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    A snubber assembly for an unmanned aerial vehicle
    244.
    发明公开
    A snubber assembly for an unmanned aerial vehicle 失效
    用于无人驾驶飞行器阻尼器轴承装置

    公开(公告)号：EP0861778A1

    公开(公告)日：1998-09-02

    申请号：EP97118257.1

    申请日：1993-06-18

    Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

    Inventor： CYCON, James P. ,  HUNTER, David H., ,  KRAUSS, Albert T.,

    IPC: B64C27/33

    CPC classification number: B64C27/10 ,  B64C27/14 ,  B64C27/20 ,  B64C27/33 ,  B64C27/605 ,  B64C39/024 ,  B64C2201/027 ,  B64C2201/044 ,  B64C2201/108 ,  B64C2201/127 ,  B64C2201/146 ,  B64C2201/162 ,  F02B2075/025 ,  F16D3/06 ,  F16D3/185

    Abstract: A snubber assembly (230) for an unmanned aerial vehicle (10) including a rotor assembly (100) having ducted counter-rotating rotors (200, 202), the rotor assembly (100) including a rotor shaft (128R or 130R), a torque tube (270) having an inboard end, and a flexbeam (260) having an inboard end (262), comprising:

    a bracket (238) configured to be secured in combination with the inboard end of the torque tube (270);
    a spherical bearing (232) secured in combination with said bracket (238); and
    a rotor hub (204), configured for securement in interlocked, engaged combination with the rotor shaft (128R or 130R), having a plurality of radially extending arms (214), each of said radially extending arms (214) including means for securing the inboard end (262) of the flexbeam (260) in combination with the rotor hub (204) and means for rotatably mounting said spherical bearing (232), bracket (238) combination internally in said rotor hub (204);
    said internally rotatably mounted spherical bearing (232), bracket (238) combination being positioned inboard of said outboard end of said radially extending arm (214) and inboard of the inboard end (262) of the flexbeam (260);
       characterized in that
    said securing means of each said radially extending arm (214) comprises a clevis (220); and
    said rotatably mounting means for each said radially extending arm (214) comprises an inboard internal bulkhead (223), an outboard internal bulkhead (224), said inboard and outboard internal bulkheads (223, 224) in combination defining a bearing cavity (225) and an inboard cavity (226), and a bearing bolt (234);
    said bearing bolt (234) being disposed in combination with said outboard internal bulkhead (224), said spherical bearing (232), and said inboard internal bulkhead (223) for rotatably mounting said spherical bearing (232), bracket (238) combination in said bearing cavity (225).

    REDUNDANCY IN UAV ENGINE TIMING POSITION SYSTEMS
    245.
    发明申请
    REDUNDANCY IN UAV ENGINE TIMING POSITION SYSTEMS 审中-公开
    无人机发动机定时定位系统的冗余

    公开(公告)号：WO2015196253A1

    公开(公告)日：2015-12-30

    申请号：PCT/AU2015/050350

    申请日：2015-06-23

    Applicant: ORBITAL AUSTRALIA PTY LTD

    Inventor： UTLEY, Tyron Dean ,  BUTERS, Nicolass Harry ,  NARAYAN, Jayesh

    IPC: F02D41/22 ,  F02D41/00 ,  F02B77/08 ,  G01M15/06

    CPC classification number: F02D41/009 ,  B64C39/024 ,  B64C2201/00 ,  B64C2201/044 ,  F02D41/222 ,  F02D2200/101 ,  F02D2400/08 ,  H02K11/21 ,  Y02T10/40

    Abstract: Redundancy in engine timing position sensing maintains a UAV operational in the event of failure of a primary engine timing position sub-system. The redundancy avoids duplication of the primary crankshaft timing position sensing components, and avoids adding weight, cost and component complexity. Conditioned (square) waveform(s) (102) is/are created from respective sinusoidal waveform(s). Each consecutive leading edge (103a) and trailing edge (103b) of the pulses of the square waveform (102) is derived from the crossing of the zero voltage value by consecutive sinusoidal waveforms A,B,C (e.g. Voltage (V) vs Time (t) or angular degrees). The square pulse waveform (102) is output (104) to a microcontroller (106) to create and output a pseudo crankshaft timing position signal (108) to be used by an ECU to determine ignition and fuel injection events in the event that the primary timing signal from the crankshaft position sensor (CPS) has failed. The signal (108) output to the ECU can have a missing pulse (116) (i.e. indicative of a TDC position of the engine crankshaft) as well as multiple square pulses (114) corresponding to the pulses of the initial square pulse waveform (102). The waveform signal (108) is therefore derived from the alternator waveform signal(s) and provides a pseudo crankshaft timing position signal in the event of failure of the primary or initial CPS signal.

    Abstract translation: 发动机定时位置检测的冗余在主发动机定时位置子系统发生故障的情况下维持UAV的运行。 冗余避免了主曲轴定时位置检测部件的重复，并避免了增加重量，成本和部件复杂度。 从相应的正弦波形产生条件（平方）波形（102）。 方波（102）的脉冲的每个连续的前缘（103a）和后沿（103b）是从零电压值与连续的正弦波形A，B，C的交叉导出的（例如，电压（V）vs时间 （t）或角度）。 方波脉冲波形（102）被输出（104）到微控制器（106），以产生并输出伪曲轴定时位置信号（108），以由ECU使用以确定点火和燃料喷射事件， 来自曲轴位置传感器（CPS）的定时信号失败。 输出到ECU的信号（108）可以具有缺失脉冲（116）（即，表示发动机曲轴的TDC位置）以及对应于初始方波脉冲波形（102）的脉冲的多个平方脉冲（114） ）。 因此，波形信号（108）从交流发电机波形信号导出，并且在初级或初始CPS信号故障的情况下提供伪曲轴定时位置信号。

    無人ヘリコプタ
    246.
    发明申请
    無人ヘリコプタ 审中-公开
    无人直升机

    公开(公告)号：WO2014208680A1

    公开(公告)日：2014-12-31

    申请号：PCT/JP2014/067029

    申请日：2014-06-26

    Applicant: ヤマハ発動機株式会社

    Inventor： 吉原　正典

    IPC: B64D37/06 ,  B64C27/06 ,  B64C39/02

    CPC classification number: B64D37/06 ,  B64C39/024 ,  B64C2201/024 ,  B64C2201/044

    Abstract: 　無人ヘリコプタ１０は、駆動源３６に供給する燃料を保持する燃料タンク４８を含む。燃料タンク４８は、本体部５６と燃料保持部６０とを含む。燃料保持部６０は、本体部５６から左斜め下方に突出する。燃料保持部６０は筒状に形成され、燃料保持部６０の周壁部６２は、本体部５６側から底部６４側に向かって拡がるように形成される。ドライブシャフト４４からみて、燃料保持部６０は、テールロータ２０とは反対側に設けられる。燃料保持部６０の開口部６４ａには蓋部材６６が設けられ、蓋部材６６には燃料ポンプ５２が設けられる。燃料ポンプ５２は、燃料保持部６０内に臨むように設けられる燃料吸込口７２ａと、燃料タンク４８内に設けられるポンプ本体７０とを含む。

    Abstract translation: 无人直升机（10）具有用于保持供给到驱动源（36）的燃料的燃料箱（48）。 燃料箱（48）具有主体（56）和燃料保持单元（60）。 燃料保持单元（60）从主单元（56）向左下方突出。 燃料保持单元（60）形成为圆筒形状，并且燃料保持单元（60）的周壁部分（62）形成为从主单元（56）侧朝向底部（64）加宽， 侧。 从驱动轴44看，燃料保持单元60设置在与尾部转子20相对的一侧。 燃料保持单元（60）的开口（64a）设置有盖构件（66），并且盖构件（66）设置有燃料泵（52）。 燃料泵（52）具有设置成与燃料保持单元（60）的内侧相对设置的燃料吸入口（72a），以及设置在燃料箱（48）内部的泵主体（70）。

    TURBOPROP-POWERED AIRCRAFT
    248.
    发明申请
    TURBOPROP-POWERED AIRCRAFT 审中-公开
    涡轮增压飞机

    公开(公告)号：WO2012095646A1

    公开(公告)日：2012-07-19

    申请号：PCT/GB2012/050014

    申请日：2012-01-06

    Applicant: BAE SYSTEMS plc ,  SMITH, Stephen, John, Richard ,  WATT, Kieran, James ,  WHITE, Andrew, Charles

    Inventor： SMITH, Stephen, John, Richard ,  WATT, Kieran, James ,  WHITE, Andrew, Charles

    IPC: B64D13/08 ,  B64D15/06

    CPC classification number: F02C7/24 ,  B64C39/024 ,  B64C2201/044 ,  B64D13/08 ,  B64D15/02 ,  B64D15/04 ,  B64D27/10 ,  B64D33/08 ,  B64D2013/0607 ,  B64D2013/0614 ,  B64D2013/0648 ,  B64D2013/0674 ,  F28D2020/0013 ,  F28D2020/0017 ,  F28F13/003 ,  Y02T50/56

    Abstract: A turboprop-powered medium altitude long endurance aircraft, comprising: a gas turbine engine (8); heat scavenging apparatus (44), for example a thermal blanket comprising capillary tubing,arranged to scavenge heat from the gas turbine engine (8); and heating apparatus arranged to use the scavenged heat to provide heating to the aircraft. The heat scavenging apparatus (44) may be placed on an engine casing (14) and/or on or in an engine exhaust duct (16).The heating apparatus may comprise a circulation path (40) routed directly to a location in the aircraft where heating is to be performed, for example a leading edge of an engine support pylon (6) or a leading edge of an engine-carrying wing. The heating apparatus may comprise a heat exchanger (53 and/or 52).

    Abstract translation: 一种涡轮螺旋桨发动机中型高空长寿命飞机，包括：燃气涡轮发动机（8）; 除热装置（44），例如包括毛细管的热毯，布置成清除来自燃气涡轮发动机（8）的热量; 以及设置成使用清扫热量来为飞行器提供加热的加热装置。 除热装置（44）可以放置在发动机壳体（14）和/或发动机排气管道（16）上或发动机排气管道（16）中。加热装置可以包括直接路由到飞行器中的位置的循环路径（40） 其中将进行加热，例如发动机支撑塔（6）的前缘或发动机承载翼的前缘。 加热装置可以包括热交换器（53和/或52）。

    DIRIGIBLE DE SEGURIDAD CON UN DISPOSITIVO DE MONITOREO
    249.
    发明申请
    DIRIGIBLE DE SEGURIDAD CON UN DISPOSITIVO DE MONITOREO 审中-公开
    安全航空，包括监控设备

    公开(公告)号：WO2009022889A1

    公开(公告)日：2009-02-19

    申请号：PCT/MX2007/000094

    申请日：2007-08-14

    Applicant: IBARRA DERAS, Juan Manuel

    Inventor： IBARRA DERAS, Juan Manuel

    IPC: B64B1/00 ,  B64C39/02

    CPC classification number: B64C39/024 ,  B64B1/06 ,  B64C2201/022 ,  B64C2201/044 ,  B64C2201/127 ,  B64C2201/128

    Abstract: La presente invención se refiere a un nuevo dirigible en el cual se instalan cámaras infrarrojas y radares para monitoreo de zonas urbanas y ductos de conducción de gas o derivados petrolíferos, para detección de fugas, así como para Ia revisión de los mismos; también para el transporte de refacciones y/o herramienta para Ia reparación de dichos ductos.

    Abstract translation: 本发明涉及一种新的飞艇，其中安装了用于监测城市区域的红外摄像机和雷达以及用于气体或石油衍生物的导管，用于检测泄漏以及用于检查泄漏; 还用于运输用于修理所述导管的备件和/或工具。

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