| 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 | 用于在飞行器中使用的襟翼致动系统 | CN201811209416.9 | 2018-10-17 | CN109720549B | 2022-07-08 | 赖纳·格特尔曼 |
| 本申请涉及一种用于在飞行器中使用的襟翼致动系统(10)。用于在飞行器中使用的襟翼致动系统(10)包括滑架(12)，该滑架(12)用于对襟翼进行支撑和导引，滑架(12)能够与至少一个线性支承轨道(14)接合并且能够沿至少一个线性支承轨道(14)以平移的方式运动。襟翼致动系统的线性致动器(26)具有能够线性致动的联接元件(28)和驱动元件(30)，联接元件(28)联接至滑架(12)，驱动元件(30)构造成在与滑架(12)沿线性支承轨道(14)的运动方向大致平行的方向上线性致动联接元件(28)。驱动元件(30)布置成大致平行于滑架(12)沿线性支承轨道(14)的运动方向。 | ||||||
| 122 | 一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法及其系统 | CN202111652792.7 | 2021-12-30 | CN114560073A | 2022-05-31 | 唐瑞琳; 刘兰堃; 赵海 |
| 本申请涉及一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法，包括：构建不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载的方向舵偏转控制角的插值表；根据插值表，得出方向舵偏转控制角，生成相应的方向舵偏转控制信号；将方向舵偏转控制信号接入方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。此外，涉及一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统，包括：方向舵偏转配平单元，内置不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载的方向舵偏转控制角的插值表，接入襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号，根据插值表，得出方向舵偏转控制角，输出相应的方向舵偏转控制信号，将方向舵偏转控制信号输入到方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。 | ||||||
| 123 | 电动垂直起降机及电动垂直起降机的控制装置 | CN202080060286.6 | 2020-08-11 | CN114286784A | 2022-04-05 | 杉田俊; 岩川辉; 桥本真梨子; 竹村优一 |
| 包括具有驱动旋转翼(30)而使其旋转的驱动用马达(12)及使驱动用马达驱动的驱动部(11)的多个电驱动系统(10、10a～10d)的电动垂直起降机(100、100a～100d)包括：驱动信息检测部(55)，其针对多个电驱动系统的每一个检测驱动信息，该驱动信息包括构成驱动用马达的劣化状态的指标的马达信息和构成驱动部的劣化状态的指标的驱动部信息中的至少一方；以及是否要保养检测部(57)，其基于检测到的驱动信息，对是否要针对多个电驱动系统的每一个的保养进行检测。 | ||||||
| 124 | 一种无人直升机及其控制系统 | CN202111303413.3 | 2021-11-05 | CN113734424B | 2022-01-21 | 陈明非; 姜文辉; 闫志敏; 孙昕; 齐维维; 于海生 |
| 本发明公开了一种无人直升机及其控制系统，包括控制器、主旋翼、第一操控机构、安装于无人直升机的两侧的机翼和安装于机翼的推进机构，机翼包括主翼、以可纵向偏转的方式安装于主翼的副翼和用于操控副翼的纵向偏转角度的第二操控机构；当无人直升机向前飞行的速度达到第二预设速度时，控制器用于控制第一操控机构将主旋翼的桨距角降低至零，同时控制第二操控机构调节副翼的纵向偏转角度，以使无人直升机的整体升力与无人直升机的重力保持相等。该控制系统，通过控制器控制第一操控机构将主旋翼的桨距角降低至零，此时主旋翼不产生升力，降低了主旋翼对无人直升机向前飞行时所产生的阻力和干扰，继而有助于提升无人直升机的飞行速度。 | ||||||
| 125 | 一种无人直升机及其控制系统 | CN202111303413.3 | 2021-11-05 | CN113734424A | 2021-12-03 | 陈明非; 姜文辉; 闫志敏; 孙昕; 齐维维; 于海生 |
| 本发明公开了一种无人直升机及其控制系统，包括控制器、主旋翼、第一操控机构、安装于无人直升机的两侧的机翼和安装于机翼的推进机构，机翼包括主翼、以可纵向偏转的方式安装于主翼的副翼和用于操控副翼的纵向偏转角度的第二操控机构；当无人直升机向前飞行的速度达到第二预设速度时，控制器用于控制第一操控机构将主旋翼的桨距角降低至零，同时控制第二操控机构调节副翼的纵向偏转角度，以使无人直升机的整体升力与无人直升机的重力保持相等。该控制系统，通过控制器控制第一操控机构将主旋翼的桨距角降低至零，此时主旋翼不产生升力，降低了主旋翼对无人直升机向前飞行时所产生的阻力和干扰，继而有助于提升无人直升机的飞行速度。 | ||||||
| 126 | 货运无人机舵机快卸装置及方法 | CN202110839836.0 | 2021-07-23 | CN113492967A | 2021-10-12 | 郭庆; 毕培信; 邸士杰; 范宝烁; 周敏 |
| 本发明公开了一种货运无人机舵机快卸装置及方法，包括翼面固定止口围框，翼面固定止口围框上设有口盖，且口盖与翼面固定止口围框底面之间经螺钉连接；所述口盖上方还设有舵机安装支架；所述舵机安装支架包括两根对称固定在口盖上表面的支撑柱，两根支撑柱之间设有转动轴，转动轴上设有舵机安装底板；所述口盖上表面的一端设有液压缸，液压缸输出端铰接有顶杆，顶杆上端与舵机安装底板底面端部相铰接。快卸方法为：舵机安装在舵机安装支架，且舵机经插接形式与舵面操纵机构相连；通过对口盖进行竖直方向的拆卸，舵机与舵面操纵机构分离，完成对舵机的拆卸，在完成口盖拆卸的同时能够实现舵机的快速拆卸与下放。本发明具有方便舵机拆装的特点。 | ||||||
| 127 | 马达控制系统、无人飞行器、移动运载工具和马达控制方法 | CN201980076849.8 | 2019-10-18 | CN113412576A | 2021-09-17 | 佐藤大资 |
| 本发明要克服的问题是便于连续控制马达。马达控制系统(10)包括马达(1)和马达控制装置(2)。马达控制装置(2)包括获取单元(201)、诊断单元(202)和控制单元(204)。获取单元(201)获取控制数据(M1)。控制数据(M1)包括从多个控制器(3)的各控制器发送的针对马达(1)的命令。多个控制器(3)被配置为与马达控制装置(2)通信。诊断单元(202)对多个控制器(3)所提供的并由获取单元(201)获取的多组控制数据(M1)进行诊断。控制单元(204)通过使用基于诊断单元(202)作出的诊断结果从多组控制数据(M1)中选择的单组控制数据(M1)来控制马达(1)。 | ||||||
| 128 | 基于改进型混合多目标PSO的飞翼无人机冗余舵面控制方法 | CN202011294205.7 | 2020-11-18 | CN112464557A | 2021-03-09 | 郑峰婴; 王峰; 甄子洋; 许梦园; 熊博威; 李涵; 嵇鼎毅 |
| 本发明公开了基于改进型混合多目标PSO的飞翼无人机冗余舵面控制方法，属于计算、推算或计数的技术领域。本发明针对先进布局飞翼无人机的舵面综合特性，包括舵面受限，强耦合、非线性等，常规线性分配方法难以精确控制的问题，提出基于混合多目标粒子群算法的操纵冗余分配策略，有效处理飞翼无人机的舵面特性，解决飞行控制时的舵面操纵冗余。保证控制跟踪精度，实现舵面平滑控制，并提高控制面操纵效率。 | ||||||
| 129 | 飞行控制软件可靠性设计方法、装置及计算机存储介质 | CN202010955404.1 | 2020-09-11 | CN112148257A | 2020-12-29 | 胡骁; 李浩; 张亚琳; 潘彦鹏; 张雪婷; 陈旭东; 吕瑞; 涂海峰; 严大卫; 陈喆; 葛云鹏; 梁卓; 宋志国; 张东; 蔡亚楠; 王凯旋; 李迎博; 薛晨琛; 李烨; 谭黎立; 杨立杰; 丁禹; 赵楠; 陈铁凝; 郝仁杰; 丘岳诗; 孟文霞; 姜春旺; 杜肖; 谭清科 |
| 飞行控制软件可靠性设计方法、装置及计算机存储介质，包括：获取飞行剖面；根据所述飞行剖面确定关键时序动作及其依赖关系；根据所述关键时序动作及其依赖关系，识别待判断动作的最小前序时序集；对所述最小前序时序集进行判断。本申请中的方案，提出了最小化前序逻辑保障机制，一方面，约束了逻辑转换的顺序和条件，另一方面，最小化前置保障需求，防止“无关”信息的异常导致的标志判断错误，有效提升了飞行控制软件的可靠性。 | ||||||
| 130 | 用传感器测量多个控制表面的方法和装置 | CN202010589557.9 | 2020-06-24 | CN112141322A | 2020-12-29 | 马克·S·古德 |
| 公开了用传感器测量多个控制表面的方法和装置。用于确定与第一控制表面和第二控制表面相关联的状况的公开的示例装置包括传感器，该传感器用于测量与其操作性地耦接的轴的旋转。该装置还包括操作性地耦接在轴与第一控制表面的第一枢轴之间的第一差速器，以及操作性地耦接在第一差速器与第二控制表面的第二枢轴之间的第二差速器。 | ||||||
| 131 | 一种实用过失速v尾倾转角自适应控制方法 | CN202010784163.9 | 2020-08-06 | CN111874212A | 2020-11-03 | 吕永玺; 史静平; 屈晓波; 陈华坤; 谯富祥; 李卫华 |
| 本发明提供了一种实用过失速v尾倾转角自适应控制方法，属于飞行器控制领域，包括：进行V尾可倾转无人机自主起降抗侧风控制仿真验证，确定不同迎角和侧滑角下需要的最小V尾倾转角；进行V尾可倾转无人机矢量滚筒过失速机动仿真验证，确定不同迎角和侧滑角下需要的最小V尾倾转角；确定不同飞行任务下，相应迎角和侧滑角对应的最小V尾倾转角；基于最大阈值和死区的思想，构建V尾倾斜角控制策略的逻辑：进行不同任务下的V尾倾斜角仿真验证。该控制方法实用性强、效率高，以V尾可倾转飞机自主起降和过失速机动控制需求出发，解决了V尾可倾转飞机V尾倾斜角的自适应控制问题，该发明效率高，可靠性强，容易在后续工程中实际应用。 | ||||||
| 132 | 航空器稳定控制增强系统及航空器稳定和控制方法 | CN201880064812.9 | 2018-10-05 | CN111194432A | 2020-05-22 | 罗伯托·万尼; 达维德·加廖斯特罗; 达维德·卡索拉 |
| 一种用于控制航空器(1)的稳定控制增强系统(20)，包括：第一构件(19)，其能通过驾驶员输入设备(10，11，15)移动至限定第一输入信号(xi)的第一位置；第二构件(22)，其能移动至与第二输入信号(xd)关联的第二位置；以及加法器(21)，其被配置为将第一和第二输入信号(xi，xd)相加并提供限定用于航空器(1)的受控元件(9，14)的指令的输出信号(xv)；稳定控制增强系统(20)包括：壳体(30)、能在壳体(30)内彼此整体地移动并操作性地连接至第二构件(22)的第一和第二活塞(31，32)；以及控制装置(33)，其被配置为在第一活塞(31)上施加第一力并在第二活塞(32)上施加第二力；第二力与第一力无关。 | ||||||
| 133 | 一种多旋翼飞行器及其控制方法 | CN201910880831.5 | 2019-09-18 | CN110562438A | 2019-12-13 | 张焱 |
| 本发明公开了一种多旋翼飞行器，其属于航空飞行器技术领域，包括机架、机翼和调节机构。其中，调节机构包括固定于机架上的调节部和与调节部连接的伸缩部；调节部被配置为：多旋翼飞行器垂直起降时，调节部驱动伸缩部沿第一方向收缩；多旋翼飞行器水平飞行时，调节部驱动伸缩部沿第二方向伸展。本发明还提供了一种多旋翼飞行器的控制方法，能够控制调节机构在多旋翼飞行器中的伸缩部处于不同飞行状态时具有不同的伸缩状态。本发明提供的多旋翼飞行器在水平飞行的时，能够增大多旋翼飞行器的升力，使得多旋翼飞行器具有较好的飞行能力；在垂直起降时，能够减小多旋翼飞行器在上升或下降过程中的阻力，使得多旋翼飞行器的飞行效率较高。 | ||||||
| 134 | 混合转矩限制旋转止回装置 | CN201510427670.6 | 2015-07-20 | CN105270605B | 2019-10-01 | V.巴格尔 |
| 本发明提供一种旋转装置组件，并且所述组件包括连接至转矩产生装置的输入轴、输出轴和旋转装置，所述旋转装置被设置以便将第一转矩从所述输入轴传输至所述输出轴，并且被配置具有止回能力以便在第二转矩不超过转矩限制阈值的情况下，防止施加至所述输出轴的第二转矩被传输至输入轴，以及被配置具有止回能力和扭转锁定能力以便在所述第二转矩超过所述转矩限制阈值的情况下，防止所述转矩产生装置的超载。 | ||||||
| 135 | 基于无人机的车辆照明 | CN201680091589.8 | 2016-12-14 | CN110087989A | 2019-08-02 | 辛西娅·M·诺伊贝克尔; 布拉德·艾伦·伊格纳查克; 索马克·达塔古普塔; 布莱恩·本尼 |
| 一种计算机被编程为部署空中无人机，以在第一车辆的指定距离内飞行。所述计算机被编程为检测第二车辆并然后激活空中无人机灯。 | ||||||
| 136 | 分布式飞行控制系统 | CN201680091688.6 | 2016-12-22 | CN110062735A | 2019-07-26 | M.J.卡特勒; T.赖克特; J.杰克逊 |
| 响应于一个或多个输入，产生用来改变飞行器的状态的、针对多个致动器中的每个的一组命令。向少于包括多个致动器的所有致动器提供该组命令。 | ||||||
| 137 | 在操纵杆的多个开关与控制装置之间的信息编码装置 | CN201780070330.X | 2017-11-13 | CN109937538A | 2019-06-25 | J·德拉巴尔东尼 |
| 本发明涉及一种在安置于操纵杆(2)上的多个常闭开关(P1...Pn)与控制装置(9)之间的信息编码装置(1)，所述开关串联连接在电压线(3)与测量线(5)之间，每个开关(Pi)与连接在所述开关的最靠近电压源(Vcc)的端子与所述测量线之间的单个电阻(Ri)相关联。因此，所述编码装置能够获得所述开关的层级。 | ||||||
| 138 | 单旋翼无人机 | CN201811541735.X | 2018-12-17 | CN109677625A | 2019-04-26 | 罗佳文 |
| 本发明公开了一种单旋翼无人机，包括无人机机身和飞行动力系统，所述无人机机身包括主机身、尾管和尾波箱，所述主机身包括动力仓和用于放置电池的电源仓，所述飞行动力系统包括旋翼机构和驱动系统，所述驱动系统包括驱动单元和传动机构，所述传动机构包括齿轮传动机构、皮带传动机构和连杆传动机构。本发明的无人机通过角接触轴承解决旋翼机构和主轴的轴向游隙问题，通过皮带传动解决在改变传动方向时还能保证稳定的传动，尾翼的控制滑块机构为可快速拆卸的球头连接和卡合连接、尾撑杆通过球头于尾管和主机身、动力仓和电源仓之间具有机身加强板、头罩固定柱通过固定板安装、这些结构都用于保证无人机在摔落时能有效的保护零件。 | ||||||
| 139 | 给定高度控制方法 | CN201811408402.X | 2018-11-23 | CN109625248A | 2019-04-16 | 丁岩; 朱家兴 |
| 本申请提供了一种给定高度控制方法，包括：当飞机进入给定高度模态或退出超控进入给定高度模态时，若满足俯仰角控制规律的条件，则调用所述俯仰角控制规律；若满足给定高度控制规律的条件，则调用所述给定高度控制规律；若满足气压高度控制规律的条件，则调用所述气压高度控制规律。 | ||||||
| 140 | 一种旋翼桨叶内部驱动器的固定装置 | CN201811361761.4 | 2018-11-15 | CN109533291A | 2019-03-29 | 张仕明; 胡和平; 高乐; 周云; 邓旭东; 孟微; 宋彬 |
| 本申请提供了一种旋翼桨叶内部驱动器的固定装置，属于直升机桨叶设计技术领域。包括前缘、后缘、横梁以及螺栓，其中，所述横梁连接所述前缘与后缘，并且所述横梁的横截面积小于所述前缘或后缘的横截面积，所述前缘在向所述横梁过渡处设置有倒角，所述后缘的另一端连接所述螺栓。本发明无需修改桨叶加工用的模具，金属件的加工工艺简单，同时，未破坏桨叶的气动外形，前缘大梁带裁剪的面积小，对桨叶内部设计和强度设计以及桨叶的动特性影响小，最大限度的满足了压电作动器固定端的固支边界条件要求。 | ||||||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈