RU2141432C1 - Vertical take-off and landing aircraft - Google Patents
Vertical take-off and landing aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2141432C1 RU2141432C1 RU98120666/28A RU98120666A RU2141432C1 RU 2141432 C1 RU2141432 C1 RU 2141432C1 RU 98120666/28 A RU98120666/28 A RU 98120666/28A RU 98120666 A RU98120666 A RU 98120666A RU 2141432 C1 RU2141432 C1 RU 2141432C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- propellers
- tail
- center section
- wing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиастроения, а более конкретно - к конструкциям летательных аппаратов тяжелее воздуха, предназначенных для вертикального взлета и посадки. The invention relates to the field of aircraft construction, and more specifically to the design of aircraft heavier than air, designed for vertical take-off and landing.
Известны различные конструкции летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. There are various designs of aircraft vertical takeoff and landing.
Известен, например, самолет вертикального взлета и посадки модели X - 22A фирмы "БЕЛЛ", США (см. кн. П. Бауэрс, "Летательные аппараты нетрадиционных схем", Москва, "Мир", 1991, с. 220...222, рис. 11.12, 11.13), содержащий фюзеляж балочной схемы, выполненный в виде гондолы, совмещенной с балкой в один объем, шасси, крыло, имеющее две консоли и центроплан, соединяющий консоли с фюзеляжем, оперение, включающее киль и стабилизатор, силовую установку, включающую четыре связанные перекрестной трансмиссией двигателя, установленные на центроплане и приводящие во вращение каждый по одному воздушному винту, которые в свою очередь размещены на концах крыла и стабилизатора в кольцевых каналах с возможностью качания в плоскости, параллельной плоскости симметрии самолета, и, наконец, органы управления аппаратом за счет изменения тяги винтов при изменении угла установки лопастей, а также с помощью отклонения элевонов, размещенных на нижних кромках колец в спутной струе воздушных винтов. Known, for example, is a vertical takeoff and landing aircraft model X - 22A of the company "BELL", USA (see book P. P. Bowers, "Aircraft of unconventional designs", Moscow, "Mir", 1991, p. 220 ... 222 , Fig. 11.12, 11.13), containing the fuselage of the beam scheme, made in the form of a nacelle combined with the beam in one volume, a landing gear, a wing having two consoles and a center section connecting the console to the fuselage, tail unit, including keel and stabilizer, power unit, comprising four engines connected by a cross transmission mounted on a center section and driving in rotation each one propeller, which in turn is located at the ends of the wing and stabilizer in the annular channels with the possibility of swinging in a plane parallel to the plane of symmetry of the aircraft, and, finally, the controls of the apparatus by changing the propeller thrust when changing the angle of the blades, and by deflecting elevons placed on the lower edges of the rings in a tangled jet of propellers.
Такая конструкция самолета хотя и позволяет обеспечивать его вертикальный взлет и посадку, однако относительно низкая надежность работы основных систем самолета, обусловленная наличием сложной и тяжелой перекрестной трансмиссии и сложной системы управления на режимах взлета и посадки, а также отсутствие статической устойчивости самолета на этих режимах, обусловленное разнесенным расположением винтов (размещением движителей силовой установки далеко от центра тяжести самолета) настолько снижают надежность работы всего самолета, что это ведет к неминуемой катастрофе, например, при поломке или отказе механизма изменения шага любого винта. Безопасность полетов на данном типе самолета ограничена также невозможностью безопасной посадки такого самолета в случае полного отказа двигателей в горизонтальном полете из-за относительно малой площади крыла. Кроме того данная система обладает малой экономичностью, обусловленной наличием привода каждого винта от собственного двигателя, что в свою очередь исключает возможность перехода в горизонтальном полете на режим работы силовой установки с тяговооруженностью меньше единицы. Although this design of the aircraft allows for vertical takeoff and landing, the relatively low reliability of the main systems of the aircraft, due to the presence of a complex and heavy cross transmission and complex control system for takeoff and landing modes, as well as the lack of static stability of the aircraft in these modes, due to the spaced location of the propellers (the placement of propulsion engines far from the center of gravity of the aircraft) so reduce the reliability of the entire aircraft that this leads to an imminent disaster, for example, in the event of a breakdown or failure of the pitch change mechanism of any screw. The safety of flights on this type of aircraft is also limited by the inability to safely land such an aircraft in the event of a complete engine failure in horizontal flight due to the relatively small wing area. In addition, this system has low efficiency, due to the presence of each propeller drive from its own engine, which in turn excludes the possibility of switching in horizontal flight to a power plant operating mode with a thrust-weight ratio of less than one.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции самолета вертикального взлета и посадки по технической сущности и достигаемому результату от ее использования является конструкция самолета модели V - 22 "ОСПРИ" фирм "БЕЛЛ" и "БОИНГ ВЕРТОЛ", США (см. кн. П. Бауэрс, "Летательные аппараты нетрадиционных схем", Москва, "Мир", 1991, с. 229...230, рис. 11.21), содержащего фюзеляж балочного типа, выполненный в виде гондолы, совмещенной в один объем с несущей балкой, шасси, крыло, имеющее две консоли и центроплан, соединяющий консоли с фюзеляжем, оперение, включающее два киля и стабилизатор, силовую установку, включающую два двигателя, установленные в мотогондолах на концах крыла вместе с двумя (соединенными с ними трансмиссиями) воздушными винтами с возможностью их поворота в вертикальной плоскости на 98 градусов и с поперечными валами, обеспечивающими при необходимости привод обоих винтов от одного двигателя, органы управления, среди которых кроме обычного набора рулей имеются "автоматы перекоса" (с автономным управлением перекосом) воздушных винтов изменяемого шага, что позволяет наклонять вектор тяги в любую сторону при фиксированном положении двигателя. Т.е. органы управления данного самолета позволяют обеспечивать управление полетом самолета, во-первых, путем изменения тяги отдельных воздушных винтов за счет изменения шага каждого винта, и, во-вторых, путем обеспечения необходимого наклона осей винтов с помощью "автомата перекоса". The closest to the claimed design of the aircraft vertical take-off and landing on the technical nature and the achieved result from its use is the design of the aircraft model V - 22 "OSPRI" firms "BELL" and "BOING VERTOL", USA (see Prince P. Bowers, " Aircraft of non-traditional schemes ", Moscow, Mir, 1991, pp. 229 ... 230, Fig. 11.21) containing a beam-type fuselage made in the form of a nacelle combined in one volume with a carrier beam, a landing gear, a wing having two consoles and a center section connecting the console to the fuselage, plumage, including two kilos I and the stabilizer, the power plant, which includes two engines installed in the engine nacelles at the wing ends together with two propellers (connected to them by transmissions) with the possibility of their rotation in the vertical plane by 98 degrees and with transverse shafts, providing, if necessary, the drive of both screws from one engine, controls, among which, in addition to the usual set of rudders, there are “swash plates” (with autonomous swash control) of variable pitch propellers, which allows you to tilt the thrust vector into either side with a fixed engine position. Those. the controls of this aircraft allow you to control the flight of the aircraft, firstly, by changing the thrust of individual propellers by changing the pitch of each propeller, and secondly, by providing the necessary tilt of the propeller axes using a "swashplate".
Такая конструкция самолета хотя и позволяет обеспечивать его вертикальный взлет и посадку, однако сложная конструкция винтов, сложная трансмиссия, сложная система управления на режимах взлета и посадки, а также разнесенное расположение винтов настолько снижают надежность работы всего самолета, что это ведет к неминуемой катастрофе при поломке или отказе механизма изменения шага или автомата перекоса любого винта. Недостатком данного типа самолета также является невозможность его безопасной посадки в случае полного отказа двигателей в горизонтальном полете из-за относительно малой площади крыла. Although this design of the aircraft makes it possible to ensure its vertical take-off and landing, the complicated design of the propellers, the complex transmission, the sophisticated control system for take-off and landing modes, and the spaced apart arrangement of the propellers reduce the reliability of the entire airplane so much that it leads to an inevitable disaster in case of breakdown or failure of the pitch change mechanism or swashplate of any screw. The disadvantage of this type of aircraft is the impossibility of its safe landing in the event of a complete engine failure in horizontal flight due to the relatively small wing area.
Кроме того данная система обладает малой экономичностью, обусловленной наличием привода каждого винта от собственного двигателя, что в свою очередь исключает возможность перехода в горизонтальном полете на режим работы силовой установки с тяговооруженностью меньше единицы. In addition, this system has low efficiency, due to the presence of each propeller drive from its own engine, which in turn excludes the possibility of switching in horizontal flight to a power plant operating mode with a thrust-weight ratio of less than one.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение безопасности полетов в условиях обычных или чрезвычайных ситуаций. The task to which the invention is directed is to increase flight safety in normal or emergency situations.
Данная задача решается с помощью технического результата от использования заявляемого изобретения, заключающегося в обеспечении высокой надежности работы самолета как при вертикальном, так и при горизонтальном полете с одновременным повышением удобства работы пилота. This problem is solved using the technical result from the use of the claimed invention, which consists in ensuring high reliability of the aircraft both in vertical and horizontal flight, while improving the pilot’s convenience.
Указанный результат достигается тем, что в известном самолете вертикального взлета и посадки, содержащем фюзеляж с гондолой и хвостовой балкой, шасси, крыло, имеющее две консоли и центроплан, оперение, включающее два киля и стабилизатор, силовую установку, включающую два двигателя, соединенные трансмиссиями с двумя воздушными винтами, и органы управления: элероны крыла, руль высоты, размещенный на стабилизаторе, и рули направления, размещенные на килях,
На задней кромке центроплана закреплены две размещенные в горизонтальной плоскости хвостовые балки, на которых около килей установлены элевоны, гондола закреплена на передней кромке центроплана, каждый из двигателей силовой установки закреплен неподвижно в соответствующей хвостовой балке в ее центральной части и установлен таким образом, что ось его выходного сопла направлена в место пересечения соответствующего киля с соответствующим элевоном, воздушные винты выполнены одинакового диаметра и вращающимися в разные стороны, установлены на одной оси в вырезе центроплана над центром тяжести самолета и размещены в кольцевом канале, выполненном с возможностью качания в плоскости симметрии самолета, причем угол качания кольцевого канала с воздушными винтами для обеспечения надежного перевода самолета в режим "висения" составляет 95 ... 100 градусов, кроме того расстояние (величина смещения по вертикали) оси качания кольцевого канала с воздушными винтами от центра тяжести самолета составляет 0,05 ... 0,5 диаметра воздушного винта.The specified result is achieved by the fact that in a known vertical take-off and landing aircraft containing a fuselage with a gondola and a tail boom, a landing gear, a wing having two consoles and a center section, a tail unit comprising two keels and a stabilizer, a power plant including two engines connected by transmissions with two propellers, and controls: ailerons of the wing, elevator located on the stabilizer, and rudders placed on the keels,
On the trailing edge of the center section, two tail beams placed in a horizontal plane are mounted on which elevons are mounted near the keels, the nacelle is fixed on the front edge of the center section, each of the engines of the power plant is fixed motionless in the corresponding tail beam in its central part and is mounted so that its axis the output nozzle is directed to the intersection of the corresponding keel with the corresponding elevon, the propellers are made of the same diameter and rotating in different directions, setting They are located on the same axis in the center section of the wing above the center of gravity of the aircraft and are placed in an annular channel that is designed to swing in the plane of symmetry of the aircraft, and the angle of oscillation of the annular channel with propellers to ensure reliable transfer of the aircraft to the "hover" mode is 95 ... 100 degrees, in addition, the distance (vertical offset) of the axis of swing of the annular channel with propellers from the center of gravity of the aircraft is 0.05 ... 0.5 of the diameter of the propeller.
Введение в конструкцию дополнительных элементов, особое выполнение имеющихся и дополнительных элементов конструкции самолета, а также их особое размещение (в первую очередь размещение оси поворота кольцевого канала с воздушными винтами на вертикальной оси самолета над центром его тяжести) позволяет существенно повысить безопасность полетов на самолетах данного типа за счет обеспечения статической устойчивости и высокой надежности работы органов управления на режимах взлета и посадки, а также в случаях выхода из строя элементов силовой установки при одновременном обеспечении удобства эксплуатации в самых сложных условиях. Introduction to the design of additional elements, the special implementation of existing and additional structural elements of the aircraft, as well as their special placement (primarily the placement of the axis of rotation of the annular channel with propellers on the vertical axis of the aircraft above its center of gravity) can significantly improve the safety of flights on aircraft of this type by providing static stability and high reliability of the controls at take-off and landing, as well as in cases of failure of the power elements second installation, while providing ease of use in the most demanding conditions.
Заявляемое изобретение пояснено чертежами, на которых:
- на фиг. 1 показан общий вид предлагаемого самолета в плане с показом кольцевого канала с воздушными винтами
- в положении для взлета/посадки или режима "висения" - сплошной линией,
- в положении для горизонтального полета - штрихпунктирной линией;
- на фиг. 2 показан вид сбоку на предлагаемый самолет с показом положения кольцевого канала с воздушными винтами в двух взаимно перпендикулярных положениях для разных режимов полета;
- на фиг. 3 показан вид спереди на предлагаемый самолет с показом положения кольцевого канала с воздушными винтами в двух взаимно перпендикулярных положениях для разных режимов полета, а также с показом двух положений консолей крыла - в рабочем и в транспортном (сложенном) положениях.The invention is illustrated by drawings, in which:
- in FIG. 1 shows a General view of the proposed aircraft in terms of showing the annular channel with propellers
- in the position for take-off / landing or hover mode - a solid line,
- in the position for horizontal flight - a dash-dot line;
- in FIG. 2 shows a side view of the proposed aircraft showing the position of the annular channel with propellers in two mutually perpendicular positions for different flight modes;
- in FIG. 3 shows a front view of the proposed aircraft showing the position of the annular channel with propellers in two mutually perpendicular positions for different flight modes, as well as showing the two positions of the wing consoles - in the working and transport (folded) positions.
Предлагаемый самолет вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж, имеющий гондолу 1 и две хвостовые балки 2, 3; шасси с носовым колесом 4, основными колесами 5, 6 и хвостовыми опорами 7, 8; крыло, имеющее центроплан 9 и две консоли 10, 11, шарнирно закрепленные на боковых торцах центроплана 9; оперение, включающее два киля 12, 13 и стабилизатор 14; силовую установку, включающую два турбовальных двигателя 15, 16, соединенные трансмиссиями 17, 18 с двумя воздушными винтами 19, 20; и органы управления: установленные на консолях 10, 11 элероны 21, 22 для задания крена самолета и элементы механизации крыла, например, закрылки 23, 24, руль высоты 25 для изменения угла тангажа самолета, размещенный на стабилизаторе 14, рули направления самолета 26, 27, размещенные на килях 12, 13 и элевоны 28, 29 для обеспечения одновременного задания самолету крена и угла тангажа, установленные на хвостовых балках 2, 3 около килей 12, 13. The proposed vertical take-off and landing aircraft contains a fuselage having a nacelle 1 and two tail beams 2, 3; the chassis with the
При этом гондола 1 закреплена по оси симметрии самолета в передней части (на передней кромке) центроплана 9, на задней кромке которого закреплены две размещенные в горизонтальной плоскости хвостовые балки 2, 3. In this case, the nacelle 1 is fixed along the axis of symmetry of the aircraft in the front part (on the front edge) of the center section 9, on the rear edge of which two tail beams 2, 3 located in the horizontal plane are fixed.
Каждый из двигателей 15, 16 закреплен неподвижно в соответствующей хвостовой балке 2, 3 в ее центральной части, причем двигатели 15, 16 установлены таким образом, что оси 30, 31 выходных сопел 32, 33 двигателей 15, 16 направлены в места пересечения соответствующих килей 12, 13 с соответствующими элевонами 28, 29. Each of the
Воздушные винты 19, 20 выполнены одинакового диаметра и вращающимися в разные стороны с помощью трансмиссий 17, 18 и установлены на одной оси 34 в вырезе центроплана над центром тяжести 35 самолета. При этом воздушные винты 19, 20 размещены в кольцевом канале 36, выполненном с возможностью качания в плоскости симметрии самолета, причем угол качания "b" кольцевого канала 36 с воздушными винтами 19, 20 для обеспечения надежного перевода самолета в режим "висения" составляет 95 ... 100 градусов. Propellers 19, 20 are made of the same diameter and rotate in different directions with the help of transmissions 17, 18 and are installed on the same axis 34 in the center section of the center section above the center of
Кроме того расстояние "h" (величина смещения по вертикали) оси качания 37 кольцевого канала 36 с воздушными винтами 19, 20 от центра тяжести 35 самолета составляет 0,05 ... 0,5 диаметра "d" воздушного винта 19 или 20. В свою очередь трансмиссии 17, 18 выполнены таким образом, что оба воздушным винта 19, 20 могут вращаться как обоими двигателями 15, 16 на режимах взлета и посадки, так и любым из двигателей в режиме горизонтального полета. In addition, the distance "h" (vertical offset) of the
Эксплуатация предлагаемого самолета вертикального взлета и посадки осуществляется следующим образом. The operation of the proposed aircraft vertical takeoff and landing is as follows.
Режим I. Взлет. Mode I. Take-off.
Перед взлетом самолета на стартовой позиции кольцевой канал 36 с воздушными винтами 19, 20 устанавливается в положение "a" (см. фиг. 2), при котором вектор тяги воздушных винтов 19, 20 направлен от центра тяжести 35 строго вертикально вверх, что обеспечивает устойчивость самолета при взлете (а также впоследствии как при "висении", так и при посадке). Даже в случае отказа одного из двигателей 15, 16, поломки механизмов изменения шага или отказе других элементов воздушных винтов 19, 20 самолет сохранит устойчивое горизонтальное положение, что позволит пилоту либо перевести самолет в горизонтальный полет (при наличии достаточной высоты), либо совершить посадку. Before taking off the aircraft at the starting position, the
Управление по всем осям на режимах взлета и посадки, а также "висения" обеспечивается за счет обдува выхлопными газами от двигателей 15, 16 концевых частей стабилизатора 14 и руля высоты 25, килей 12, 13 с рулями направления 26, 27 и элевонов 28, 29, которые могут отклоняться как синхронно с рулем высоты 25, обеспечивая наклон самолета либо на нос, либо на хвост, так и в разные стороны, обеспечивая крен самолета в любую нужную сторону. Рули направления 26, 27 обеспечивают поворот самолета вокруг вертикальной оси. Control over all axes during take-off and landing, as well as “hovering” modes is ensured by blowing exhaust gases from
Взлет самолета в случае избыточной полезной нагрузки или по другим причинам может быть выполнен традиционным образом с обычного аэродрома, причем поворот кольцевого канала 36 с воздушными винтами 19, 20 на 30 ... 50 градусов от положения для горизонтального полета позволяет резко сократить длину разбега. Take-off of the aircraft in case of excess payload or for other reasons can be performed in the traditional way from a conventional aerodrome, and the rotation of the
Режим II. Горизонтальный полет. Mode II. Level flight.
После набора достаточной высоты кольцевой канал 36 с заданной скоростью переводится в положение "b" (см. фиг. 2) и самолет плавно набирает скорость, переходя в горизонтальный полет. При достижении скорости, обеспечивающей создание достаточной для горизонтального полета подъемной силы крыла, один из двигателей может быть выключен и дальнейший полет будет совершаться в экономичном режиме. При отказе работающего двигателя горизонтальный полет может быть продолжен на другом. Полет на двух двигателях обеспечивает максимальную скорость. При этом достаточная площадь крыла обеспечивает самолету аэродинамическое качество не ниже 12...15, что позволяет даже в случае отказа обоих двигателей в горизонтальном полете при наличии некоторого запаса высоты произвести безопасную посадку. After gaining sufficient height, the
Режим III. "Висение". Mode III. "Hanging."
Для выполнения задач по наблюдению за местностью, выбору места для посадки и т.п. самолет может эксплуатироваться в режиме "висения", т.е. останавливаться в воздухе. Для этого кольцевой канал 36 поворачивают до придания оси воздушных винтов 19, 20 вертикального положения, после чего оборотами двигателей 15, 16 обеспечивают равенство силы тяги воздушных винтов 19, 20 весу самолета. To perform tasks on monitoring the terrain, choosing a place for landing, etc. the aircraft can be operated in the "hover" mode, i.e. stop in the air. For this, the
Дополнительный наклон оси воздушных винтов 19, 20 позволяет самолету перемещаться вперед или назад, в том числе и с наклоном на нос или на хвост за счет соответствующего отклонения руля высоты 25 и элевонов 28, 29. При этом элевоны позволяют обеспечить крен самолета и, соответственно, его скольжение в сторону крена, а рули направления 26, 27 обеспечивают поворот самолета вокруг вертикальной оси в любую сторону. An additional inclination of the axis of the propellers 19, 20 allows the aircraft to move forward or backward, including with an inclination towards the nose or tail due to the corresponding deviation of the elevator 25 and elevons 28, 29. At the same time, elevons allow the aircraft to roll and, accordingly, its sliding in the direction of the roll, and rudders 26, 27 provide rotation of the aircraft around the vertical axis in any direction.
Режим IV. Посадка. IV mode. Landing.
Для перехода из горизонтального полета в режим посадки запускается ранее остановленный второй двигатель и кольцевой канал 36 переводится из положения "b" в положение "a", причем благодаря тому, что угол поворота кольцевого канала 36 составляет 95 ... 100 градусов, этот наклон приводит к появлению горизонтальной составляющей тяги, которая тормозит самолет. Еще более быстрое торможение будет обеспечено при придании самолету положительного угла тангажа. После перехода в режим "висения" сила тяги винтов уменьшается и самолет совершает плавную посадку. To switch from horizontal flight to landing mode, the previously stopped second engine is started and the
После посадки самолета для облегчения рулежки и помещения его в ангар консоли 10, 11 крыла поднимаются вверх в положение "c" (см. фиг. 3), что существенно уменьшает ширину самолета. After landing the aircraft to facilitate taxiing and placing it in the hangar, the
Использование предлагаемого изобретения позволяет:
1. Обеспечить существенное повышение безопасности полетов на режимах взлета, "висения" и посадки, в том числе и при отказе одного двигателя или при поломке механизма изменения шага одного или обоих воздушных винтов за счет обеспечения статической устойчивости самолета на этих режимах.Using the invention allows:
1. To ensure a significant increase in flight safety during take-off, “hovering” and landing modes, including when a single engine fails or if the mechanism for changing the pitch of one or both propellers breaks due to the static stability of the aircraft in these modes.
2. Обеспечить существенное повышение безопасности полетов как на режимах взлета, "висения" и посадки, так и в режиме горизонтального полета при отказе обоих двигателей за счет аэродинамического качества самолета, равного 12 ... 15, обеспечивающего безопасную посадку самолета при некотором запасе высоты или скорости. 2. To ensure a significant increase in flight safety both in take-off, "hover" and landing modes, and in horizontal flight mode in case of failure of both engines due to the aerodynamic quality of the aircraft, equal to 12 ... 15, which ensures a safe landing of the aircraft with a certain margin of altitude or speed.
3. Обеспечить высокую экономичность эксплуатации самолета (близкую к экономичности обычных самолетов такого класса по массе) путем исключения неоправданно высоких энергозатрат в процессе полета за счет обеспечения возможности выполнения полета на одном двигателе. 3. To ensure high efficiency of operation of the aircraft (close to the efficiency of conventional aircraft of this class in mass) by eliminating unreasonably high energy costs during the flight by ensuring the possibility of flying on one engine.
4. Обеспечить высокую степень универсальности применения самолетов такого типа путем исключения необходимости строительства специальных аэродромов и обеспечения эксплуатации даже с необорудованных площадок (в том числе с рыболовных судов, с грунтовых площадок, например, в сельской местности и т. п.). 4. To ensure a high degree of universality of the use of aircraft of this type by eliminating the need to build special airfields and ensuring operation even from unequipped sites (including fishing vessels, from unpaved areas, for example, in rural areas, etc.).
5. Обеспечить возможность производить взлет традиционным образом с обычного аэродрома или с короткой неподготовленной площадки (в случае избыточного веса полезной нагрузки или на большой высоте над уровнем моря) с резким сокращением длины разбега. 5. To provide the opportunity to take off in the traditional way from a conventional aerodrome or from a short unprepared site (in case of overweight payload or at high altitude) with a sharp reduction in take-off distance.
6. Обеспечить пилоту повышенные удобства (комфортные рабочие условия) при выполнении всех режимов полета за счет обеспечения возможности управления самолетом с помощью привычных органов управления: рулей высоты, направления и элевонов, обеспечивающих в свою очередь пилоту привычные для него ощущения, возникающие в обычном горизонтальном полете. 6. To provide the pilot with enhanced amenities (comfortable working conditions) when performing all flight modes by providing the ability to control the aircraft using the usual controls: elevators, directions and elevons, which in turn provide the pilot with the familiar sensations that arise in normal horizontal flight .
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98120666/28A RU2141432C1 (en) | 1998-11-18 | 1998-11-18 | Vertical take-off and landing aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98120666/28A RU2141432C1 (en) | 1998-11-18 | 1998-11-18 | Vertical take-off and landing aircraft |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2141432C1 true RU2141432C1 (en) | 1999-11-20 |
Family
ID=20212333
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU98120666/28A RU2141432C1 (en) | 1998-11-18 | 1998-11-18 | Vertical take-off and landing aircraft |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2141432C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2011096844A1 (en) * | 2010-02-08 | 2011-08-11 | Filimonov Alexandr Iosifovich | Aircraft on an air cushion with aerostatic load relief |
RU2497721C2 (en) * | 2011-11-01 | 2013-11-10 | Фатидин Абдурахманович Мухамедов | Mukhamedov's vtol aircraft with jump landing gear |
-
1998
- 1998-11-18 RU RU98120666/28A patent/RU2141432C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Бауэрс П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. - М.: Мир, 1991, с.229, 230, рис.11.21. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2011096844A1 (en) * | 2010-02-08 | 2011-08-11 | Filimonov Alexandr Iosifovich | Aircraft on an air cushion with aerostatic load relief |
RU2497721C2 (en) * | 2011-11-01 | 2013-11-10 | Фатидин Абдурахманович Мухамедов | Mukhamedov's vtol aircraft with jump landing gear |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11932386B2 (en) | Air vehicle and method of operation of air vehicle | |
US11634218B2 (en) | Redundant drive train for pylon mounted rotors | |
CA2947974C (en) | Vtol aircraft | |
US7118066B2 (en) | Tall V/STOL aircraft | |
US6086016A (en) | Gyro stabilized triple mode aircraft | |
EP1704089B1 (en) | Tilt-rotor aircraft | |
US9616995B2 (en) | Aircraft and methods for operating an aircraft | |
US3081964A (en) | Airplanes for vertical and/or short take-off and landing | |
US6398157B1 (en) | Aircraft | |
US7143973B2 (en) | Avia tilting-rotor convertiplane | |
US4589611A (en) | Air jet reaction contrarotating rotor gyrodyne | |
US5086993A (en) | Airplane with variable-incidence wing | |
US20170174342A1 (en) | Vertical Takeoff Aircraft and Method | |
RU2351506C2 (en) | Multipurpose hydroconvertipropeller plane | |
RU2550589C1 (en) | Convertible vertical take-off and landing aircraft (versions) | |
US2953319A (en) | Convertiplane | |
RU2141432C1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
US11919633B2 (en) | Convertiplane | |
US20120111997A1 (en) | Rotorcraft empennage | |
EP4217273A1 (en) | Rotorcraft | |
RU2521121C1 (en) | Heavy-duty multirotor convertible rotorcraft | |
RU2162809C2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
RU2028964C1 (en) | Vertical take-off and landing aeroplane | |
RU213749U1 (en) | FLYING PLATFORM-QUADROCOPTER | |
RU2282566C2 (en) | Convertiplane |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20041119 |