RU2446078C2 - Convertiplane (versions) - Google Patents
Convertiplane (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2446078C2 RU2446078C2 RU2010112775/11A RU2010112775A RU2446078C2 RU 2446078 C2 RU2446078 C2 RU 2446078C2 RU 2010112775/11 A RU2010112775/11 A RU 2010112775/11A RU 2010112775 A RU2010112775 A RU 2010112775A RU 2446078 C2 RU2446078 C2 RU 2446078C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- wing
- center
- horizontal
- fuselages
- Prior art date
Links
- 230000000712 assembly Effects 0.000 claims abstract 4
- 238000000429 assembly Methods 0.000 claims abstract 4
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000013598 vector Substances 0.000 description 7
- 230000006870 function Effects 0.000 description 6
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 3
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 3
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 3
- 241000566150 Pandion haliaetus Species 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 229910000734 martensite Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 2
- 238000000844 transformation Methods 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005553 drilling Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА), а именно к конвертопланам, то есть преобразуемым ЛА, у которых винт в разных режимах полета может использоваться как для создания подъемной силы, при горизонтальном положении плоскости его вращения, так и для создания тяги в горизонтальном полете, при вертикальном положении плоскости вращения винта. Изобретение может быть использовано во всех областях традиционного применения самолетов, вертолетов, конвертопланов, беспилотных летательных аппаратов.The invention relates to aircraft (LA), and in particular to convertiplanes, i.e. convertible aircraft, in which the propeller in different flight modes can be used both to create lift, when the plane of its rotation is horizontal, and to create thrust in horizontal flight, with the vertical position of the plane of rotation of the screw. The invention can be used in all areas of traditional applications of airplanes, helicopters, convertiplanes, unmanned aerial vehicles.
Актуальность создания конвертоплана по предлагаемому изобретению связана, в частности, с освоением нефтегазоносных шельфов РФ, на которых буровые и эксплуатационные платформы удалены от материка на 500-600 км. Создание на платформах взлетно-посадочных полос (ВПП) для самолетов при глубине океана, достигающей 350 м, сопряжено с большими финансовыми затратами, а эксплуатация вертолетов на таких расстояниях неэкономична. Существующие конвертопланы неустойчивы во взлетно-посадочных режимах. Требуется создать конвертоплан с высоким уровнем устойчивости и соответственно, безопасности полета, и менее зависимый от работы электронных систем стабилизации ЛА.The relevance of creating a tiltrotor according to the invention is associated, in particular, with the development of oil and gas shelfs of the Russian Federation, on which drilling and production platforms are 500-600 km away from the mainland. Creating platforms for runways (runways) for aircraft with an ocean depth of 350 m is fraught with high financial costs, and the operation of helicopters at such distances is uneconomical. Existing tiltrotors are unstable in take-off and landing modes. It is required to create a tiltrotor with a high level of stability and, accordingly, flight safety, and less dependent on the operation of electronic aircraft stabilization systems.
Уровень техники. В ходе научно-технических и патентных исследований были выявлены следующие аналоги:The level of technology. In the course of scientific, technical and patent research, the following analogues were identified:
1. Вертолет Agusta Westland модели Al 19 (приложение, фиг.П1), [http://www.atkinsadvisors.ru/news/index.shtml "…Модель А119 в настоящее время признана наиболее мощным одно двигательным вертолетом… с максимальной дальностью полета в 980 км…", данные с сайта от 04.12.2009]. Вертолет содержит фюзеляж, двигатель, несущий винт, расположенный над центром масс ЛА, хвостовую балку с расположенным на ее конце рулевым винтом.1. Agusta Westland helicopter model Al 19 (appendix, fig.P1), [http://www.atkinsadvisors.ru/news/index.shtml "... Model A119 is currently recognized as the most powerful single-engine helicopter ... with a maximum flight range 980 km ... ", data from the site dated 12/04/2009]. The helicopter contains a fuselage, an engine, a rotor located above the center of mass of the aircraft, a tail boom with a tail rotor located at its end.
Недостатком вертолета является низкая, в сопоставлении с характеристиками самолета и конвертоплана экономичность и существенное, например, для освоения океанских шельфов, ограничение дальности полета без дозаправки - менее 1000 км. В большинстве реализованных схем вертолетов воздушный поток, отбрасываемый винтами вниз, частично тормозится на расположенном под винтом фюзеляже, что также снижает экономичность ЛА.The disadvantage of a helicopter is low, in comparison with the characteristics of an airplane and a tiltrotor, economy and substantial, for example, for the development of ocean shelves, limiting the flight range without refueling is less than 1000 km. In most of the implemented helicopter schemes, the air flow thrown down by the screws is partially inhibited on the fuselage located under the screw, which also reduces the efficiency of the aircraft.
2. Проект двухфюзеляжного самолета по авторскому свидетельству SU 1785182 A1, (приложение, фиг.П2), аналог [А.с. SU 1785182 A1, В.Н.Семенов, "Двухфюзеляжный самолет с замкнутой системой крыльев", зарегистрировано 01.09.1992], содержит два фюзеляжа, движители, жестко зафиксированные на фюзеляже, крыло, выполненное в виде замкнутой системы несущих поверхностей, разнесенных по длине, ширине и высоте ЛА, причем одна межфюзеляжная часть крыла установлена жестко, а вторая межфюзеляжная часть крыла установлена с возможностью поворота по углу атаки и использования в качестве тормозных щитков. Достоинством указанного проекта является высокая весовая отдача конструкции, связанная с двухфюзеляжностью ЛА и замкнутостью системы крыльев.2. The project of a two-fuselage aircraft according to the copyright certificate SU 1785182 A1, (Appendix, Fig. P2), analogue [A.S. SU 1785182 A1, V.N.Semenov, “A two-fuselage aircraft with a closed wing system”, registered 01.09.1992], contains two fuselages, propulsors rigidly fixed on the fuselage, a wing made in the form of a closed system of bearing surfaces spaced in length, the width and height of the aircraft, with one interfuselage part of the wing mounted rigidly, and the second interfuselage part of the wing mounted to rotate the angle of attack and used as brake flaps. The advantage of this project is the high weight return of the structure, associated with the aircraft's fuselage and the closedness of the wing system.
Недостатком проекта является отсутствие возможности поворота вектора тяги движителей, что исключает возможность зависания и вертикального взлета и посадки ЛА. Для двухфюзеляжного самолета требуется в 1,5 раза более ВПП.The disadvantage of the project is the inability to rotate the thrust vector of the propulsors, which eliminates the possibility of hovering and vertical take-off and landing of the aircraft. A twin-body aircraft requires 1.5 times the runway.
3. Вертикально взлетающий беспилотный летательный аппарат (БПЛА) Frontline Aerospace (V-STAR), (приложение, фиг.П3), [Авиационная и ракетная техника N 38 (2614) 21.09.2009, изд. ЦАГИ), http://www.flightglobal.com/articles/2009/09/01/331639/picture-v-star-uav-flies.html, данные от 04.12.2009], содержит корпус с расположенным в нем подъемным вентилятором, замкнутое (сочлененное) крыло и маршевый ТРДД, расположенный между задней частью фюзеляжа и задней частью замкнутого крыла. Достоинством этого БПЛА является сочетание возможности вертолетного и самолетного режимов полета.3. A vertical take-off unmanned aerial vehicle (UAV) Frontline Aerospace (V-STAR), (Appendix, FIG. P3), [Aviation and rocket technology N 38 (2614) 09/21/2009, ed. TsAGI), http://www.flightglobal.com/articles/2009/09/01/331639/picture-v-star-uav-flies.html, data dated 12/04/2009], contains a housing with a lifting fan located in it , closed (articulated) wing and mid-flight turbofan engine located between the rear of the fuselage and the rear of the closed wing. The advantage of this UAV is the combination of the possibility of helicopter and aircraft flight modes.
Недостатком этого БПЛА является наличие двух систем движителей - подъемных и маршевых, работающих только в одном из режимов полета, что почти удваивает вес двигательных установок и тем самым снижает весовую эффективность ЛА.The disadvantage of this UAV is the presence of two propulsion systems - lift and propulsion, operating only in one of the flight modes, which almost doubles the weight of propulsion systems and thereby reduces the weight efficiency of the aircraft.
4. В качестве прототипа изобретения принят конвертоплан Bell V-22 Osprey, (приложение, фиг.П4), [http://ru.wikipedia.org/wiki/V-22_Osprey, данные с сайта от 14.12.2009] содержащий фюзеляж, крыло, оперение, поворотные винтомоторные группы (ВМГ) на концах крыла с возможностью поворота осей ВМГ из вертикального в горизонтальное положение с ходом по углу атаки до 98 градусов. Прототип является единственным реализованным проектом конвертоплана, выпускаемым серийно и стоящим на вооружении в армии США.4. As a prototype of the invention adopted tiltrotor Bell V-22 Osprey, (application, Fig.P4), [http://ru.wikipedia.org/wiki/V-22_Osprey, data from the site dated 12/14/2009] containing the fuselage, wing, plumage, rotary propeller groups (VMG) at the ends of the wing with the ability to rotate the axes of the VMG from vertical to horizontal with a stroke along the angle of attack up to 98 degrees. The prototype is the only implemented convertiplane project, mass-produced and in service with the US Army.
Недостатком реализованной в прототипе конструктивной схемы является сложность в обеспечении устойчивости ЛА во взлетно-посадочном режиме, что многократно приводило к катастрофам ЛА [http://www.vertolet-media.ru/chronology/?id=3134, данные от 04.12.2009. "…Несмотря на ряд преимуществ перед вертолетами - большую скорость и дальность полета, самолеты вертикального взлета и посадки оказались более сложными по конструкции и небезопасными в эксплуатации - работа над V-22 несколько раз прерывалась из-за катастроф"]. Безопасность этого аппарата обеспечивается наличием тяжелого раздаточного вала, проходящего по всей длине крыла, сложной и дорогой электронной и механической системами управления, которые существенно повышают стоимость аппарата и снижают долю полезной нагрузки во взлетном весе ЛА. Стоимость 30-летней программы разработки конвертоплана Bell V-22 Osprey оценена в 50,5 млд. $ (2005) при цене единичного аппарата 70 млн. $ (2007).The disadvantage of the constructive scheme implemented in the prototype is the difficulty in ensuring the stability of the aircraft in the take-off and landing mode, which repeatedly led to the catastrophes of the aircraft [http://www.vertolet-media.ru/chronology/?id=3134, data dated 04.12.2009. "... Despite a number of advantages over helicopters - high speed and range, vertical take-off and landing aircraft were more complex in design and unsafe to operate - work on the V-22 was interrupted several times due to accidents"]. The safety of this device is ensured by the presence of a heavy transfer shaft that runs along the entire length of the wing, complex and expensive electronic and mechanical control systems that significantly increase the cost of the device and reduce the share of the payload in the take-off weight of the aircraft. The cost of the 30-year Bell V-22 Osprey convertiplane development program is estimated at 50.5 billion. $ (2005) at a unit price of $ 70 million (2007).
Предлагаемое изобретение устраняет главный недостаток прототипа - неустойчивость полета, причем система автоматического регулирования, примененная в прототипе и основанная на электронике, в предлагаемом изобретении заменена естественным действием гравитационных сил.The present invention eliminates the main disadvantage of the prototype - flight instability, and the automatic control system used in the prototype and based on electronics, in the present invention is replaced by the natural action of gravitational forces.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение устойчивости полета и, как следствие, повышение безопасности полета конвертоплана.The technical result of the invention is to increase flight stability and, as a result, increase flight safety of a tiltrotor.
1. Технический результат достигается тем, что в конвертоплан, содержащий фюзеляж, крыло, оперение, поворотные винтомоторные группы, введены второй фюзеляж, переднее межфюзеляжное горизонтальное оперение, заднее межфюзеляжное горизонтальное оперение и межфюзеляжный центроплан, причем центральные части симметрично расположенных фюзеляжей совместно с передним межфюзеляжным горизонтальным оперением и задним межфюзеляжным горизонтальным оперением образуют жесткий замкнутый силовой контур, с возможностью включения в него также килей, расположенных на задних частях фюзеляжей, а крыло состоит из консольных частей, жестко закрепленных на фюзеляжах, и соосного с ними центроплана, который имеет возможность поворота по углу атаки более чем на 90°, и в центральной части которого закреплена винтомоторная группа с соосными винтами с возможностью разного направления их вращения и с возможностью их поворота относительно оси центроплана, причем центр тяги винтов, при вертикальном положении оси винтомоторной группы, расположен над расчетным центром масс конвертоплана, а расстояния между фюзеляжами и между передним и задним элементами горизонтального оперения в радиальных направлениях превышают диаметр сметаемых винтами окружностей.1. The technical result is achieved by the fact that a second fuselage, a horizontal front fuselage, a horizontal interfuselage and a central wing, and a central part of a symmetrically located horizontal fuselage together with a front with the plumage and the rear interfuselage of the horizontal plumage form a rigid closed power circuit, with the possibility of including also the keel, p located on the rear parts of the fuselage, and the wing consists of cantilevered parts rigidly fixed to the fuselages, and a center section aligned with them, which has the ability to rotate by an angle of attack of more than 90 °, and in the central part of which a propeller group with coaxial screws is fixed with the possibility of different directions of their rotation and with the possibility of their rotation relative to the axis of the center section, and the center of thrust of the screws, with the vertical position of the axis of the propeller group, is located above the calculated center of mass of the convertiplane, and between the fuselage and between front and rear horizontal empennage elements in radial directions exceed the diameter of the circles Smetana screws.
2. Технический результат достигается тем, что в конвертоплане по п.1 внешние части крыла выполнены в виде замкнутой крыльевой системы, которые с каждой стороны летательного аппарата имеют передние плоскости с прямой стреловидностью, как бы продолжающие переднее горизонтальное оперение и задние плоскости с обратной стреловидностью, как бы продолжающие заднее горизонтальное оперение, причем передние и задние плоскости с каждой стороны летательного аппарата соединены попарно между собой непосредственно, либо через шайбу с возможностью присоединения к ним консольных поверхностей.2. The technical result is achieved by the fact that in the tiltrot according to claim 1, the outer parts of the wing are made in the form of a closed wing system, which on each side of the aircraft have front planes with straight sweep, as if continuing the front horizontal tail and rear planes with reverse sweep, as if continuing the rear horizontal plumage, the front and rear planes on each side of the aircraft are connected in pairs directly to each other, or through a washer with the possibility of isoedineniya them console surfaces.
3. Технический результат достигается тем, что в конвертоплане по п.1 воздушные винты расположены в кольцевом обтекателе, закрепленном на поворотном центроплане.3. The technical result is achieved by the fact that in the tiltrotor according to claim 1, the propellers are located in the annular cowl mounted on the rotary center wing.
4. Технический результат достигается тем, что в конвертоплане по п.1 лопасти воздушных винтов выполнены с возможностью изменения размаха при переводе их из горизонтальной плоскости вращения в вертикальную плоскость вращения, а выдвигаемые части лопастей входят в соответствующие корневые части лопастей при помощи линейных пьезодвигателей, перемещающихся по направляющему стержню.4. The technical result is achieved by the fact that in the tiltrotor according to claim 1, the blades of the propellers are made with the possibility of changing the span when moving them from the horizontal plane of rotation to the vertical plane of rotation, and the extendable parts of the blades enter the corresponding root parts of the blades using linear piezoelectric motors moving along the guide rod.
5. Технический результат достигается тем, что в конвертоплане по п.1 поворотные узлы, соединяющие фюзеляжи, плоскости центроплана и винтомоторную группу выполнены из сплава с памятью формы с возможностью взаимного бесщелевого разворота указанных агрегатов относительно друг друга [Мовчан А.А, Ньюнт Со, Семенов В.Н. Проектирование силовозбудителя крутящего момента из сплава с памятью формы. М., Труды ЦАГИ, Вып. 2664, 2004, с.220-230].5. The technical result is achieved by the fact that in the tiltrot according to claim 1, the rotary nodes connecting the fuselages, the center section planes and the propeller group are made of an alloy with shape memory with the possibility of mutual gapless rotation of these units relative to each other [Movchan A.A., Newt Co., Semenov V.N. Design of a power exciter of torque from an alloy with shape memory. M., Transactions of TsAGI, Vol. 2664, 2004, p. 220-230].
6. Технический результат достигается тем, что в конвертоплане по п.1 между фюзеляжами устанавливается две и более винтомоторных группы, расположенные последовательно, в направлении продольной оси ЛА, каждая из которых крепится к своему межфюзеляжному крылу с возможностью автономного поворота по углу атаки.6. The technical result is achieved by the fact that in the tiltrot according to claim 1 between the fuselages there are two or more rotor-motor groups arranged in series in the direction of the longitudinal axis of the aircraft, each of which is attached to its interfuselage wing with the possibility of autonomous rotation in the angle of attack.
Существенные признаки, отличающие предлагаемое изобретение от конвертоплана - прототипа:The essential features that distinguish the invention from a tiltrotor prototype:
1. В режиме взлета-посадки и висения точка приложения подъемной тяги винтов (ц.т.в.) находится над расчетным центром масс (ц.м.) ЛА по изобретению, что обеспечивает естественную устойчивость аппарата за счет сил гравитации и безопасность от возникновения опрокидывающих моментов. (Возникающие отклонения от расчетной балансировки компенсируются традиционными органами управления).1. In the take-off, landing and hovering mode, the point of application of the lifting thrust of the propellers (t.t.v.) is located above the calculated center of mass (ts.m.) of the aircraft according to the invention, which ensures the natural stability of the apparatus due to gravitational forces and safety against occurrence overturning moments. (Any deviations from the calculated balancing are compensated by traditional management bodies).
2. Использование соосной схемы винтов для конвертоплана позволяет избежать рассогласования моментных характеристик винтов и произвести взаимную компенсацию реактивных моментов, повысить устойчивость полета ЛА.2. The use of a coaxial propeller planes for the tiltrotor avoids the discrepancy of the moment characteristics of the propellers and makes mutual compensation of the reactive moments, increasing the flight stability of the aircraft.
3. Использование двухфюзеляжной схемы ЛА и замкнутой системы крыльев позволяет в крейсерских и взлетно-посадочных режимах полета существенно снизить нагруженность крыла и фюзеляжей внутренними усилиями, что увеличивает ресурс конструкции ЛА.3. The use of a two-fuselage scheme of an aircraft and a closed system of wings allows cruising and take-off and landing flight modes to significantly reduce the load on the wing and fuselage by internal forces, which increases the design life of the aircraft.
4. Винты могут быть выполнены с возможностью изменения длины лопастей, различных для взлетно-посадочного и для крейсерского режима полета, что позволит оптимизировать расстояние между фюзеляжами, и тем улучшить управляемость ЛА (снизить инерционные моменты при маневрах).4. The screws can be made with the possibility of changing the length of the blades, different for takeoff and landing and cruising flight mode, which will optimize the distance between the fuselages, and thereby improve the controllability of the aircraft (reduce inertial moments during maneuvers).
5. Поворотные узлы центроплана могут быть выполнены с использованием актуаторов из сплавов с памятью формы (СПФ), что позволит производить взаимный разворот подконструкций (центроплан-фюзеляж) не с помощью механизмов, а на основе мартенситных преобразований в СПФ, то есть без разрыва соответствующих эпюр деформаций и перемещений - "безшовно", и тем повысить жесткость соединений, снизить вероятность воздействия колебаний на поворотные узлы. Взаимно разворачиваемые подконструкций изготовлены в виде единого жесткого агрегата, крайние части которого имеют возможность взаимного разворота за счет мартенситных деформационных преобразований своей соединительной части (актуатора).5. The rotary nodes of the center section can be performed using actuators made of alloys with shape memory (SPF), which will allow for mutual rotation of substructures (center section-fuselage) not using mechanisms, but on the basis of martensitic transformations in SPF, that is, without breaking the corresponding diagrams deformations and displacements - "seamlessly", and thereby increase the rigidity of the joints, reduce the likelihood of vibrations on the rotary nodes. Mutually deployable substructures are made in the form of a single rigid unit, the extreme parts of which have the possibility of mutual reversal due to martensitic deformation transformations of its connecting part (actuator).
На фигуре 1 показаны проекции конвертоплана по изобретению во взлетно-посадочном режиме и при зависании.The figure 1 shows the projection tiltrot according to the invention in take-off and landing mode and when hovering.
На фигуре 2 показаны проекции конвертоплана в крейсерском полете.The figure 2 shows the projection of the convertiplane in cruising flight.
На фигуре 3 изображен конвертоплан в переходном режиме полета.The figure 3 shows the tiltrotor in transition mode of flight.
На фигуре 4 показана ситуация нарушения равновесия для прототипа.The figure 4 shows the situation of imbalance for the prototype.
На фигуре 5 показан принцип восстановления равновесия аппарата по предлагаемому изобретению.The figure 5 shows the principle of restoring the balance of the apparatus according to the invention.
На фигуре 6 показан вариант облика конвертоплана по заявке при применении схемы замкнутого крыла.The figure 6 shows a variant of the appearance of the convertiplane according to the application when applying the closed wing scheme.
На фигуре 7 показаны проекции возможного варианта облика конвертоплана по заявке в крейсерском режиме полета при размещении винтов в кольцевом обтекателе.The figure 7 shows the projection of a possible version of the appearance of the tiltrotor on request in cruising flight mode when placing the screws in the annular fairing.
На фигуре 8 показана проекция варианта облика конвертоплана по заявке в режиме взлета-посадки и зависания при размещении винтов в кольцевом обтекателе.The figure 8 shows a projection of a variant of the appearance of the tiltrotor according to the application in the take-off and landing and hovering mode when placing the screws in the annular cowl.
На фигуре 9 показана проекция варианта облика конвертоплана по заявке при использовании двух и более винтовых групп в межфюзеляжном пространстве.The figure 9 shows the projection of the appearance of the convertiplane according to the application when using two or more screw groups in the interfuselage.
На фигуре 10 показан в изометрическом виде один из возможных обликов ЛА по изобретению.Figure 10 shows an isometric view of one of the possible forms of the aircraft according to the invention.
На фигурах показаны позиции и введены обозначения:The figures show the positions and designations are entered:
1, 2 - симметрично расположенные фюзеляжи,1, 2 - symmetrically located fuselages,
3, 4 - кили с рулями направления,3, 4 - keels with rudders,
5, 6 - консольные (внешние по отношению к фюзеляжу) части крыла,5, 6 - console (external with respect to the fuselage) parts of the wing,
7 - "центроплан" - центральная часть крыла, расположенная между фюзеляжами, в районе центра масс ЛА, с возможностью поворота относительно фюзеляжей по углу атаки более чем на 90°. Центроплан может быть выполнен как единый элемент, либо с возможностью автономного поворота его левой и правой плоскостей,7 - “center wing” - the central part of the wing, located between the fuselages, in the region of the center of mass of the aircraft, with the possibility of rotation relative to the fuselage in the angle of attack of more than 90 °. The center section can be made as a single element, or with the possibility of autonomous rotation of its left and right planes,
8 - переднее несущее и управляющее межфюзеляжное крыло с элементами механизации, выполняющее также функции переднего горизонтального оперения, далее называемое "ПГО", жестко закрепленное на фюзеляжах,8 - front carrier and control interfuselage wing with mechanization elements, also performing the functions of the front horizontal tail, hereinafter referred to as "PGO", rigidly fixed to the fuselages,
9 - заднее несущее и управляющее межфюзеляжное крыло с элементами механизации, выполняющее также функции горизонтального оперения, далее называемое "ГО". ГО в различных вариантах исполнения может быть жестко закреплено непосредственно на фюзеляжах, либо на килях, расположенных на задних частях фюзеляжей.9 - rear carrier and control interfuselage wing with elements of mechanization, also performing the functions of horizontal tail, hereinafter referred to as "GO". GO in various variants of execution can be rigidly fixed directly on the fuselage, or on the keels located on the rear of the fuselage.
10-13 - винтомоторная группа (ВМГ), в состав которой входят: двигатель (двигатели) 10 с редуктором 11 и воздушные винты 12, 13. Двигатель закреплен на центроплане с возможностью поворота вместе с ним, либо относительно него по углу атаки. Соосные винты 12, 13 имеют возможность противоположного направления вращения, и возможность поворота вектора тяги от направления создания подъемной силы в режиме взлета-посадки до направления полета в крейсерском режиме полета,10-13 - rotor-propeller group (VMG), which includes: the engine (s) 10 with
14, 15 - приводы (актуаторы) поворота центроплана, расположенные на стыках центроплана с фюзеляжами,14, 15 - drives (actuators) of the center section rotation located at the joints of the center section with the fuselages,
16, 17 - приводы поворота ВМГ относительно центроплана,16, 17 - VMG rotation drives relative to the center section,
18 - зона усиления конструкции фюзеляжа в вертикальных плоскостях вращения винтов (фиг.2),18 - zone of reinforcement of the fuselage structure in the vertical planes of rotation of the screws (figure 2),
19 - положение усредненного центра тяги винтов (ц.т.в.),19 is the position of the averaged center of propeller thrust (t.t.v.),
20 - положение центра масс ЛА (ц.м.),20 - the position of the center of mass of the aircraft (ts.m.),
21-23 внешние, по размаху, элементы замкнутого крыла: передняя несущая поверхность 21 с прямой стреловидностью, задняя несущая поверхность 22 с обратной стреловидностью, соединительный элемент 23 - обтекатель, либо шайба (для варианта исполнения ЛА с замкнутым крылом, фиг.6),21-23 external, in scope, elements of the closed wing: the
24 - кольцевое крыло вокруг воздушных винтов, X, Y, Z - оси системы координат ЛА,24 - annular wing around the propellers, X, Y, Z - axis of the coordinate system of the aircraft,
GЛА - вес ЛА,G LA - weight LA
Р1, P2 - тяга движителей, расположенных на концах крыла прототипа (фиг.4),P 1 , P 2 - thrust propulsors located at the ends of the wing of the prototype (figure 4),
Р, РХ РУ - суммарная тяга движителей ЛА по изобретению (Р - в общем случае,P, P X P U - total thrust of propulsion aircraft according to the invention (P - in the General case,
Рх - горизонтальная компонента тяги, Ру - вертикальная компонента тяги),P x is the horizontal component of the thrust, P y is the vertical component of the thrust),
Мопр - опрокидывающий момент, возникающий при различии в тяге движителей прототипа (фиг.4),M ODA - overturning moment that occurs when there is a difference in the thrust of the propulsion of the prototype (figure 4),
МВ - момент, возвращающий ЛА по изобретению в устойчивое состояние (фиг.5),M In the moment returns the aircraft according to the invention in a stable state (figure 5),
N - равнодействующая сила, равная векторной сумме сил тяги Р и веса GЛА,N is the resultant force equal to the vector sum of the traction forces P and weight G LA ,
L - расстояние между центром тяги винтов и центром тяжести ЛА (фиг.1).L is the distance between the center of thrust of the screws and the center of gravity of the aircraft (figure 1).
Описание конструкции.Description of the design.
Конвертоплан содержит два фюзеляжа 1, 2 (фиг.1), расположенных симметрично относительно направления полета. К задней части фюзеляжей прикреплены кили 3, 4 с рулями направления. Крыло состоит из консольных частей 5, 6 жестко закрепленных на фюзеляжах, и центроплана 7, который имеет возможность поворота по углу атаки более чем на 90°.The tiltrotor contains two fuselages 1, 2 (Fig. 1) located symmetrically with respect to the direction of flight. Keels 3, 4 with rudders are attached to the rear of the fuselage. The wing consists of cantilevered parts 5, 6 rigidly fixed to the fuselages, and a center section 7, which has the ability to rotate by angle of attack of more than 90 °.
В базовой конфигурации ЛА представляет собой триплан, включающий, помимо крыла, переднее межфюзеляжное крыло с элементами механизации 8, выполняющее также функции переднего горизонтального оперения (ПГО), и заднее межфюзеляжное крыло с элементами механизации 9, выполняющее также функции горизонтального оперения (ГО).In the basic configuration, the aircraft is a triplane, including, in addition to the wing, the front interfuselage wing with mechanization elements 8, which also performs the functions of the front horizontal plumage (PGO), and the rear interfuselage wing with mechanization elements 9, which also performs the functions of horizontal plumage (GO).
Центральные части симметрично расположенных фюзеляжей 1, 2 совместно с ПГО 8 и ГО 9 образуют жесткий замкнутый силовой контур, в который могут быть включены также кили 3, 4.The central parts of the symmetrically located fuselages 1, 2 together with the PGO 8 and GO 9 form a rigid closed power circuit, which can also include keels 3, 4.
Посередине центроплана закреплена винтомоторная группа (ВМГ) содержащая двигатель 10 с редуктором 11, и соосные винты 12, 13.In the middle of the center section, a propeller group (VMG) is mounted containing an engine 10 with a
Между фюзеляжами и центропланом, а также между частями центроплана и ВМГ находятся узлы и приводы (актуаторы) 14-17 для взаимного разворота агрегатов (подконструкций).Between the fuselages and the center section, as well as between the parts of the center section and the VMG are the nodes and actuators (actuators) 14-17 for the mutual rotation of units (substructures).
В зоне плоскостей вращения винтов в крейсерском полете фюзеляжи имеют упрочняющие накладки безопасности 18 (фиг.2).In the area of the planes of rotation of the screws in cruising flight, the fuselages have reinforcing safety pads 18 (figure 2).
При расположении винтов в горизонтальной плоскости аппарата центр вертикальной тяги винтов 19 расположен над расчетным центром масс 20 ЛА.When the screws are located in the horizontal plane of the apparatus, the center of the vertical thrust of the
Предусмотрен вариант исполнения конвертоплана, в котором используется схема замкнутого крыла, элементы которого разнесены по длине, высоте и размаху ЛА (фиг.6). В этом случае в контур замкнутого крыла для симметричной части ЛА включены ПГО, передняя внешняя, относительно фюзеляжей, часть крыла 21 с положительной стреловидностью, соединенная непосредственно, либо через шайбу 22, с задней внешней, относительно фюзеляжей, частью крыла 23 с отрицательной стреловидностью, которая другим концом замкнута на ГО. Такой же замкнутый контур имеет место для симметричной части конвертоплана. В итоге конструктивно-силовая схема ЛА включает большой внешний контур элементов замкнутого крыла в пределах его размаха, а также входящие в его состав замкнутые контуры силовых элементов в межфюзеляжном пространстве и вовне его. От мест стыка указанных передней 21 и задней 22 поверхностей крыло может быть продолжено по размаху консольными частями.An embodiment of a tiltrotor is provided, in which a closed wing scheme is used, the elements of which are spaced along the length, height and span of the aircraft (Fig. 6). In this case, the closed wing circuit for the symmetrical part of the aircraft includes PGO, the front external, relative to the fuselage, part of the
Возможен вариант с расположением воздушных винтов в кольцевом канале 24 (фиг.7, 8). Возможен вариант с расположением двух и более винтомоторных групп и соответствующих несущих и управляющих элементов между фюзеляжами, как показано на фиг.9.A variant with the location of the propellers in the annular channel 24 (Fig.7, 8). A variant with the arrangement of two or more rotor-motor groups and the corresponding load-bearing and control elements between the fuselages, as shown in Fig. 9.
Предлагаемый конвертоплан работает следующим образом.The proposed tiltrotor works as follows.
В режиме взлета и посадки воздушный винт устанавливают в горизонтальной плоскости вращения, и вес ЛА GЛА уравновешивается вертикальной тягой двигателя РY (фиг.1). При увеличении тяги РY конвертоплан взлетает. Для компенсации реактивных моментов соосные винты имеют разное направление вращения.In the take-off and landing mode, the propeller is installed in the horizontal plane of rotation, and the weight of the aircraft G G the aircraft is balanced by the vertical thrust of the engine P Y (figure 1). With an increase in thrust P Y, the tiltrotor takes off. To compensate for reactive moments, the coaxial screws have a different direction of rotation.
Расстояние между обводами фюзеляжей в зонах, сметаемых винтами, превышает диаметр винтов, что позволяет переводить винты из плоскости горизонтального вращения в плоскость вертикального вращения.The distance between the fuselage contours in the areas swept away by the screws exceeds the diameter of the screws, which makes it possible to transfer the screws from the plane of horizontal rotation to the plane of vertical rotation.
Центроплан совместно с винтомоторной группой имеют возможность поворота по углу атаки из горизонтального положения в вертикальное и обратно. Возможен вариант поворота ВМГ относительно неподвижного центроплана, жестко закрепленного на фюзеляжах. Еще один вариант предусматривает возможность одновременной установки всех указанных выше пар поворотных механизмов 14-17. В этом случае появляется возможность независимого управления несущими поверхностями центроплана, расположенными между ВМГ и фюзеляжами, что позволяет, например, выполнять следующие функции:The center section together with the propeller group have the ability to rotate in angle of attack from horizontal to vertical and vice versa. The option of turning the VMG relative to the fixed center section, rigidly fixed to the fuselages, is possible. Another option provides the ability to simultaneously install all of the above pairs of rotary mechanisms 14-17. In this case, it becomes possible to independently control the bearing surfaces of the center section located between the VMG and the fuselage, which allows, for example, to perform the following functions:
- тормозных щитков,- brake flaps,
- оперения для разворота ЛА по курсу в режиме зависания за счет обдува воздушными винтами плоскостей центроплана с дифференциально отклоненными закрылками,- the plumage for turning the aircraft at the heading in the hovering mode by blowing propellers of the center section planes with differentially deflected flaps,
- управляющих поверхностей для бокового скольжения, при этом одна часть центроплана располагается вертикально, а другая горизонтально. Крен ЛА достигается за счет давления вертикального потока на горизонтально расположенную плоскость центроплана и, соответственно, вызывает боковое скольжение ЛА.- control surfaces for lateral sliding, while one part of the center section is located vertically and the other horizontally. The roll of the aircraft is achieved due to the pressure of the vertical flow on the horizontal plane of the center section and, accordingly, causes lateral sliding of the aircraft.
После взлета ЛА начинают выполнять поворот винтов вперед (фиг.3), что приводит к появлению горизонтальной составляющей тяги, которая разгоняет ЛА в направлении полета. При этом по мере роста скорости полета все большая часть подъемной силы создается на крыле. При достижении крейсерского режима полета винты вращаются в вертикальной плоскости и создают тягу по направлению полета (фиг.2), а подъемную силу создают консольные и центропланная части крыла, ПГО и ГО.After takeoff, the aircraft begins to rotate the propellers forward (Fig. 3), which leads to the appearance of a horizontal component of the thrust, which accelerates the aircraft in the direction of flight. In this case, as the flight speed increases, an increasing part of the lifting force is created on the wing. Upon reaching the cruising flight mode, the screws rotate in a vertical plane and create traction in the direction of flight (Fig. 2), and the cantilever and center wing parts, PGO and GO create lift.
У прототипа в случае разной тяги двигателей Р1 и Р2, при ручном управлении, возникал опрокидывающий момент МОПР (фиг.4), который пилот не всегда правильно парировал вследствие запаздывания его реакции и особенностей контура управления, что часто приводило к катастрофам, а в настоящее время предотвращается электронной системой управления, которая, в свою очередь, ограничивает действия пилота, что не всегда целесообразно.The prototype in the case of different thrust of the engines P 1 and P 2 , with manual control, there was a tipping moment M OPR (Fig. 4), which the pilot did not always correctly parry due to the delay in his reaction and the characteristics of the control loop, which often led to disasters, and currently prevented by an electronic control system, which, in turn, limits the actions of the pilot, which is not always advisable.
В предлагаемом конвертоплане при отклонении ЛА от положения устойчивого равновесия векторы сил веса GЛА и тяги РY образуют угол, отличный от 180° и возникает равнодействующая сила N, которая восстанавливает равновесное состояние (фиг.5). Сила N на плече L, равном расстоянию между центром тяги винтов и центром тяжести, создает момент МВ=N·L, который возвращает аппарат в равновесное состояние.In the proposed tiltrotor when the aircraft deviates from the position of stable equilibrium, the force vectors of the aircraft’s weight G and thrust P Y form an angle other than 180 ° and a resultant force N arises that restores the equilibrium state (Fig. 5). The force N on the shoulder L, equal to the distance between the center of thrust of the screws and the center of gravity, creates a moment M B = N · L, which returns the apparatus to an equilibrium state.
Воздушный поток, создаваемый винтом и направленный вниз, не встречает на своем пути агрегатов, оказывающих сопротивление, кроме собственно двигателя и центрального крыла, установленного по потоку, и служащего для дополнительной стабилизации и управления ЛА. Это повышает эффективность использования ВМГ на 2-5%.The air flow generated by the propeller and directed downward does not encounter resistance units on its way, except for the engine itself and the central wing, which is installed downstream, and serves for additional stabilization and control of the aircraft. This increases the efficiency of using VMG by 2-5%.
При умеренных крейсерских скоростях (до 350 км/час) целесообразно расположение винтов в кольцевом канале 24 (фиг.7, 8), поворачиваемом совместно с винтомоторной группой, что обычно приводит к увеличению тяговых характеристик.At moderate cruising speeds (up to 350 km / h), it is advisable to arrange the screws in the annular channel 24 (Figs. 7, 8), rotated together with the propeller group, which usually leads to an increase in traction characteristics.
Для аппарата с высокой грузоподъемностью между фюзеляжами могут быть расположены две и более винтомоторные группы. При этом сохраняется естественная устойчивость ЛА по крену, а управление по тангажу упрощено тем, что инерционные характеристики ЛА по этому каналу управления имеют более высокие значения.For a device with high carrying capacity, two or more rotor-motor groups can be located between the fuselages. At the same time, the aircraft maintains natural stability along the roll, and pitch control is simplified by the fact that the inertial characteristics of the aircraft along this control channel have higher values.
Конструкция конвертоплана может быть оптимизирована для эксплуатации в режиме укороченного взлета и посадки, что позволяет компромиссно снизить требования к удельным характеристикам двигателей и к длине взлетно-посадочной полосы (ВПП). При старте винты устанавливают наклонно, например, под углом 45 град. так, чтобы избежать их работы в непосредственной близости от земли, при этом за счет вертикальной компоненты тяги РY аппарат частично "разгружается", а горизонтальная компонента тяги РХ разгоняет аппарат до появления достаточной для взлета аэродинамической подъемной силы на крыле.The design of the tiltrotor can be optimized for operation in the mode of short take-off and landing, which allows a compromise to reduce the requirements for the specific characteristics of the engines and the length of the runway. At start, the screws are installed obliquely, for example, at an angle of 45 degrees. so as to avoid their operation in the immediate vicinity of the earth, while due to the vertical thrust component P Y the apparatus is partially “unloaded”, and the horizontal thrust component P X accelerates the apparatus until there is sufficient aerodynamic lift on the wing to take off.
Тяжелые конвертопланы целесообразно проектировать в схеме с замкнутым крылом. Такая компоновка существенно снижает нагруженность крыла и фюзеляжей внутренними усилиями, как во взлетно-посадочных, так и полетных случаях нагружения, что позволяет дополнительно снизить вес конструкции и за счет этого увеличить долю полезной нагрузки и топлива во взлетном весе ЛА. С учетом V-образности крыльев обеспечивается возможность непосредственного управления подъемной силой (НУПС) и боковой силой (НУБС) в "самолетном" режиме полета.It is advisable to design heavy convertiplanes in a closed-wing scheme. This arrangement significantly reduces the loading of the wing and the fuselage by internal forces, both in takeoff and landing and flight cases of loading, which can further reduce the weight of the structure and thereby increase the share of payload and fuel in the takeoff weight of the aircraft. Taking into account the V-shape of the wings, it is possible to directly control the lifting force (NPS) and lateral force (NUBS) in the "airplane" flight mode.
Достижение технического результата обеспечивается следующими факторами:The achievement of the technical result is ensured by the following factors:
1. Устойчивость полета. У конвертоплана-прототипа при различной тяге движителей P1 и Р2, уравновешивающих вес аппарата GЛА, возникает опрокидывающий момент Мопр (фиг.4). Компенсация этого момента пилотом через систему управления может привести к раскачке ЛА, что часто приводило к катастрофам. Созданные для прототипа системы автоматической стабилизации имеют большую стоимость. В предлагаемом конвертоплане при отклонении ЛА от положения равновесия возникает равнодействующая сила N, равная векторной сумме сил тяги Р и веса GЛА (равнодействующая в векторной записи: 
Поскольку точка приложения подъемной силы расположена над центром масс ЛА (фиг.5), то при наклоне аппарата и соответствующем отклонении оси вращения винта от вертикали возникает восстанавливающий момент, вызванный гравитационными силами.Since the point of application of the lifting force is located above the center of mass of the aircraft (Fig. 5), when the device is tilted and the screw rotational axis deviates from the vertical, a restoring moment arises due to gravitational forces.
2. В режимах взлета и посадки под горизонтальной плоскостью вращения винта создается максимально свободное пространство, позволяющее потоку уходить вниз без значительных помех, не тормозясь, как это имеет место на вертолете, что повышает экономичность ЛА на 2-5%. В различных реализациях поворот ВМГ может производиться как независимо от крыла (tilt rotor), так и совместно с ним (tilt wing). Соосная схема винтомоторной группы с различными направлениями вращения винтов позволяет скомпенсировать реактивные и гироскопические моменты от вращения несущих винтов и улучшить управляемость ЛА. В режиме зависания разворот ЛА по курсу производится путем изменения углов атаки лопастей винтов в различных направлениях, при сохранении суммарной подъемной силы. При этом винт с большими углами атаки встречает большее сопротивления, и соответственно увеличивается его реактивная сила. У винта с уменьшенным углом атаки реактивная сила, соответственно, уменьшается. Несбалансированность противоположно направленных реактивных сил создает управляющий момент на изменение курса.2. In take-off and landing modes, under the horizontal plane of rotation of the propeller, maximum free space is created, allowing the flow to go down without significant interference, without braking, as is the case on a helicopter, which increases the efficiency of the aircraft by 2-5%. In various implementations, the rotation of the VMG can be made both independently of the wing (tilt rotor), and together with it (tilt wing). The coaxial scheme of the propeller group with different directions of rotation of the screws allows you to compensate for the reactive and gyroscopic moments from the rotation of the rotors and to improve the controllability of the aircraft. In the hovering mode, the aircraft is rotated along the course by changing the angles of attack of the propeller blades in different directions, while maintaining the total lifting force. In this case, a screw with large angles of attack meets greater resistance, and accordingly its reactive force increases. For a screw with a reduced angle of attack, the reactive force, respectively, decreases. The imbalance of oppositely directed reactive forces creates a control moment for a change in course.
3. Двухфюзеляжность конструктивно-силовой схемы ЛА и замкнутость крыла снижает нагруженность конструкции и позволяет снизить долю веса конструкции во взлетном весе ЛА. Рассмотрим уравнение весового баланса летательных аппаратов, [Болховитинов В.Ф. Пути развития летательных аппаратов. М.: Оборогиз, 1962, 130 с.] известное также как "уравнение существования ЛА"3. The two-fuselage of the aircraft structural-power scheme and the closedness of the wing reduces the structural load and allows to reduce the proportion of the structural weight in the take-off weight of the aircraft. Consider the equation of the weight balance of aircraft, [Bolkhovitinov V.F. Ways of development of aircraft. M .: Oborogiz, 1962, 130 pp.] Also known as the "equation of existence of an aircraft"
Запишем уравнение (1) в относительных величинах следующего видаWe write equation (1) in relative quantities of the following form
При сопоставлении летательных аппаратов конкретного класса последние члены уравнения достаточно стабильны, или принимают фиксированные значения, поэтому параметры проекта оптимизируются главным образом путем перераспределения относительных долей первых трех параметров.When comparing aircraft of a particular class, the last members of the equation are quite stable, or take fixed values, so project parameters are optimized mainly by redistributing the relative shares of the first three parameters.
В зависимости от главной функции или цели аппарата можно формировать различные критерии оптимальности, такие как топливная эффективность для пассажирских самолетов, дальность полета, максимальная полезная нагрузка и так далее. Из уравнения (2) видно, что достижение экстремального значения по одному из параметров возможно только за счет других. Особую роль в этой группе параметров играет относительная масса конструкции 
4. Для повышения жесткости конструкции и снижения ее веса может быть использовано замкнутое крыло, (фиг.6), элементы которого могут располагаться на различной высоте, под различными углами, образовывать дополнительные замкнутые контуры с внешних сторон фюзеляжей, что позволяет снизить вес крыльевой системы на 20-25% [Семенов В.Н. Конструкции самолетов замкнутой и изменяемой схем. М.: Изд. ЦАГИ, 2006]. V-образность расположения крыльев позволяет применять в полете режимы непосредственного управления подъемной и боковой силой.4. To increase the rigidity of the structure and reduce its weight, a closed wing can be used (Fig. 6), the elements of which can be located at different heights, at different angles, to form additional closed contours from the outside of the fuselages, which reduces the weight of the wing system by 20-25% [Semenov V.N. Design aircraft closed and variable circuits. M .: Publishing. TsAGI, 2006]. The V-shaped arrangement of the wings allows you to apply in flight modes of direct control of the lifting and lateral forces.
Варианты реализации конвертоплана по изобретению предусматривают: прямолинейные, ломаные либо криволинейные формы осей элементов крыла с различными углами стреловидности и V-образности; различные комбинации шассийных групп. Может иметь место реализация с интегральным корпусом и плавным переходом подконструкций (фюзеляж, крыло и др.) друг в друга, но всегда с соблюдением главного принципа: расположения вектора вертикальной тяги над расчетным центром масс ЛА. При этом подразумевается, что точного совпадения не достигается, и гравитационная составляющая является главным, но не единственным элементом балансировки ЛА. При загрузке ЛА, изменении его массы в полете и выполнении маневров в качестве элементов для балансировки и управления ЛА используются и другие, традиционные элементы управления полетом.Embodiments of the tiltrotor according to the invention include: rectilinear, broken or curved forms of the axes of the wing elements with different angles of sweep and V-shape; various combinations of chassis groups. There may be an implementation with an integrated body and a smooth transition of substructures (fuselage, wing, etc.) into each other, but always in compliance with the main principle: the location of the vertical thrust vector above the calculated center of mass of the aircraft. It is understood that exact coincidence is not achieved, and the gravitational component is the main, but not the only element of balancing the aircraft. When loading the aircraft, changing its mass in flight and performing maneuvers, other traditional flight control elements are used as elements for balancing and controlling the aircraft.
Внедрение конвертоплана предлагаемой схемы обеспечивает:The implementation of the tiltrotor of the proposed scheme provides:
- повышение безопасности полета вследствие повышения его устойчивости,- improving flight safety due to increased stability,
- в вариантах с замкнутым контуром крыла вследствие снижения относительного веса конструкции возможно увеличение дальности полета без дозаправки и повышение экономичности перевозок.- in variants with a closed wing contour due to a decrease in the relative weight of the structure, it is possible to increase the flight range without refueling and increase the efficiency of transportation.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010112775/11A RU2446078C2 (en) | 2010-04-02 | 2010-04-02 | Convertiplane (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010112775/11A RU2446078C2 (en) | 2010-04-02 | 2010-04-02 | Convertiplane (versions) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010112775A RU2010112775A (en) | 2011-10-10 |
| RU2446078C2 true RU2446078C2 (en) | 2012-03-27 |
Family
ID=44804710
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010112775/11A RU2446078C2 (en) | 2010-04-02 | 2010-04-02 | Convertiplane (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2446078C2 (en) |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2492112C1 (en) * | 2012-04-19 | 2013-09-10 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Heavy-duty multi-propeller converter plate |
| RU2502641C1 (en) * | 2012-06-07 | 2013-12-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Twin-fuselage rotorcraft drone |
| WO2014062097A1 (en) | 2012-10-16 | 2014-04-24 | Razroev Eldar Ali Ogly | Convertiplane (variants) |
| RU2529568C1 (en) * | 2013-08-15 | 2014-09-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Cryogenic electrical convertiplane |
| RU2539621C1 (en) * | 2014-03-05 | 2015-01-20 | Открытое акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Method to decrease rotor angle of attack at pre-landing manoeuvres of single rotor helicopter (versions) |
| RU2648937C1 (en) * | 2017-02-09 | 2018-03-28 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Aeromobile of hover take-off |
| WO2018063019A1 (en) * | 2016-09-27 | 2018-04-05 | Liviu Grigorian Giurca | Vertical take-off and landing aircraft |
| RU2650258C1 (en) * | 2017-02-16 | 2018-04-11 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multi-purpose two-fuselage helicopter aircraft |
| RU2662339C2 (en) * | 2016-01-19 | 2018-07-25 | Евгений Петрович Юриков | Rotor-craft |
| RU2762920C1 (en) * | 2021-03-12 | 2021-12-23 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" | Propulsor device with coaxial screws and fairing |
| RU2790460C1 (en) * | 2022-01-27 | 2023-02-21 | Акционерное общество "Долгопрудненское конструкторское бюро автоматики" | Short take-off and landing tiltrotor |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB652885A (en) * | 1947-04-04 | 1951-05-02 | Robertshaw Fulton Controls Co | Temperature regulators |
| GB1003940A (en) * | 1964-02-18 | 1965-09-08 | Arthur Middleton Young | Propellers, and convertiplanes equipped therewith |
| US3335977A (en) * | 1965-06-16 | 1967-08-15 | Ludwig F Meditz | Convertiplane |
| US4146199A (en) * | 1977-08-01 | 1979-03-27 | Phoenixbird, Inc. | Multi-winged lifting body aircraft |
| RU2028964C1 (en) * | 1992-05-28 | 1995-02-20 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Vertical take-off and landing aeroplane |
| RU2078715C1 (en) * | 1992-01-21 | 1997-05-10 | Мухамед Юсиф Араби | Medium airline aircraft |
| RU2264951C1 (en) * | 2004-02-24 | 2005-11-27 | Дуров Дмитрий Сергеевич | Hydroconverti ground-effect craft |
-
2010
- 2010-04-02 RU RU2010112775/11A patent/RU2446078C2/en active IP Right Revival
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB652885A (en) * | 1947-04-04 | 1951-05-02 | Robertshaw Fulton Controls Co | Temperature regulators |
| GB1003940A (en) * | 1964-02-18 | 1965-09-08 | Arthur Middleton Young | Propellers, and convertiplanes equipped therewith |
| US3335977A (en) * | 1965-06-16 | 1967-08-15 | Ludwig F Meditz | Convertiplane |
| US4146199A (en) * | 1977-08-01 | 1979-03-27 | Phoenixbird, Inc. | Multi-winged lifting body aircraft |
| RU2078715C1 (en) * | 1992-01-21 | 1997-05-10 | Мухамед Юсиф Араби | Medium airline aircraft |
| RU2028964C1 (en) * | 1992-05-28 | 1995-02-20 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Vertical take-off and landing aeroplane |
| RU2264951C1 (en) * | 2004-02-24 | 2005-11-27 | Дуров Дмитрий Сергеевич | Hydroconverti ground-effect craft |
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2492112C1 (en) * | 2012-04-19 | 2013-09-10 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Heavy-duty multi-propeller converter plate |
| RU2502641C1 (en) * | 2012-06-07 | 2013-12-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Twin-fuselage rotorcraft drone |
| WO2014062097A1 (en) | 2012-10-16 | 2014-04-24 | Razroev Eldar Ali Ogly | Convertiplane (variants) |
| RU2529568C1 (en) * | 2013-08-15 | 2014-09-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Cryogenic electrical convertiplane |
| RU2539621C1 (en) * | 2014-03-05 | 2015-01-20 | Открытое акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Method to decrease rotor angle of attack at pre-landing manoeuvres of single rotor helicopter (versions) |
| RU2662339C2 (en) * | 2016-01-19 | 2018-07-25 | Евгений Петрович Юриков | Rotor-craft |
| WO2018063019A1 (en) * | 2016-09-27 | 2018-04-05 | Liviu Grigorian Giurca | Vertical take-off and landing aircraft |
| RU2648937C1 (en) * | 2017-02-09 | 2018-03-28 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Aeromobile of hover take-off |
| RU2650258C1 (en) * | 2017-02-16 | 2018-04-11 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multi-purpose two-fuselage helicopter aircraft |
| RU2762920C1 (en) * | 2021-03-12 | 2021-12-23 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" | Propulsor device with coaxial screws and fairing |
| RU2790460C1 (en) * | 2022-01-27 | 2023-02-21 | Акционерное общество "Долгопрудненское конструкторское бюро автоматики" | Short take-off and landing tiltrotor |
| RU2829114C1 (en) * | 2023-10-18 | 2024-10-24 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned combat reconnaissance aircraft carrier |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010112775A (en) | 2011-10-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2446078C2 (en) | Convertiplane (versions) | |
| US8800912B2 (en) | Three wing, six-tilt propulsion unit, VTOL aircraft | |
| US8708273B2 (en) | Three-wing, six tilt-propulsion unit, VTOL aircraft | |
| US8616492B2 (en) | Three wing, six tilt-propulsion units, VTOL aircraft | |
| US8540184B2 (en) | Long-range aircraft with high forward speed in cruising flight | |
| EP3768592B1 (en) | A structure construction for an aircraft and aircraft comprising the structure construction | |
| US20180141652A1 (en) | Convertible airplane with exposable rotors | |
| KR102135285B1 (en) | Veryical takeoff and landing fixed wing unmanned aerial vehicle | |
| CN102126553A (en) | Vertically taking off and landing small unmanned aerial vehicle | |
| US20140061368A1 (en) | Vertical/short take-off and landing passenger aircraft | |
| RU2608122C1 (en) | Heavy high-speed rotary-wing aircraft | |
| CN111268089B (en) | Double-fuselage vertical take-off and landing fixed wing unmanned aerial vehicle structure | |
| RU2636826C1 (en) | High-speed helicopter with crossed screws | |
| RU2601470C1 (en) | Unmanned convertible high-speed helicopter | |
| CN111196346A (en) | Distributed electric propulsion tilt rotor unmanned aerial vehicle | |
| CN115042968A (en) | vertical take-off and landing aircraft | |
| RU2598105C1 (en) | Multirotor unmanned high-speed helicopter | |
| RU2674622C1 (en) | Convertiplane | |
| CN111801272A (en) | thrust steering aircraft | |
| CN105905295A (en) | Vertical take-off and landing fixed wing aircraft | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| WO2012047337A1 (en) | Three wing, six tilt-propulsion unit, vtol aircraft | |
| CN115158654A (en) | A rhombus composite wing aircraft | |
| CN114945510A (en) | Thrust reversing type airplane | |
| Bramlette et al. | Design and flight testing of a convertible quadcopter for maximum flight speed |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130403 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20151210 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170403 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20180913 |