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[发明专利]一种复合三角翼的无人自转旋翼机结构-CN201910014085.1在审
发明人：周丞;郭涵涛;王晨瑛 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2019-01-08 - 公布日： 2019-05-21 - 主分类号： B64C27/32 文献下载
摘要：本发明公开了一种复合三角翼的无人自转旋翼机结构，包括机身、起落架、机身顶部的自转旋翼结构及机身后侧的固定三角翼；所述自转旋翼结构包括主支撑柱、旋翼转盘、旋翼桨毂、旋翼连接梁，旋翼连接梁中部通过桨毂销轴铰接于旋翼桨毂上，其两端通过桨叶夹片固定桨叶；所述固定三角翼内对称布置有两台涡扇发动机，且固定三角翼上布置有进气道及二元矩形矢量喷管。本发明采用三角翼和自转旋翼结合的设计，实现超短距离起降、高机动性以及高速飞行，且三角翼和机身融合一体化设计，结构紧凑，增大机翼的面积，大大提高隐身性能，控制简单，成本较低，具有广泛的运用前景。
三角翼固定三角自转旋翼机身旋翼桨毂连接梁旋翼机自转旋翼进气道起落架复合涡扇发动机一体化设计对称布置高机动性高速飞行固定桨叶机身顶部矢量喷管销轴铰接旋翼转盘隐身性能主支撑柱桨叶夹机翼桨毂融合

[发明专利]一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置-CN201810016320.4有效
发明人：全齐全;陈水添;赵鹏越;柏德恩;李贺;邓宗全 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2018-01-08 - 公布日： 2020-12-01 - 主分类号： B64G7/00 文献下载
摘要：一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置，涉及无人机旋翼系统悬停特性测试领域。解决了地面上的旋翼悬停测试装置，难以模拟在火星环境中对旋翼性能准确测试的问题。它包括火星大气环境模拟装置、支撑框架、旋翼系统和摆角检测装置；支撑框架放置在火星大气环境模拟装置内，且支撑框架上固定有旋翼系统和摆角检测装置；旋翼系统用于产生水平方向上的旋翼升力；摆角检测装置，用于检测旋翼系统上的旋翼连杆在不同旋翼升力下的摆角值本发明主要用于对火星环境下的无人机旋翼系统进行测试。
一种钟摆火星无人机系统悬停特性测试装置

[实用新型]一种复合三角翼的无人自转旋翼机结构-CN201920023348.0有效
发明人：周丞;郭涵涛;王晨瑛 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2019-01-08 - 公布日： 2019-12-06 - 主分类号： B64C27/32 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种复合三角翼的无人自转旋翼机结构，包括机身、起落架、机身顶部的自转旋翼结构及机身后侧的固定三角翼；所述自转旋翼结构包括主支撑柱、旋翼转盘、旋翼桨毂、旋翼连接梁，旋翼连接梁中部通过桨毂销轴铰接于旋翼桨毂上，其两端通过桨叶夹片固定桨叶；所述固定三角翼内对称布置有两台涡扇发动机，且固定三角翼上布置有进气道及二元矩形矢量喷管。本实用新型采用三角翼和自转旋翼结合的设计，实现超短距离起降、高机动性以及高速飞行，且三角翼和机身融合一体化设计，结构紧凑，增大机翼的面积，大大提高隐身性能，控制简单，成本较低，具有广泛的运用前景。
固定三角自转旋翼三角翼机身本实用新型旋翼桨毂连接梁旋翼进气道起落架涡扇发动机一体化设计对称布置高机动性高速飞行固定桨叶机身顶部矢量喷管销轴铰接旋翼转盘隐身性能主支撑柱桨叶夹旋翼机自转桨毂机翼复合融合

[发明专利]多旋翼无人机控制方法、装置、多旋翼无人机及存储介质-CN202010062842.5有效
发明人：苏烨;李天博;梅森;齐欣;宋大雷 -专利权人：沈阳无距科技有限公司
申请日： 2020-01-19 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本公开涉及一种多旋翼无人机控制方法、装置、多旋翼无人机及存储介质，以解决相关技术中为满足较大的移动速度所需的多旋翼无人机姿态角变化过大过快而带来的较大风阻的问题。所述方法应用于多旋翼无人机，所述方法包括：根据接收到的来自所述多旋翼无人机的遥控器的控制信号，确定所述多旋翼无人机的第一期望姿态角；根据所述第一期望姿态角和预先设置的所述多旋翼无人机水平移动的第二期望姿态角，确定所述多旋翼无人机旋翼的期望倾转角，其中，所述第二期望姿态角小于所述第一期望姿态角；根据所述第二期望姿态角和所述期望倾转角对所述旋翼进行控制，以使所述多旋翼无人机以所述第二期望姿态角水平移动。
多旋翼无人机控制方法装置存储介质

[实用新型]一种飞行器的动力单元-CN202222461374.6有效
发明人：张千帆 -专利权人：温岭市海风差速器有限公司
申请日： 2022-09-16 - 公布日： 2022-12-30 - 主分类号： B64C27/12 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种飞行器的动力单元，包括基座和旋翼装置，基座上设置有驱动装置，旋翼装置通过转轴枢接在基座上，驱动装置驱动转轴带动旋翼装置转动，旋翼攻角调节机构，旋翼攻角调节机构包括攻角驱动装置、旋转隔离机构和传动机构，旋转隔离机构套设在转轴上，传动机构包括上传动机构和下传动机构，上传动机构连接旋转隔离机构的旋转部件和旋翼装置，下传动机构连接攻角驱动装置和旋转隔离机构的固定部件，攻角驱动装置通过传动机构来调节旋翼装置的攻角；本实用新型采用较大直径和质量的旋翼保持匀速旋转的工作方式，通过改变旋翼攻角的大小来调节旋翼推力的输出大小，从而控制姿态变化，具有调节方便、稳定性好、效率高的特点。
一种飞行器动力单元

[发明专利]旋翼椎体监测方法及椎体测量装置以及系统-CN201510847902.3在审
发明人：杨志凯;肖宏权;刘博;刘伟;于志军 -专利权人：广州航新航空科技股份有限公司
申请日： 2015-11-26 - 公布日： 2016-01-20 - 主分类号： G01C1/00 文献下载
摘要：一种旋翼椎体监测方法及椎体测量装置以及系统，监测方法包括：使被测旋翼处于匀速旋转状态，方位角转速传感器接收基准桨叶反射的反射光，向倍频电路输出旋翼方位角信号，旋翼方位角信号的周期与旋翼的旋转周期一致，以旋翼的桨叶片数为倍频系数，倍频旋翼方位角信号生成同步拍摄信号，在一旋翼方位角信号周期内，每一同步拍摄信号与旋翼上的每一桨叶对应，向相机输出同步拍摄信号；CPU控制模块控制相机根据各同步拍摄信号拍摄获取各桨叶的图像；根据各桨叶的图像确定各桨叶的高度
旋翼椎体监测方法测量装置以及系统

[发明专利]三角形式三旋翼直升机-CN202010341973.7在审
发明人：江富余 -专利权人：江富余
申请日： 2020-04-27 - 公布日： 2020-07-14 - 主分类号： B64C27/08 文献下载
摘要：一种三角形式三旋翼直升机，三角形机身左后端、右后端和前端各设置一个翼型小塔，在小塔上各设置一个旋翼，三个旋翼的旋转中心成等腰三角形式布局，三个旋翼的旋转面水平，左后端旋翼与前端旋翼的中心距离小于旋翼的直径，左后端旋翼与右端旋翼的中心距离略大于旋翼的直径，每个旋翼的桨叶经桨殼与旋翼轴连接，设置总距和周期变距控制器操纵旋翼的升力，设置传动装置使三个旋翼的转速相同，使左后端旋翼、右后端旋翼的转向相同且与前端旋翼的转向相反，每个旋翼采用相同尺寸的桨叶组成，左后端旋翼、右后端旋翼的桨叶数量相同，前端旋翼的桨叶数等于左右旋翼的桨叶数之和，使三旋翼的反扭矩相互抵消，机身下设置起落架，应用于航拍、农药喷洒等。
三角形式三旋翼直升机

[实用新型]三角形式三旋翼直升机-CN202020658885.5有效
发明人：江富余 -专利权人：江富余
申请日： 2020-04-27 - 公布日： 2020-12-08 - 主分类号： B64C27/08 文献下载
摘要：一种三角形式三旋翼直升机，三角形机身左后端、右后端和前端各设置一个翼型小塔，在小塔上各设置一个旋翼，三个旋翼的旋转中心成等腰三角形式布局，三个旋翼的旋转面水平，左后端旋翼与前端旋翼的中心距离小于旋翼的直径，左后端旋翼与右端旋翼的中心距离略大于旋翼的直径，每个旋翼的桨叶经桨殼与旋翼轴连接，设置总距和周期变距控制器操纵旋翼的升力，设置传动装置使三个旋翼的转速相同，使左后端旋翼、右后端旋翼的转向相同且与前端旋翼的转向相反，每个旋翼采用相同尺寸的桨叶组成，左后端旋翼、右后端旋翼的桨叶数量相同，前端旋翼的桨叶数等于左右旋翼的桨叶数之和，使三旋翼的反扭矩相互抵消，机身下设置起落架，应用于航拍、农药喷洒等。
三角形式三旋翼直升机

[发明专利]一种风洞试验平台传动机构-CN201610873081.5有效
发明人：黄明其;王畅;梁鉴;杨永东;唐敏 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2016-09-30 - 公布日： 2018-08-24 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：本发明提供一种风洞试验平台传动机构，包括主电机(4)、动力分解器(2)和旋翼驱动机构，旋翼驱动机构包括角减速器(7)、旋翼减速器(9)和旋翼传动轴(10)；主电机(4)驱动动力分解器(2)同步动作，动力分解器(2)通过第一传动轴(6)驱动角减速器(7)同步动作，角减速器(7)通过第二传动轴(8)驱动旋翼减速器(9)同步动作，旋翼减速器(9)驱动旋翼传动轴(10)同步动作。本发明通过角减速器、旋翼减速器形成了两级减速，并使主电机输出的动力通过动力分解器、角减速器、旋翼减速器的同步动作而被传递到旋翼传动轴上，并使旋翼传动轴也同步动作，具有结构简单、传动性能可靠等突出优点。
一种风洞试验平台传动机构

[实用新型]一种风洞试验平台传动机构-CN201621098572.9有效
发明人：黄明其;王畅;梁鉴;杨永东;唐敏 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2016-09-30 - 公布日： 2017-07-07 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：本实用新型提供一种风洞试验平台传动机构，包括主电机(4)、动力分解器(2)和旋翼驱动机构，旋翼驱动机构包括角减速器(7)、旋翼减速器(9)和旋翼传动轴(10)；主电机(4)驱动动力分解器(2)同步动作，动力分解器(2)通过第一传动轴(6)驱动角减速器(7)同步动作，角减速器(7)通过第二传动轴(8)驱动旋翼减速器(9)同步动作，旋翼减速器(9)驱动旋翼传动轴(10)同步动作。本实用新型通过角减速器、旋翼减速器形成了两级减速，并使主电机输出的动力通过动力分解器、角减速器、旋翼减速器的同步动作而被传递到旋翼传动轴上，并使旋翼传动轴也同步动作，具有结构简单、传动性能可靠等突出优点
一种风洞试验平台传动机构

[发明专利]旋翼容错控制方法、装置、计算机存储介质及计算机设备-CN202011178040.7在审
发明人：白桦;马宏军;陈豹;孙程远 -专利权人：东北大学
申请日： 2020-10-29 - 公布日： 2021-02-05 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种旋翼容错控制方法、装置、计算机存储介质及计算机设备，涉及自动控制技术领域，为解决现有技术中部分电机故障时无人机旋翼的控制方法复杂的问题而发明。该方法主要包括：获取六旋翼无人机的飞行状态参数，所述飞行状态参数包括实时姿态角、旋翼控制电机的输入矢量和所述旋翼控制电机的输出矢量，所述实时姿态角包括横滚角、俯仰角和偏航角；根据所述飞行状态参数，检测所述六旋翼无人机的旋翼故障编号；根据飞行模式、所述旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
容错控制方法装置计算机存储介质设备

[发明专利]多旋翼无人机悬停控制方法、装置、多旋翼无人机及存储介质-CN202010060343.2有效
发明人：苏烨;李天博;梅森;齐欣;宋大雷 -专利权人：沈阳无距科技有限公司
申请日： 2020-01-19 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本公开涉及一种多旋翼无人机悬停控制方法、装置、多旋翼无人机及存储介质，以解决相关技术中只能以机身水平悬停的问题。所述方法应用于多旋翼无人机，所述方法包括：根据所述多旋翼无人机的第一期望姿态角和所述多旋翼无人机在机身水平悬停时的第二期望姿态角，计算所述多旋翼无人机以所述第一期望姿态角悬停时旋翼的期望倾转角；基于预设的控制算法，计算所述多旋翼无人机以所述第一期望姿态角悬停时所述旋翼的期望转速；根据所述期望倾转角控制所述旋翼倾转，以及根据所述期望转速控制所述旋翼旋转。
多旋翼无人机悬停控制方法装置存储介质

[发明专利]一种用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台-CN201611112443.5有效
发明人：陈龙;张以都;吴琼 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2016-12-06 - 公布日： 2019-09-06 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，包括旋翼单元、转动单元和支承单元；所述旋翼单元包括：可调攻角联轴器、固定轴和用于连接所述可调攻角联轴器和所述固定轴的旋翼试验件固定架；所述可调攻角联轴器上设有用于可调旋翼试验件固定架的攻角的调节孔本发明结构简单灵活，通过可调攻角联轴器上不同位置的调节孔和旋翼试验件固定架上固定孔的对应连接，实现每个旋翼试验件固定架都能以10°间隔进行角度调整，从而达到灵活调节旋翼单元的攻角范围。并且对旋翼试验件进行改装后，可对其内部及表面进行温度、结冰状况等参数测量。同时，本发明耗能低、可行性高。
一种用于风洞直升机旋翼防除冰试验旋转平台

[实用新型]直升机旋翼桨距角动态标定系统-CN200820181025.6有效
发明人：刘正江;李新民;李明;吉军鹏;陈功力;熊景斌 -专利权人：中国航空工业第六〇二研究所
申请日： 2008-12-11 - 公布日： 2009-09-09 - 主分类号： G01B21/22 文献下载
摘要：本实用新型直升机旋翼桨距角动态标定系统属于直升机模型旋翼试验技术，涉及一种直升机桨距角动态标定系统。其特征在于，它由一个动态角标定计算机[1]、方位角传感器[3]和与旋翼数量相同的微型数字式测角仪[2]组成。本实用新型能解决目前无法进行旋翼桨距角动态标定的难题，能够得到旋翼旋转状态下真实的桨距角。
直升机旋翼桨距角动态标定系统

[发明专利]一种控制多旋翼飞行器翻转的方法及装置-CN201610022500.4有效
发明人：杨亮;肖金红;张冰川;钱永学;苗俊涛 -专利权人：深圳市中科汉天下电子有限公司
申请日： 2016-01-13 - 公布日： 2018-09-21 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种控制多旋翼飞行器翻转的方法及装置，接收遥控器发送的翻转指令；在多旋翼飞行器翻转过程中，循环执行如下步骤，直至所述多旋翼飞行器的姿态角满足预设的翻转停止条件为止；检测所述多旋翼飞行器的姿态角，所述姿态角的取值范围为‑180度至+180度；获取与所述当前的姿态角相对应的目标角速度；计算与所述目标角速度对应的翻转动力；采用所述翻转动力控制多旋翼飞行器翻转；当所述多旋翼飞行器的姿态角满足预设的翻转停止条件时，控制所述多旋翼飞行器自主回稳。通过上述方法，能够实现姿态角与多旋翼飞行器姿态的唯一对应，从而可为多旋翼飞行器翻转的整个过程提供逐级变化的翻转动力，完成了多旋翼飞行器平滑稳定翻转。
一种控制多旋翼飞行器翻转方法装置

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