RU2500578C1 - Rotary-wing aircraft - Google Patents
Rotary-wing aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2500578C1 RU2500578C1 RU2012127607/11A RU2012127607A RU2500578C1 RU 2500578 C1 RU2500578 C1 RU 2500578C1 RU 2012127607/11 A RU2012127607/11 A RU 2012127607/11A RU 2012127607 A RU2012127607 A RU 2012127607A RU 2500578 C1 RU2500578 C1 RU 2500578C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- wing
- blades
- fuselage
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, конкретно - к комбинированным летательным аппаратам со свойствами самолета и вертолета (винтокрылам, конвертолетам), в частности к истребителям-бомбардировщикам, истребителям и штурмовикам с вертикальным взлетом и посадкой.The invention relates to the field of aviation, specifically to combined aircraft with the properties of an airplane and a helicopter (rotorcraft, helicopters), in particular to fighter-bombers, fighter aircraft and attack aircraft with vertical take-off and landing.
Существуют отдельно как самолеты, так и вертолеты.There are separate aircraft and helicopters.
Современные сверхзвуковые и гиперзвуковые военные самолеты оснащают крыльями симметрично или асимметрично изменяемой стреловидности, вплоть до обеспечения возможности изменения стреловидности с обратной на прямую при переходе на верхний скоростной диапазон (сверхзвуковой) крейсерского полета.Modern supersonic and hypersonic military aircraft are equipped with wings with symmetrically or asymmetrically variable sweep, up to the possibility of changing the sweep from reverse to direct when moving to the upper speed range (supersonic) of cruising flight.
В комплексе имеющих еще место недостатков аэродинамических схем с крыльями изменяемой стреловидности в данном случае следует отметить относительную техническую сложность с повышенными массогабаритными показателями, что для летательных аппаратов особенно «болезненно».In the complex of the still-lacking aerodynamic schemes with wings of variable sweep, in this case, it should be noted the relative technical complexity with increased mass and dimensions, which is especially "painful" for aircraft.
Известны также самолеты палубного базирования с вертикальным взлетом и посадкой за счет вертикального направления вектора тяги реактивного двигателя «самолетного типа», например, Як-141 и др. [RU 96101027 А, В64С 27/22, 10.04.1998]. Однако кратковременные режимы взлета-посадки таким способом весьма неэкономичны по расходу топлива.Also known are deck-based aircraft with vertical take-off and landing due to the vertical direction of the thrust vector of a jet-type jet engine, for example, Yak-141 and others [RU 96101027 A, B64C 27/22, 04/10/1998]. However, short-term take-off and landing modes in this way are very uneconomical in fuel consumption.
У вертолета же такие режимы - «специализированные», вплоть до длительного зависания в воздухе, гораздо более экономичные. Но функциональное назначение винта (ротора) вертолета ограничено традиционными функциями, собственно и обусловившими определение «вертолетный» в последующей вполне закономерной в ходе технической эволюции «селекции» самолетов с вертолетами, - рождении комбинированных летательных аппаратов [Х-самолеты: полвека передовых достижений //Интернет-ресурс: http://nnm.ru/blogs/BolsoyU/h-samolety_polveka_peredovyh_dostizheniy/;The helicopter has such modes - "specialized", up to a long hover in the air, much more economical. But the helicopter rotor rotor’s functional purpose is limited by traditional functions, which actually determined the definition of “helicopter” in the subsequent natural evolution of the “selection” of airplanes with helicopters — the birth of combined aircraft [X-planes: half a century of advanced achievements // Internet -resource: http://nnm.ru/blogs/BolsoyU/h-samolety_polveka_peredovyh_dostizheniy/;
Бауэре П. Летательные аппараты нетрадиционных схем: Пер. с англ. - М.: Мир, 1991. - 320 с., ил.].Bauer P. Aircraft of unconventional schemes: Trans. from English - M .: Mir, 1991. - 320 p., Ill.].
Так, характерен винтокрыл, содержащий достаточно развитые самолетные крылья (нулевой стреловидности, т.е. перпендикулярные продольной оси фюзеляжа) и ротор с несущим винтом, лопасти которого выполнены с продольно-выдвигающимися удлинителями, причем с возможностью фиксации (стопорения) ротора в положении лопастей над упомянутыми крыльями и превращением, таким образом, в дополнительное крыло нулевой стреловидности [RU 2380276, В64С 3/42, В64С 27/22, 27.01.2010].So, a rotorcraft is characteristic, containing sufficiently developed aircraft wings (zero sweep, i.e. perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage) and a rotor with a rotor, the blades of which are made with longitudinally extendable extensions, with the possibility of fixing (locking) the rotor in the position of the blades above the mentioned wings and the transformation, thus, into an additional wing of zero sweep [RU 2380276,
С позиций заявляемого изобретения следует отметить наличие здесь общего недостатка большинства летательных аппаратов с неуправляемой геометрией крыла, в данном случае - только с «нулевой» стреловидностью как в отношении к самолетным крыльям, так и к комбинации «самолетные крылья плюс несущий винт в качестве дополнительного крыла».From the standpoint of the claimed invention, it should be noted that there is a common drawback of most aircraft with uncontrolled wing geometry, in this case only with “zero” sweep, both in relation to aircraft wings and to the combination “aircraft wings plus main rotor as an additional wing” .
Аналогичную оценку можно дать также конструктивно и функционально близкому экспериментальному винтокрылу фирмы «Локхид» (США) с фиксируемым X-образно (к продольной оси фюзеляжа) четырехлопастным несущим винтом-клылом [Самолет преобразуемый // Интернет-ресурс: http://www.http://www.krugosvet.ru/uploads/enc=http://www.krugosvet.ru/enc/nauka_i_tehnika/tehnologiya_i_promyshlennost/SAMOLET_PREOBRAZUEMI.html&usg. - С.141-142, рис.6.32].A similar assessment can also be given to a structurally and functionally close experimental rotorcraft of Lockheed firm (USA) with a fixed X-shaped (to the longitudinal axis of the fuselage) four-bladed rotor-wing [Airplane convertible // Internet resource: http: //www.http : //www.krugosvet.ru/uploads/enc=http: //www.krugosvet.ru/enc/nauka_i_tehnika/tehnologiya_i_promyshlennost/SAMOLET_PREOBRAZUEMI.html&usg. - S.141-142, Fig.6.32].
Указанный недостаток частично устранен техническим решением беспилотного конвертовинтокрыла с двумя продольно разнесенными несущими винтами и также продольно разнесенными вдоль фюзеляжа парными крыльями самолетного типа, с симметрично изменяемой (управляемой) стреловидностью в диапазоне с обратной до прямой включительно [RU 2432300, В64С 37/00, В64С 27/22, 27.10/2011].This drawback was partially eliminated by the technical solution of an unmanned rotorcraft with two longitudinally spaced main rotors and also longitudinally spaced along the fuselage of the twin wings of an aircraft type, with symmetrically variable (controlled) sweep in the range from reverse to direct inclusive [RU 2432300, V64C 37/00, V64C 27 / 22, 27.10 / 2011].
Но и в такой, безусловно прогрессивной, конструкции задача оптимизации конструкции высокоскоростных аппаратов решена, как уже выше оговорено, лишь частично: идея симметрично-управляемой стреловидности реализована «традиционно» для самолетов - только для самолетных крыльевBut even in such an unconditionally progressive design, the task of optimizing the design of high-speed vehicles was solved, as already mentioned above, only partially: the idea of symmetrically controlled sweep was realized “traditionally” for airplanes - only for air wings
Достаточно близким аналогом заявляемого изобретения, могущим послужить примером проектной схемно-конструкторской проработки, можно считать винтокрыл (преобразуемый вертолет «Ведан»), содержащий фюзеляж и комбинированный воздушный движитель, включающий в себя движитель самолетного типа с продольным вектором тяги, преимущественно для горизонтального полета, и винтовой движитель вертолетного типа и поперечным вектором тяги, преимущественно для вертикального полета, в виде ротора, по меньшей мере, с одним несущим винтом с тремя установленными на радиальных вилках поворотными крылообразующими лопастями (лопастями-крыльями) с профилем для получения аэродинамической подъемной силы на них как при вращении ротора от энергосиловой установки с управляемой муфтой сцепления, по крайней мере, в приводе ротора, в вертолетном режиме полета, так и при обдуве встречным продольным потоком воздуха от энергосиловой установки движителя самолетного типа в самолетном режиме полета, устройство управления шагом несущего винта и преобразования последнего в статическую стреловидную совокупность крылообразующих лопастей (лопастей-крыльев) в симметричном ее положении с ориентацией одной из вилок (а значит и лопасти) вдоль продольной вертикальной плоскости фюзеляжа [RU 2081032 С1, В64С 27/22, 10.06.1997].A close enough analogue of the claimed invention, which can serve as an example of a design design study, can be considered a rotorcraft (convertible helicopter "Vedan"), containing the fuselage and combined air propulsion, including an airplane propulsion type with a longitudinal thrust vector, mainly for horizontal flight, and helicopter-type propeller and transverse thrust vector, mainly for vertical flight, in the form of a rotor with at least one rotor with three sets rotary wing-forming blades (wing-blades) with radial forks with a profile for obtaining aerodynamic lifting force on them, both during rotation of the rotor from a power plant with a controlled clutch, at least in the rotor drive, in helicopter flight mode, and when blowing counter-longitudinal air flow from the power plant of the aircraft-type propulsion device in the airplane flight mode, the device for controlling the pitch of the rotor and converting the latter into a static swept joint the combination of wing-forming blades (wing-blades) in its symmetrical position with the orientation of one of the forks (and hence the blades) along the longitudinal vertical plane of the fuselage [RU 2081032 C1, B64C 27/22, 10.06.1997].
В нем каждая крылообразующая лопасть (лопасть-крыло) несущего винта выполнена в плане в виде самолетных стреловидных V-образных крыльев и установлена на конце «своей» вилки с возможностью свободного поворота на подшипнике с вертикальной осью, проходящей через центр лопасти-крыла. При этом сами вилки не имеют крыловидности и служат исключительно для обеспечения определенности положения лопастей-крыльев в пространстве и принудительного изменения (в процессе управления) шага лопастей (угла атаки).In it, each wing-forming blade (wing-wing) of the main rotor is made in plan in the form of airplane swept V-shaped wings and is mounted on the end of its own fork with the possibility of free rotation on a bearing with a vertical axis passing through the center of the wing-wing. At the same time, the forks themselves do not have a pterygoid shape and serve solely to ensure the definiteness of the position of the wing-blades in space and to force (during control) the pitch of the blades (angle of attack).
Вилки кинематически соединены с устройством управления шагом несущего винта (шагом лопастей). Втулки несущего винта соединены приводом (редуктором с обгонной муфтой) с энергосиловой установкой (двигателем). Кинематические цепи привода нижнего и верхнего несущих винтов выполнены раздельными и имеют управляемые муфты сцепления. В носовой и хвостовой частях фюзеляжа тандемно установлены переднее и заднее крылья самолетного типа, причем переднее крыло выполнено с виде отдельных консолей, установленных на горизонтальной оси с возможностью раздельного и дифференциального управления углами установки консолей, а заднее крыло укреплено на фюзеляже неподвижно и на концах оснащено соплами системы газодинамического управления, каналы которой соединены с соплом энергосиловой установки (двигателя). В хвостовой части фюзеляжа установлен киль с рулем. Лопасти ротора и самолетные крылья имеют преимущественно несимметричный двояковыпуклый крыловой профиль поперечного сечения. Энергосиловая установка (двигатель) выполнена с регулируемым соотношением отбора механической мощности и мощности реактивной тяги.The forks are kinematically connected to the rotor pitch control device (pitch of the blades). The rotor bushings are connected by a drive (gearbox with an overrunning clutch) to a power plant (engine). Kinematic drive chains of the lower and upper rotors are separate and have controlled clutches. The front and rear wings of an aircraft type are mounted in tandem in the nose and tail of the fuselage, the front wing being made as separate consoles mounted on the horizontal axis with the possibility of separate and differential control of the console installation angles, and the rear wing is fixed to the fuselage motionlessly and is equipped with nozzles at the ends gas-dynamic control system, the channels of which are connected to the nozzle of the power plant (engine). At the rear of the fuselage is a keel with a rudder. The rotor blades and aircraft wings have a predominantly asymmetric biconvex wing profile of the cross section. The power plant (engine) is made with an adjustable ratio of the selection of mechanical power and reactive power.
Устройство преобразования несущего винта в статическую стреловидную совокупность крылообразующих лопастей выполнено с возможностью естественного (сопротивлением воздушной среды) торможения и пассивной (также сопротивлением воздушной среды) фиксации отключенного управляемой фрикционной муфтой от энергосиловой установки, флюгирующего под действием лобового воздушного потока, несущего винта в условно неподвижном положении относительно фюзеляжа с ориентацией одной из вилок примерно вдоль продольной оси (в более общем случае - вертикальной плоскости) фюзеляжа исключительно вперед (по направлению полета), вследствие указанного флюгирования. С образованием при этом крылообразующими лопастями «покрыльно» и в совокупности как составного крыла, исключительно прямой V-образной стреловидности, причем неуправляемой (угол стреловидности неизменен как по модулю, так и по знаку.The device for converting a rotor into a static swept aggregate of wing-forming blades is made with the possibility of natural (air resistance) braking and passive (also air resistance) fixation of a disconnected controlled friction clutch from a power plant, feathering under the influence of a frontal air flow, the rotor in a conditionally stationary position relative to the fuselage with the orientation of one of the forks approximately along the longitudinal axis (in a more general case, a vertical plane plane) of the fuselage exclusively forward (in the direction of flight), due to the specified feathering. With the formation of wing-shaped blades in this case, it is “covered” and in the aggregate as a composite wing, an exceptionally straight V-shaped sweep, uncontrollable (the sweep angle is unchanged both in modulus and in sign).
Указанным патентом RU 2081032 защищен и способ преобразования вертолета в самолет, заключающийся в остановке несущего винта в полете и последующем размещении его лопастей относительно набегающего потока с возможностью образования на аэродинамических поверхностях лопастей подъемной силы крыла самолета и характеризующийся тем, что для вертолета с двумя несущими соосными винтами производят последовательную остановку винтов, а симметричное расположение их лопастей относительно набегающего потока обеспечивают автоматическим воздействием набегающего потока на каждую лопасть в режиме ее флюгирования с одновременным поворотом лопасти вокруг своей центральной оси в горизонтальной плоскости.The patent RU 2081032 also protects the method of converting a helicopter into an aircraft, which consists in stopping the rotor in flight and then placing its blades relative to the incoming flow with the possibility of formation of the wing force of the wing of the aircraft on the aerodynamic surfaces of the blades and characterized in that for a helicopter with two coaxial rotors make a consistent stop of the screws, and the symmetrical arrangement of their blades relative to the incoming flow provide automatic action the flow on each blade in the mode of its feathering with simultaneous rotation of the blade around its central axis in the horizontal plane.
Однако такое устройство, направленное на осуществление способа по предыдущему абзацу, при всех его преимуществах, главным образом которых, под углом зрения идеи заявляемого изобретения, является совмещение в одном устройстве функций вертолетного винта (ротора) и V-образного неподвижного составного (совокупность трех лопастей-крыльев) винта-крыла для создания подъемной силы в самолетном режиме полета, оставляет резервы повышение тактико-технических характеристик и возможностей как летательного аппарата. Ибо неизменяемая в самолетном режиме прямая V-стреловидность винта-крыла существенно уступает по конструкции аппаратам и с симметрично, и с асимметрично изменяемой стреловидностью самолетных крыльев, где возможность альтернативного выбора «прямая или обратная стреловидность» - уже оптимизация (хотя и не полная).However, such a device, aimed at implementing the method according to the previous paragraph, with all its advantages, mainly from the point of view of the idea of the claimed invention, is the combination of the functions of a helicopter rotor (rotor) and a V-shaped stationary compound in one device (a combination of three blades wings) of a wing-propeller to create lift in an airplane flight mode, reserves reserves for improving the tactical and technical characteristics and capabilities of an aircraft. For the direct V-sweep of a propeller-wing, which is unchanged in airplane mode, is significantly inferior in design to devices with both symmetrically and asymmetrically variable sweep of airplane wings, where the possibility of an alternative choice of “forward or reverse sweep” is already an optimization (although not complete).
В тексте описания работы устройства-аналога (третий абзац вверх от формулы изобретения в указанном выше источнике информации) имеется оговорка о наличии явления «обратной» стреловидности: «При снижении средней линейной скорости лопасти до величины, меньшей горизонтальной скорости полета, эта лопасть неустойчиво взаимодействием с потоком (явление "обратной" стреловидности) и, флюгируя, поворачивается из неустойчивого положения в противоположное устойчивое положение с прямой стреловидностью по отношению к набегающему потоку, приобретая свойства крыла самолета».In the text describing the operation of the analog device (the third paragraph up from the claims in the above source of information) there is a clause about the presence of the phenomenon of “reverse” sweep: “When the average linear speed of the blade decreases to a value lower than the horizontal flight speed, this blade is unstable by interaction with flow (the phenomenon of "reverse" sweep) and, feathering, turns from an unstable position to the opposite stable position with a direct sweep in relation to the incoming flow, acquired I properties of an airplane wing. "
Однако такой режим является вынужденным переходным и кратковременным, причем между двумя последовательными этапами полета с прямой стреловидностью, неустойчивым с позиций аэродинамики устройства в целом и потому, видимо, названный автором данного аналога «обратной» стреловидностью в кавычках.However, such a regime is forced transitional and short-term, and between two consecutive stages of flight with a direct sweep, unstable from the position of the aerodynamics of the device as a whole and therefore, apparently, the author of this analogue called the “reverse” sweep in quotation marks.
В качестве недостатка данного аналога можно попутно отметить и неиспользование (во всяком случае, не обнаружено сведений о противном) асимметричного поворота крыла-винта (т.е. с произвольным углом наклона вилок ротора) с целью компенсирующих, стабилизирующих аэродинамических эффектов в ряде полетных режимов, связанных с маневрированием или боевым повреждением аппарата.As a drawback of this analogue, one can also note in passing the non-use (in any case, no other information was found) of the asymmetric rotation of the wing-propeller (i.e., with an arbitrary angle of inclination of the rotor forks) with the aim of compensating, stabilizing aerodynamic effects in a number of flight modes, associated with maneuvering or combat damage to the device.
Приведенная здесь критика относится, разумеется, к известным способу и устройству для его реализации одновременно. Более того, эта критика не умаляет достоинств устройства-аналога как предназначенного для определенного узкого класса винтокрылов, в частности относительно не высокоскоростных.The criticism given here refers, of course, to the known method and device for its implementation at the same time. Moreover, this criticism does not detract from the advantages of an analog device as intended for a certain narrow class of rotorcraft, in particular, relatively low-speed ones.
Наиболее близким к заявляемому изобретению по назначению и совокупности конструктивных признаков (прототипом) является конвертолет, содержащий фюзеляж и комбинированный воздушный движитель, включающий в себя движитель самолетного типа с продольным вектором тяги, преимущественно для горизонтального полета, и винтовой движитель вертолетного типа и поперечным вектором тяги, преимущественно для вертикального полета, в виде ротора, по меньшей мере, с одним несущим винтом с тремя крылообразующими лопастями с профилем для получения аэродинамической подъемной силы на них как при вращении ротора от энергосиловой установки с управляемой муфтой сцепления, по крайней мере, в приводе ротора, в вертолетном режиме полета, так и при обдуве встречным продольным потоком воздуха от энергосиловой установки движителя самолетного типа в самолетном режиме полета, устройство преобразования несущего винта в статическую стреловидную совокупность (СССКЛ) крылообразующих лопастей в различном ее угловом положении с ориентацией одной из лопастей вдоль продольной вертикальной плоскости фюзеляжа выборочно либо назад, либо вперед, с образованием при этом крылообразующими лопастями, соответственно, симметричной обратной или прямой Y-образной стреловидности [RU 2369525 С2, 10.10.2009, D64C 27/22].Closest to the claimed invention in terms of purpose and a set of design features (prototype) is a helicopter containing a fuselage and a combined air propulsion device, including an airplane type propulsion device with a longitudinal thrust vector, mainly for horizontal flight, and a helicopter type screw thruster and transverse thrust vector, mainly for vertical flight, in the form of a rotor with at least one main rotor with three wing-forming blades with a profile for obtaining aerodi the lifting force on them both during rotation of the rotor from the power plant with a controlled clutch, at least in the rotor drive, in a helicopter flight mode, and when a counter-longitudinal air stream is blown from the power plant of an aircraft-type propulsion device in an airplane flight mode, device the transformation of the rotor into a static swept set (SCSL) of wing-forming blades in its various angular position with the orientation of one of the blades along the longitudinal vertical plane of the fusee lyazha selectively either back or forth, to form thus kryloobrazuyuschimi blades respectively inverse symmetrical or straight Y-shaped sweep [RU 2369525 C2, 10.10.2009, D64C 27/22].
В этом устройстве предусмотрена возможность оперативного изменения обратной Y-стреловидности на прямую Y-стреловидность крылообразующих лопастей при переходе с дозвуковой на сверхзвуковую скорость полета в самолетном режиме. Хотя предметом изобретения объекта-аналога является сопутствующее техническое решение.This device provides the ability to quickly change the reverse Y-sweep to the direct Y-sweep of the wing-forming blades during the transition from subsonic to supersonic flight speed in airplane mode. Although the subject of the invention, the object-analogue is a related technical solution.
У конвертолета-прототипа, однако, остались недостатки, побуждающие их устранить.The prototype convertible, however, still had flaws that prompted them to be eliminated.
Так, в нем не предусмотрена возможность оперативного (в полете) преобразования несущего винта в СССКЛ, во-первых, с Х-образным расположением лопастей (обеспечивающим «нулевую» стреловидность) и, во-вторых, с асимметричной Y-образной стреловидностью с любым азимутальным отклонением от продольной вертикальной плоскости фюзеляжа (задаваемым по условиям маневра в конкретных условиях эксплуатации) в диапазоне от 0 до 360°. Это дает основания констатировать недостаточное совершенство устройства летательного аппарата такого типа (при известных его положительных качествах).So, it does not provide for the possibility of operational (in flight) conversion of the rotor into the SCSSL, firstly, with an X-shaped arrangement of the blades (providing "zero" sweep) and, secondly, with an asymmetric Y-shaped sweep with any azimuthal deviation from the longitudinal vertical plane of the fuselage (set according to the conditions of maneuver in specific operating conditions) in the range from 0 to 360 °. This gives reason to state the insufficient perfection of the device of this type of aircraft (with its known positive qualities).
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение тактико-технических характеристик и возможностей устройства как летательного аппарата - самолета с возможностью вертикальных взлета, посадки и зависания, за счет расширения функций и возможностей винта вертолетного типа, а именно - дополнительного придания ему двух функций, названных в предыдущем абзаце, а именно - не только крыла с прямой и обратной Y-образной стреловидностью для создания аэродинамической подъемной силы при продольном перемещении, в самолетном режиме при работающих турбореактивном или реактивном движителях с продольной тягой в широком (до- и сверхзвуковом диапазоне скоростей полета), но и обеспечения возможности оперативно изменять геометрию такого крыла - его стреловидность на «нулевую» (Х-образную). Или в асимметричную Y-образную в зависимости от скорости полета и совершаемого маневра в конкретных условиях эксплуатации, обеспечив тем самым возможность стабилизировать аппарат в полете путем асимметричного изменения геометрии крыла-винта (крыла-ротора). Причем без существенного ухудшения массогабаритных, весовых и экономических показателей.The task to which the invention is directed is to increase the tactical and technical characteristics and capabilities of the device as an aircraft - an airplane with the possibility of vertical take-off, landing and hovering, by expanding the functions and capabilities of a helicopter-type propeller, namely, additionally giving it two functions , mentioned in the previous paragraph, namely - not only wings with direct and reverse Y-shaped sweep to create aerodynamic lifting force during longitudinal movement, in itself flight mode when operating turbojet or jet propulsion with longitudinal thrust in a wide (supersonic and supersonic range of flight speeds), but also providing the ability to quickly change the geometry of such a wing - its sweep to "zero" (X-shaped). Or in an asymmetric Y-shaped depending on the flight speed and the maneuver being performed under specific operating conditions, thereby ensuring the ability to stabilize the device in flight by asymmetric changes in the geometry of the wing-rotor (wing-rotor). Moreover, without a significant deterioration in weight, weight and economic indicators.
Технический результат в соответствии с поставленной задачей достигается за счет того, что в винтокрыле, содержащем фюзеляж и комбинированный воздушный движитель, включающий в себя движитель самолетного типа с продольным вектором тяги, преимущественно для горизонтального полета, и винтовой движитель вертолетного типа и поперечным вектором тяги, преимущественно для вертикального полета, в виде ротора, по меньшей мере, с одним несущим винтом с тремя крылообразующими лопастями с профилем для получения аэродинамической подъемной силы на них как при вращении ротора от энергосиловой установки с управляемой муфтой сцепления, по крайней мере, в приводе ротора, в вертолетном режиме полета, так и при обдуве встречным продольным потоком воздуха от энергосиловой установки движителя самолетного типа в самолетном режиме полета, устройство преобразования несущего винта в статическую стреловидную совокупность крылообразующих лопастей в различном ее угловом положении с ориентацией одной из лопастей вдоль продольной вертикальной плоскости фюзеляжа выборочно либо назад, либо вперед, с образованием при этом крылообразующими лопастями, соответственно, симметричной обратной или прямой Y-образной стреловидности, устройство преобразования несущего винта в статическую стреловидную совокупность крылообразующих лопастей выполнено с дополнительной возможностью торможения и фиксации несущего винта в неподвижном положении относительно фюзеляжа с расположением лопастей выборочно под любым другим углом по азимуту к продольной вертикальной плоскости фюзеляжа в диапазоне от 0 до 360°, с образованием крылообразующими лопастями асимметричной Y-образной стреловидности соответствующей угловой величины.The technical result in accordance with the task is achieved due to the fact that in a rotorcraft containing a fuselage and a combined air propulsion device, including an aircraft-type propulsion device with a longitudinal thrust vector, mainly for horizontal flight, and a helicopter-type screw propulsion and transverse thrust vector, mainly for vertical flight, in the form of a rotor with at least one rotor with three wing-forming blades with a profile for obtaining aerodynamic lifting force on n them both when the rotor rotates from a power plant with a controlled clutch, at least in the rotor drive, in a helicopter flight mode, and when it is blown by a counter longitudinal air flow from a power plant of an aircraft type propeller in an airplane flight mode, the rotor conversion device a static swept set of wing-forming blades in its various angular position with the orientation of one of the blades along the longitudinal vertical plane of the fuselage selectively either backward or forward d, with the formation of the wing-forming blades, respectively, of a symmetrical reverse or direct Y-shaped sweep, the rotor-to-static converting device of the wing-shaped wing-shaped blades is made with the additional possibility of braking and fixing the rotor in a fixed position relative to the fuselage with the location of the blades selectively under any another angle in azimuth to the longitudinal vertical plane of the fuselage in the range from 0 to 360 °, with the formation of wing-forming blade asymmetric Y-shaped sweep of the corresponding angular value.
Технический результат достигается также за счет дополнительных конструктивных признаков (при сформулированной выше основной совокупности признаков): винтокрыл может содержать два соосных трехлопастных несущих винта по схеме сдвоенного несущего винта разнонаправленного вращения в вертолетном режиме, а устройство преобразования несущего винта в статическую стреловидную совокупность крылообразующих лопастей может быть выполнено с дополнительной возможностью торможения и фиксации обоих Y-образных винтов в неподвижном положении относительно фюзеляжа с расположением лопастей в положениях, выборочно, как с одинаковой, так и различной Y-стреловидностью, причем в последнем случае - с взаимным угловым смещением по азимуту на 180°, с образованием Х-образной схемы сдвоенного винта как совокупности двух соосных винтов.The technical result is also achieved due to additional design features (with the main set of features formulated above): a rotorcraft can contain two coaxial three-bladed rotors according to the dual rotor rotor design of multidirectional rotation in helicopter mode, and the device for converting the rotor into a static swept aggregate of wing-shaped blades can be made with the additional possibility of braking and fixing both Y-shaped screws in a fixed position relative respect to the fuselage with the location of the blades at positions selectively is the same or different Y-sweep, and in the latter case - with a mutual angular displacement in azimuth of 180 °, to form an X-shaped circuit twin screws as a combination of two coaxial screws.
Среди известных устройств и способов не обнаружены такие, совокупность существенных признаков которых совпадала бы с заявленной совокупностью. В то же время, именно за счет последней достигается новый технический результат.Among the known devices and methods, no such combination of essential features would coincide with the claimed combination. At the same time, it is due to the latter that a new technical result is achieved.
Более подробно сущность изобретения раскрывается в приведенном ниже примере реализации и иллюстрируется чертежами, на которых представлено:In more detail the essence of the invention is disclosed in the following implementation example and is illustrated by drawings, which show:
на фиг. 1 - винтокрыл с одним несущим винтом в режиме вертикального взлета или посадки, вид сбоку, где Fzv - поперечный вектор тяги (тяга несущего винта); Fхк - продольный компенсирующий вектор тяги; n - угловая скорость ротора несущего винта;in FIG. 1 - rotorcraft with one rotor in the vertical take-off or landing mode, side view, where F zv is the transverse thrust vector (rotor thrust); F hk - longitudinal compensating thrust vector; n is the angular velocity of the rotor of the rotor;
на фиг 2 - винтокрыл в режиме горизонтального полета (самолетный низкоскоростной режим), вид в плане на неподвижный винт-крыло в положении «крыло обратной стреловидности», где α - угол стреловидности винта-крыла; Fx1, Fx2 - продольные силы тяги основных самолетных двигателей, Fzк1, Fzк2 - аэродинамические подъемные силы на передней и заднее парах самолетных крыльев; Fp - аэродинамическая подъемная сила винта-крыла (остальные обозначения соответствуют фиг 1);in Fig.2 - rotorcraft in the horizontal flight mode (low-speed airplane mode), a plan view of the fixed propeller-wing in the “backward sweep wing” position, where α is the sweep angle of the propeller-wing; F x1 , F x2 - longitudinal thrust forces of the main aircraft engines, F zк1 , F zк2 - aerodynamic lifting forces on the front and rear pairs of airplane wings; F p - aerodynamic lifting force of the propeller-wing (other designations correspond to FIG. 1);
на фиг 3 - винтокрыл в режиме горизонтального полета (самолетный высокоскоростной режим), вид в плане на неподвижный винт-крыло в положении «крыло прямой стреловидности» (обозначения соответствуют фиг. 1 и 2);in Fig.3 - rotorcraft in the horizontal flight mode (airplane high-speed mode), a plan view of the fixed propeller-wing in the “wing direct sweep” position (designations correspond to Figs. 1 and 2);
на фиг. 4 - схема расположения лопастей двух заторможенных соосных несущих винтов в Х-образной конфигурации, вид в плане;in FIG. 4 is a layout diagram of the blades of two inhibited coaxial rotors in an X-shaped configuration, plan view;
на фиг. 5 - упрощенная блок-схема устройства преобразования несущего винта в статическую стреловидную совокупность крылообразующих лопастей с выделением дополнительных элементов устройства - тормоза винта с выставкой азимутов его ориентации в фиксируемых положениях;in FIG. 5 is a simplified block diagram of a device for converting a rotor into a static swept aggregate of wing-forming blades with the allocation of additional elements of the device — the brake of the rotor with the display of azimuths of its orientation in fixed positions;
на фиг 6 - винтокрыл с двумя соосными несущими винтами (сдвоенным винтом) в режиме вертикального взлета или посадки, вид сбоку (обозначения соответствуют фиг. 1).in Fig.6 - rotorcraft with two coaxial rotors (twin rotor) in the vertical take-off or landing mode, side view (designations correspond to Fig. 1).
При этом иллюстрации носят упрощенный (разумно-достаточный для понимания сущности заявляемого изобретения) характер в отношении геометрических форм и размеров частей устройства, которые не принципиальны с точки зрения предмета заявляемого изобретения (фюзеляж, место размещения самолетных крыльев, самолетные двигатели и т.д.).In this case, the illustrations are simplified (reasonably sufficient to understand the essence of the claimed invention) in relation to the geometric shapes and sizes of parts of the device that are not fundamental from the point of view of the subject of the claimed invention (fuselage, location of aircraft wings, aircraft engines, etc.) .
Заявляемый винтокрыл содержит фюзеляж 1, на котором установлен комбинированный воздушный движитель, включающий в себя движитель самолетного типа с продольным вектором тяги (Fx1+Fx2), преимущественно для горизонтального полета. В данном примере показаны турбореактивные двигатели 2, 3, установленные впереди носовой и кормовой пар коротких самолетных (самолетного типа) крыльев - 4 и 5 соответственно. Крылья 4 и 5 предназначены как для создания подъемной силы Fzк1+Fzк2 в горизонтальном полете, так и для подвешивания вооружения (на иллюстрациях не показано, как момент не существенный для изложения сущности заявляемого изобретения). Крылья 4, 5 могут быть конструктивно оформлены аналогично винтокрылу-аналогу RU 2081032 - с управляемой V-стреловидностью, как обратной, так и прямой, либо для одной, либо для обеих пар. Возможен «облегченный» вариант с одной парой (4), смещенной ближе к центру тяжести винтокрыла.The inventive rotorcraft comprises a
В верхней части фюзеляжа 1 горизонтально установлен винтовой движитель вертолетного типа и поперечным вектором тяги Fzv, преимущественно для вертикального полета, в виде ротора 6, с одним (как в данном примере по фиг. 1-5) или двумя (см. фиг. 6) или в большем количестве согласно известным или будущим новым схемам) несущим винтом. Несущий винт выполнен с тремя одинаковыми, установленными на одинаковых радиальных вилках 7 поворотными (вокруг продольных осей вилок 7) крылообразующими лопастями 8 (лопастями-крыльями как двухфункциональными устройствами) с профилем для получения аэродинамической подъемной силы на них как при вращении ротора 6 (сила Fzv,) в вертолетном режиме полета, так и при обдуве встречным продольным потоком воздуха от энергосиловой установки 2, 3 движителя самолетного типа в самолетном режиме полета (Fp). Винт в плане симметричен: угловое расстояние между вилками 7 составляет 120°.In the upper part of the
Ротор 6 кинематически связан с энергосиловой установкой 9 (поршневым или газотурбинным двигателем с дополнительным, обычным для энергосиловых установок оборудованием), в состав которой входят двигатель 10 с приводом (трансмиссией) ротора 6 (см. фиг. 5). В привод входят, как минимум, управляемая муфта сцепления 11, редуктор 12 и устройство торможения и фиксации ротора 6 в неподвижном положении (при недостаточности сил сопротивления воздуха, смазки и трения - см. далее).The
Здесь же установлено устройство управления шагом несущего винта и преобразования последнего (при фиксации в заторможенном состоянии) в статическую стреловидную совокупность крылообразующих лопастей 8 в симметричном ее положении с ориентацией одной из вилок 7 вдоль продольной оси фюзеляжа 1 (управление полетом по вертикали регулированием величины силы Fzv в вертолетном режиме и силы Fp в самолетном режиме полета, - конструкция обычная для вертолетов и винтокрылов: привод от органов управления из кабины летчиком к поворотным лопастям с возможностью синхронного поворота последних.Here, a rotor pitch control device has been installed and the latter is converted (when locked in the locked state) into a static swept set of wing-forming
Устройство управления шагом несущего винта - второстепенный с точки зрения идей заявляемого изобретения, но полезный для приведенного примера винтокрыла конструктив.The rotor pitch control device is of secondary importance from the point of view of the ideas of the claimed invention, but useful for the given example of a rotorcraft.
Устройство преобразования несущего винта в статическую стреловидную совокупность крылообразующих лопастей (СССКЛ) 8, в данном примере выполнения винтокрыла, содержит как минимум один тормоз 13 с системой 14 управления им с выставкой азимутов ориентации винта (см. фиг. 5), с возможностью торможения и активной фиксации ротора 6 в неподвижном положении относительно фюзеляжа 1 с ориентацией одной из вилок 7, по меньшей мере вдоль продольной вертикальной плоскости фюзеляжа 1 выборочно либо вперед (над кабиной, по движению винтокрыла носом вперед), либо назад (в сторону хвоста), с образованием при этом крылообразующими лопастями 8, соответственно, прямой или обратной Y-образной стреловидности, причем при выключенной муфте сцепления в приводе ротора 6.The device for converting the rotor into a static swept aggregate of wing-forming blades (SSCL) 8, in this rotorcraft example, contains at least one
Таким образом, указанное устройство выполнено с возможностью торможения и активной фиксации несущего винта в неподвижном положении относительно фюзеляжа 1 с расположением одной из вилок 7, по меньшей мере вдоль продольной вертикальной плоскости фюзеляжа 1 выборочно либо вперед, либо назад, с образованием при этом крылообразующими лопастями (лопастями-крыльями), соответственно, прямой или обратной Y-образной стреловидности (разумеется, при полете винтокрыла носом вперед).Thus, this device is made with the possibility of braking and active fixing of the rotor in a fixed position relative to the
Как более рациональный функционально, но более сложный и более дорогой вариант (здесь сразу предлагается расширение возможностей), устройство преобразования несущего винта в статическую стреловидную совокупность крылообразующих лопастей 8 может (и рекомендуется) быть выполнено с возможностью торможения и активной фиксации несущего винта в неподвижном положении относительно фюзеляжа 1 с ориентацией одной из вилок 7 выборочно под любым углом по азимуту к продольной вертикальной плоскости фюзеляжа в диапазоне от 0 до 360° (т.е. упомянутые 0, 360° и 180° и любой другой в этом диапазоне), с образованием крылообразующими лопастями 8 асимметричной стреловидности соответствующей угловой величины (на иллюстрациях не показано ввиду ясности словесного описания).As a more rational functionally, but more complex and more expensive option (the expansion of capabilities is immediately offered here), the rotor-to-rotor conversion device into a static swept aggregate of wing-forming
Не исключен вариант с дополнительным или одним специализированным приводом, содержащим тормоз 13, управляемый от системы управления 14 (аналогично предыдущему варианту).A variant with an additional or one specialized drive containing a
При выполнении несущего винта сдвоенным (см. фиг. 6, аналогично устройству-прототипу), с возможностью вращения в разные стороны, в нем предусмотрена возможность выборочной установки обоих винтов в положение как с одинаковой, так и различной Y-стреловидностью, в последнем случае - с взаимным угловым смещением по азимуту на 180° (см. фиг. 4).When performing the rotor twin (see Fig. 6, similar to the prototype device), with the possibility of rotation in different directions, it provides the ability to selectively install both screws in position with the same or different Y-sweep, in the latter case - with a mutual angular displacement in azimuth of 180 ° (see Fig. 4).
Как правило, винтокрыл должен иметь хвостовое оперение 15 с рулевым устройством и/или компенсатором реактивного момента на фюзеляже 1 от вращающегося несущего винта. В качестве такого компенсатора может быть применен, в частности, хвостовой компенсирующий реактивный двигатель 16 со смещенным и, предпочтительно, поворотным вектором тяги Fхк. Его можно использовать комплексно - и для увеличения суммарной продольной тяги объединенной энергосиловой установки (см. фиг. 1).Typically, a rotorcraft should have a
Разумеется, имеются также шасси 17, 18 (см. фиг. 1).Of course, there are also
Описанный пример конкретного варианта конструкции не исключает других возможных вариантов устройства в рамках заявляемой совокупности существенных конструктивных признаков (см. формулу изобретения).The described example of a specific embodiment does not exclude other possible variants of the device within the scope of the claimed combination of essential structural features (see the claims).
Заявляемое устройство работает следующим образом.The inventive device operates as follows.
В вертолетном режиме (см. фиг. 1) винтокрыл взлетает, садится и зависает в воздухе при вращающемся (угловая скорость ротора n>0) от своей силовой установки 9 (двигателя 10 и привода со сцеплением 11 и редуктором 12) винте за счет вертикальной его тяги Fzv. В варианте устройства с единичным винтом образующийся при этом дестабилизирующий реактивный момент в плоскости винта компенсируется, например, моментом силы Fхк в плоскости, параллельной плоскости вращения винта, возникающим при работе компенсирующей хвостовой энергетической установки 16. В варианте же устройства со сдвоенным винтом реактивные моменты от обоих винтов компенсируют друг друга (что, разумеется, не является принципиально новым).In helicopter mode (see Fig. 1), the rotor takes off, lands and hangs in the air when rotating (angular speed of the rotor n> 0) from its propulsion system 9 (
Благодаря наличию устройства с изменяемым шагом винта принудительный синхронный поворот лопастей 8 на вилках 7 в ту или иную определенную сторону и на определенную величину вызывает изменение модуля вектора тяги винта Fzv, что можно использовать для маневрирования аппарата по высоте полета, взлетать, зависать и садиться (что тоже не является принципиально новым).Due to the presence of a device with a variable pitch of the screw, the forced synchronous rotation of the
Достигнув достаточных для перехода на горизонтальный полет высоты и прочих необходимых или возможных условий, осуществляют переходный («вертолетно-самолетный») эксплуатационный режим (см. фиг. 1-2) винтокрыла: имеющимися (путем отключения муфты сцепления 11 и включения тормоза 13 по команде системы управления 14 (показана пунктирной стрелкой на фиг 5) по достижении заданного азимута 180° угла установки и фиксации ротора 6, когда одна из вилок 7, а значит и лопастей 8 располагается вдоль продольной вертикальной плоскости фюзеляжа 1 с ориентацией назад, в сторону хвостового оперения 15) или дополнительно предусмотренными для этого (см. вариант с дополнительным устройством торможения и фиксации) средствами прекращают вращение вертолетного винта и фиксируют его в этом положении обратной Y-стреловидности винта как уже самолетного крыла специфической формы, с углом стреловидности (по модулю) α=360°/2/2=60°. То есть предварительно расфиксировав и зафиксировав ротор 6 в указанном положении. Ибо обратная стреловидность рациональна на дозвуковых скоростях.Having reached the altitude and other necessary or possible conditions sufficient for transition to horizontal flight, they perform a transitional (“helicopter-airplane”) operational mode (see Fig. 1-2) of the rotorcraft: available (by disengaging the clutch 11 and engaging the
После этого начинают чисто самолетный режим перемещения винтокрыла в пространстве (угловая скорость ротора n=0 - см. фиг. 2), сперва - продольный его разгон за счет ориентированных по оси Х векторов тяги Fx1+Fx2 двигателей 2, 3 плюс, в определенных пределах (в варианте с хвостовым компенсирующим двигателем 16) вектора тяги Fхк. При этом силовые установки 2, 3, 16 включают и выводят на потребный режим работы своевременно, во-избежание недопустимого или нежелательного уменьшения суммарной подъемной силы при обнулении тяги Fzv и с учетом наличия и роста подъемной силы FP винта-крыла (некоторая незначительная ее часть неизбежно появляется еще на выбеге вращения винта) и, кроме того, самолетных крыльев 4, 5.After that, a purely airplane mode of movement of the rotorcraft in space begins (rotor angular velocity n = 0 - see Fig. 2), first - its longitudinal acceleration due to the thrust vectors F x1 + F x2 oriented
Для перехода на скоростной (крейсерский сверхзвуковой) самолетный режим полета крыло-винт переводят, за счет основного (путем повторного отключения муфты сцепления 11 и включения тормоза 13 по команде системы управления по достижении заданного угла установки и фиксации ротора 6) или/и дополнительного, специализированного привода аналогичным образом, на угол прямой Y-стреловидности, с углом стреловидности (по модулю) α=360°/2/2=60° и ориентацией одной из вилок 7, а значит и лопасти 8 вдоль продольной вертикальной плоскости фюзеляжа 1 с ориентацией вперед по направлению полета (см. фиг. 3) - с азимутом 0°. То есть снова предварительно расфиксировав и зафиксировав ротор 6 в новом указанном положении. На современном этапе развития подобной авиационной техники следует рассчитывать на максимальную скорость заявляемого аппарата в диапазоне 600-1200 км/ч.To switch to a high-speed (cruising supersonic) airplane flight mode, the wing-propeller is transferred due to the main one (by repeatedly disengaging the clutch 11 and engaging the
Маневрирование аппарата в самолетном режиме в любом скоростном диапазоне полета возможно как путем изменения шага крыла-винта (его наклона) в случае выполнения его наклоняемым, либо изменением углов атаки самолетных крыльев (при наличии соответствующих технических средств), либо изменением направления векторов продольной тяги (Fx1; Fx2) в случае применения управляемых самолетных двигателей 2, 3 и 16, или управлением векторами тяги (если это предусмотрено устройством силовых установок), либо указанными действиями совместно или выборочно-совместно.Maneuvering the device in airplane mode in any speed range of the flight is possible either by changing the pitch of the wing-propeller (its tilt) if it is tilted, or by changing the angles of attack of the airplane wings (if appropriate technical means are available), or by changing the direction of the longitudinal thrust vectors (F x1; F x2) in the case of controlled
В случае выполнения силовой установки 9 к движителю вертолетного типа, в общем случае, с возможностью затормаживания и фиксации винта не только в симметричном его положении относительно продольной вертикальной плоскости фюзеляжа 1, но и в иных, асимметричных положениях, такие положения (асимметричные) могли бы применяться для создания управляющих моментов при маневрировании летательного аппарата в самолетном режиме и для компенсации боевых повреждений, давших асимметрию аэродинамики аппарата. Иначе говоря, и здесь появляются новые возможности балансировки винтокрыла, а значит и всей его авионики.In the case of performing a
Описанный выше процесс работы заявляемого устройства является, по сути, способом преобразования вертолета в самолет с существенно расширенными тактико-техническими возможностями, заключающийся (как и способ по патентам RU 2081032 и RU 2369525) в остановке несущего винта в полете и последующем размещении его крылообразующих лопастей относительно набегающего потока с возможностью образования на аэродинамических поверхностях крылообразующих лопастей, закрепленных поворотно на вилках, подъемной силы крыла самолета, и отличающийся от аналога RU 2081032 тем, что для вертолета как с одним, так и с двумя несущими соосными винтами производят последовательную или одновременную остановку несущих винтов, а симметричное расположение их лопастей относительно набегающего потока обеспечивают принудительным торможением и активной фиксацией несущего винта в неподвижном положении относительно фюзеляжа с расположением одной из вилок каждого винта, по меньшей мере вдоль продольной вертикальной плоскости фюзеляжа выборочно либо назад, либо вперед, с образованием при этом крылообразующими лопастями, соответственно, обратной или прямой Y-образной стреловидности. А в общем случае - в любом положении, обеспечивающим определенную, асимметричную Y-стреловидность и даже (при маневрировании) Х-образную стреловидность.The above-described operation process of the claimed device is, in fact, a method of converting a helicopter into an airplane with significantly enhanced tactical and technical capabilities, which consists (like the method according to patents RU 2081032 and RU 2369525) in stopping the rotor in flight and then placing its wing-forming blades relative to free flow with the possibility of formation on the aerodynamic surfaces of wing-forming blades, mounted rotary on forks, the lifting force of the wing of the aircraft, and different from the analogue of RU 208 1032 in that for a helicopter with one or two coaxial rotors, the rotors are sequentially or simultaneously stopped, and the symmetrical arrangement of their blades relative to the incoming flow is provided by forced braking and active fixing of the rotor in a fixed position relative to the fuselage with one of the forks of each screw, at least along the longitudinal vertical plane of the fuselage, selectively either backward or forward, with the formation of wing-forming lopas you, respectively, reverse or direct Y-shaped sweep. And in the general case - in any position that provides a certain, asymmetric Y-sweep and even (when maneuvering) an X-shaped sweep.
Таким образом, использование изобретения позволяет повысить тактико-технические характеристики и возможности устройства как летательного аппарата, за счет расширения функций винта вертолетного типа, а именно - не только крыла с прямой и обратной Y-образной стреловидностью для создания аэродинамической подъемной силы при продольном перемещении, в самолетном режиме при работающих турбореактивном или реактивном движителях с продольной тягой в широком (до- и сверхзвуковом диапазоне скоростей полета), но и обеспечения возможности оперативно изменять геометрию такого крыла - его стреловидность на «нулевую» (Х-образную). Или в асимметричную Y-образную в зависимости от скорости полета и совершаемого маневра в конкретных условиях эксплуатации, обеспечив тем самым возможность стабилизировать аппарат в полете путем асимметричного изменения геометрии крыла-винта (крыла-ротора). Причем без существенного ухудшения массогабаритных, весовых и экономических показателей.Thus, the use of the invention improves the tactical and technical characteristics and capabilities of the device as an aircraft, by expanding the functions of a helicopter-type propeller, namely, not only wings with forward and reverse Y-shaped sweeps to create aerodynamic lifting force during longitudinal movement, in airplane mode when operating turbojet or jet propulsion with longitudinal thrust in a wide (subsonic and supersonic range of flight speeds), but also provide the possibility of operational but modify the geometry of the wing - it swept at "zero" (X-shaped). Or in an asymmetric Y-shaped depending on the flight speed and the maneuver being performed under specific operating conditions, thereby ensuring the ability to stabilize the device in flight by asymmetric changes in the geometry of the wing-rotor (wing-rotor). Moreover, without a significant deterioration in weight, weight and economic indicators.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012127607/11A RU2500578C1 (en) | 2012-07-02 | 2012-07-02 | Rotary-wing aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012127607/11A RU2500578C1 (en) | 2012-07-02 | 2012-07-02 | Rotary-wing aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2500578C1 true RU2500578C1 (en) | 2013-12-10 |
Family
ID=49710939
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012127607/11A RU2500578C1 (en) | 2012-07-02 | 2012-07-02 | Rotary-wing aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2500578C1 (en) |
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2573698C2 (en) * | 2014-05-15 | 2016-01-27 | Григорий Иванович Кузнецов | High-speed rotorcraft |
| RU2658736C1 (en) * | 2017-06-13 | 2018-06-22 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multirotor high-speed helicopter-aircraft |
| RU2658739C1 (en) * | 2017-03-30 | 2018-06-22 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Carrier helicopter-amphibious aircraft |
| RU2661262C1 (en) * | 2017-09-15 | 2018-07-13 | Владимир Анатольевич Петров | Rotary-wing aircraft |
| RU2664024C2 (en) * | 2017-01-31 | 2018-08-14 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned high-speed helicopter-airplane |
| RU2692742C1 (en) * | 2018-01-09 | 2019-06-26 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Supersonic low-visibility aircraft-helicopter |
| US10464668B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-11-05 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| EA033705B1 (en) * | 2016-06-24 | 2019-11-19 | Andrey Alexandrovich Pedan | Rotor-wing for aircraft |
| RU2720592C1 (en) * | 2019-05-13 | 2020-05-12 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Adaptive airborne missile system |
| US10822079B2 (en) | 2015-12-30 | 2020-11-03 | Cyclotech Gmbh | Aircraft |
| US10875658B2 (en) | 2015-09-02 | 2020-12-29 | Jetoptera, Inc. | Ejector and airfoil configurations |
| RU2740039C1 (en) * | 2020-07-07 | 2020-12-30 | Игорь Игнатьевич Тарануха | Swash plate of single-rotor aircraft and method of its operation |
| US11001378B2 (en) | 2016-08-08 | 2021-05-11 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| RU2749709C1 (en) * | 2020-12-25 | 2021-06-16 | Игорь Игнатьевич Тарануха | Swashplate of multi-rotor aircraft with rigid attachment of blades and method for its operation |
| US11148801B2 (en) | 2017-06-27 | 2021-10-19 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
-
2012
- 2012-07-02 RU RU2012127607/11A patent/RU2500578C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2573698C2 (en) * | 2014-05-15 | 2016-01-27 | Григорий Иванович Кузнецов | High-speed rotorcraft |
| US10464668B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-11-05 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| US10875658B2 (en) | 2015-09-02 | 2020-12-29 | Jetoptera, Inc. | Ejector and airfoil configurations |
| US10822079B2 (en) | 2015-12-30 | 2020-11-03 | Cyclotech Gmbh | Aircraft |
| EA033705B1 (en) * | 2016-06-24 | 2019-11-19 | Andrey Alexandrovich Pedan | Rotor-wing for aircraft |
| US11001378B2 (en) | 2016-08-08 | 2021-05-11 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| RU2664024C2 (en) * | 2017-01-31 | 2018-08-14 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned high-speed helicopter-airplane |
| RU2658739C1 (en) * | 2017-03-30 | 2018-06-22 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Carrier helicopter-amphibious aircraft |
| RU2658736C1 (en) * | 2017-06-13 | 2018-06-22 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multirotor high-speed helicopter-aircraft |
| US11148801B2 (en) | 2017-06-27 | 2021-10-19 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| WO2019054896A1 (en) * | 2017-09-15 | 2019-03-21 | Владимир Анатольевич ПЕТРОВ | Rotorcraft |
| RU2661262C1 (en) * | 2017-09-15 | 2018-07-13 | Владимир Анатольевич Петров | Rotary-wing aircraft |
| RU2692742C1 (en) * | 2018-01-09 | 2019-06-26 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Supersonic low-visibility aircraft-helicopter |
| RU2720592C1 (en) * | 2019-05-13 | 2020-05-12 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Adaptive airborne missile system |
| RU2740039C1 (en) * | 2020-07-07 | 2020-12-30 | Игорь Игнатьевич Тарануха | Swash plate of single-rotor aircraft and method of its operation |
| RU2749709C1 (en) * | 2020-12-25 | 2021-06-16 | Игорь Игнатьевич Тарануха | Swashplate of multi-rotor aircraft with rigid attachment of blades and method for its operation |
| WO2022139623A1 (en) * | 2020-12-25 | 2022-06-30 | Игорь Игнатьевич ТАРАНУХА | Swashplate for a multi-rotor aircraft with rigidly mounted blades and operating method thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2500578C1 (en) | Rotary-wing aircraft | |
| RU168554U1 (en) | High-speed combined helicopter (rotorcraft) | |
| RU2670356C2 (en) | Aircraft capable of vertical take-off | |
| RU2563921C1 (en) | Rotorcraft with vertical takeoff | |
| US20170174342A1 (en) | Vertical Takeoff Aircraft and Method | |
| RU2627965C1 (en) | High-speed amphibious rotorcraft | |
| RU2310583C2 (en) | Amphibious convertible helicopter | |
| RU2629478C2 (en) | High-speed helicopter with propulsion-steering system | |
| CN103723272A (en) | Aircraft and transformation method for structural morphology of aircraft in flight | |
| RU2657706C1 (en) | Convertiplane | |
| RU2636826C1 (en) | High-speed helicopter with crossed screws | |
| US11873086B2 (en) | Variable-sweep wing aerial vehicle with VTOL capabilites | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| RU2598105C1 (en) | Multirotor unmanned high-speed helicopter | |
| CN108423157B (en) | Two-blade propeller suitable for tilting rotor aircraft | |
| RU2652863C1 (en) | High-speed hybrid helicopter-aircraft | |
| RU2550589C1 (en) | Convertible vertical take-off and landing aircraft (versions) | |
| RU2351506C2 (en) | Multipurpose hydroconvertipropeller plane | |
| US2437789A (en) | Aircraft provided with fixed and rotary wings for convertible types of flight | |
| RU2656957C1 (en) | Triple-screw convertiplane | |
| CN103754360A (en) | Similar flying saucer type rotaplane | |
| RU2492112C1 (en) | Heavy-duty multi-propeller converter plate | |
| RU2611480C1 (en) | Multi-screw unmanned rotorcraft | |
| RU2653953C1 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
| RU2661277C1 (en) | Unmanned carrier-based convertible rotorcraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140703 |