RU2410289C1 - Two-deck aircraft with rotary wings spaced apart by vertical tail - Google Patents
Two-deck aircraft with rotary wings spaced apart by vertical tail Download PDFInfo
- Publication number
- RU2410289C1 RU2410289C1 RU2009146414/11A RU2009146414A RU2410289C1 RU 2410289 C1 RU2410289 C1 RU 2410289C1 RU 2009146414/11 A RU2009146414/11 A RU 2009146414/11A RU 2009146414 A RU2009146414 A RU 2009146414A RU 2410289 C1 RU2410289 C1 RU 2410289C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- wing
- aircraft
- deck
- wings
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Tires In General (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования и производства пассажирских и транспортных самолетов горизонтального взлета и посадки и направлено на создание высокоэффективного двухпалубного самолета за счет снижения массы конструкции и улучшения аэродинамических характеристик.The invention relates to aircraft and can be used for the design and production of passenger and transport aircraft horizontal take-off and landing and is aimed at creating a highly efficient double-deck aircraft by reducing the weight of the structure and improving aerodynamic characteristics.
Известна "Летающая лодка, использующая эффект влияния земли", Патент США №6164591, 2000, МПК В64С 3/38 (www.uspto.gov). Данный аппарат содержит фюзеляж, поворотное крыло, вертикальное и горизонтальное оперение и силовую установку. Аппарат скомпонован по нормальной схеме. Поворотное крыло с автоматически устойчивым профилем расположено впереди и выше центра тяжести экраноплана в сочетании с одним или несколькими спойлерами специального аэродинамического профиля, установленными с возможностью изменения угла установки несущей поверхности крыла. Изменение углов установки несущих поверхностей при продольном управлении летательным аппаратом осуществляется путем поворота относительно осей шарниров.The famous "Flying boat using the effect of the influence of the earth", US Patent No. 6164591, 2000, IPC B64C 3/38 (www.uspto.gov). This apparatus contains a fuselage, a rotary wing, vertical and horizontal tail, and a power plant. The device is arranged in a normal way. A rotary wing with an automatically stable profile is located in front of and above the center of gravity of the winged wing in combination with one or more spoilers of a special aerodynamic profile installed with the possibility of changing the angle of installation of the wing surface. Changing the installation angles of the bearing surfaces during longitudinal control of the aircraft is carried out by rotation relative to the axis of the hinges.
Недостатком такого летательного аппарата является большая масса конструкции; статическая и динамическая неустойчивость, вызванная большим аэродинамическим влиянием переднего крыла на заднее, возникающее из-за малого разнесения крыльев по длине фюзеляжа. Кроме того, самолет с горизонтальным оперением имеет потери в подъемной силе на балансировку до 10%.The disadvantage of such an aircraft is the large mass of the structure; static and dynamic instability caused by a large aerodynamic effect of the front wing on the rear wing, arising from the small spacing of the wings along the length of the fuselage. In addition, the aircraft with horizontal tail has a loss in lift for balancing up to 10%.
Наиболее близкими по технической сущности к предлагаемому изобретению является "Двухпалубный самолет горизонтального вздета и посадки с поворотными крыльями", Патент РФ №2286287, 2006, МПК В64С 39/08, 3/42 (www.fips.ru, БИ №30 от 27.10.06). Данный летательный аппарат содержит фюзеляж, два поворотных крыла, вертикальное оперение, силовую установку, шасси. Самолет скомпонован по схеме тандем. Поворотные крылья расположены в носовой и хвостовой частях фюзеляжа и установлены на шарнирах, оси поворота которых предназначены для обеспечения заданного угла установки несущей поверхности крыльев. Оба крыла выполнены геометрической формы и одинаковыми размерами и снабжены интерцепторами или рулями высоты. Подобные аппараты также имеют автоматическую систему стабилизации, при этом автоматическая система стабилизации выполнена с возможностью отключения в момент продольного управления самолетом.Closest to the technical nature of the present invention is "Double-deck aircraft horizontal take-off and landing with rotary wings", RF Patent No. 2286287, 2006, IPC ВСС 39/08, 3/42 (www.fips.ru, BI No. 30 of 27.10. 06). This aircraft contains a fuselage, two rotary wings, vertical tail, power plant, landing gear. The aircraft is arranged in tandem. Rotary wings are located in the nose and tail of the fuselage and are mounted on hinges, the axis of rotation of which are designed to provide a given angle of installation of the bearing surface of the wings. Both wings are made of geometric shape and the same size and equipped with spoilers or elevators. Such devices also have an automatic stabilization system, while the automatic stabilization system is configured to turn off at the time of longitudinal control of the aircraft.
Недостатком данного аппарата является большая масса конструкции, значительной составляющей которой является вертикальное оперение большой площади и усиленные шпангоуты, установленные в узлах крепления вертикального оперения к фюзеляжу. При подобной компоновке сохраняется аэродинамическое влияние переднего крыла на заднее. Близкое расположение крыла и фюзеляжа вызывает интерференцию крыла и фюзеляжа, ухудшающую аэродинамические характеристики самолета. Установка вертикального оперения за задним поворотным крылом вызывает его затенение крылом, что ухудшает маневренные характеристики самолета в целом.The disadvantage of this device is the large mass of the structure, a significant component of which is the vertical plumage of a large area and reinforced frames installed in the attachment points of the vertical plumage to the fuselage. With this arrangement, the aerodynamic effect of the front wing on the rear wing is maintained. The close location of the wing and the fuselage causes the interference of the wing and the fuselage, worsening the aerodynamic characteristics of the aircraft. The installation of vertical tail unit behind the rear rotary wing causes its shadowing by the wing, which affects the maneuverability of the aircraft as a whole.
Решаемой задачей предлагаемого изобретения является создание высокоэффективного самолета за счет снижения массы и улучшения его аэродинамических характеристик, результат от использования которого заключается вThe solved problem of the invention is the creation of a highly efficient aircraft by reducing weight and improving its aerodynamic characteristics, the result of the use of which is
- полном исключении аэродинамического влияния переднего крыла на заднее крыло путем их максимального разнесения по длине и высоте фюзеляжа, а также уменьшении интерференции крыла и фюзеляжа;- the complete exclusion of the aerodynamic influence of the front wing on the rear wing by maximally spacing them along the length and height of the fuselage, as well as reducing interference between the wing and the fuselage;
- повышении управляемости самолета, исключив затенение вертикального оперения задним поворотным крылом;- increasing the controllability of the aircraft, eliminating the shadowing of the vertical tail by the rear rotary wing;
- снижении массы летательного аппарата за счет компоновки и рационального распределения нагрузок.- reducing the mass of the aircraft due to the layout and rational distribution of loads.
Предлагаемое изобретение достигается тем, что в "двухпалубный самолет с поворотными крыльями и разнесенным вертикальным оперением", установленными с возможностью изменения угла установки несущей поверхности крыла, снабженный автоматической системой продольной стабилизации с помощью интерцепторов или рулей, содержащий фюзеляж, состоящий из верхней и нижней палуб, переднее крыло, расположенное в носовой части фюзеляжа, и заднее крыло расположенного в хвостовой части фюзеляжа, силовую установку, вертикальное оперение, шасси, в конструкцию был введен пилон, расположенный на поверхности верхней палубы фюзеляжа, а вертикальное оперение выполнено разнесенным по концам заднего поворотного крыла и имеет одинаковую геометрическую форму и размеры, при этом заднее поворотное крыло разнесено относительно переднего поворотного крыла по продольной оси до конца хвостовой части фюзеляжа и расположено на пилоне на расстоянии, позволяющем устранить аэродинамическое влияние на летательный аппарат.The present invention is achieved in that in a "double-deck aircraft with rotary wings and spaced vertical tail", installed with the ability to change the angle of installation of the bearing surface of the wing, equipped with an automatic system of longitudinal stabilization using spoilers or rudders, containing the fuselage, consisting of upper and lower decks, the front wing located in the nose of the fuselage, and the rear wing located in the rear of the fuselage, powerplant, vertical tail, chassis, in the design In July, a pylon located on the surface of the upper deck of the fuselage was introduced, and the vertical tail made spaced at the ends of the rear rotary wing and has the same geometric shape and dimensions, while the rear rotary wing is spaced relative to the front rotary wing along the longitudinal axis to the end of the fuselage tail and is located on the pylon at a distance that eliminates the aerodynamic effect on the aircraft.
Технический результат заключается в том, что была разработана компоновка двухпалубного самолета горизонтального взлета и посадки с поворотными крыльями, в котором вертикальное оперение выполнено разнесенным по концам заднего поворотного крыла, одинаковой геометрической формы и размеров, причем заднее поворотное крыло вынесено на пилоне на поверхности фюзеляжа, что позволило решить ряд задач, снижающих вес самолета и улучшающих его аэродинамические характеристики:The technical result consists in the fact that a layout was developed for a two-deck horizontal take-off and landing aircraft with rotary wings, in which the vertical tail was spaced at the ends of the rear rotary wing of the same geometric shape and size, with the rear rotary wing placed on the pylon on the fuselage surface, which allowed to solve a number of problems that reduce the weight of the aircraft and improve its aerodynamic characteristics:
- полностью устранить аэродинамическое влияние переднего крыла на заднее, обеспечив наибольшее разнесение крыльев по длине и по высоте;- completely eliminate the aerodynamic effect of the front wing on the rear, providing the greatest separation of the wings in length and height;
- исключить интерференцию фюзеляжа и крыла, разнеся их по высоте с помощью пилона;- to exclude interference of the fuselage and wing, spreading them in height with the help of a pylon;
- повысить эффективность несущих поверхностей крыла и уменьшить крутящий момент фюзеляжа;- increase the efficiency of the bearing surfaces of the wing and reduce the torque of the fuselage;
- уменьшить потребные площади, а следовательно, и массу вертикального оперения за счет увеличения плеча вертикального оперения, при сохранении заданных характеристик устойчивости и управляемости;- to reduce the required area, and consequently, the mass of vertical plumage by increasing the shoulder of the vertical plumage, while maintaining the specified characteristics of stability and controllability;
- разгрузку силовых элементов заднего поворотного крыла за счет того, что вертикальное оперение, закрепленное на торцах крыла, снижает нагрузки на крыло в полете;- unloading the power elements of the rear rotary wing due to the fact that the vertical tail mounted on the ends of the wing reduces the load on the wing in flight;
- отсутствие вертикального оперения, установленного на фюзеляже, исключает размещение усиленных шпангоутов в узлах его крепления к фюзеляжу, что также позволяет снизить массу летательного аппарата.- the absence of vertical tail mounted on the fuselage, eliminates the placement of reinforced frames in the nodes of its attachment to the fuselage, which also reduces the weight of the aircraft.
Для пояснения технической сущности:To clarify the technical nature:
На Фиг.1 представлен общий вид двухпалубного самолета.Figure 1 presents a General view of a two-deck aircraft.
На Фиг.2 представлено углов установки крыльев на различных режимах полета.Figure 2 presents the angles of installation of the wings in various flight modes.
На Фиг.3 показаны силовые шпангоуты крепления узлов поворота.Figure 3 shows the power frames of the mounting rotation nodes.
На Фиг.4 представлен вид самолета в плане. Заднее поворотное крыло разнесено относительно переднего поворотного крыла по продольной оси до конца хвостовой части фюзеляжа на 14 средних аэродинамических хорд (САХ) по длине и на 3/4 диаметра фюзеляжа по высоте и расположено на пилоне, т.е. разнос крыльев по длине и высоте фюзеляжа позволяет полностью исключить аэродинамическое влияние переднего крыла на заднее.Figure 4 presents a plan view of the aircraft. The rear rotary wing is spaced relative to the front rotary wing along the longitudinal axis to the end of the tail of the fuselage by 14 medium aerodynamic chords (SAX) in length and 3/4 of the diameter of the fuselage in height and is located on the pylon, i.e. the spacing of the wings along the length and height of the fuselage allows you to completely eliminate the aerodynamic effect of the front wing on the rear.
На Фиг.5 представлен самолета сбоку. Применение компоновки с разнесенным вертикальным оперением позволило значительно увеличить плечо вертикального оперения Lво и тем самым уменьшить его площадь при сохранении заданных характеристик управляемости.Figure 5 presents the aircraft from the side. The use of a layout with spaced vertical plumage made it possible to significantly increase the shoulder of the vertical plumage Lvo and thereby reduce its area while maintaining the given handling characteristics.
Па Фиг.6 представлен самолета спереди. Применение пилона позволяет разнести заднее поворотное крыло относительно заднего по высоте.Pa Fig.6 presents the aircraft in front. The use of a pylon allows you to spread the rear swivel wing relative to the rear in height.
На чертежах представлено:The drawings show:
1 - нижняя палуба фюзеляжа,1 - lower deck of the fuselage,
2 - верхняя палуба фюзеляжа,2 - the upper deck of the fuselage,
3 - переднее поворотное крыло,3 - front swivel wing,
4 - заднее поворотное крыло,4 - rear rotary wing,
5 - шпангоуты фюзеляжа,5 - frames of the fuselage,
6 - шарниры поворотных крыльев 3 и 4,6 - hinges of rotary wings 3 and 4,
7 - винтовой механизм поворота крыльев,7 - screw rotation mechanism of the wings,
8 - кессон центроплана поворотного крыла,8 - caisson of the center section of the rotary wing,
9 - вертикальное оперение,9 - vertical plumage,
10 - пилон,10 - pylon
11 - силовая установка,11 - power plant,
12 - шасси.12 - chassis.
На фигурах были введены следующие обозначения:The following notation was introduced in the figures:
цт - центр тяжести самолета;CT - the center of gravity of the aircraft;
цд - центр давления вертикального оперения;cd - the center of pressure of the vertical tail;
Lво - плечо вертикального оперения;Lvo - shoulder of vertical plumage;
G - сила веса самолета.G is the weight force of the aircraft.
Двухпалубный самолет с поворотными крыльями и разнесенным вертикальным оперением работает следующим образом:A two-deck aircraft with swivel wings and spaced vertical plumage operates as follows:
Разбег-пробег осуществляется при горизонтальном положении фюзеляжа, а угол атаки крыльев изменяется путем их поворота относительно фюзеляжа. На взлете и при посадке требуемая подъемная сила крыла создается без изменения горизонтального положения фюзеляжа (Фиг.2), с помощью винтового механизма (7), который поворачивает крылья (3) и (4) относительно шарниров (6), устанавливают углы переднего и заднего крыла (Фиг.3). Автоматическая система стабилизации с помощью интерцепторов или рулей обеспечивает продольную стабилизацию самолета при изменении угла тангажа самолета, вызванного каким-либо внешним возмущением. При этом максимальное разнесение крыльев по длине фюзеляжа (на 14 средних аэродинамических хорд) за счет отсутствия вертикального оперения, наряду с размещением крыльев на разной высоте (на 3/4 диаметра фюзеляжа), благодаря использованию пилона позволяет полностью устранить аэродинамическое влияние переднего крыла на заднее, а также исключить интерференцию крыла и фюзеляжа, что позволяет добиться более плавного обтекания самолета воздушным потоком и тем самым снизить расход топлива в полете (см. Гайнутдинова Т.Ю. "Применение цельноповоротных крыльев". Изв. вузов Авиационная техника, Казань, КГТУ им. А.Н.Туполева, 2002, №4, с.59-61; Гайнутдинова Т.Ю., Цой А.С. "Компоновочная схема самолета с крыльями с изменяемым углом установки". Материалы Всероссийской научно-практической конференции «Авиакосмические технологии и оборудование», Казань, 2004, КГТУ - КАИ, с.103-106; Гайнутдинова Т.Ю., Рамазанов Р.В. "Компоновочная схема транспортного самолета с крыльями с изменяемым углом установки". Вестник КГТУ им. А.Н.Туполева, Казань, 2003, №1, с.3-5). Установка вертикального оперения на концах заднего поворотного крыла позволяет разгрузить крыло в полете, то есть массовые силы, создаваемые вертикальным оперением, уравновешивают аэродинамические силы, создаваемые крылом, тем самым снижая нагрузку на него. Это позволяет использовать силовые элементы крыла меньшей площади, то есть снизить массу заднего поворотного крыла (см. Одиноков Ю.Г. "Расчет самолета на прочность", М., Машиностроение, 1973, 392 с.)The run-up run is carried out with the horizontal position of the fuselage, and the angle of attack of the wings is changed by turning them relative to the fuselage. On takeoff and landing, the required lifting force of the wing is created without changing the horizontal position of the fuselage (Figure 2), using the screw mechanism (7) that rotates the wings (3) and (4) relative to the hinges (6), set the front and rear angles wing (Figure 3). An automatic stabilization system with the help of spoilers or rudders provides longitudinal stabilization of the aircraft when the pitch angle of the aircraft changes due to any external disturbance. At the same time, the maximum spacing of the wings along the length of the fuselage (by 14 medium aerodynamic chords) due to the lack of vertical tail, along with the placement of the wings at different heights (by 3/4 of the diameter of the fuselage), thanks to the use of the pylon, completely eliminates the aerodynamic effect of the front wing on the rear, and also to exclude interference between the wing and the fuselage, which allows to achieve a smoother air flow around the aircraft and thereby reduce fuel consumption in flight (see T. Gaynutdinova, “Application of the whole rotation wings ". Izv. universities Aviation Engineering, Kazan, KSTU named after AN Tupolev, 2002, No. 4, pp. 59-61; Gainutdinova T.Yu., Tsoi AS" The layout of the aircraft with wings with variable installation angle. "Materials of the All-Russian Scientific and Practical Conference" Aerospace Technologies and Equipment ", Kazan, 2004, KSTU - KAI, p.103-106; Gaynutdinova T.Yu., Ramazanov RV" Layout diagram of a transport aircraft with wings with a variable installation angle. "Bulletin of KSTU named after A.N. Tupolev, Kazan, 2003, No. 1, p. 3-5). The installation of the vertical tail at the ends of the rear rotary wing allows you to unload the wing in flight, that is, the mass forces created by the vertical tail balance the aerodynamic forces created by the wing, thereby reducing the load on it. This allows you to use the power elements of the wing of a smaller area, that is, to reduce the mass of the rear rotary wing (see Odinokov Yu.G. "Strength calculation of the aircraft", M., Mechanical Engineering, 1973, 392 S.)
Преимущества предлагаемого изобретения по сравнению с известными аналогами:The advantages of the invention in comparison with known analogues:
1. В самолете с крыльями, изменяющими угол установки, обеспечивается взлет, посадка и полет самолета, при которых фюзеляж самолета всегда сохраняет горизонтальное (или близкое к горизонтальному) положение. Уменьшается потребная высота шасси, следовательно, его вес.1. In an airplane with wings that change the angle of installation, takeoff, landing and flight of the airplane is ensured, in which the fuselage of the airplane always maintains a horizontal (or close to horizontal) position. The required height of the chassis is reduced, therefore, its weight.
2. Два равноценных несущих крыла, расположенных в носовой и хвостовой частях фюзеляжа, значительно разгружают фюзеляж, снижая массу фюзеляжа и конструкции самолета в целом, что позволяет увеличить массу полезной нагрузки.2. Two equivalent load-bearing wings located in the nose and tail of the fuselage, significantly unload the fuselage, reducing the mass of the fuselage and the structure of the aircraft as a whole, which allows to increase the mass of the payload.
3. Две равноценные несущие поверхности (крылья), суммарной площадью равные одной несущей поверхности, имеют суммарно меньшую массу при одинаковых относительных параметрах.3. Two equivalent bearing surfaces (wings), with a total area equal to one bearing surface, have a total lower mass with the same relative parameters.
4. Применение разнесенного вертикального оперения, установленного на несущих поверхностях, позволяет уменьшить потребные площади вертикального оперения, а также разгрузить силовые элементы крыла, что способствует массы конструкции.4. The use of spaced vertical plumage installed on bearing surfaces, allows to reduce the required area of vertical plumage, as well as unload the power elements of the wing, which contributes to the mass of the structure.
5. Увеличение расстояния между несущими поверхностями крыльев относительно продольной оси самолета наряду с разнесением крыльев по высоте фюзеляжа способствует полному устранению аэродинамического влияния переднего крыла на заднее, уменьшению интерференции крыла и фюзеляжа, а следовательно, и улучшению аэродинамических характеристик самолета в целом.5. An increase in the distance between the bearing surfaces of the wings relative to the longitudinal axis of the aircraft along with the separation of the wings along the height of the fuselage contributes to the complete elimination of the aerodynamic influence of the front wing on the rear, to reduce interference between the wing and the fuselage, and, consequently, to improve the aerodynamic characteristics of the aircraft as a whole.
6. Отсутствие вертикального оперения, установленного на фюзеляже, исключает размещение усиленных шпангоутов в узлах крепления вертикального оперения к фюзеляжу, что также позволяет снизить его массу.6. The absence of vertical tail mounted on the fuselage excludes the placement of reinforced frames in the attachment points of the vertical tail to the fuselage, which also reduces its weight.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009146414/11A RU2410289C1 (en) | 2009-12-14 | 2009-12-14 | Two-deck aircraft with rotary wings spaced apart by vertical tail |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009146414/11A RU2410289C1 (en) | 2009-12-14 | 2009-12-14 | Two-deck aircraft with rotary wings spaced apart by vertical tail |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2410289C1 true RU2410289C1 (en) | 2011-01-27 |
Family
ID=46308357
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009146414/11A RU2410289C1 (en) | 2009-12-14 | 2009-12-14 | Two-deck aircraft with rotary wings spaced apart by vertical tail |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2410289C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2487049C1 (en) * | 2012-05-11 | 2013-07-10 | Егор Дмитриевич Лебедев | Multideck aircraft |
| RU2562259C1 (en) * | 2014-07-29 | 2015-09-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Airborne vehicle |
| CN106828872A (en) * | 2017-02-10 | 2017-06-13 | 北京航空航天大学 | The HAE tandem rotor aircraft aerodynamic arrangement of empennage is supported using rear wing high |
| CN114715380A (en) * | 2022-04-20 | 2022-07-08 | 中国航空发动机研究院 | Morphing aircraft and driving method thereof |
-
2009
- 2009-12-14 RU RU2009146414/11A patent/RU2410289C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2487049C1 (en) * | 2012-05-11 | 2013-07-10 | Егор Дмитриевич Лебедев | Multideck aircraft |
| RU2562259C1 (en) * | 2014-07-29 | 2015-09-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Airborne vehicle |
| CN106828872A (en) * | 2017-02-10 | 2017-06-13 | 北京航空航天大学 | The HAE tandem rotor aircraft aerodynamic arrangement of empennage is supported using rear wing high |
| CN106828872B (en) * | 2017-02-10 | 2019-10-29 | 北京航空航天大学 | Using the high rear wing high altitude long time tandem rotor aircraft aerodynamic arrangement of support empennage |
| CN114715380A (en) * | 2022-04-20 | 2022-07-08 | 中国航空发动机研究院 | Morphing aircraft and driving method thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2507122C1 (en) | Aircraft | |
| US8191823B2 (en) | Mast having modifiable geometry for securing an engine to an aircraft wing | |
| CN111315655B (en) | Assembly of three composite wings for an air, water, land or space vehicle | |
| CN106005400A (en) | Vertical-takeoff auxiliary system for fixed-wing aircraft | |
| US9738379B2 (en) | Removable lift assembly for a rotorcraft, and a rotorcraft | |
| CN108045575B (en) | Short-distance take-off vertical landing aircraft | |
| RU2456209C1 (en) | Converter plane | |
| CN205971844U (en) | Fixed wing aircraft vertical take -off auxiliary system | |
| RU2410289C1 (en) | Two-deck aircraft with rotary wings spaced apart by vertical tail | |
| CN106005394A (en) | Rescue aircraft | |
| RU2641952C1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| US20150360788A1 (en) | Suspension structure with variable geometry of a turboprop engine on a structural element of an aircraft | |
| US20220177115A1 (en) | High-lift device | |
| WO2015094003A1 (en) | Combination aircraft wing | |
| US20130299627A1 (en) | Low speed, high performance hang glider | |
| RU64176U1 (en) | HEAVY TRANSPORT PLANE | |
| WO2015016731A1 (en) | Aircraft (variants) | |
| RU2456208C1 (en) | Converter plane | |
| RU127365U1 (en) | AIRCRAFT | |
| RU2350510C2 (en) | Vtol aircraft | |
| RU2352496C1 (en) | Aircraft | |
| RU2632387C1 (en) | Aircraft-2 | |
| WO2015156700A1 (en) | Airship | |
| Englar et al. | Experimental development and evaluation of pneumatic powered-lift super-STOL aircraft | |
| RU2335430C1 (en) | High-capacity aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20121215 |