| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 61 | 飛行体 | JP2017532367 | 2016-07-27 | JPWO2017022209A1 | 2018-05-24 | 村松 史雄; 外山 昌之; 松本 宏之; 市村 重徳; 五百部 達也; 滝田 瑞樹 |
| プロペラ(32)と、プロペラ(32)を駆動するモータ(33)とをそれぞれが有する複数のロータユニット(30)と、複数のロータユニット(30)の上下方向の高さに亘って、複数のロータユニット(30)の側方を覆う緩衝体と、複数のロータユニット(30)のそれぞれの下流側に設けられ、対応するロータユニット(30)が発生させる気流の流れ方向に交差する方向に延びる回転軸(37)において回転する複数のフラップ(34)と、を備える。 | ||||||
| 62 | 垂直離着陸機 | JP2018501072 | 2017-01-25 | JPWO2017145622A1 | 2018-05-17 | 恒川 正善; 長谷川 正雄; 田村 哲也 |
| 垂直離着陸機1は、揚力及び推力を発生させる一対のダクテッドファン3a,3bと、ダクテッドファン3a,3bを連結するフレーム4と、ダクテッドファン3a,3bに動力を供給する動力源5と、接地時に機体2を支持する脚部6と、を備え、一方のダクテッドファン3a(3b)は、他方のダクテッドファン3b(3a)から遠い側における回転方向の接線方向に傾斜している。 | ||||||
| 63 | マルチコプター | JP2017502451 | 2016-02-25 | JP6158459B2 | 2017-07-05 | 市原 和雄; 菅木 紀代一 |
| 64 | 支援された離陸 | JP2016538106 | 2014-03-27 | JP6123032B2 | 2017-04-26 | シー，ジュン; ヤン パン，シュウ |
| 65 | 支援された離陸 | JP2016538106 | 2014-03-27 | JP2017501926A | 2017-01-19 | シー，ジュン; ヤン パン，シュウ |
| 【課題】離陸時の不安定性を減少させて、未熟なユーザーが離陸時の航空機を容易に制御することを可能にできる支援された離陸システム、方法、およびデバイスを提供すること。【解決手段】航空機の支援された離陸のためのシステム、方法、およびデバイスを提供する。航空機は、第1の制御方式を使用して離陸し、離陸閾値が満たされると通常の飛行のための第2の制御方式に切り換え得る。第1の制御方式は、積分制御を使用しなくてもよく、第2の制御方式は積分制御を使用してもよい。航空機は、航空機のモーターへの出力または航空機の加速度の少なくとも一方に基づいて、離陸閾値が満たされたことを判定し得る。【選択図】図2 | ||||||
| 66 | 垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機 | JP2016512112 | 2014-05-05 | JP2016517821A | 2016-06-20 | ジェイ． テイラー，ダナ; ティー． トクマル，フィリップ; ディーン ヒッブス，バート; マーティン パークス，ウィリアム; ウェイン ガンザー，デイヴィッド; ユージン フィッシャー，クリストファー; シッダールタデヴ ムーカジ，ジェイソン; フレデリック キング，ジョセフ |
| 固定翼機の飛行制御装置が、第1の左翼(115)および第1の右翼(120)と、第1の左ロータ(155)と第1の左翼(115)に連結された第1の左電気モータ(135)との間に連結された第1の左スワッシュプレート(145)と、第1の右ロータ(130)と第1の右翼(120)に連結された第1の右電気モータ(140)との間に連結された第1の右スワッシュプレート(150)と、を有する。【選択図】図3A | ||||||
| 67 | 自家用航空機 | JP2014521800 | 2012-07-19 | JP5676824B2 | 2015-02-25 | クルー イラン |
| 68 | Private aircraft | JP2014521800 | 2012-07-19 | JP2014520726A | 2014-08-25 | クルー イラン |
| 安全で静か、制御が容易で、効率的で、コンパクトな航空機構成が、複数の垂直揚力ロータ、タンデム翼、および前方推力プロペラの組み合わせによって可能にされる。 垂直揚力ロータは、前部翼および後部翼と組み合わせて、垂直飛行および水平飛行の両方において揚力の中心と重力中心の釣り合いをとることを可能にする。 この翼および複数のロータシステムは、ホバリング、移行、または巡航飛行における搭載物重量の比較的大きい変動に耐えながら、垂直推力冗長性ももたらす能力を有する。 推進システムは、潜在的なブレード衝突から遮蔽され、知覚性の増大、および乗客に対する真の安全性をもたらすのに十分小さいサイズの複数の揚力ロータおよび前方推力プロペラを使用する。 複数の独立したロータを使用することは、冗長性と、運航体を飛行中に非作動にさせ得る単一障害点モードの解消とをもたらす。 | ||||||
| 69 | Private aircraft | JP2013520824 | 2011-07-19 | JP2013532601A | 2013-08-19 | クルー イラン |
| 安全で、静かで、制御が容易で、効率が良く、かつ小型の航空機構成が、複数の垂直上昇ロータ、タンデム翼、および前方推力プロペラの組合わせによって可能になる。 垂直上昇ロータは、前方および後方翼と共に、垂直および水平飛行の両方に対して、揚力中心を重心と平衡させることができる。 この翼および複数ロータシステムは、ホバリング、移行飛行、または巡航飛行に対して、搭載重量の比較的大きな変化を許容する能力を有すると共に、垂直推力の冗長性も実現する。 推進システムは、起こり得るブレードの衝突から保護するのに十分に小さな寸法の複数の上昇ロータおよび前方推力プロペラを使用し、向上した感覚的および実際の安全性を乗客にもたらす。 複数の独立したロータを使用することによって、冗長性を実現し、飛行中に機体を操縦不能にし得る単一点障害モードを排除する。 | ||||||
| 70 | Unmanned aerial vehicle and method of operation | JP2013506352 | 2011-04-22 | JP2013525185A | 2013-06-20 | フィッシャー，クリストファー，イー．; ズワーン，ジョン，ピー．; シュマルツェル，マーク，エル．; チェンバーズ，スティーヴン; マカリスター，ジャスティン，ビー． |
| 無人空中車両および操作方法。 無人空中車両（ＵＡＶ）を飛行させる方法が、少なくとも１つの電気モータ（１２０）を使用して、ＵＡＶ（１１０）の前方飛行の方向と同一直線上の水平推力を提供するステップと、固定された非回転の翼（１２５）を使用して、前方飛行中にＵＡＶ（１１０）のための主垂直揚力を提供するステップと、降下（Ｅ）のための垂直飛行（Ａ）へのＵＡＶ（１１０）の移行中に、垂直推力を提供するように少なくとも１つの電気モータ（１２０'）を配置変更するステップと、電気モータの配置変更後に、垂直アプローチを使用して表面（２７０）上にＵＡＶ（１１０）を着陸させるステップと、ＵＡＶ（１１０）を表面（２７０）に固定するために固着機構（１５０）を配備するステップとを含む。
【選択図】図１Ａ |
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| 71 | Aircraft | JP2008232260 | 2008-09-10 | JP2009057044A | 2009-03-19 | WOBBEN ALOYS |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an aircraft having a greater payload. SOLUTION: The aircraft has a plurality of lifting and thrust rotors 12, with an electric motor 10 for each rotor and an inverter 14 for each motor. Connecting bars 15 are provided between the motors, and if they are arranged in the manner of a latticework, they can provide a light but nonetheless stable structure for the aircraft, and that structure can carry correspondingly greater loads. COPYRIGHT: (C)2009,JPO&INPIT | ||||||
| 72 | aircraft | JP2003573340 | 2003-03-05 | JP2005526651A | 2005-09-08 | アロイス・ヴォベン |
| この発明は、電気的モータを備えた多数の上昇用及び進行用のスラスト軸車および各モータ用のインバータを持つ航空機に関する。 より大きな荷重を搭載できる航空機を提供するため、モータ間に接続棒が備えられる。 そのために、この発明は、そのような接続棒が格子状に配置されたなら、その構造物は軽量だが、航空機に対しては安定した構造であり、また、その構造は、より多くの荷重を搭載できるという実現に基づく。 | ||||||
| 73 | Vertical take-off and landing aircraft | JP24794989 | 1989-09-26 | JPH03112800A | 1991-05-14 | HATANAKA TAKESHI |
| PURPOSE: To facilitate vertical take-off and landing by forming a jet deflection chamber in the vicinity of a discharge port, provided in the rear edge of a fuselage, and driving a deflector, provided in this chamber, in a manner wherein a jet flow from the discharge port is deflected to the upper surface of a main wing, at the time of take-off and landing. CONSTITUTION: This vertical take-off and landing (VTOL) aircraft 10 is provided with a fuselage 12, delta main wind 16 connected to the rear of the fuselage 12 and vertical tail wings 18 extended in a direction at a right with the main wind 16 and so on. While for obtaining propulsive force, a pair of jet engines 20 are mounted to the fuselage 12 further with a jet deflection chamber 22 provided in the vicinity of a discharge port of the jet engine 20 in the rear of the fuselage 12. This chamber 22 has a horizontal passage 26, which is opened to the main wing 16 for a high pressure gas jet, on a horizontal surface 24 positioned in an equal plane to the main wind 16, to pass through its front, simultaneously with a deflector 32 provided, and this deflector 32 is drive- controlled so as to deflect a jet flow to an upper surface of the main wind 16 at the time of take-off and landing. COPYRIGHT: (C)1991,JPO&Japio | ||||||
| 74 | Solar-ray collecting missile | JP29214886 | 1986-12-08 | JPS63145195A | 1988-06-17 | MORI TAKASHI |
| 75 | JPS5019198A - | JP4966674 | 1974-05-02 | JPS5019198A | 1975-02-28 | |
| 76 | DRONE COMPRENANT DES AILES PORTANTES | EP17176713.0 | 2017-06-19 | EP3260945A1 | 2017-12-27 | MARI MARI, Marc; LAVAGEN, Gauthier; BENATAR, Yoni |
L'invention concerne un procédé de contrôle dynamique d'attitude d'un drone à voilure tournante comprenant un corps de drone (12) comprenant une carte électronique contrôlant le pilotage du drone, quatre bras de liaison (16), chaque bras comprenant fixé solidairement un bloc propulseur (14). Les bras de liaison (16) forment des ailes portantes. Le drone vole en utilisant la portance des ailes, l'attitude du drone est contrôlée par l'envoi de commandes différenciées à un ou plusieurs desdits blocs propulseurs de manière à produire une rotation du drone autour de l'axe de roulis et/ou de tangage et/ou de lacet du drone depuis une position angulaire courante à une position angulaire finale, ces axes étant définis dans le repère du drone. L'invention concerne également un drone à voilure tournante (10) apte à mettre en oeuvre le procédé de contrôle dynamique.
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| 77 | VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING AIRCRAFT | EP15819516 | 2015-08-14 | EP3168147A4 | 2017-12-13 | NOROIAN GEVORG SEREZHAEVICH |
| The invention relates to aviation technology, specifically to vertical take-off and landing aircraft. The vertical take-off and landing aircraft comprises two turbines, the lower of which is of plate-like shape, and the upper is of flat or plate-like shape. Each turbine comprises a reactive power plant. The body of each turbine is mounted on a metallic disc connected to a vertical shaft of the aircraft, and is equipped with vanes. The vanes are mounted such that the position thereof can be changed. The aircraft can comprise intermediate turbines which are mounted between the upper and lower turbine and are flat or plate-like. The reactive power plant of each turbine comprises an air engine and receivers which are connected to a compressor. The body of each turbine is metallic and comprises two rings, one of which is connected to the disc, and also radial struts which are mounted along the perimeter of the turbine body and are connected to the rings and vanes. The vanes are mounted in a single row along the perimeter of the body or are arranged in a single tier. The result is an increase in the reliability and economy of the aircraft, and the possibility of the latter moving vertically, horizontally or at any inclination. | ||||||
| 78 | PERSONAL AIRCRAFT | EP11810313.4 | 2011-07-19 | EP2595882B1 | 2016-06-08 | KROO, Ilan |
| A safe, quiet, easy to control, efficient, and compact aircraft configuration is enabled through the combination of multiple vertical lift rotors, tandem wings, and forward thrust propellers. The vertical lift rotors, in combination with a front and rear wing, permits a balancing of the center of lift with the center of gravity for both vertical and horizontal flight. This wing and multiple rotor system has the ability to tolerate a relatively large variation of the payload weight for hover, transition, or cruise flight while also providing vertical thrust redundancy. The propulsion system uses multiple lift rotors and forward thrust propellers of a small enough size to be shielded from potential blade strike and provide increased perceived and real safety to the passengers. Using multiple independent rotors provides redundancy and the elimination of single point failure modes that can make the vehicle non-operable in flight. | ||||||
| 79 | VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING DEVICE | EP13761380 | 2013-03-12 | EP2826710A4 | 2015-11-11 | TSUNEKAWA MASAYOSHI; TAMURA TETSUYA |
| There is provided a vertical take-off and landing aircraft including: a propulsion mechanism 2 for generating lift and thrust; a power supply unit (e.g. an engine 3 as a power source) for supplying power to the propulsion mechanism 2; a main frame 4 for supporting the engine 3, a seat, and a landing undercarriage; a sub-frame 5 for supporting the propulsion mechanism 2; a frame coupling unit 6 for rotatably coupling the main frame 4 and the sub-frame 5; and a control stick 7 connected to the sub-frame 5, so that an occupant sitting on a seat 41 operates a control stick 7 thereby to move the sub-frame 5 relative to the main frame 4 so as to change the orientation of the propulsion mechanism 2. | ||||||
| 80 | AIRCRAFT FOR VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING WITH TWO WING ARRANGEMENTS | EP13710309.9 | 2013-02-13 | EP2814735A1 | 2014-12-24 | Reiter, Johannes |
| The present invention relates to an aircraft comprising a fuselage (100) comprising a fuselage axis (101), a first wing arrangement (110) and a second wing arrangement (120). The first wing arrangement (110) is mounted to the fuselage (100) such that the first wing arrangement (110) is tiltable around a first longitudinal wing axis (111) of the first wing arrangement (110) and such that the first wing arrangement (110) is rotatable around the fuselage axis (101). The second wing arrangement (120) comprises at least one propulsion unit (122), wherein the second wing arrangement (120) is mounted to the fuselage (100) such that the second wing arrangement (120) is tiltable around a second longitudinal wing axis (121) of the second wing arrangement (120) and such that the second wing arrangement (120) is rotatable around the fuselage axis (101). The first wing arrangement (110) and the second wing arrangement (120) are adapted in such a way that, in a fixed-wing flight mode, the first wing arrangement (110) and the second wing arrangement (120) do not rotate around the fuselage axis (101). The first wing arrangement (110) and the second wing arrangement (120) are further adapted in such a way that, in a hover flight mode, the first wing arrangement (110) and the second wing arrangement (120) are tilted around the respective first longitudinal wing axis (111) and the respective second longitudinal wing axis (121) with respect to its orientations in the fixed-wing flight mode and that the first wing arrangement (110) and the second wing arrangement (120) rotate around the fuselage axis (101). | ||||||
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