ES2211621T3 - Aeronave o procedimiento de funcionamiento de una aeronave. - Google Patents
Aeronave o procedimiento de funcionamiento de una aeronave.Info
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Abstract
Aeronave que comprende una cabina central (1), un ala (3) que se extiende al menos parcialmente alrededor de la cabina, al menos un generador (15) para producir una corriente eléctrica, al menos un motor (14) para arrastrar el generador (15) y unidades de propulsión con propulsión eléctrica (101 ¿ 112) para producir un empuje de sustentación, al menos algunas unidades de propulsión que puedan pivotarse desde una posición vertical a una posición horizontal y medios para ajustar individualmente la potencia de al menos una parte de las unidades de propulsión (101 ¿ 112), siendo estas unidades capaces de producir un empuje aerostático suficiente para sustentar el peso del avión cuando están en dicha posición vertical y capaces de producir un empuje hacia delante cuando están en dicha posición horizontal y porque la sustentación está asegurada aerodinámicamente por la cabina (1) y el ala (3).
Description
Aeronave y procedimiento de funcionamiento de una
aeronave.
La presente invención se refiere a una aeronave y
a un procedimiento para su utilización, en particular una aeronave
con motores de accionamiento eléctrico.
Una aeronave moderna debe combinar un alto nivel
de seguridad con rendimiento económico. Asimismo, debe ser
adaptable para diversas aplicaciones.
Un concepto muy versátil se proporciona por la
aeronave del tipo VTOL, tal como se revela, por ejemplo, en la
Patente de los Estados Unidos 5 419 514. Aun cuando se hayan
propuesto varios diseños en este campo, ninguno de ellos ha llevado
a una aeronave que cumpla los requisitos del vuelo comercial
moderno, en particular en lo que respecta a la seguridad y
rendimiento.
Por lo tanto, el problema a resolver es
proporcionar una aeronave y un procedimiento para utilizar una
aeronave, que proporcione un alto nivel de seguridad y rendimiento
económico.
Este problema se resuelve por las
reivindicaciones independientes.
Según la invención, la potencia para la
propulsión se genera por un motor de combustión que impulsa un
generador eléctrico. La potencia del generador se utiliza por las
unidades de propulsión de accionamiento eléctrico para generar un
empuje de sustentación y avance de la aeronave. Esto combina la
buena relación entre peso y almacenamiento de energía de un motor
de combustión con la fiabilidad y respuesta rápida de los motores
eléctricos. Puesto que el motor impulsa un generador solamente, sus
parámetros operativos están expuestos a variaciones más pequeñas
que las de los motores de aeronaves convencionales, lo que reduce
el riesgo de defectos y aumenta el rendimiento.
Algunas o preferiblemente todas las unidades de
propulsión pueden controlarse de manera individual, de modo que su
empuje pueda ajustarse de acuerdo con la demanda. Puesto que
utilizan motores eléctricos y no motores de combustión, su
funcionamiento fiable no resulta perjudicado por los movimientos
basculantes. Las unidades de propulsión pueden bascular desde una
posición vertical hasta una posición horizontal. En la posición
vertical, generan un impulso de sustentación que lleva la aeronave
a un vuelo estacionario. En la posición horizontal, generan un
empuje hacia delante para un vuelo de crucero de la aeronave.
Las unidades de propulsión están, en una
realización preferida, diseñadas para ser hélices carenadas que
comprenden al menos una hélice dispuesta en un alojamiento de forma
tubular. Dichas hélices carenadas alcanzan muy altas velocidades de
flujo y generan una pequeña cantidad de ruido.
Disponiendo las unidades de propulsión en un
círculo, se proporciona una configuración que es especialmente
estable y fácil de controlar. En una realización preferida, la
aeronave comprende una cabina central y un ala circular dispuesta
alrededor de la cabina.
Las unidades de propulsión están dispuestas entre
la cabina y el ala circular. Se prefiere un diseño de alta
simetría, donde se proporciona una separación para recibir las
unidades de propulsión entre la cabina central y el ala circular,
porque dicha aeronave puede ensamblarse a partir de unas pocas
unidades simples.
En su posición horizontal, los ejes de empuje de
las unidades de propulsión deben disponerse por encima del plano
central del ala circular, de modo que se incremente el flujo de
aire sobre su superficie y se mejore la sustentación.
En una realización preferible, se utilizan un
mínimo de cinco unidades de propulsión, porque cuando se utilizan
solamente cuatro unidades de propulsión, la pérdida de solamente
una de ellas da lugar a una configuración que es imposible de
controlar en la mayoría de las situaciones.
Además, se prefiere no disponer las unidades de
propulsión en una línea, sino por ejemplo en un círculo, porque
dicha disposición proporciona un control seguro para los
movimientos de balanceo y cabeceo. Esto es importante sobre todo
durante la transición desde vuelo estacionario a vuelo de crucero,
donde han de compensarse importantes movimientos de cabeceo.
La aeronave puede utilizarse en vuelo
estacionario y en vuelo de crucero. En vuelo estacionario, las
unidades de propulsión se basculan hacia abajo para generar así una
sustentación para mantener la aeronave en el aire. En el vuelo de
crucero, las unidades de propulsión se basculan hacia atrás para
generar un empuje acelerante, en donde la sustentación se genera de
forma dinámica por el perfil del fuselaje.
La actitud de la aeronave, es decir, su cabeceo,
balanceo y guiñada, se puede controlar basculando las unidades de
propulsión y ajustando su empuje.
La invención se entenderá mejor y los objetos que
no sean los descritos anteriormente se harán más evidentes cuando se
tome en consideración la siguiente descripción detallada. Dicha
descripción hace referencia a los dibujos adjuntos, en donde:
la Figura 1 es una vista frontal de una
realización de la invención en vuelo de crucero,
la Figura 2 es una vista en sección de la
aeronave de la Figura 1 en posición de despegue,
la Figura 3 es una vista en sección horizontal de
la aeronave de la Figura 2 y
la Figura 4 es una vista en sección parcial de
una unidad impulsora con diámetro de salida ajustable.
El diseño básico de una realización preferida de
la aeronave se muestra en las Figuras 1-3.
Comprende una cabina central alargada 1 dispuesta en el centro de
un disco central 2. Un ala circular 3 está situada concéntricamente
alrededor del disco central 2. Una separación anular 4 está
dispuesta concéntricamente a y alrededor del disco central 2 y de
la cabina 1. A través de la separación 4 se extienden elementos
radiales 5. Dos unidades de propulsión 101 - 112 están situadas
entre los elementos radiales 5 a lo largo del lado interior del ala
circular 3. El diseño y función de estas unidades de propulsión se
explican con detalle a continuación.
Como se ilustra en las Figuras 2 y 3, la presente
realización de la aeronave ofrece espacio para dos pilotos y seis
pasajeros. Asimismo, la cabina 1 proporciona espacio para una
consola de control 10 y una entrada 11. Cuatro patas extensibles
12, montadas en la cabina 1, se utilizan para aparcamiento y
rodaje
en pista.
en pista.
Dos motores de combustión 14 están dispuestos en
el disco central 2 lateralmente a la cabina 1, impulsando cada uno
un generador 15. Los generadores 15 proporcionan potencia para la
alimentación de las unidades de propulsión 101- 112. Los motores 14
y los generadores 15 están dimensionados de modo que exista
suficiente potencia para un aterrizaje seguro incluso después del
fallo de un motor o generador. Cada unidad impulsora comprende una
hélice carenada con medios impulsores eléctricos, provisto de una
hélice o ventilador impelente 20 y un motor eléctrico. La hélice 20
está situada de forma coaxial en un conducto tubular 22. El
conducto 22 está montado, de forma pivotante, entre dos brazos 24,
25. La posición pivotante de la hélice se controla por un accionador
eléctrico en un ángulo superior a 90º. En particular, las unidades
de propulsión se pueden bascular desde la posición horizontal
ilustrada en la Figura 1, donde generan un empuje acelerante para
la aeronave hacia la posición vertical de la Figura 2, donde
generan un empuje de sustentación.
Como se indicó anteriormente, todas las unidades
de propulsión son alimentadas por los generadores 15, en donde la
potencia de cada unidad impulsora se controla, de manera
individual, por una unidad de control ilustrada de manera
esquemática 29. La unidad de control 29 puede controlar también la
posición pivotante de cada unidad impulsora sobre una base
individual. Todas las señales de control requeridas para esta
finalidad son calculadas a partir de las órdenes de vuelo del
piloto. El piloto no necesita preocuparse sobre el ajuste de los
componentes individuales, sino que simplemente indica los parámetros
que les interesa, tales como cabeceo, guiñada y velocidad de su
aeronave.
La aeronave puede utilizarse en vuelo
estacionario y de crucero y puede controlar de manera segura la
transición entre estos dos estados de vuelo.
En el vuelo estacionario así como durante el
despegue y el aterrizaje, las unidades de propulsión 101 - 112 son
pivotadas de modo que generen un chorro de aire 30 dirigido hacia
abajo. Esto corresponde a la posición ilustrada en la Figura 2. La
sustentación generada de esta manera es suficiente para mantener a
la aeronave completamente cargada y llena de combustible en vuelo
estacionario.
La actitud y desplazamiento de la aeronave en el
vuelo estacionario pueden ajustarse por la potencia y los ángulos de
pivotación de las unidades de propulsión 101 - 112.
Para ajustar la sustentación, la potencia de
todas las unidades de propulsión puede aumentarse o disminuirse
simultáneamente. Un cabeceo de la aeronave es preferiblemente
controlado reduciendo o incrementando la potencia de las unidades
de propulsión laterales 102, 104, 109, 110, el balanceo reduciendo
o incrementando la potencia de las unidades de propulsión de la
parte delantera y trasera 101, 112, 106, 107 y la guiñada por el
pivotaje opuesto de las unidades de propulsión laterales 103, 104,
109, 110.
La compensación lateral de la aeronave puede
conseguirse reduciendo el empuje de las unidades de propulsión en
un lado, lo que genera un ligero cabecero que da lugar a un empuje
ligeramente lateral.
Los movimientos hacia delante y atrás de la
aeronave pueden controlarse, por ejemplo, inclinando todas las
unidades de propulsión.
En el vuelo de crucero con alta velocidad, todas
las unidades de propulsión están preferiblemente dispuestas
paralelas a la dirección de vuelo F, según se ilustra en la Figura
1 y generan un chorro de aire dirigido hacia atrás y por lo tanto,
un empuje para movimiento hacia delante. La sustentación se genera
por el perfil aerodinámico de la aeronave (ala circular y
cabina).
Para el control de la altitud en el vuelo de
crucero, el ángulo de pivotación y/o empuje de las unidades de
propulsión son ajustados. No se requiere ningún flaps, timones ni
alerones.
En la transición entre el vuelo estacionario y el
vuelo de crucero, las unidades de propulsión se llevan desde la
posición vertical de las Figuras 2 y 3 a la posición horizontal de
la Figura 1. Para esta finalidad, todas las unidades de propulsión
pueden, por ejemplo, pivotarse de manera simultánea y lenta en un
ángulo aproximado de 90º. Como alternativa, la transición puede
iniciarse pivotando solamente una parte de las unidades de
propulsión mientras que las otras unidades de propulsión permanecen
dirigidas hacia abajo.
La presente realización de la aeronave está
diseñada para el aterrizaje vertical. Para aterrizaje de
emergencia, se dispone de un paracaídas en la aeronave que, junto
con el área grande del ala, es suficiente para interrumpir
suficientemente la caída. En caso de un aterrizaje de emergencia,
las patas amortiguadas por resorte 12 proporcionan una zona de
contracción de desplome.
En caso de un fallo de la potencia impulsora, las
unidades de propulsión pueden pivotarse todavía y utilizarse como
flaps, de modo que sea posible un vuelo en planeo.
La realización de la aeronave ilustrada en las
Figuras 1-3 tiene un diámetro exterior de
aproximadamente 8 metros y un ala de área de aproximadamente 29
m^{2}. Puede hacerse con materiales sintéticos y tiene un peso en
vacío de aproximadamente 2 toneladas. El peso de despegue máximo es
3,6 toneladas con una potencia de motor redundante de 2 x 1600
caballos y una potencia total de la unidad impulsora de 100 kW. La
aeronave puede escalarse fácilmente a diferentes tamaños.
Dependiendo del tamaño de la aeronave, puede
variarse el número de unidades de propulsión. Se prefieren al menos
cinco y preferiblemente seis unidades de propulsión.
Debido a la gran simetría de la aeronave y la
aplicación de varias unidades de propulsión idénticas, la
producción así como la gestión de piezas de repuesto y el
mantenimiento se simplifican en gran medida. Al mismo tiempo, la
aeronave tiene una alta estabilidad.
En la realización presente, el ala circular 3 de
la aeronave está completamente redondeada. No obstante, es posible
construir un ala circular a partir de varias secciones de ala
rectilíneas dispuestas prácticamente tangenciales alrededor de la
cabina 1. Ahora bien, la cabina puede tener forma oval. El término
de "ala circular" utilizado en las reivindicaciones ha de
comprender todas dichas realizaciones.
Podrían utilizarse también otras formas de ala,
en particular alas triangulares.
La presente aeronave es adecuada como vehículo de
pasajeros o de carga. Debido a su capacidad para despegar
verticalmente, puede utilizarse también en situaciones donde está
limitado el espacio.
Puesto que se utilizan varios motores eléctricos
para las unidades de propulsión, la aeronave puede reaccionar con
gran rapidez cuando varían las fuerzas aplicadas y es muy móvil.
Asimismo, puesto que se utilizan numerosas unidades de propulsión,
los motores individuales son comparativamente pequeños de modo que
puedan reaccionar con rapidez.
Durante el vuelo estacionario, la velocidad de la
aeronave es bastante pequeña mientras que el empuje a generar por
las unidades de propulsión 101 - 112 debe ser bastante alto.
Durante el vuelo de crucero, la velocidad de la aeronave es alta,
mientras que el empuje puede ser más pequeño que durante el vuelo
estacionario. Por lo tanto, es preferible diseñar las unidades de
propulsión de tal manera que proporcionen un alto empuje para el
vuelo estacionario, mientras que proporcione una alta velocidad del
aire de salida para el vuelo de crucero.
En la Figura 4 se ilustra una realización
preferida de las unidades de propulsión que cumplen este requisito.
Como puede observarse, la salida de aire 40 de la unidad impulsora
se forma mediante una pluralidad de placas guía 42 dispuestas para
formar una abertura abocardada. El diámetro D de la salida con las
placas guía 42 en la posición de la Figura 4 es mayor que el
diámetro de salida sin las placas guía 42. En condiciones normales,
el diámetro D puede ser, por ejemplo, 95 cm con las placas guía 42
y 65 cm sin ellas. Para disminuir el diámetro de salida, las placas
guía 42 pueden retraerse en el conducto 22. Por lo tanto, la
disposición de la Figura 4 con placas guía extendidas 42 y diámetro
de salida grande D se utiliza para el vuelo estacionario, mientras
que las placas guías 42 se retraen para el vuelo de crucero.
Como alternativa a la retracción de las placas
guía 42 en el conducto 22, las placas guía 42 pueden construirse de
modo que se pivoten hacia el eje de la unidad impulsora,
disminuyendo así el diámetro D sin que tengan que ser
retraídas.
Otras disposiciones para disminuir el diámetro de
salida de las unidades de propulsión, tales como disposiciones de
iris o placas obturadoras que tienen parte de la abertura de salida
son conocidas para una persona experta en esta técnica.
Las placas guía 42 pueden accionarse mediante
servomotores dedicados. Sin embargo, en una realización preferible,
su movimiento está acoplado al movimiento de pivotación de las
señales de propulsión de modo que el diámetro D disminuya
automáticamente cuando las unidades de propulsión sean pivotadas
desde su posición vertical a su posición horizontal.
Como alternativa o en adición a utilizar un
diámetro de salida ajustable D, el ángulo de la cuchilla de la
hélice o ventilador 20 puede ser ajustable. Se incrementa en el
vuelo de crucero y se disminuye en el vuelo estacionario.
Aunque se ilustren y describan actualmente
realizaciones preferidas de la invención, ha de entenderse
claramente que la invención no está limitada a dichas
realizaciones, sino que pueden existir realizaciones distintas y
estar dentro del ámbito de las reivindicaciones siguientes.
Claims (22)
1. Aeronave que comprende
- una cabina central (1),
- un ala (3) que se extiende al menos parcialmente alrededor de la cabina,
- al menos un generador (15) para producir una corriente eléctrica,
- al menos un motor (14) para arrastrar el generador (15) y
- unidades de propulsión con propulsión eléctrica (101 - 112) para producir un empuje de sustentación, al menos algunas unidades de propulsión que puedan pivotarse desde una posición vertical a una posición horizontal y medios para ajustar individualmente la potencia de al menos una parte de las unidades de propulsión (101 - 112),
siendo estas unidades capaces de producir un
empuje aerostático suficiente para sustentar el peso del avión
cuando están en dicha posición vertical y capaces de producir un
empuje hacia delante cuando están en dicha posición horizontal y
porque la sustentación está asegurada aerodinámicamente por la
cabina (1) y el ala (3).
2. Aeronave según la reivindicación 1,
caracterizada porque al menos algunas unidades pueden
pivotarse de forma individual.
3. Aeronave según la reivindicación 2,
caracterizada porque cada unidad puede pivotarse alrededor
de un eje de pivotación, cuyos ejes son paralelos entre sí y
perpendiculares a una dirección de avance de la aeronave.
4. Aeronave según una de las reivindicaciones
anteriores, caracterizada porque las unidades de propulsión
(101 - 112) tienen motores propulsores de hélices carenadas.
5. Aeronave según la reivindicación 4,
caracterizada porque las hélices carenadas tienen un
diámetro de salida variable.
6. Aeronave según la reivindicación 5,
caracterizada porque las hélices carenadas tienen una salida
evasiva retráctil (40).
7. Aeronave según una de las reivindicaciones 5 ó
6, caracterizada porque el diámetro de salida se reduce
mediante la pivotación de las unidades de propulsión desde la
posición vertical a la posición horizontal.
8. Aeronave según una de las reivindicaciones
precedentes, caracterizada porque las unidades de propulsión
(101 - 112) están dispuestas en un círculo.
9. Aeronave según una de las reivindicaciones
anteriores, caracterizada porque las unidades de propulsión
(101 - 112) están dispuestas entre la cabina (1) y el ala (3).
10. Aeronave según una de las reivindicaciones
precedentes, caracterizada porque su ala es circular.
11. Aeronave según una de las reivindicaciones
precedentes, caracterizada porque tiene un espacio
prácticamente circular (4) entre la cabina (1) y el ala (3) y
porque las unidades de propulsión (101 - 112) están dispuestas
dentro de este espacio.
12. Aeronave según una de las reivindicaciones
precedentes, caracterizada porque un eje de empuje de las
unidades de propulsión pivotables (101 - 112) puede pivotar en una
posición horizontal en la que dichas unidades producen el empuje
dirigido hacia delante, estando situados los ejes de empuje por
encima de un plano central del ala (3) cuando están en posición
horizontal.
13. Aeronave según una de las reivindicaciones
precedentes, que tiene al menos cinco unidades de propulsión (101 -
112).
14. Aeronave según una de las reivindicaciones
precedentes, que tiene al menos seis unidades de propulsión (101 -
112).
15. Aeronave según una de las reivindicaciones
precedentes, caracterizada porque cada unidad de propulsión
(101 - 112) tiene una hélice con palas de paso variable.
16. Aeronave según una de las reivindicaciones
anteriores, caracterizada porque todas las unidades de
propulsión (101 - 112) son prácticamente idénticas.
17. Aeronave según una de las reivindicaciones
anteriores, caracterizada porque cada unidad de propulsión
tiene un motor eléctrico.
18. Aeronave según una de las reivindicaciones
anteriores, caracterizada porque las unidades de propulsión
no están dispuestas en línea recta con el fin de controlar los
movimientos de cabeceo y el balanceo de la aeronave.
19. Aeronave, en particular según una de las
reivindicaciones precedentes, que comprende
- una cabina central (1),
- un ala (3) que se extiende al menos parcialmente alrededor de la cabina,
- al menos un generador (15) para producir una corriente eléctrica,
- al menos un motor (14) para arrastrar el generador (15) y
- unidades de propulsión (101 - 112) arrastradas eléctricamente dispuestas entre la cabina (1) y el ala (3) para producir el empuje de sustentación y el necesario para el avance, al menos una parte de las unidades de propulsión que puedan pivotarse desde una posición vertical a una posición horizontal.
20. Procedimiento para pilotar una aeronave que
comprenda al menos un generador de corriente eléctrica (15), al
menos un motor (14) para arrastrar el generador y unidades
pivotantes (101 - 112) arrastradas eléctricamente para crear un
empuje de sustentación y de avance. Teniendo cada unidad un eje de
empuje y comprendiendo este procedimiento las etapas siguientes:
- orientar los ejes de empuje de las unidades (101 - 112) hacia abajo para producir un empuje de sustentación que sirva para sustentar la aeronave en un vuelo estacionario y
- ajustar los ejes de empuje de las unidades (101 - 112) a la posición horizontal para producir un empuje de avance que sirva para inducir un vuelo de crucero durante el cual la sustentación está asegurada por el perfil aerodinámico de la aeronave,
siendo controlada la actitud de la aeronave en el
vuelo estacionario exclusivamente mediante la inclinación de las
unidades de propulsión y mediante ajuste de su empuje.
21. Procedimiento para pilotar una aeronave, en
particular según la reivindicación 20, que comprende al menos un
generador (15) para producir una corriente eléctrica, al menos un
motor (14) para hacer marchar el generador, unidades de propulsión
pivotantes (101 - 112) arrastradas eléctricamente y destinadas a
producir un empuje de sustentación y un empuje de avance, teniendo
cada unidad un eje de empuje, comprendiendo este procedimiento las
etapas siguientes:
- orientar los ejes de empuje de las unidades (101 - 112) hacia abajo para producir un empuje de sustentación que sirva para mantener a la aeronave en un vuelo estacionario y
- orientar los ejes de empuje de las unidades (101 - 112) a la posición horizontal para producir un empuje para producir un empuje de avance que sirva para inducir un vuelo de crucero durante el cual la sustentación está asegurada por el perfil aerodinámico de la aeronave,
la velocidad de salida de aire de las unidades de
propulsión para el vuelo en régimen de crucero son ajustadas a un
valor, superior al utilizado para la sustentación estacionaria, bien
sea por disminución del diámetro de salida de al menos algunas
unidades de propulsión, bien sea aumentando el ángulo de ataque de
las palas de las hélices en al menos algunas unidades de
propulsión.
22. Procedimiento según una de las
reivindicaciones 19 ó 20, caracterizado porque el cabeceo de
la aeronave está controlado exclusivamente por la inclinación de
las unidades de propulsión y por ajuste de su empuje.
Applications Claiming Priority (4)
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|---|---|---|---|
| CH195999 | 1999-10-26 | ||
| CH1959/99 | 1999-10-26 | ||
| US09/475,325 US6254032B1 (en) | 1999-10-26 | 1999-12-30 | Aircraft and method for operating an aircraft |
| US475325 | 1999-12-30 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
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|---|---|---|---|
| ES00966376T Expired - Lifetime ES2211621T3 (es) | 1999-10-26 | 2000-10-23 | Aeronave o procedimiento de funcionamiento de una aeronave. |
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|---|---|
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| RU (1) | RU2250181C2 (es) |
| WO (1) | WO2001030652A1 (es) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2288083A1 (es) * | 2005-07-20 | 2007-12-16 | Manuel Muñoz Saiz | Disposicion sustentadora para aeronaves de despegue y aterrizaje vertical. |
Families Citing this family (38)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1443399B1 (en) | 2003-01-23 | 2009-05-20 | Supercomputing Systems AG | Fault tolerant computer controlled system |
| US7226017B2 (en) * | 2003-10-02 | 2007-06-05 | Blevio Sr Henry L | Aerodynamically stable, high-lift, vertical takeoff aircraft |
| LV13116B (en) * | 2003-10-22 | 2004-03-20 | Peteris Dzerins | Aircraft |
| US20070018035A1 (en) * | 2005-07-20 | 2007-01-25 | Saiz Manuel M | Lifting and Propulsion System For Aircraft With Vertical Take-Off and Landing |
| DE102005059423A1 (de) * | 2005-12-13 | 2007-06-21 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren und Einrichtung zur redundanten Versorgung von mehreren elektrischen Stell-oder Antriebsmotoren durch eine gemeinsame Leistungselektronikeinheit |
| US10450063B1 (en) * | 2007-06-05 | 2019-10-22 | American Aviation Technologies, Llc | Aircraft having VTOL, translational and traverse flight |
| US8128019B2 (en) * | 2008-12-12 | 2012-03-06 | Honeywell International Inc. | Hybrid power for ducted fan unmanned aerial systems |
| RU2446990C2 (ru) * | 2010-05-26 | 2012-04-10 | Алексей Александрович Лысов | Летательный аппарат с крылом-парашютом |
| CN102582819B (zh) * | 2010-08-03 | 2016-01-20 | 王庆源 | 风力发电飞机 |
| JP4944270B1 (ja) * | 2011-10-05 | 2012-05-30 | 英治 川西 | ターボシャフト・エンジンのｖ／ｓｔｏｌ機 |
| DE102012106869A1 (de) * | 2012-07-27 | 2014-01-30 | Jonathan Hesselbarth | Senkrecht startendes Flugzeug |
| RU2520821C2 (ru) * | 2012-10-15 | 2014-06-27 | Пётр Иванович Дуров | Аппарат вертикального взлета и посадки |
| CN103010464A (zh) * | 2012-12-14 | 2013-04-03 | 中国航空工业空气动力研究院 | 一种带动力的环形飞行器 |
| DE102013001852A1 (de) | 2013-01-29 | 2014-07-31 | Gerd Beierlein | Fluggerät |
| KR101452473B1 (ko) | 2013-04-05 | 2014-10-16 | 김명호 | 액체 연료와 엔진을 이용한 전력 자가 생성 방식의 고출력 모터 구동식 무인 멀티 콥터 |
| DE102014000640B4 (de) * | 2014-01-16 | 2020-06-18 | Emt Ingenieurgesellschaft Dipl.-Ing. Hartmut Euer Mbh | Multifunktionales Fluggerätesystem |
| CN105292444A (zh) * | 2014-07-08 | 2016-02-03 | 吴建伟 | 一种垂直起降飞行器 |
| CN105292478A (zh) * | 2014-07-23 | 2016-02-03 | 陈志石 | 一种具有吹翼机构的圆翼无人机 |
| CN105480415A (zh) * | 2016-01-12 | 2016-04-13 | 沈旭初 | 一种载人型低空垂直起降飞行器 |
| CN105539826A (zh) * | 2016-01-12 | 2016-05-04 | 沈旭初 | 一种低空垂直起降飞行器 |
| DE102016201820A1 (de) * | 2016-02-05 | 2017-08-10 | Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. | Transportmittel und Transportsystem sowie Verfahren zu ihrem Betrieb |
| US10618649B2 (en) | 2016-03-01 | 2020-04-14 | Amazon Technologies, Inc. | Six degree of freedom aerial vehicle |
| US10377483B2 (en) | 2016-03-01 | 2019-08-13 | Amazon Technologies, Inc. | Six degree of freedom aerial vehicle with offset propulsion mechanisms |
| RU171939U1 (ru) * | 2016-11-17 | 2017-06-21 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Самолет короткого взлета и посадки |
| US10518880B2 (en) * | 2017-02-16 | 2019-12-31 | Amazon Technologies, Inc. | Six degree of freedom aerial vehicle with a ring wing |
| JP6425323B1 (ja) * | 2017-07-27 | 2018-11-21 | 株式会社辰巳菱機 | 浮遊型移動装置 |
| JP1646984S (es) | 2017-10-30 | 2019-12-02 | ||
| USD942921S1 (en) | 2017-10-30 | 2022-02-08 | Amazon Technologies, Inc. | Aerial vehicle |
| USD917340S1 (en) | 2018-06-05 | 2021-04-27 | Amazon Technologies, Inc. | Aerial vehicle |
| US11136118B2 (en) | 2018-08-30 | 2021-10-05 | Amazon Technologies, Inc. | Six degree of freedom aerial vehicle control methods responsive to motor out situations |
| US11163302B2 (en) | 2018-09-06 | 2021-11-02 | Amazon Technologies, Inc. | Aerial vehicle propellers having variable force-torque ratios |
| US11249477B2 (en) | 2018-09-17 | 2022-02-15 | Amazon Technologies, Inc. | Six degree of freedom aerial vehicle having reconfigurable propellers |
| US11014669B2 (en) | 2018-09-17 | 2021-05-25 | Amazon Technologies, Inc. | Six degree of freedom aerial vehicle having pivoting wing sections |
| US10981649B2 (en) | 2018-09-17 | 2021-04-20 | Amazon Technologies, Inc. | Six degree of freedom aerial vehicle having reconfigurable wings |
| US11136119B2 (en) | 2018-09-17 | 2021-10-05 | Amazon Technologies, Inc. | Six degree of freedom aerial vehicle having reconfigurable motors |
| JP6609760B1 (ja) | 2018-09-22 | 2019-11-27 | 株式会社エアロネクスト | 飛行体 |
| EP3770063B1 (en) | 2019-07-25 | 2023-04-05 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A multirotor aircraft with ducted rotors |
| DE102023130037B3 (de) | 2023-10-31 | 2024-08-01 | P3X GmbH & Co. KG | Luftfahrzeug |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3284027A (en) * | 1964-01-09 | 1966-11-08 | Nord Aviation | Vtol aircraft having freely pivoted propulsion means |
| US3335977A (en) * | 1965-06-16 | 1967-08-15 | Ludwig F Meditz | Convertiplane |
| FR1550060A (es) * | 1966-05-27 | 1968-12-20 | ||
| US3614030A (en) * | 1969-12-10 | 1971-10-19 | Paul S Moller | Aircraft |
| RU2001836C1 (ru) * | 1992-01-03 | 1993-10-30 | Хапабердэ Леонид Павлович | Многовинтовой летательный аппарат с вертикальным взлетом |
| US5242132A (en) * | 1992-03-31 | 1993-09-07 | Edward Wukowitz | Multi-hulled aircraft/boat |
| JP3468783B2 (ja) * | 1992-08-20 | 2003-11-17 | 睦郎 豊東 | 全方向推進型飛行船 |
| US5419514A (en) * | 1993-11-15 | 1995-05-30 | Duncan; Terry A. | VTOL aircraft control method |
| US5895011A (en) * | 1997-06-24 | 1999-04-20 | Gubin; Daniel | Turbine airfoil lifting device |
-
2000
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- 2000-10-23 AT AT00966376T patent/ATE258133T1/de not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2288083A1 (es) * | 2005-07-20 | 2007-12-16 | Manuel Muñoz Saiz | Disposicion sustentadora para aeronaves de despegue y aterrizaje vertical. |
| ES2288083B1 (es) * | 2005-07-20 | 2008-10-16 | Manuel Muñoz Saiz | Disposicion sustentadora para aeronaves de despegue y aterrizaje vertical. |
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