-10-11	CN117163339A	2023-12-05	王孟恬; 冯海; 金台; 吴阳阳; 刘天圻
本发明公开了一种辅助控制倾转三旋翼飞翼无人机稳定的尾电机座机构及其工作方法。由于采用飞翼布局在利用升阻特性和装载空大等优势的同时，存在布局本身航向阻尼较低的问题，基于此，设计一款可以使三旋翼中的电机和尾旋翼沿机身中轴线旋转的机构。当无人机发生偏航时，借助飞行控制系统，自动调节电机的倾斜角度，使尾旋翼产生同方向拉力，修正航向；同时也可以替代方向舵的作用，通过操纵调整无人机航向。本发明在不增加安定面的基础上解决了传统飞翼布局的倾转三旋翼机的航向不稳定性问题，使无人机平飞阶段飞行性能更稳定，安全，操纵性能更优异。
137	旋翼机尾翼架	CN201220447839.6	2012-09-05	CN202896877U	2013-04-24	何晓堂; 梁志斌; 王锋
本实用新型公开了一种旋翼机尾翼架，在尾翼架向上翘起的转折处下方设有一个橡胶滑轮。本实用新型由于在尾翼架向上翘起的转折处下方设有一个橡胶滑轮，旋翼机在起飞和降落时，即使驾驶不当，其金属尾翼架向上翘起的转折处下方也不会直接与地面接触、碰撞，而是橡胶滑轮与地面接触，这样可以减震，从而避免飞机产生大的震动和反弹，使飞行更安全。
138	遙控直昇機尾旋翼接頭構造改良	TW098203472	2009-03-06	TWM360208U	2009-07-01	杜大森
本創作係一種刀座鎖固結構改良,乃使機器用之刀座得更佳實用功效;主要係:本體設有側孔而組設輔助件、定位蓋,輔助件設有偏心塊,並將組合刀具之組合座設有L狀卡合槽、槽道,輔助件之偏心塊得插入組合座之卡合槽中,形成加强卡定防鬆動之效果,並且,旋轉輔助件而可得偏心塊輔助組合座迫入本體、脫離本體之功效。
139	遙控直昇機尾旋翼控制結構改良	TW098203469	2009-03-06	TWM359505U	2009-06-21	杜大森
本創作係一種遙控直昇機尾旋翼控制結構改良,乃使遙控直昇機飛行得更佳平穩效果;主要係:機身架下方設固定座組裝驅動尾旋翼之伺服馬達,使伺服馬達非是裝於上方之尾旋翼桿上,而是組裝於機身架下方,得降低重心,達到飛行時增進平穩效果及可得易準確控制飛行方向之功效及整體外觀美化設計。
140	一种无副翼单主桨加尾旋翼的微小型直升机姿态控制方法及系统	CN202310468734.1	2023-04-27	CN116400720A	2023-07-07	白成超; 郭继峰; 郑红星; 颜鹏; 刘天航; 陈宇燊
本发明公开了一种无副翼单主桨加尾旋翼的微小型直升机姿态控制方法及系统，涉及直升机姿态控制技术领域，以解决无副翼单主桨加尾旋翼构型的微小型直升机姿态稳定控制问题。本发明的技术要点包括：获取直升机的实时姿态角信息和期望姿态角，所述实时姿态角信息包括直升机姿态角和姿态角速度；对直升机姿态角进行处理，获取直升机姿态角速度指令；根据姿态角速度指令和姿态角速度计算姿态角速度偏差，并将姿态角速度偏差输入PID控制器中，获取直升机三轴控制力矩；将直升机三轴控制力矩转化分配为主旋翼斜盘舵机和尾旋翼舵机的控制信号，实现姿态控制。本发明可实现无副翼单主桨加尾旋翼微小型直升机的灵巧姿态控制。

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