| 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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| 121 | 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。 | ||||||
| 122 | 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。 | ||||||
| 123 | 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。 | ||||||
| 124 | 遙控直昇機之尾旋翼改良結構 | TW095209139 | 2006-05-26 | TWM301079U | 2006-11-21 | 陳建兆 |
| 一種遙控直昇機之尾旋翼改良結構，主要係於一尾旋本體一端部設有具定位孔之樞接部，且該尾旋翼本體並可以一通過定位孔沿縱向延伸之中心線將二旁側分隔成一較大面積之重部及一較小面積之輕部，一配重體係設置於該尾旋翼本體之輕部外邊側中段，以結合該輕部之重量而可與該重部形成平衡，以使該尾旋翼本體轉動時可保持與中心線平行之最大正投影面積，且該配重體係朝尾旋翼本體之旋轉方向呈一水滴狀，以有效降低風阻。 | ||||||
| 125 | 遙控直昇機的尾旋翼結構 | TW107216928 | 2018-12-13 | TWM584706U | 2019-10-11 | 呂學禮; LIU, SHIUE LI; 許義芳; HSU, YI FANG; 邱冠舜; CHIU, KEVIN KUAN SHUN; 黃添財; HUANG, TIEN TSAI; 曾明朗; TSENG, MING LANG; 許秀菱; HSU, HSIU LING; 宋大崙; SUNG, TA LUNG; 李九龍; LEE, JEOU LONG; 陳彥均; CHEN, YEN JEN |
| This creation provides a tail rotor structure of a remote-control helicopter, which includes a tail rotor drive shaft, an adapter seat, a three-rotor clamp seat, and a push-pull assembly. The coupling seat is connected to the tail wing drive shaft and has three mounting parts, and the three mounting parts are arranged on the coupling seat in a manner of equal 360 degrees. The three-rotor clip holders are respectively disposed on one of the three mounting portions, and the three-rotor clip holders are respectively provided with a connecting arm. The push-pull assembly includes a set of connection bases provided on the tail shaft and having three bridge arms, three transmission parts connecting one of the connection arms to one of the bridge arms, and one push ring connected to the connection base. A set of support stands provided on the tail shaft transmission shaft, a push arm pivotally provided on the support stand and connected with the push ring, the push ring has a groove provided in the ring, and the push arm has two parts A push rod provided in the groove. | ||||||
| 126 | 遙控直昇機之尾旋翼結構改良 | TW095210157 | 2006-06-09 | TWM301688U | 2006-12-01 | 施建安 |
| 本創作為一種遙控直昇機之尾旋翼結構改良，主要由一尾旋翼叉狀控制機構、一尾旋翼組及一傳動軸等結構裝置所組成；其中，藉由一連桿前端設置的橢圓洞孔，且搭配尾旋翼機構中所設置的搖臂以形成一連動機構，使其可活動範圍增大，進而讓直昇機尾旋翼於運轉時能更加穩定。 | ||||||
| 127 | 一种单旋翼油动直升机尾旋翼桨距调节机构 | CN201620917881.8 | 2016-08-23 | CN206155776U | 2017-05-10 | 王志国; 周国强; 张建明; 郭曙明 |
| 一种单旋翼油动直升机尾旋翼桨距调节机构，尾旋翼中联通过销轴固定在尾传动轴上，尾桨夹通过轴承绕尾旋翼中联旋转摆动，尾桨夹一侧通过连杆与螃蟹爪连接，所述螃蟹爪与尾变距铜套之间固定连接，尾变距铜套、尾变距滑块分别与滚珠轴承的内外圈连接，尾变距铜套内圆与尾传动轴外圆滑动连接，所述尾舵机输出轴与舵机臂、关节轴承A及尾舵机拉杆依次连接，尾舵机拉杆另一端通过关节轴承B与尾变距滑块连接件铰接，所述尾变距滑块连接件中部铰接有导向杆。本实用新型减少了主轴的磨损，同时也使尾桨距调节更加灵敏精确，减少了故障率及坠机风险。 | ||||||
| 128 | 一种融合惯性信息的直升机旋翼尾流下空速修正方法 | CN202410076989.8 | 2024-01-18 | CN118130835A | 2024-06-04 | 宣晓刚; 邢艳灯; 樊雨东 |
| 本发明属于直升机大气系统领域，涉及一种融合惯性信息的直升机旋翼尾流下空速修正方法。该方法包括：步骤1、在直升机爬升过程中，识别旋翼尾流导致空速测量卡滞的起始点；步骤2、进入起始点之后，认为测量空速达到速度停滞区，引入惯性纵轴加速度积分运算补偿不增长的空速，利用互补滤波器将修正空速与测量空速进行融合，直到识别旋翼尾流导致空速测量卡滞的退出点。 | ||||||
| 129 | 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。 | ||||||
| 130 | 一种旋翼尾流SPIV测量同步移测机构和锁相测量方法 | CN202110984369.0 | 2021-08-25 | CN113504388A | 2021-10-15 | 齐中阳 |
| 本发明公开了一种旋翼尾流SPIV测量同步移测机构和锁相测量方法，结构中的结构支架上安装有旋翼模型、传感器、激光头和摄像装置，分别用于进行旋翼尾流测量、旋翼相位锁定、照亮旋翼尾流的测量区域内的示踪粒子；锁相测量方法对观测区域内的示踪粒子进行捕捉，得到观测区域的速度场，锁相测量方法针对测量区域进行对焦和标定，对相位角的转轴标定点进行锁定，针对测量区域照亮示踪粒子并进行数据采集和数据分析，直到全部测量区域的数据采集完毕。本发明结合了相位锁定测量和相位平均技术，实现了伪时间解析的三维速度场测量并抑制了瞬态SPIV测量的较高误差问题，实现了指定相位角的测量，得到准确的流场分析结果。 | ||||||
| 131 | 一种带有拆卸结构的直升机尾旋翼及其生产工艺 | CN202110571195.5 | 2021-05-25 | CN113148137A | 2021-07-23 | 姚尔强; 朱轩; 褚鹏飞; 谢春良; 唐建 |
| 本发明公开了一种带有拆卸结构的直升机尾旋翼及其生产工艺，该带有拆卸结构的直升机尾旋翼，包括机身，所述机身的尾部固定有尾旋翼本体，尾旋翼本体的顶部固定有可拆卸组件，可拆卸组件包括转动轴，转动轴的底端与外界电机的输出端相固定，转动轴的外表面固定有转动内圈，转动内圈的外表面固定有转动内圈，转动轴的外表面顶端固定有桨毂，桨毂的外表面设有若干呈环形均匀分布的连接板，连接板远离桨毂的一端设有连接块，连接块与连接板之间通过螺栓固定连接；本发明通过热等静压烧结和热处理，促进碳纤维与钛合金的结合，消除了应力集中，有利于充分发挥碳纤维的载荷传递作用，使碳纤维增强钛合金复合材料的力学性能得到提升。 | ||||||
| 132 | 一种简化的单旋翼带尾桨类直升机飞行控制仿真方法 | CN202010874872.6 | 2020-08-27 | CN111913408A | 2020-11-10 | 刘虎; 孙雪; 殷榕; 田永亮 |
| 本发明提供了一种通用于所有直升机飞行控制的仿真方法，该方法使用简化单旋翼带尾桨类直升机飞控的方法，极大简化了直升机逐个建模构建复杂飞行控制逻辑以及诸多算法公式计算的过程，也使得极大的简化了用户操控单旋翼带尾桨类直升机飞行，输入设备可选择市面普遍的摇杆，具有通用性。并且，该方法实现了快速建模，将直升机飞行参数实时展示在直升机模型上，在飞行任务的训练中提高虚拟环境逼真度，提高训练受训人员的训练效率，也可应用于直升机评估，方便不同型号单旋翼带尾桨类直升机的建模。 | ||||||
| 133 | 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。 | ||||||
| 134 | 一种无尾桨高速单旋翼两栖探测直升机及其操控方法 | CN201810930476.3 | 2018-08-15 | CN108859638A | 2018-11-23 | 陈璞; 周翔; 何洪滔 |
| 本发明公开了一种无尾桨高速单旋翼两栖探测无人直升机，包括单旋翼动力系统、矢量推力系统、机壳、船体、机架、太阳能电池、雷达、激光探测器和电源；主要特点是在机身两侧指定位置安装两轴推力矢量动力系统，不仅可产生较大的前向推力，还可通过两套系统的推力矢量偏航差动，在平衡主桨扭矩的同时产生偏航控制力矩，同时还可通过两轴推力矢量系统的俯仰联动和差动形成对机身的俯仰及滚转控制力矩，克服单旋翼无人直升机在高速飞行过程中因桨叶前后行速度差导致升力不平衡造成的影响，船体配合单旋翼动力系统和矢量推力系统，在水面上无人直升机也能具有优异的机动性能，机尾安装有声呐装置，可对水下进行探测作业，并可以适时调换不同的位置。 | ||||||
| 135 | 固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机及工作方法 | CN202310275359.9 | 2023-03-21 | CN116101524B | 2024-01-19 | 赵晓葭; 乔红宇; 肖天航 |
| 本发明公开一种固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机设计方案,包括升机身、旋翼、双模态机翼、尾翼、起落架和动力系统。其中,旋翼布置于机身前段,旋翼由叶片、桨叶变距机构和转轴组成;双模态机翼布置于机身中段,双模态机翼由机翼、机翼变距机构和转轴组成;尾翼布置于机身末端,在尾翼后端布置有舵面;起落架分别布置于机尾末端和尾翼末端,并可以伸缩收放;动力系统为电动机,布置于机身内部。本发明不仅能够保证该无人机能够从陆地垂直起降,拥有较好的横向、纵向操纵性以及稳定性,还能够保证较高的气动效率以及较轻的结构重量。 | ||||||
| 136 | 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。 | ||||||
| 137 | 固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机及工作方法 | CN202310275359.9 | 2023-03-21 | CN116101524A | 2023-05-12 | 赵晓葭; 乔红字; 肖天航 |
| 本发明公开一种固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机设计方案，包括升机身、旋翼、双模态机翼、尾翼、起落架和动力系统。其中，旋翼布置于机身前段，旋翼由叶片、桨叶变距机构和转轴组成；双模态机翼布置于机身中段，双模态机翼由机翼、机翼变距机构和转轴组成；尾翼布置于机身末端，在尾翼后端布置有舵面；起落架分别布置于机尾末端和尾翼末端，并可以伸缩收放；动力系统为电动机，布置于机身内部。本发明不仅能够保证该无人机能够从陆地垂直起降，拥有较好的横向、纵向操纵性以及稳定性，还能够保证较高的气动效率以及较轻的结构重量。 | ||||||
| 138 | 一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法 | CN202011192659.3 | 2020-10-30 | CN112380619B | 2022-10-28 | 辛颖; 牛嵩; 冯胜全; 张威 |
| 本发明属于直升机气动面设计分析领域，涉及旋翼干扰下的平尾动态气动载荷分析方法。本发明包括两个计算阶段：第一阶段，计算旋翼对平尾处的下洗系数；第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷。分析了旋翼下洗干扰影响，以及利用CFD方法对直升机的平尾动态气动载荷进行了计算，在前期设计过程中，为平尾设计提供依据及支撑。考虑了旋翼干扰下平尾的动态气动载荷，无需进行实际试验就能计算得到平尾动态气动载荷，步骤简化，结果更加准确，为平尾的设计提供更严格的支撑，相比风洞试验和试飞试验，不仅节省时间，还大大节省了人力、物力以及财力。 | ||||||
| 139 | 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。 | ||||||
| 140 | 基于级联滤波器的旋翼和尾桨气动噪声分离方法 | CN202111194821.X | 2021-10-14 | CN113643679B | 2021-12-31 | 魏春华; 张卫国; 王勇; 马帅; 郑谢 |
| 本发明公开了一种基于级联滤波器的旋翼和尾桨气动噪声分离方法，其包括：使用Vold‑Kalman滤波器来跟踪叶片通过频率谐波的特定级数，以分别提取主旋翼噪声和尾桨谐波噪声；利用宽带噪声的二阶循环平稳特征，利用循环维纳滤波器对剩余的宽带噪声进行过滤，以实现对主旋翼宽带噪声和尾桨宽带噪声的过滤。本发明具有原理简单、操作简便、精度高等优点。 | ||||||
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