RU2435707C2 - Vertical take-off and landing aircraft - Google Patents
Vertical take-off and landing aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2435707C2 RU2435707C2 RU2009134950/11A RU2009134950A RU2435707C2 RU 2435707 C2 RU2435707 C2 RU 2435707C2 RU 2009134950/11 A RU2009134950/11 A RU 2009134950/11A RU 2009134950 A RU2009134950 A RU 2009134950A RU 2435707 C2 RU2435707 C2 RU 2435707C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- wing
- vertical take
- remote control
- landing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, а именно к летательным аппаратам, и предназначено для перевозки грузов и пассажиров, для опыления садов и полей, для охраны лесов и заповедников, как скорая помощь в труднодоступных районах.The invention relates to the field of aviation, namely to aircraft, and is intended for the transport of goods and passengers, for pollination of gardens and fields, for the protection of forests and reserves, as an ambulance in remote areas.
Известны летательные аппараты, имеющие вертолетные несущие винты с большим диаметром, которые отбрасывают огромное количество воздуха с относительно небольшой скоростью, состоящие из корпуса, силовых установок, системы навигации, системы управления полетом. Это наиболее экономичное средство вертикального взлета и на режимах висения не имеет конкурентов среди вертикально взлетающих аппаратов.Aircraft are known that have large diameter helicopter rotors that throw off a huge amount of air at a relatively low speed, consisting of a hull, power plants, a navigation system, and a flight control system. This is the most economical means of vertical take-off and, in hovering modes, has no competitors among vertically take-off devices.
Недостатком известных аппаратов является большой удельный вес силовой установки и низкое аэродинамическое качество, уменьшающееся с ростом скорости полета и ограничивающее его дальность и скорость, кроме того, невозможно использовать огромные несущие винты для скоростных вертикально взлетающих аппаратов.A disadvantage of the known devices is the large specific gravity of the power plant and low aerodynamic quality, decreasing with increasing flight speed and limiting its range and speed, in addition, it is impossible to use huge rotors for high-speed vertically taking off devices.
Известны летательные аппараты вертикального взлета и посадки, содержащие корпус, крылья, силовую установку с самолетными винтами относительно небольшого диаметра, систему навигации, систему управления полетом.Known aircraft vertical take-off and landing, comprising a housing, wings, a power plant with aircraft propellers of relatively small diameter, a navigation system, a flight control system.
Так называемый «Винтокрыл» обладает достоинствами вертолета на режимах висения, может иметь в 1,5-2 раза большую скорость и дальность.The so-called “Rotorcraft” has the advantages of a helicopter in hovering modes; it can have 1.5–2 times greater speed and range.
Недостатком данного летательного аппарата является сложность конструкции, низкая весовая отдача, низкая эффективность вертикального взлета, обусловленная большим расходом рабочего тела при низкой скорости истечения.The disadvantage of this aircraft is the design complexity, low weight return, low vertical take-off efficiency, due to the high flow rate of the working fluid at a low flow rate.
Известны турбореактивные самолеты вертикального взлета и посадки, содержащие корпус, крылья, силовую установку, систему управления, навигационную систему. Двигатели турбореактивного самолета позволяют получить высокое отношение тяги к массе силовой установки. Получить большую тягу при минимальной массе чрезвычайно важно для самолетов вообще, а для вертикально взлетающего самолета в особенности, потому что чем больше масса двигателя, тем большая часть его тяги расходуется лишь на то, чтобы поднять самого себя.Known turbojet aircraft for vertical take-off and landing, containing the hull, wings, power plant, control system, navigation system. The engines of a turbojet aircraft allow to obtain a high thrust to mass ratio of the power plant. Obtaining great thrust with a minimum mass is extremely important for aircraft in general, and for a vertically taking off aircraft in particular, because the greater the mass of the engine, the greater part of its thrust is spent only on lifting itself.
Недостатком данной конструкции является большая скорость истечения газов, низкая экономичность, большой расход топлива, кроме того, турбореактивные самолеты требуют наличия взлетно-посадочной полосы с твердым покрытием и сложны в управлении в режиме взлета и посадки.The disadvantage of this design is the high rate of gas outflow, low efficiency, high fuel consumption, in addition, turbojet aircraft require a hard-coated runway and are difficult to control in take-off and landing mode.
Известны спортивные самолеты классической схемы, включающие корпус, крыло, двигатель, систему управления, навигационную систему.Famous sports aircraft of the classical scheme, including the hull, wing, engine, control system, navigation system.
В данных самолетах струя воздуха от винта обдувает примерно 10- 20% поверхности крыла. За счет обдувки увеличивается местная скорость обтекания крыла, что вызывает увеличение коэффициента подъемной силы Су на 10-20%. Чем меньше скорость полета, тем больше ощутим эффект обдувки крыла винтами вследствие большой разницы местных скоростей потока на обдуваемых участках крыла. В отдельных случаях полета подъемная сила самолета за счет работы винта может увеличиваться на 15-20%. Следовательно, при работающем двигателе самолет может держаться в воздухе на скорости, меньшей, чем с неработающим двигателем.In these aircraft, a jet of air from the propeller blows about 10-20% of the wing surface. Due to the blowing, the local velocity of flow around the wing increases, which causes an increase in the lifting coefficient Su by 10-20%. The lower the flight speed, the greater the tangible effect of the wing blowing screws due to the large difference in local flow velocities in the blown sections of the wing. In some flight cases, the lift of the aircraft due to the operation of the propeller can increase by 15-20%. Consequently, with the engine running, the aircraft can stay in the air at a speed lower than with the engine off.
Недостатком спортивных самолетов классической конструкции является низкая экономичность, низкое аэродинамическое качество и низкая весовая отдача.The disadvantage of sports aircraft of classical design is low profitability, low aerodynamic quality and low weight return.
Известны разработки самолетов «Шорт Снорт (Short Snort)» и «Джимми Крикет (Jimini Criket)», состоящие из корпуса, крыльев, силовых установок, систем навигации, систем управления, в которых вектор тяги двигателя направлялся над верхней поверхностью крыла, что позволяло самолету класса истребителя ограничить пробег при взлете всего несколькими сотнями футов. Для этой цели использовалась система трубопроводов и отверстий, которые направляли поток выхлопных газов подобно вееру над верхней поверхностью крыла. Благодаря данному техническому решению удавалось развивать гигантскую подъемную силу при очень небольших скоростях.Known for the development of aircraft "Short Snort (Short Snort)" and "Jimmy Cricket (Jimini Criket)", consisting of a hull, wings, power plants, navigation systems, control systems in which the engine thrust vector was directed above the upper surface of the wing, which allowed the aircraft class fighter to limit mileage at takeoff to just a few hundred feet. For this purpose, a system of pipelines and openings was used that guided the flow of exhaust gases like a fan above the upper surface of the wing. Thanks to this technical solution, it was possible to develop a giant lifting force at very low speeds.
Недостатком этих решений является то, что система трубопроводов, позволяющая добиться данного эффекта, оказалась очень тяжелой.The disadvantage of these solutions is that the piping system to achieve this effect turned out to be very difficult.
Известны самолеты конструкции «Святослав», состоящие из корпуса, крыльев, силовых установок, систем навигации, систем управления, у которых использовался обдув части крыла небольшого размаха. Данный самолет показал супермалые скорости сваливания, весьма впечатляющие полеты на малых скоростях и очень высокую маневренность.Known aircraft design "Svyatoslav", consisting of a hull, wings, power plants, navigation systems, control systems, which used blowing part of the wing of a small scale. This aircraft showed super low stall speeds, very impressive flights at low speeds and very high maneuverability.
Недостатком этого технического решения является малая весовая отдача.The disadvantage of this technical solution is the low weight return.
Техническим результатом предлагаемого решения является повышение весовой отдачи, увеличение подъемной силы, повышение аэродинамического качества, изменение вектора тяги в диапазоне на 360°, обеспечение безопасности полета, повышение маневренности, а также снижение расхода топлива.The technical result of the proposed solution is to increase the recoil, increase the lift, increase the aerodynamic quality, change the thrust vector in the range of 360 °, ensure flight safety, increase maneuverability, and reduce fuel consumption.
Поставленный технический результат достигается тем, что предлагаемый летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит корпус обтекаемой формы, по меньшей мере, одно крыло, выполненное в виде кольца и имеющее в плане форму круга, овала, многогранника, а в сечении профиль круга, расположенное внутри и/или снаружи корпуса, внутри корпуса расположены силовая установка, маховик в виде полого диска, снабженного клапанами дистанционного управления, система управления, состоящая из рулей управления по направлению и рулей управления по крену и тангажу и вектору тяги, выполненных в виде профилированных колец и расположенных симметрично относительно друг друга и оси корпуса, которые дополнительно снабжены струйными и/или щелевыми соплами и шторками-щитками, при этом силовая установка включает в себя, по меньшей мере, один двигатель и, по меньшей мере, одно вентиляторное устройство или турбовентиляторный двигатель и эжекторное устройство, корпус обтекаемой формы содержит одну или несколько секций и дополнительно снабжен регулирующими устройствами дистанционного управления, расположенными по периметру в нижней части корпуса и представляющими собой клапаны, кингстоны, задвижки, крыло выполнено с большим удлинением с профилем максимального аэродинамического качества, определяемым по формуле К=Су/Сх=45-65, крыло представляет собой кольцо, имеющее в плане форму круга, овала, многогранника и имеющее в сечении профиль крыла, летательный аппарат вертикального взлета и посадки дополнительно содержит кабину пилота, расположенную внутри или снаружи корпуса и выполненную с возможностью отстыковки от корпуса и осуществления самостоятельного полета.The technical result is achieved by the fact that the proposed aircraft vertical takeoff and landing contains a streamlined body, at least one wing, made in the form of a ring and having a plan in the form of a circle, oval, polyhedron, and in cross section the profile of a circle located inside and / or outside the housing, inside the housing there is a power plant, a flywheel in the form of a hollow disk equipped with remote control valves, a control system consisting of rudders in the direction and rudders about roll and pitch and thrust vector, made in the form of profiled rings and located symmetrically relative to each other and the axis of the body, which are additionally equipped with jet and / or slotted nozzles and curtain shields, while the power plant includes at least one an engine and at least one fan device or a turbofan engine and an ejector device, a streamlined body contains one or more sections and is additionally equipped with remote control regulating devices phenomena located around the perimeter in the lower part of the body and consisting of valves, kingstones, gate valves, the wing is made with great elongation with a profile of maximum aerodynamic quality, determined by the formula K = Su / Cx = 45-65, the wing is a ring having in plan the shape of a circle, oval, polyhedron and having a wing profile in cross section, the aircraft of vertical take-off and landing additionally contains a cockpit located inside or outside the hull and made with the possibility of undocking from the hull and suschestvleniya solo flight.
На фиг.1 изображен разрез летательного аппарата вертикального взлета и посадки с многосекционным корпусом, на фиг.2 изображен вид сверху летательного аппарата вертикального взлета и посадки с многосекционным корпусом, на фиг.3 изображена схема возникновения аэродинамических сил при обтекании крыла воздухом, на фиг.4 изображена схема воздействия щелевидных и/или струйных сопел на скоростной поток воздуха, исходящего по всему периметру летательного аппарата вертикального взлета и посадки, на фиг.5 изображен разрез летательного аппарата вертикального взлета и посадки с односекционным корпусом.Figure 1 shows a section of an aircraft of vertical take-off and landing with a multi-sectional body, Figure 2 shows a top view of an aircraft of vertical take-off and landing with a multi-sectional body, Figure 3 shows a diagram of the occurrence of aerodynamic forces when an air flows around a wing; 4 shows a diagram of the effect of slit-shaped and / or jet nozzles on the high-speed air flow emanating along the entire perimeter of an aircraft of vertical take-off and landing; FIG. 5 shows a section of an aircraft in rtikalnogo takeoff and landing with a one-body.
Летательный аппарат вертикального взлета и посадки (далее по тексту - ЛА) содержит корпус обтекаемой формы 1, по меньшей мере, одно крыло 2, расположенное внутри и/или снаружи корпуса 1.The aircraft of vertical take-off and landing (hereinafter referred to as “LA”) comprises a
Корпус 1 обтекаемой формы выполнен с возможностью создания воздушного потока внутри ЛА.The
Корпус 1 обтекаемой формы выполнен, например, дискообразной формы, овалообразной формы, многогранной формы, формы в виде профиля крыла и т.п. и состоит, по меньшей мере, из одной секции.The
Корпус 1 дополнительно снабжен регулирующими устройствами дистанционного управления, представляющими собой клапаны дистанционного управления, кингстоны дистанционного управления, задвижки дистанционного управления.The
Внутри корпуса 1 расположены силовая установка, маховик 3, представляющий собой полый диск, снабженный клапанами дистанционного управления (на фиг. не показано), система управления.A power plant is located inside the
Крыло 2 выполнено с большим удлинением с профилем максимального аэродинамического качества, определяемым по формуле К=Су/Сх=45-65 для создания максимальной подъемной силы, и имеет замкнутую форму или разомкнутую форму (разделенные на сектора). Крыло 2 представляет собой кольцо, имеющее в плане форму круга, овала, многогранника, а в сечении - профиль крыла. Крыло 2 установлено под углом атаки, при которым коэффициент подъемной силы имеет максимальную величину.The
Диск-маховик 3 выполнен из сверхпрочных композитных материалов и предназначен для создания гироскопического эффекта - кариолисовой силы. Для этого во внутреннюю полость диска-маховика подается жидкость, которая, в свою очередь, на любом этапе полета ЛА имеет возможность быть мгновенно спущена через клапаны дистанционного управления, расположенные по периметру диска-маховика 3. Диск-маховик 3 имеет возможность использоваться для создания завесы-облака вокруг ЛА или распыления какой-либо жидкости.The flywheel disk 3 is made of heavy-duty composite materials and is intended to create a gyroscopic effect - karyolis force. To do this, a liquid is supplied into the internal cavity of the flywheel disk, which, in turn, at any stage of the flight of the aircraft can be instantly released through remote control valves located around the perimeter of the flywheel disk 3. The flywheel disk 3 can be used to create a curtain -clouds around the aircraft or spraying any liquid.
Силовая установка ЛА включает в себя, по меньшей мере, один двигатель 4 и, по меньшей мере, одно вентиляторное устройство 5 или турбовентиляторный двигатель 4 и эжекторное устройство 6.The power plant of the aircraft includes at least one
Двигатель 4 представляет собой, например, ДВС, турбореактивный, реактивный, дизель и т.п.The
Вентиляторное устройство 5 представляет собой, например, осевое вентиляторное устройство, турбовентиляторное устройство, центробежное вентиляторное устройство, осевую турбину и т.п.The
Система управления включает в себя рули управления по вектору тяги, крену и тангажу (элевоны) 7, а также рули управления по направлению 8.The control system includes steering wheels along the thrust vector, roll and pitch (elevons) 7, as well as steering wheels in
Рули управления 7 по тангажу и крену выполнены в виде профилированных сплошных колец или сегментов кольца, расположенных симметрично относительно друг друга и оси корпуса по внутреннему периметру. Рули управления 7 по крену и тангажу выполняют функции управления вектором тяги, работают в скоростном высоконапорном потоке воздуха, создаваемом силовой установкой 4 и 5, а также дополнительно эжекторными устройствами 6, засасывающими воздух, проходящий через корпус 1.The pitch and
Рули управления по крену и тангажу 7 дополнительно снабжены струйными и/или щелевыми соплами 9, размещенными по всему внешнему периметру обоих колец 7, выполняющими в заданных режимах вспомогательные и дублирующие функции рулей управлений по тангажу и крену 7.The roll and
Для эффективного управления вектором тяги рули управления 7 по тангажу и крену дополнительно оборудованы шторками-щитками (на фиг. не показано), работающими в автоматическом режиме.To effectively control the thrust vector of the
На фиг.1 представлен ЛА, где корпус 1 выполнен многосекционным, имеющим верхнюю 10, среднюю 11 и нижнюю 12 секции.Figure 1 presents the aircraft, where the
В многосекционном корпусе 1 верхняя секция 10 выполняет функцию воздушного канала, внутри которого расположены осевая турбина 5, крылья 13, 14, выполненные, например, кольцеобразной формы, перфорированными по верхней поверхности, рули управления по направлению 8 и рули управления по тангажу и крену 7, выполняющие также функции вектора тяги.In the
В центре в средней секции 11, выполняющей функции воздушного канала, расположен центробежный вентилятор 5, эжекторные устройства 6, крыло 2, выполненное, например, кольцеобразной формы, перфорированное по верхней поверхности, диск-маховик 3.A
В нижней секции 12 расположены грузопассажирский отсек, моторный отсек и т.д. При этом сам моторный и грузопассажирский отсеки отделены от остальных отсеков и загерметизированы.In the
Воздух в грузопассажирский отсек подается по каналам (на фиг. не показано), которые выведены в полую часть кольцеобразных, перфорированных по верхней поверхности крыльев 13,2, что позволяет затягивать срыв ламинарного потока верхней поверхности крыла 13,2, препятствуя тем самым его торможению и преждевременному отрыву, и расширяет диапазон беспрерывного обтекания. Кроме этого, воздух подается из заборного устройства (на фиг. не показано) в корпусе 1.Air is supplied to the cargo-passenger compartment through channels (not shown in Fig.), Which are led into the hollow part of the annular, perforated wings on top of the wings 13.2, which allows you to delay the stall of the laminar flow of the upper surface of the wing 13.2, thereby preventing its braking and premature separation, and expands the range of continuous flow. In addition, air is supplied from the intake device (not shown in FIG.) In the
Это позволяет увеличить дальность полета ЛА и снизить расход топлива.This allows you to increase the flight range of the aircraft and reduce fuel consumption.
При многосекционном выполнении корпуса 1 одно кольцо-элевон 7 расположено в верхней секции 10 с возможностью сверху наполовину перекрывать под заданным углом воздушный канал средней секции 11. Другое кольцо-элевон 7 расположено в нижней секции 12 с возможностью снизу перекрывать под заданным углом наполовину воздушный канал средней секции 11, тем самым полностью перекрывая воздушные каналы корпуса 1 средней 11 и нижней 12 секции.When multi-sectional execution of the
Оба кольца-элевона 7 могут работать автономно, независимо друг от друга или синхронно для создания или изменения от 0 до 360 градусов (относительно оси ЛА) вектора тяги, что вместе с рулями управления по направлению придает ЛА сверхманевренность.Both
Струйные и/или щелевые сопла 9 обеспечивают струйный и/или плоский потоки воздуха, вытекающего с большой скоростью под углом θ° к нижней 12 и верхней 10 поверхности секций. За счет истечения струи воздуха увеличивается эффективная площадь корпуса 1, изменяется характер обтекания профиля, кроме того, за счет импульса вытекающей струи (mVc) создается вертикальная составляющая силы (mVc sinθ), разгружающая корпус 1.Inkjet and / or slot nozzles 9 provide jet and / or flat airflows flowing out at high speed at an angle θ ° to the lower 12 and upper 10 surface of the sections. Due to the expiration of the air stream, the effective area of the
Например, эффективность реактивного закрылка зависит от коэффициента импульса выдуваемой струи и угла 9. Для приближенных расчетов приращения коэффициента подъемной силы при реактивном закрылке можно воспользоваться следующей интерполяционной формулой: Δсу≈3,9 √cµ sinθ.For example, the efficiency of a jet flap depends on the impulse coefficient of the blown jet and angle 9. For approximate calculations of the increment of the lift coefficient for a jet flap, the following interpolation formula can be used: Δcu ≈ 3.9 √cµ sinθ.
Применение струйных и/или щелевидных сопел 9 (Фиг.4) позволяет получить большие значении коэффициента подъемной силы для ЛА. Воздух к струйным и/или щелевым соплам 9 подается от воздушного компрессора или резервной системы (на фиг. не показано).The use of jet and / or slit-shaped nozzles 9 (Figure 4) allows to obtain large values of the coefficient of lift for aircraft. Air to the jet and / or slot nozzles 9 is supplied from an air compressor or a backup system (not shown in FIG.).
Для обдува крыльев 13, 2, 14 применены осевая турбина 5 и центробежный вентилятор или турбовентилятор 5 с использованием устройств эжектирования атмосферного воздуха 6. Это обусловлено тем, что тяга, развиваемая силовой установкой 4, 5 или 4, 6, равна произведению массы отбрасываемого рабочего тела на его скорость в единицу времени. Однако увеличивать скорость рабочего тела ЛА для увеличения, к примеру, вертикальной тяги невыгодно, так как чем больше скорость, тем хуже отношение полученной тяги к мощности двигателей. Мощность используется тем лучше, чем меньше скорость потока воздуха или газов.An
Это значит выгоднее и экономичнее отбрасывать большую массу рабочего тела с небольшой скоростью. Поэтому достоинство использования эжекторной установки 6 - это увеличение тяги, на 30% больше суммарной тяги двигателей 4. Исследования и лабораторные испытания известных конструкций показывают способность на каждый килограмм газов, вытекающих из сопла, подсасывать более 7 килограммов воздуха.This means it is more profitable and more economical to discard a large mass of the working fluid at a low speed. Therefore, the advantage of using the ejector unit 6 is an increase in thrust, 30% more than the total thrust of the
В случае, когда корпус 1 выполнен в форме крыла круглого в плане, эта проблема решена за счет большей абсолютной величины допустимого диапазона размещения центра масс (аэродинамического фокуса) и максимальной хорды корпуса-крыла 1.In the case when the
Самое главное, что конструкция ЛА с крылом 2 или с крыльями 13, 2, 14 внутри и/или снаружи корпуса 1 находится в активном воздушном потоке по всему внутреннему и/или внешнему периметру ЛА. Воздушный поток, в свою очередь, создает дополнительную подъемную силу, как бы увеличивая эффективное удлинение корпуса-крыла 1 и снижая индуктивное сопротивление при полете на малых скоростях, позволяет полностью использовать преимущества корпуса-крыла 1 круглого в плане (применение продольной неустойчивости центра масс за фокусом корпуса 1, как у садящихся птиц, есть частичное решение проблемы. Нам удалось найти принципиально новое решение, исключающее недостатки существующих схем летательных аппаратов - бесхвосток).Most importantly, the design of the aircraft with
Подъемная сила крыльев 13, 2, 14 и корпуса-крыла 1 возникает вследствие несимметричного обтекания его воздушным потоком. Это обтекание образуется в результате наличия несимметричного профиля или угла атаки или одновременно двумя факторами.The lifting force of the
Рассмотрим, к примеру, обтекание крыла 2 при положительном угле атаки. На фиг.3 видно, что воздушный поток делится крылом 2 на два потока, которые обтекают нижнюю и верхнюю поверхности крыла 2. При этом струйки воздуха, обтекая верхнюю поверхность крыла 2, поджимаются и сечение их уменьшается. В соответствии с законом непрерывности струи скорость воздушного потока в струйках над верхней поверхностью крыла 2 увеличивается и становится больше скорости воздушного потока струек, обтекающих нижнюю поверхность крыла 2.Consider, for example, the flow around
В соответствии с законом Бернулли (чем больше скорость движения жидкости в сосуде, тем меньше давление, оказываемое жидкостью на стенки сосуда) давление на нижней поверхности крыла 2 будет больше, чем на верхней поверхности.In accordance with Bernoulli’s law (the greater the velocity of the liquid in the vessel, the lower the pressure exerted by the liquid on the walls of the vessel), the pressure on the lower surface of the
Вспомним также, что всякое тело, двигаясь в воздухе (или воздух обдувает тело, как в аэродинамической трубе, в нашем случае - это и есть летающая аэродинамическая труба), испытывает с его стороны воздействие в виде аэродинамической силы, которую можно выразить формулой:Recall also that every body moving in the air (or air blows around the body, as in a wind tunnel, in our case, this is a flying wind tunnel), is affected by it in the form of an aerodynamic force, which can be expressed by the formula:
где CRα - безразмерный коэффициент;where C Rα is a dimensionless coefficient;
ρ - плотность воздуха;ρ is the air density;
V - скорость тела относительно воздушной среды;V is the speed of the body relative to the air;
q - скоростной напор;q - velocity head;
S - некоторая характерная площадь тела.S is some characteristic area of the body.
При малых скоростях полета (V<100 м/с) коэффициент С Rα определяется только ориентацией тела относительно потока воздуха (углами скольжения) и числом Рейнольдса, учитывающим вязкость воздуха:At low flight speeds (V <100 m / s), the coefficient C Rα is determined only by the orientation of the body relative to the air flow (slip angles) and the Reynolds number, taking into account the viscosity of the air:
Re=Vb/ν, гдеRe = Vb / ν, where
b - характерный линейный знак тела;b is the characteristic linear sign of the body;
ν - кинематический коэффициент вязкости.ν is the kinematic viscosity coefficient.
Полная аэродинамическая сила раскладывается на подъемную силу Yα, направленную перпендикулярно вектору скорости набегающего потока, и силу лобового сопротивления Хα.The total aerodynamic force is decomposed into a lifting force Yα directed perpendicular to the free-stream velocity vector and a drag force Xα.
Подъемная сила и лобовое сопротивление определяются какLift and drag are defined as
Yα=Cyα q S, Xα=Cxα q S, гдеYα = Cyα q S, Xα = Cxα q S, where
S - площадь крыла в плане;S - wing area in plan;
Cyα, Cxα - коэффициенты соответственно называются коэффициентами подъемной силы и лобового сопротивления.Cyα, Cxα - the coefficients are respectively called the coefficients of lift and drag.
Отношение величины подъемной силы к величине лобового сопротивления (или их коэффициентов)The ratio of the magnitude of the lifting force to the value of drag (or their coefficients)
- называется аэродинамическим качеством. Максимальное значение аэродинамического качества (Кмах) является мерой аэродинамического совершенства.- called aerodynamic quality. The maximum value of aerodynamic quality (K max ) is a measure of aerodynamic perfection.
Как уже рассматривалось, коэффициент подъемной силы Су по своей физической сущности представляет собой безразмерную величину, приходящуюся на единицу площади крыла 13, 2, 14, 1, отнесенную к единице скоростного напора.As already considered, the lifting coefficient Su in its physical essence is a dimensionless quantity per unit area of the
Величина Су характеризует степень использования площади крыла 13, или 2, или 14 и корпуса 1 и скоростного напора для создания подъемной силы.The value of Su characterizes the degree of utilization of the area of the
Подъемная сила крыльев 13, 2, 14 и корпуса 1 возрастает с увеличением его площади. Увеличение площади крыла для скоростных самолетов крайне ограничены - мы же решили эту задачу, разместив обдуваемые крылья 13, 2, 14 внутри и/или снаружи корпуса 1, выполненные с возможностью создания максимальной подъемной силы ЛА.The lifting force of the
Крылья 13, 2, 14, находясь внутри воздушных каналов верхней 10 и средней 11 секций под заданными углами атаки при работающих силовых установках 4, 5 или 4, 6, создают максимальную подъемную силу вне зависимости от пространственного положения ЛА, ошибок в пилотировании или сложных условий полета или взлета и посадки, их выход на закритические углы атаки конструктивно и функционально невозможен.
В случае, когда ЛА необходимо закамуфлировать, корпус 1 выполняют в виде закамуфлированного объекта, например в виде дома, беседки, стога сена и т.п.In the case when the aircraft must be camouflaged, the
Предлагаемый ЛА дополнительно содержит кабину пилота 15, расположенную внутри или снаружи корпуса 1 и выполненную с возможностью отстыковки от корпуса 1 и осуществления самостоятельного полета. В случае отстыковки от корпуса 1 кабина пилота 15 используется в качестве самостоятельного мини-летательного аппарата и также содержит мини-двигатель с винтом или мини-турбину (на фиг. не показано), мини-диск - маховик 16, аналогичный конструкции диска-маховика 3, гидромотор (на фиг. не показано), а роль рулей управления по тангажу и крену выполняют элевоны 17, (Фиг.2) - в виде отклоняемой хвостовой части крыла кабины пилота 15 (применяемая на самолетах, не имеющих хвостового горизонтального оперения) и рулей управления по направлению (на фиг. не показано).The proposed aircraft further comprises a
В случае, когда кабина пилота 15 расположена на корпусе 1, возникающая несиммертичность обтекания из-за вращения кабины пилота 15 вместе с корпусом 1 парируется положением рулей управления 7 по тангажу и крену, расположенных по всему внутреннему периметру корпуса 1 и продублированных струйными и щелевыми соплами 9 (фиг.4), сжатый воздух к которым подается от воздушного компрессора или из резервной системы.In the case when the
В случае расположения пилотской кабины 15 внутри корпуса 1 или беспилотного ЛА эти моменты в управлении ЛА отсутствуют.In the case of the location of the
Летательный аппарат вертикального взлета и посадки работает следующим образом.The aircraft vertical takeoff and landing operates as follows.
Осуществляют запуск силовой установки ЛА на крыльях большого удлинения 13, 2, 14, находящихся в скоростном высоконапорном потоке воздуха.Launch the power plant of the aircraft on the wings of
Для предотвращения преждевременного отрыва ЛА нижнее кольцо-элевон 7 отклоняют вверх. При взлете нижнее кольцо-элевон 7 возвращается в исходное положение и ЛА взлетает. В случае, если ЛА имеет максимальную загрузку (груз), то одновременно с возвращением в исходное положение нижнего кольца-элевона 7 отклоняется вниз верхнее кольцо-элевон 7, тем самым за счет отбрасывания воздушной массы вниз создается дополнительная подъемная сила.To prevent premature separation of the aircraft, the
Управление по курсу осуществляют с помощью рулей направления 8, расположенных в средней секции 11 по всему внутреннему периметру корпуса 1. Находясь в воздушном канале средней секции 11, обдуваемые скоростным потоком воздуха, создаваемым работающими силовыми установками 4, 5 или 4, 6, рули управления по направлению 8 имеют максимальную эффективность на любом этапе полета и позволяют осуществлять вращение ЛА вокруг своей вертикальной оси не только во время взлета и посадки, но и во время горизонтального полета. Так как их количество может достигать несколько десятков, то выход из строя некоторого количества никак не скажется на эффективности управления ЛА.The course control is carried out using
При переходе на режим горизонтального полета ЛА для создания направленного вектора тяги кольца-элевона 7 смыкаются друг с другом, перекрывая при этом любой сектор воздушного канала между верхней 10 и нижней 12 секциями корпуса, превращая противоположный сектор кольца-элевона 7 в щелевое сопло 9. Причем угол смыкания к точке соприкосновения колец-элевонов 7 может меняться в зависимости от условий полета на 360 градусов в любом направлении, совершая оборот вокруг периметра ЛА за время менее одной секунды.When switching to the horizontal flight mode of the aircraft to create a directional vector, the thrust of the
Совмещение функций рулей управления 7 по тангажу и крену с функциями управления вектором тяги придает ЛА вместе с системой управления по направления 8 максимальную маневренность.The combination of the functions of the
В профилированных кольцах-элевонах 7 размещены по всему периметру струйные и/или щелевые сопла 9 (Фиг.4), выполняющие функции вспомогательной и дублирующей системы управления ЛА. При сомкнутых кольцах-элевонах 7 с их внешней стороны открываются резервные воздушные каналы. Во время взлета для предотвращения преждевременного отрыва ЛА скоростной высоконапорный поток воздуха, вырывающийся по всему периметру ЛА в горизонтальном направлении, с помощью рулей управления 7 отклоняют вверх, что создает реактивный момент, частично уравновешивающий величину подъемной силы. Отклонение воздушной струи и/или потока вверх и возникновение при этом рециркуляции воздуха в условиях без аэродромной эксплуатации ЛА препятствует, к примеру, нарушению снежного или травяного покрова.In the profiled rings-
В случае выхода ЛА на дозвуковые и сверхзвуковые скорости воздушные каналы корпуса 1 перекрываются по всему периметру, кроме каналов для забора воздуха и истечения газов. В случае, если ЛА имеет, по меньшей мере, одно крыло 2, расположенное снаружи, то оно убирается вовнутрь корпуса 1.If the aircraft reaches subsonic and supersonic speeds, the air channels of the
В случае, когда крыло 2 расположено снаружи корпуса 1 с возможностью демпфирования от возможных соприкосновений с препятствиями (деревьями, зданиями и т.п.), то оно подпружинено.In the case when the
Вертикальную посадку осуществляют с помощью рулей управления 7, снижая скорость горизонтального полета до нуля. С помощью нижнего кольца-элевона 7, которое отклоняется вверх на заданную величину, а также за счет уменьшения оборотов силовой установки 4, 5 или 4, 6 посадка ЛА возможна на любую неподготовленную поверхность, в том числе на воду.Vertical landing is carried out using the
При приводнении на водную поверхность ЛА может быстро погрузиться на заданную глубину. Для этого в нижней секции 12 открываются регулирующие устройства дистанционного управления и вода начинает заполнять дифферентные полости, расположенные диагонально относительно друг друга по периметру ЛА.When splashed to the water surface, the aircraft can quickly sink to a given depth. To do this, in the
Кабина пилота 15 выполнена герметичной.The
При достижении заданной глубины запорные устройства дистанционного управления в корпусе 1 закрываются, тем самым перекрывают доступ в дифферентные емкости забортной воды и выпуск воздуха.Upon reaching a predetermined depth, the remote control locking devices in the
В случае подводного положения ЛА управление движением ЛА под водой и всплытием осуществляется как из кабины пилота 15, так и из грузопассажирского отсека. Кабина пилота 15 и грузопассажирский отсек загерметизированы. Для подводного передвижения ЛА применяется дизель 18 малой мощности, работающий на воздушно-газовой смеси, находящейся под давлением в баллонах, изготовленных из композитных материалов и представляющих собой часть силовой конструкции нижней секции 12.In the case of an underwater position of the aircraft, the movement of the aircraft under water and ascent is controlled both from the
ЛА имеет возможность погружаться и передвигаться под водой. Для быстрого всплытия на поверхность используется тот же принцип создания подъемной силы, что и на взлетно-посадочных режимах, с той лишь разницей, что обороты силовой установки 4, 5 или 4, 6 в этом случае могут составить лишь несколько десятков оборотов в минуту, где в качестве привода используется дизель 18 малой мощности, работающий на воздушно-газовой смеси, которая находится под давлением в баллонах, изготовленных из композитных материалов и являющихся частью силового каркаса корпуса 1.The aircraft has the ability to dive and move under water. For quick ascent to the surface, the same principle of creating lifting force is used as in take-off and landing modes, with the only difference being that the revolutions of the
При определенных условиях передвижения под водой, а также полетных условий верхняя секция 10 и нижняя секция 12 могут полностью или частично, поочередно или одновременно, для уменьшения, в частности, лобового сопротивления, перекрывать воздушные каналы верхней 10 и средней 11 секций под любым или нулевым углом друг к другу, при этом кольца-элевоны 7, выполняющие функции рулей управления по тангажу, крену и вектору тяги, расширяют диапазон возможностей ЛА.Under certain conditions of movement under water, as well as flight conditions, the
В случае отказа дизеля 18 при всплытии из-под воды находящаяся под давлением воздушно-газовая смесь через мини-турбину приводит во вращение вентиляторную установку 5 или непосредственно используется для продувки балласта. Как дублирующая систему управления в виде рулей управления по направлению, по тангажу и крену 7, в полете используется воздушно-газовая смесь, находящаяся под давлением в баллонах, в случае выхода из строя силовых установок 4, 5 или 4, 6, а также для раскрутки через гидромотор диска-маховика 3.In the event of a diesel engine 18 failure when it emerges from under the water, the pressurized air-gas mixture through the mini-turbine drives the
При выходе в полете силовых установок 4, 5 или 4, 6 из строя можно управлять ЛА, зная о его аэродинамических особенностях, взаимным расположением относительно друг друга верхней 10 и нижней 12 секций за счет возникающего в этом случае несимметричного обтекания самого ЛА и резервной системы управления по направлению, тангажу и крену посредством использования находящейся под давлением в баллонах газовоздушной смеси. В случае использования в ЛА силовых установок в виде, например, турбореактивных двигателей при выходе ЛА на околозвуковые или сверхзвуковые скорости крылья 13,2, выполненные в виде замкнутой формы или разомкнутой формы (разделенные на сектора), имеют возможность полностью или частично (по секторам) убираться в специальную нишу 19, регулируемый зазор между средней 11 и верхней 10 секциями корпуса 1 превращается в заборное устройство, а в средней секции 11 превращается в щелевидные сопла 9. Для этого верхняя секция 10 и нижняя секция 12 имеют возможность полностью или частично, поочередно или одновременно перекрывать воздушные каналы средней 11 и верхней 10 секций под углом друг к другу, при этом кольца-элевоны 7 расширяют диапазон возможностей ЛА, например, вектор тяги можно изменять мгновенно на противоположный для экстренного торможения при выполнении того или иного маневра. При работающей силовой установке 4, 5 или 4, 6 создается разряжение воздуха над верхней поверхностью корпуса 1, что ведет к возникновению дополнительной подъемной силы.When
Система управления в виде рулей управления 7 по тангажу и крену совмещена с функциями управления вектора тяги и представляет собой два профилированных кольца-элевона 7, расположенных, например, в верхней 10 и нижней 12 секциях по всему внутреннему периметру корпуса 1. Кольца-элевона 7 могу работать автономно независимо друг от друга или синхронно для создания направленного вектора тяги.The control system in the form of pitch and roll
Предлагаемое техническое решение имеет принципиально новую конструкцию ЛА с использованием корпуса 1, выполненного, например, в виде крыла малого удлинения - дископлана.The proposed solution has a fundamentally new design of the aircraft using the
В этом случае корпус-крыло 1 позволяет выполнить полет при больших, чем обычные, углах атаки, и его характерная особенность - срыв потока у корпуса-крыла 1 затягивается до углов 45 градусов (Су мах). Вихревая пространственная система индуцирует на верхней поверхности корпуса-крыла 1 вдоль хорд дополнительную скорость, от чего возрастает разряжение, а следовательно, и дополнительная подъемная сила, которая с избытком компенсирует потери от местных срывов потока вдоль боковых и передних кромок. Такой аэродинамический эффект у корпуса-крыла 1 усиливается с увеличением угла атаки.In this case, the wing-
В связи с этим корпус-крыло 1 предлагаемого устройства не имеет тенденции сваливания на «крыло», не срывается в штопор, что гарантирует, в свою очередь, медленное и безопасное снижение, аналогичное снижению на парашюте. При взлетно-посадочных режимах корпус-крыло круглое в плане 1 создает мощный эффект воздушной подушки, то есть пока естественным образом ЛА не погасит свою скорость до посадочной, он не сможет приземлиться, что влияет на безопасность полета и на маневренность ЛА.In this regard, the wing-
Немаловажным преимуществом предлагаемого устройства является и то обстоятельство, что финансовые затраты уменьшаются на величину, пропорциональную примерно третьей степени размаха корпуса-крыла 1, а отсутствие горизонтального оперения как самостоятельного агрегата ведет к уменьшению финансовых затрат еще на 10-15%.An important advantage of the proposed device is the fact that financial costs are reduced by an amount proportional to about the third degree of the wing-
Следует отметить, что вообще горизонтальное оперение необходимо неманевренному сверхзвуковому самолету, главным образом, при больших углах атаки (взлет, посадка, выход из срыва и т.п.). В крейсерском полете - функции горизонтального оперения с успехом могут выполнять закрылки-элевоны. Однако при взлете и посадке самолет схемы «бесхвостка» уступает самолету нормальной схемы, так как крыло бесхвостового самолета не допускает механизации. Из условий продольной балансировки крыла его задняя кромка на наивыгоднейшем режиме полета, то есть на скорости, соответствующей минимальной скорости снижения, должна быть приподнята кверху. Это ведет к уменьшению коэффициента балансированной подъемной силы и соответственно к увеличению скорости полета. Предлагаемая конструкция ЛА решает эту задачу.It should be noted that generally horizontal plumage is necessary for a non-maneuverable supersonic aircraft, mainly at large angles of attack (take-off, landing, exit from a breakdown, etc.). In cruising flight, the elevation flaps can successfully perform horizontal tail functions. However, during take-off and landing, the tailless plane is inferior to the normal-winged plane, since the tailless wing does not allow mechanization. From the conditions of longitudinal wing balancing, its trailing edge at the most favorable flight mode, that is, at a speed corresponding to the minimum speed of descent, should be raised up. This leads to a decrease in the coefficient of balanced lifting force and, accordingly, to an increase in flight speed. The proposed aircraft design solves this problem.
Предлагаемая конструкция ЛА может быть использовано для перевозки грузов и пассажиров, для опыления садов и полей, для охраны лесов и заповедников, как скорая помощь в труднодоступных районах, как спортивный, учебно-тренировочный аппарат.The proposed aircraft design can be used for the transport of goods and passengers, for pollination of gardens and fields, for the protection of forests and reserves, as an ambulance in hard-to-reach areas, as a sports, training apparatus.
Предлагаемая конструкция ЛА позволяет обеспечить высокую маневренность за счет вращения ЛА вокруг вертикальной оси не только во время взлета и посадки, но и во время горизонтального полета, а также за счет изменения вектора тяги в диапазоне 360°, а также за счет создания на крыле или крыльях, находящихся в воздушных каналах корпуса, максимальной подъемной сили вне зависимости от пространственного положения ЛА, ошибок в пилотировании или сложных метеорологических условий, их выход на закритические углы атаки конструктивно и функционально невозможны, что позволяет совершать полеты в труднодоступных местах, среди деревьев, в городе, в горах и т.д.The proposed design of the aircraft allows for high maneuverability due to the rotation of the aircraft around the vertical axis not only during takeoff and landing, but also during horizontal flight, as well as by changing the thrust vector in the range of 360 °, as well as by creating on the wing or wings located in the air channels of the hull, the maximum lifting force, regardless of the spatial position of the aircraft, errors in piloting or difficult weather conditions, their output at supercritical angles of attack is constructive and functional impossible, which allows you to fly in hard to reach places, among trees, in the city, in the mountains, etc.
Более того, предлагаемая конструкция ЛА для достижения абсолютной устойчивости по тангажу и крену во время взлетно-посадочных режимов, а также при большой турбулентности атмосферного воздуха для обеспечения безопасности полета используется в том числе гироскопический эффект диска-маховика 3, выполненного из сверхлегких материалов. Для создания гироскопического эффекта - кариолисовой силы подается незамерзающая жидкость, которая, в свою очередь, на любом этапе полета ЛА имеет возможность быть мгновенно спущена через электромагнитные клапаны дистанционного управления, расположенные по периметру диска-маховика 3. В случае выхода силовых установок 4, 5 или 4, 6 из строя используется кинетическая энергия диска-маховика 3, а в случае выхода системы управления 7, 8 используют привод от воздушной турбины, работающей на воздушно-газовой смеси, находящейся под давлением в баллонах.Moreover, the proposed design of the aircraft to achieve absolute stability in pitch and roll during takeoff and landing modes, as well as with high atmospheric air turbulence, to ensure flight safety, the gyroscopic effect of the flywheel disk 3 made of ultralight materials is also used. To create a gyroscopic effect - the karyolis force, an anti-freezing fluid is supplied, which, in turn, at any stage of the flight of the aircraft has the ability to be instantly released through the remote control electromagnetic valves located around the perimeter of the flywheel disk 3. In the case of
Немаловажным преимуществом предлагаемой конструкция ЛА является и то обстоятельство, что финансовые затраты уменьшаются на величину, пропорциональную примерно третьей степени размаха крыла, а отсутствие горизонтального оперения как самостоятельного агрегата ведет к уменьшению финансовых затрат еще на 10-15%.An important advantage of the proposed design of the aircraft is the fact that financial costs are reduced by an amount proportional to about the third degree of wing span, and the absence of horizontal tail as an independent unit leads to a decrease in financial costs by another 10-15%.
Конструкция ЛА, предусматривающая расположение крыла (крыльев) внутри и/или снаружи корпуса, позволяет многократно увеличить обдуваемую площадь крыла (крыльев), вследствие чего подъемная сила ЛА увеличивается кратно площади крыла (крыльев).The design of the aircraft, providing for the location of the wing (s) inside and / or outside the body, allows you to significantly increase the blown area of the wing (s), as a result of which the lifting force of the aircraft increases by a multiple of the area of the wing (s).
Конструкция ЛА позволяет его эксплуатацию в безаэродромных условиях, в любых климатических условиях и в любое время суток.The design of the aircraft allows its operation in aerodrome-free conditions, in any climatic conditions and at any time of the day.
Отсутствие в ЛА вращающихся и отклоняющихся частей, расположенных на корпусе, повышает безопасность полета и маневренность.The absence of rotating and deflecting parts located on the hull in the aircraft increases flight safety and maneuverability.
Claims (13)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009134950/11A RU2435707C2 (en) | 2008-10-31 | 2008-10-31 | Vertical take-off and landing aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009134950/11A RU2435707C2 (en) | 2008-10-31 | 2008-10-31 | Vertical take-off and landing aircraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009134950A RU2009134950A (en) | 2011-03-27 |
| RU2435707C2 true RU2435707C2 (en) | 2011-12-10 |
Family
ID=44052536
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009134950/11A RU2435707C2 (en) | 2008-10-31 | 2008-10-31 | Vertical take-off and landing aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2435707C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2541559C2 (en) * | 2012-10-19 | 2015-02-20 | Юрий Иванович Колганов | Airborne vehicle |
| WO2022076736A1 (en) * | 2020-10-07 | 2022-04-14 | Airbome Motor Works Inc. | Thrust producing gyroscope autorotation safety system method and apparatus |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112912691A (en) | 2018-08-26 | 2021-06-04 | 航空电机工程有限公司 | Method and equipment for stabilizing propulsion system of electromagnetic gyroscope |
| US11883345B2 (en) | 2019-01-20 | 2024-01-30 | Airborne Motors, Llc | Medical stabilizer harness method and apparatus |
-
2008
- 2008-10-31 RU RU2009134950/11A patent/RU2435707C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2541559C2 (en) * | 2012-10-19 | 2015-02-20 | Юрий Иванович Колганов | Airborne vehicle |
| WO2022076736A1 (en) * | 2020-10-07 | 2022-04-14 | Airbome Motor Works Inc. | Thrust producing gyroscope autorotation safety system method and apparatus |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2009134950A (en) | 2011-03-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2440916C1 (en) | Aircraft in integral aerodynamic configuration | |
| JP6191039B2 (en) | VTOL machine | |
| US20230056996A1 (en) | Fluid Systems That Include a Co-flow Jet | |
| US20070018034A1 (en) | Thrust vectoring | |
| US20060027704A1 (en) | Internal duct VTOL aircraft propulsion system | |
| RU2349505C1 (en) | Method of creating aircraft lift (versions), method of flight, non-aerodynamic all-weather vtol aircraft "maxinio" (versions), methods of take-off and landing, aicraft control method and system, fuselage, wing (versions), thrust reverse and method of its operation, landing gear system, gas separation and distribution system | |
| CN105035306A (en) | Jet-propelled flap lift augmentation joined wing system and aircraft thereof | |
| US20160101852A1 (en) | Annular ducted lift fan VTOL aircraft | |
| WO2003059736A2 (en) | An aircraft internal wing and design | |
| US5046685A (en) | Fixed circular wing aircraft | |
| US4202518A (en) | Air-borne support and lift mechanism adapted to aircraft | |
| RU2435707C2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| RU2549588C2 (en) | Vtol hydroplane and engine thrust vector deflector | |
| RU2422309C1 (en) | Combined flight vehicle | |
| CN108263619A (en) | A kind of jet flow aircraft | |
| RU2127202C1 (en) | Method of creating system of forces of aircraft of aeroplane configuration and ground-air amphibious vehicle for implementing this method | |
| DE102007051993A1 (en) | Aircraft, has circular wings arranged in air channels, where air is reduced over upper surfaces of upper sphere for forming additional buoyancy when ventilator system or turbo-blower system or other drive systems is operated | |
| WO2010050839A1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| CA3135682A1 (en) | Apparatus for aerial navigation and devices thereof | |
| RU2317220C1 (en) | Method of forming the system of forces of flying vehicle and flying vehicle-ground-air-amphibian for realization of this method | |
| RU183800U1 (en) | ROPE WING BEZRUKOV | |
| CN2827873Y (en) | Helicopter with airfoil fluidic fixing wing | |
| RU64176U1 (en) | HEAVY TRANSPORT PLANE | |
| RU2604951C1 (en) | Short takeoff and landing aircraft | |
| RU2613629C2 (en) | Drone aircraft (versions) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20121101 |