公开(公告)号：WO2004113166A1

公开(公告)日：2004-12-29

申请号：PCT/FR2004/001524

申请日：2004-06-18

Applicant: GUILHOT-GAUDEFFROY, Michel

Inventor： GUILHOT-GAUDEFFROY, Michel

IPC: B64C27/20

CPC classification number: B64C27/20 ,  B64C39/024 ,  B64C2201/027 ,  B64C2201/108 ,  B64C2201/146 ,  B64C2201/162 ,  B64C2201/185

Abstract: Gyroptère à voilures tournantes contrarotatives coaxiales, avec en particulier celui de deux rotors couronnes tournantes (2,1) en sens inverse autour d'une nacelle (6) soit en version drone, soit en version nacelle habitée, avec procédé du pilotage de la machine par la commande de l'incidence des pales par des anneaux de commande, la sécurité est avantageusement renforcée par des structures adaptée, une enveloppe protectrice multifonction (27) par un système de sustentation entre les couronnes (2,1) et la nacelle (6) tant pour les forces radiales qu'axiales participe à la maîtrise optimisée des tensions, et avec commandes électriques adaptée tant pour modélisme, drone, qu'aéronef habité et ou piloté.

Abstract translation: 本发明涉及一种具有同轴对转旋转机翼的转子，特别地，具有两个冠状转子（2,1）的转子，所述两个转子（2,1）以相反的方向围绕以无人机形式提供的吊舱（6）或具有载人舱的形式 机器引导过程涉及通过控制环控制叶片的迎角。 通过适当的结构，通过多功能保护套（27）以及相对于径向力以及轴向力之间的升力系统有利地增加了安全性，以及在冠部（2,1）和荚壳（6）之间的升力系统 ，协助优化控制应力。 该旋转器还包括适于模拟制造和无人机以及载人和/或驾驶飞行器的电子控制。

公开(公告)号：WO01096179A1

公开(公告)日：2001-12-20

申请号：PCT/GB2001/001769

申请日：2001-04-20

IPC: B64C39/02 ,  B64C39/06

CPC classification number: B64C39/062 ,  B64C2201/028 ,  B64C2201/042 ,  B64C2201/162

Abstract: This invention relates to ring-wing aircraft and is suited particularly, although not exclusively, to use in micro-unmanned air vehicles (UAV's) with ring-wings. An aircraft (10) according to the invention comprises a ring-wing (11) defining a duct (16) with a longitudinally-extending central axis (31), propulsion means (15) located within the duct and moveable aerofoils (13, 18) for controlling the aircraft in flight, the ring-wing being truncated obliquely at one end, that end being the rear (11b) when in horizontal flight, to form a ring-wing with opposed sides of unequal length. This arrangement produces centre of mass offset from the central axis of the ring-wing, the pendulum effect will ensure that the aircraft will roll so that its centre of mass will always be at the lowest height possible when the aircraft is airborne. Therefore the aircraft has a preferred orientation, and the control surfaces can be oriented with respect to this preferred orientation. In addition, the oblique truncation at the rear keeps the centre of mass towards the front of the aircraft thereby giving improved stability in all three axes.

Abstract translation: 本发明涉及环翼飞机，并且特别适用于具有环形翼的微型无人驾驶飞行器（UAV），尽管不是排他地。 根据本发明的飞机（10）包括限定具有纵向延伸的中心轴线（31）的管道（16）的环形翼（11），位于管道内的推进装置（15）和可移动的机翼（13,18） ）用于控制飞行中的飞行器，环形翼在一端倾斜地截取，当水平飞行时，该端部是后部（11b），以形成具有不相等长度的相对侧的环形翼。 这种布置产生的偏心距离环形翼的中心轴线，摆锤效应将确保飞机将滚动，使其质心总是在飞机空降时始终处于最低的高度。 因此，飞行器具有优选的定向，并且控制表面可以相对于该优选取向被定向。 此外，后方的倾斜截面使质心朝向飞机的前方，从而提高了所有三个轴线的稳定性。

公开(公告)号：WO00064735A1

公开(公告)日：2000-11-02

申请号：PCT/US2000/009732

申请日：2000-04-12

IPC: B64C27/10 ,  B64C27/20 ,  B64C39/02 ,  B64C27/22 ,  B64C39/06

CPC classification number: B64C27/20 ,  B64C27/10 ,  B64C39/024 ,  B64C2201/027 ,  B64C2201/104 ,  B64C2201/108 ,  B64C2201/126 ,  B64C2201/127 ,  B64C2201/162 ,  B64C2201/165

Abstract: A method for reducing a nose-up pitching moment in an unmanned aerial vehicle (10) during forward flight. The unmanned aerial vehicle includes counter-rotating rotor assemblies (38, 40) that are mounted within a duct (18). Each rotor assembly (38, 40) includes a plurality of rotor blades. The method involves adjusting the rotor blades to have substantially zero pitch. Then rotating the rotor asemblies (38, 40) to produce a virtual plane (62) across the duct (18). The virtual plane (62) is operative for substantially deflecting air (70) passing over the fuselage (44) away from the duct (18). In one embodiment of the invention, the method involves the further step of obstructing at least a portion of the bottom of the duct (18) to inhibit air (70) that is flowing across the bottom of the duct from passing into the duct (18).

Abstract translation: 一种用于在向前飞行期间减少无人驾驶飞行器（10）中的起搏俯仰力矩的方法。 无人驾驶飞行器包括安装在管道（18）内的反转转子组件（38,40）。 每个转子组件（38,40）包括多个转子叶片。 该方法包括调整转子叶片以使其基本上为零。 然后旋转所述转子组件（38,40）以在所述管道（18）上产生虚拟平面（62）。 虚拟平面（62）用于使通过机身（44）的空气（70）大大偏转远离管道（18）。 在本发明的一个实施例中，该方法包括阻塞管道（18）的底部的至少一部分以进一步阻止流过管道底部的空气（70）进入管道（18） ）。

公开(公告)号：KR101836999B1

公开(公告)日：2018-03-12

申请号：KR1020160120960

申请日：2016-09-21

Applicant: (주)하늘과기술

Inventor： 이승재

IPC: B64C39/02 ,  B64C27/08 ,  B64C27/12 ,  B64C27/20 ,  B64C29/04

CPC classification number: B64C39/024 ,  B64C1/00 ,  B64C27/08 ,  B64C27/12 ,  B64C27/20 ,  B64C29/04 ,  B64C2201/024 ,  B64C2201/042 ,  B64C2201/108 ,  B64C2201/162

Abstract: 본발명은조종사없이무선전파의유도에의해서비행및 조종이가능한비행체인드론에관한것으로서, 좀더 상세하게는, 추진부의프로펠러를고속회전시켜외부공기를유입한후, 하방으로배출시켜추진력을발생시키는경우에, 프로펠러단부에서의와류발생에의한추진력손실을방지함과함께, 양력발생에재사용하여추진력을증가시키고, 프로펠러로부터토출되는공기의토출방향을조정하여드론의움직임을빠르고안정적으로제어할수 있는추력편향기능이구비되는드론에관한것으로, 본발명에따른양력재생분사노즐이구비되는드론은, 중앙에본체부(11)가구비되고, 상기본체부(11)의둘레에는다수의지지대(12)가소정간격을두고소정길이로돌출되게형성되는본체프레임(10); 프로펠러(21) 및상기프로펠러(21)를회전시키는구동모터(22)를포함하여형성되고, 상기본체부(11)로부터소정길이로돌출되게구비되는상기지지대(12)의돌출단부에형성되는프로펠러추진부(20); 및상기프로펠러(21)의회전둘레를따라소정거리이격된위치에환형의프로펠러보호프레임(31)이소정너비로구비되며, 상기프로펠러보호프레임(31)의하부단에는유입된공기가외부로배출되게내부중공의공기배출부(32)가구비되고, 상기공기배출부(32)의내부중공반경이하측으로갈수록점차축소되는추진부프레임(30);을포함하여구성되며, 상기프로펠러보호프레임(31)에는, 상기프로펠러(21)의회전둘레를따라소정거리이격된위치에통공되게다수의유동공(41)이소정간격으로형성되며, 상기프로펠러보호프레임(31)의상측외주면에는, 공기를하측으로분사배출시키는분사노즐(42)이외주면을따라형성되고, 상기분사노즐(42)과상기다수의유동공(41)이연통되게분사배출로(43)가구비되는것을특징으로한다.

Abstract translation: 其涉及无人驾驶飞机本发明是可能的飞机飞行和控制通过无线电波的诱导，和甚至更具体地，涉及高速引入外部空气，通过排出向下产生无导频的驱动力后旋转推进装置推进器 如果，防止由于eseoui旋涡产生螺旋桨端盒和带，以增加驱动力重新使用所产生的升力，并通过调整从螺旋桨推力排放的空气的排放方向，能够迅速并可靠地控制无人驾驶飞机的移动推力损失 具有根据本发明的提升再生注射喷嘴的珩磨机在中心处具有主体11和围绕主体11的多个支撑件12， 本体框架（10），其以预定间隔以预定长度突出; 螺旋桨21和螺旋桨21.螺旋桨21包括螺旋桨21和螺旋桨21.螺旋桨21具有螺旋桨21和螺旋桨21， 推进单元20; 和内部，从而将入口空气被排出到螺旋桨的外侧（21）上设置有一个环形螺旋桨保护框架隔开沿圆周之前该局位置一预定距离的31 yisojeong宽度，螺旋桨保护框架31不断乌伊哈岛 和的中空，排气单元（32）驱动所述子帧30，其那张逐渐朝向中空半径下面减少家具的非空气出口部32;和配置，包括螺旋桨保护框（31） 在多个流动孔形成在螺旋桨21（41）yisojeong间隔是通过在沿周之前该局隔开位置的孔，螺旋桨保护框架31具有外周面的衣服侧，喷射的空气排出到下侧 其沿着所述喷射喷嘴42比主表面上形成，其特征在于，喷射喷嘴42，以流动孔41的等待髁上数要推迟注入管出口43，其是非家具。

公开(公告)号：KR1020170111589A

公开(公告)日：2017-10-12

申请号：KR1020160037379

申请日：2016-03-29

Applicant: 성균관대학교산학협력단

Inventor： 전재욱 ,  김태원 ,  문준영 ,  박재완 ,  이도언

IPC: B64C39/02 ,  B64C27/08 ,  B64C27/20 ,  B64D45/00 ,  B64C37/00 ,  B60F5/02

CPC classification number: B64C39/024 ,  B60F5/02 ,  B64C27/08 ,  B64C27/20 ,  B64C37/00 ,  B64C2201/02 ,  B64C2201/024 ,  B64C2201/108 ,  B64C2201/162 ,  B64D45/00

Abstract: 본발명은드론에관한것으로서, 보다상세하게는지형이나사용자의필요에따라비행이필요할경우날개부가펼쳐진형태로변형되고, 지면주행이필요할경우날개부가접혀진구형태로변형될수 있는드론에관한것이다. 이러한본 발명에따른드론은원형플레이트; 상기원형플레이트에회전가능하게설치되며, 외면에나사산이형성되는샤프트; 상기샤프트에나사결합되어상기샤프트가회전함에따라상기샤프트의외면을따라수직이동하는이동블록; 그리고, 상기이동블록의외측에일정각도로복수개가설치되어상기이동블록이수직하강할때 상기샤프트를중심으로방사상으로펼쳐지고, 상기이동블록이수직상승할때 샤프트를중심으로접혀져상기원형플레이트에결합되는날개부를포함하여이루어진다.

Abstract translation: 本发明涉及一种可以与无人驾驶飞机，九和更特别地当根据地形或用户的需求所需要的飞行被变换成的翼部展开的形式折叠的无人驾驶飞机，加入，如果需要，该地面行驶的形式叶片转化。 根据本发明的珩磨机包括圆形板; 一个可旋转地安装在圆形板上并且在其外表面上形成有螺纹的轴; 当轴旋转时，移动块被拧到轴上并沿着轴的外表面竖直移动; 并且，在对移动块的外侧的角度耦合所述多个挡块安装的周围，其在移动块垂直下降的轴的径向膨胀时，在移动块被折叠围绕轴到上升到所述圆形板 如图所示。

公开(公告)号：KR1020160122096A

公开(公告)日：2016-10-21

申请号：KR1020160106411

申请日：2016-08-19

Applicant: 이승현 ,  박종열 ,  이범수

Inventor： 이승현 ,  박종열 ,  이범수

IPC: B64C39/02 ,  B64C37/00 ,  B64C27/08 ,  B64C27/12 ,  B60F5/02 ,  B64D35/02

CPC classification number: B64C39/024 ,  B60F5/02 ,  B64C27/08 ,  B64C27/12 ,  B64C37/00 ,  B64C2201/02 ,  B64C2201/042 ,  B64C2201/108 ,  B64C2201/162 ,  B64D35/02 ,  B64D2205/00

Abstract: 본발명은 RC카와드론기능을둘 다갖춘드론으로, 상세하게설명하자면기존의 RC카기능과드론의기능을갖춘드론들은주행용모터와비행용모터를따로두지만이 발명품주행용모터와비행용모터를따로두지않고한 세트의모터가주행과비행이동시에하게끔설계되어있다

公开(公告)号：KR1020160094052A

公开(公告)日：2016-08-09

申请号：KR1020150015124

申请日：2015-01-30

Applicant: 순천향대학교 산학협력단

Inventor： 김학민 ,  홍진우 ,  이한성 ,  홍순형 ,  이희준

IPC: B64C39/02 ,  B64C27/08 ,  B64C27/20 ,  B64D47/08

CPC classification number: B64C39/02 ,  B64C27/08 ,  B64C27/20 ,  B64C2201/024 ,  B64C2201/127 ,  B64C2201/162 ,  B64D47/08

Abstract: 본발명은접이식접철구조의프레임과튜브형상의부양체를이용하여휴대가용이하고비행체의무게감소와비행시간을증가시킬수 있는개량형무인비행체를제공하는것을목적으로한다. 이를위해본 발명은무인비행체의몸체부; 상기몸체부의둘레에일정간격으로배치되고, 내측에중공을형성한다수의부양체프레임; 상기부양체프레임의중공에설치되어내부에주입된기체의양력으로상기몸체부를부양시키는부양체; 상기부양체프레임의말단에설치되어블레이드의양력으로상기몸체부를부양또는이동시키는로터부; 및상기몸체부에설치되어미리저장되거나또는외부단말기에서전송되는비행자세와위치정보를포함한제어신호를수신하여상기몸체부가비행하도록제어하는제어모듈을포함한다. 따라서본 발명은비행체의휴대가용이하고, 비행체의무게를획기적으로감소시킬수 있으며, 비행체의공중부양을위한구동력감소와소음발생을감소시킬수 있고, 비행체의비행시간을증가시킬수 있는장점이있다.

Abstract translation: 提供了能够容易地进行的改进的无人驾驶飞行物体，减少飞行物体的重量，并且使用折叠结构和管状飞行体中的框架来增加飞行时间。 改进的无人飞行物体包括：无人飞行物体的身体部分; 多个提升体框架以规则的间隔沿主体部分的圆周布置并且具有形成在其中的中空部分; 提升体，其安装在提升体框架的中空部分中，并且通过喷射到其内部的空气的提升力提升主体部分; 转子部件，安装在提升体框架的后端，并以叶片的提升力使身体部分浮起或移动; 以及安装在身体部分中的控制模块，并通过接收包括飞行姿势的控制信号和预先存储的或从外部终端发送的位置信息来控制身体部分飞行。 因此，改进的无人飞行物体具有便携性，能够显着降低飞行物体的重量，降低飞行物体的提升驱动力和噪音，增加飞行物体的飞行时间。

公开(公告)号：KR100668234B1

公开(公告)日：2007-01-12

申请号：KR1020050032736

申请日：2005-04-20

Applicant: 오원섭

Inventor： 오원섭

IPC: B64C29/00

CPC classification number: B64C27/20 ,  B64C39/024 ,  B64C2201/027 ,  B64C2201/042 ,  B64C2201/044 ,  B64C2201/048 ,  B64C2201/108 ,  B64C2201/162

Abstract: 본 발명은 몸체(120)와, 회전축(131)과 블레이드(135)로 이루어지며 몸체(120)에 연결되어 설치되는 두 개 이상의 회전부(130)와, 상기 몸체(120)와 회전부(130)를 감싸도록 설치되며 개구부(201a)가 형성된 케이스(201)로 이루어지는 수직이착륙기(100), 상기 케이스(201)를 회전부(130)를 감싸도록 설치되며 개구부(201a)가 형성된 덕트 형상으로 형성하거나, 상기 케이스(201)가 회전부(130)의 블레이드(135) 둘레로 측벽(203)을 구비하거나 또는 상기 개구부(201a)에 보호수단(207)을 구비하는 수직이착륙기(100)에 관한 것으로,
상기 수직이착륙기(100)는 두 개 이상의 회전부(130)를 구비하여 별도의 장치를 구비하지 않는 경우에도 회전부(130)의 회전에 의한 반동 토크를 상쇄시킬 수 있으며, 회전부(130)의 블레이드(135)를 감싸도록 설치되는 케이스(201)를 구비하여 블레이드(135)가 케이스(201) 내에서 회전하므로 전진 비행시 회전익기에서 나타나는 블레이드(135)의 회전에 의한 양력 불균형이 소멸하고, 회전부(130)가 외부 물체와 접촉하는 것을 방지할 수 있으므로 외부 물체와의 접촉에 의한 회전부(130)의 손상이나 외부 물체의 파손 또는 인체의 부상을 방지할 수 있으며, 덕트 형상으로 케이스(201)를 형성하거나 또는 케이스(201)에 측벽(203)을 구비함으로써 약10∼15％정도 추력이 증가하며, 개구부(201a)에 방향타(301)를 구비하여 방향타(301)의 설치 방향에 따라 요잉(Yawing)운동이나 전후진 운동을 자유롭게 할 수 있는 수직이착륙기(100)를 제공하는 것이다.
수직이착륙기, 케이스, 측벽, 보호수단, 방향타

公开(公告)号：KR1020020039079A

公开(公告)日：2002-05-25

申请号：KR1020000068975

申请日：2000-11-20

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 최성욱 ,  성봉주

IPC: B64C29/00

CPC classification number: B64C39/024 ,  B64C27/12 ,  B64C27/20 ,  B64C2201/024 ,  B64C2201/04 ,  B64C2201/108 ,  B64C2201/162

Abstract: PURPOSE: A VTOL(vertical takeoff or landing) aircraft by using a variable vane system is provided to control the yaw of a fuselage by offsetting torque from a propeller with plural variable yaw vanes and adjusting the angle of the vane, and to adjust pitch and rolling by using the drag with operating pitch and roll vanes. CONSTITUTION: A VTOL(vertical takeoff or landing) aircraft is composed of a propelling system having a propeller(1) and an engine(2); a torque control unit having a fixed yaw vane(3) and a variable yaw vane(4) installed in the lower part of the propeller to control yawing of the fuselage; a front pitch vane(5) and a rear pitch vane(6) controlling the direction of the fuselage pitch; a right roll vane(7) and a left roll vane(8) controlling rolling of the aircraft; and a duct(9) surrounding the propeller. Torque from the propeller system and yawing of the fuselage are controlled with the fixed yaw vane and the variable yaw vane. The size of the fuselage is reduced by eliminating a tail rotor from the yaw vane system, and breakage of the aircraft is minimized against collision. The structure is simplified, and maintenance is conveniently performed by using pitch and roll vanes. The performance of the propeller is improved with protecting the propeller by the duct.

Abstract translation: 目的：通过使用可变叶片系统提供垂直起降飞机（垂直起飞或着陆）飞机，以通过从具有多个可变偏航叶片的螺旋桨偏移扭矩并调节叶片的角度来控制机身的偏航，并且调整俯仰和 使用具有操作节距和滚动叶片的拖动进行滚动。 构成：垂直起降（垂直起飞或着陆）飞机由具有螺旋桨（1）和发动机（2）的推进系统组成; 扭矩控制单元，其具有安装在所述螺旋桨的下部中的固定偏航叶片（3）和可变偏航叶片（4），以控制所述机身的偏航; 控制机身俯仰方向的前桨叶叶片（5）和后桨距叶片（6）; 用于控制飞机滚动的右侧叶片（7）和左侧叶轮（8）; 和围绕螺旋桨的管道（9）。 来自螺旋桨系统的扭矩和机身的偏航由固定偏航叶片和可变偏航叶片控制。 通过从偏航叶片系统中消除尾部转子，机身的尺寸减小，飞机的断裂最小化，防止碰撞。 结构简化，通过使用俯仰和滚动叶片方便地进行维护。 通过管道来保护螺旋桨，可以提高螺旋桨的性能。

公开(公告)号：EP3386851A1

公开(公告)日：2018-10-17

申请号：EP16822302.2

申请日：2016-12-07

Applicant: Amazon Technologies, Inc.

Inventor： ERDOZAIN JR., Jack ,  LEGRAND III, Louis LeRoi ,  TRAUBE, Joshua White

IPC: B64C11/02 ,  B64C39/02 ,  H02P6/16

CPC classification number: B64C27/58 ,  B64C11/02 ,  B64C27/12 ,  B64C39/024 ,  B64C2201/024 ,  B64C2201/042 ,  B64C2201/108 ,  B64C2201/162 ,  B64C2201/165 ,  H02K7/106 ,  H02K7/114 ,  H02K7/14 ,  H02K49/10

Abstract: A propeller alignment device is described. The propeller alignment device can include a second retainer attached to a propeller and a motor. The propeller alignment device can also include a first retainer that does not rotate, but that is aligned with the second retainer. The first retainer can include two or more magnets oppositely orientated relative to each other. The second retainer can also include two or more magnets oppositely orientated relative to each other. As the second retainer rotates relative to the first retainer, the magnets may alternatingly align with each other. In the absence of a current applied to the motor, the magnets may magnetically bias the second retainer into a predetermined orientation relative to the first retainer. The predetermined orientation can be predetermined to correspond to an alignment of the propeller that is desirable (e.g., that minimizes aerodynamic drag on the propeller).