RU2532672C1 - Heavy convertible electric drone - Google Patents
Heavy convertible electric drone Download PDFInfo
- Publication number
- RU2532672C1 RU2532672C1 RU2013151487/11A RU2013151487A RU2532672C1 RU 2532672 C1 RU2532672 C1 RU 2532672C1 RU 2013151487/11 A RU2013151487/11 A RU 2013151487/11A RU 2013151487 A RU2013151487 A RU 2013151487A RU 2532672 C1 RU2532672 C1 RU 2532672C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- screws
- power
- pulling
- screw
- pushing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных тяжелых электроконвертопланов и гибридных электроконвертопланов с тандемным расположением трехвинтовых модулей, два передних из которых смонтированы на консолях цельноповоротного первого крыла дупланной схемы и один задний - на межкилевом цельноповоротном стабилизаторе, имеющих по одному тянущему винту с двумя толкающими винтами, обеспечивающими возможность выполнения технологии вертикального или короткого взлета и посадки (ВВП или КВП), но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП).The invention relates to the field of aeronautical engineering and can be used in the construction of unmanned heavy electro-convertibles and hybrid electro-convertibles with a tandem arrangement of three-screw modules, two of which are mounted on the consoles of the all-rotary first wing of the hollow circuit and one rear - on the inter-keel all-rotary stabilizer having one screw each with two pushing screws, providing the ability to perform technology of vertical or short take-off and landing (B P or DPC), but also short takeoff and vertical landing (KVVP).
Известен полномасштабный беспилотный электроконвертоплан (БЭКП) фирмы AgustaWestland "Project Zero" (Италия/Англия) [патент ЕР №2551190 от 29.07.2011], представляющий собой моноплан со среднерасположенным необычной формы крылом, имеющим с концевыми крылышками внешние съемные части крыла от кольцевых консолей крыла, внутри последних смонтированы электромоторы с винтами, установленными в поворотных мотогондолах, при повороте которых он преобразовывается в вертолет двухвинтовой поперечной схемы, содержит в фюзеляже из углепластика систему управления и аккумуляторные батареи, двухкилевое V-образное хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой опорой.Famous full-scale unmanned electroconvertopan (BEKP) company AgustaWestland "Project Zero" (Italy / England) [patent EP No. 2551190 from 07.29.2011], which is a monoplane with a mid-sized unusual shape of the wing, with end wings with external removable wing parts from the annular wing consoles , electric motors with screws installed in rotary engine nacelles are mounted inside the latter; when rotated, it is converted into a helicopter of a twin-screw transverse circuit; it contains a control system in the fuselage of carbon fiber and ulyatornye battery dvuhkilevoe V-shaped tail and retractable wheeled tricycle landing gear with nose wheel.
Признаки, совпадающие - наличие поворотных мотогондол с винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, диапазон поворота мотогондол с винтами от 0° до +97,5°, содержит систему управления, равномерно распределяющую зарядку аккумуляторов полномасштабного БЭКП между поворотными электромоторами с тянущими винтами, обеспечивающими скорость до 500 км/ч и высоту полета до 7500 м, двухкилевое V-образное хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной опорой. Для зарядки аккумуляторов воздушные винты при его нахождении на земле могут выставляться в "наклонном" положении, играя роль ветряков электрогенераторов. Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение в кольцевых консолях крыла поворотных мотогондол с электромоторами и винтами предопределяет конструктивно сложное крыло необычной формы, оснащенное сложной механизацией и рулевыми поверхностями крыла - элевонами, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что диаметры двух тянущих винтов ограничены размахом кольцевых консолей крыла и, как следствие, ограничивает вертикальную тяговооруженность, а возможность короткого взлета и посадки с отклоненными вверх тянущими винтами на угол 45° при обеспечении угла опрокидывания φ=15° предопределяет удлинение высоты стоек шасси на 10…12%. Третья - это то, что горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому после его выполнения и при возможном отказе узлов поворота мотогондол с винтами, взлетать и садиться «по-самолетному», как обычный самолет, этот двухвинтовой БЭКП не может, так как радиус его тянущих винтов гораздо больше высоты установки мотогондол внутри кольцевых консолей крыла, что значительно уменьшает безопасность и сложность продольного и поперечного управления с V-образным хвостовым оперением, особенно на переходных режимах полета, когда у такого крыла вектор его тяги не уравновешивается. Недостатком является также неразвитое хвостовое оперение, отсюда плохая и путевая устойчивость и, особенно, при отказе одного из электромоторов при асимметрии тяги. Кроме того, электрические двигатели с постоянными магнитами имеют воздушное охлаждение, а источником их энергии является пакет литиево-ионных аккумуляторных батарей на 135 А·ч напряжением 360 В, который состоит из 300 ячеек с плотностью энергии 0,15 кВт/кг. Если взлетная масса полномасштабного демонстратора "Project Zero" сопоставима с массой, например, вертолета MD-500 (около 1230 кг), то анализ показывает, что масса узлов и компонентов, которые могут быть заменены электрическими устройствами (двигатель, трансмиссия, системы силовой установки (СУ), топливная система и др.) составляет 27…40% от взлетной его массы. Поэтому, если ожидаемое время полета такого БЭКП может составлять порядка 20…25 минут, то только двухрежимная гибридная СУ, в которой используется совместный привод несущих винтов от газотурбинных двигателей и электродвигателей с генераторным источником питания и аккумуляторными батареями, используемыми в качестве аварийного источника питания (для посадки при отказах) может обеспечить достижение продолжительности полета 2…3 часа. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи при повышении тяговооруженности полностью электрического тяжелого БЭКП.Signs of coincidence - the presence of rotary engine nacelles with screws creating horizontal and corresponding deviation of vertical traction, the range of rotation of engine nacelles with screws from 0 ° to + 97.5 °, contains a control system that evenly distributes the charge of the batteries of full-scale BECP between rotary electric motors with pulling screws, providing speeds of up to 500 km / h and a flight altitude of up to 7500 m, a two-keel V-tail, and a three-post retractable wheeled chassis, with a bow support. To charge the batteries, the propellers when it is on the ground can be set in an “inclined” position, playing the role of windmills of electric generators. Reasons that impede the task: the first is that the cantilever placement of rotary engine nacelles with electric motors and screws in the ring consoles of the wing predetermines a structurally complex wing of an unusual shape, equipped with complex mechanization and steering surfaces of the wing - elevons, which complicates the design. The second is that the diameters of the two pulling screws are limited by the span of the wing wing consoles and, as a result, limits the vertical thrust-to-weight ratio, and the possibility of short take-off and landing with the pulling screws tilted upward by an angle of 45 ° while ensuring a tipping angle of φ = 15 ° determines the extension of height landing gear for 10 ... 12%. The third one is that the horizontal thrust of the propellers is provided only during cruise flight, therefore, after its implementation and with the possible failure of the rotational nodes of the nacelles with propellers, this twin-screw BECP cannot take off and land “in the plane” like a regular airplane, since the radius of its pulling screws is much greater than the installation height of the engine nacelles inside the wing annular consoles, which significantly reduces the safety and complexity of the longitudinal and lateral control with a V-tail, especially in transitional flight modes When such a wing of its thrust vector is not balanced. The disadvantage is also the undeveloped tail unit, hence the poor and directional stability and, especially, in the event of failure of one of the electric motors with traction asymmetry. In addition, permanent magnet electric motors are air-cooled, and their source of energy is a package of lithium-ion batteries of 135 Ah 360 volts, which consists of 300 cells with an energy density of 0.15 kW / kg. If the take-off mass of a full-blown Project Zero demonstrator is comparable to the mass of, for example, an MD-500 helicopter (about 1230 kg), then the analysis shows that the mass of components and components that can be replaced by electrical devices (engine, transmission, propulsion systems ( SU), fuel system, etc.) is 27 ... 40% of its take-off weight. Therefore, if the expected flight time of such a BECP can be on the order of 20 ... 25 minutes, then only a dual-mode hybrid SU, which uses a joint rotor drive from gas turbine engines and electric motors with a generator power source and batteries used as an emergency power source (for landing in case of failures) can ensure the achievement of a flight duration of 2 ... 3 hours. All this limits the possibility of a further increase in take-off weight and weight return with an increase in the thrust-weight ratio of a fully electric heavy BECP.
Известен беспилотный электроконвертоплан "Panther" корпорации IAI (Израиль), содержащий моноплан двухбалочной схемы с высокорасположенным крылом, двухкилевое П-образное хвостовое оперение, смонтированное на разнесенных балках к консолям крыла, короткий фюзеляж, силовую установку, включающую два передних поворотных, изменяющих ось вращения с горизонтальной на вертикальную, и один задний стационарный с вертикальной осью вращения электромоторы с равновеликими тянущими винтами, смонтированные соответственно в передних окончаниях разнесенных балок и на конце короткого фюзеляжа, систему управления и аккумуляторную батарею, трехстоечное колесное шасси, неубирающееся с передней опорой.Known unmanned electro-convertoplane "Panther" corporation IAI (Israel), containing a monoplane two-beam scheme with a high wing, two-keel U-shaped tail unit mounted on spaced beams to the wing consoles, a short fuselage, a power plant, including two front rotary, changing the axis of rotation with horizontal to vertical, and one rear stationary with a vertical axis of rotation electric motors with equal pulling screws mounted respectively in the front ends are spaced x beams and at the end of the short fuselage, control system and battery, three-post wheeled chassis, non-retractable with front support.
Признаки, совпадающие - наличие моноплана двухбалочной схемы с трехколесным шасси и передней опорой. Разнесенные балки соединяют крыло с двухкилевым П-образным хвостовым оперением. Системой управляют три электромотора с тянущими винтами, два передних из которых поворотные. Экспериментальный БЭКП "Panther" может подниматься на высоту порядка 3 км, находится без подзарядки батарей в воздухе до 6 часов и действовать в радиусе до 60 км от оператора при длительных полетах днем и ночью для телевизионного или инфракрасного наблюдения местности в реальном масштабе времени. Трехвинтовой "Panther" является тактическим разведывательным вертикально взлетающим беспилотным аппаратом, сочетающим в себе преимущества и вертолета, и самолета. БЭКП "Panther" располагает поворотными электромоторами с тянущими винтами и как вертолет способен по командно-телеметрической радиолинии совершать вертикальный взлет, посадку и зависание.Signs that coincide - the presence of a monoplane of a two-frame scheme with a three-wheeled chassis and a front support. Spaced beams connect the wing with a two-keel U-shaped tail. The system is controlled by three electric motors with pulling screws, two of which are front rotary. The experimental BECP "Panther" can climb to a height of about 3 km, is located without recharging batteries in the air for up to 6 hours and operate in a radius of up to 60 km from the operator during long flights day and night for real-time television or infrared observation of the terrain. Three-screw "Panther" is a tactical reconnaissance vertically taking off unmanned aerial vehicle that combines the advantages of a helicopter and an airplane. BECP "Panther" has rotary electric motors with pulling screws and, like a helicopter, is capable of vertical take-off, landing and hovering via a command-telemetric radio line.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что БЭКП трехвинтовой несущей схемы с задним винтом постоянного шага на конце фюзеляжа, используемым только на вертолетных режимах полета, имеет из-за отсутствия возможности угла установки лопасти равным φ=0° повышенное аэродинамическое сопротивление на самолетных режимах полета, сложную схему управления электромоторами при независимом вращении трех равновеликих винтов на вертолетных режимах полета, малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что при висении поток от двух передних и одного заднего тянущих винтов, обдувая соответственно крыло от его носка и кормовую часть фюзеляжа, создают значительную общую потерю (порядка 14%) в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что расположение в передних окончаниях разнесенных балок поворотных электромоторов с тянущими винтами предопределяет конструктивно сложные узлы их поворота и не возможность при попутном ветре выполнить зависание в воздухе, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Четвертая - это то, что диапазон высот применения демонстратора технологии полной электрификации СУ - БЭКП "Panther" составляет всего 100…3000 м при взлетном его весе всего лишь 65 кг. Поэтому при полной электрификации СУ даже среднетяжелого БЭКП (с взлетной массой 1230 кг) с использованием в качестве источника энергии аккумуляторов с удельной массой, в 4 раза меньшей нынешней, 9 кг/кВт·ч при заданном времени полета 2…3 часа создание данного полномасштабного БЭКП осуществить невозможно, а с удельными характеристиками параллельно-последовательной гибридной СУ его масса уменьшится примерно на 27…40% по сравнению с традиционной схемой и его полномасштабная электрическая модель может быть освоена. Кроме того, современные технологии позволяют обеспечить следующие величины удельной массы электрических устройств как для электропривода (электродвигатель с блоком управления) до 0,32 кг/кВт (при мощности более 250 кВт), так и для электрогенератора до 0,23 кг/кВт, например, газотурбинный двигатель с обратимым электромотором-генератором (ОЭМГ) при мощности более 300 кВт. Поэтому, только многодвигательные параллельно-последовательные гибридные СУ могут обеспечить выполнение заданного времени полета 3…5 часов и создание полномасштабного тяжелого БЭКП.Reasons that impede the task: the first is that the BECP of a three-screw carrier circuit with a constant pitch rear rotor at the end of the fuselage, used only in helicopter flight modes, has, due to the lack of the possibility of the blade installation angle equal to φ = 0 °, increased aerodynamic drag by airplane flight modes, a complex control circuit of electric motors with independent rotation of three isometric propellers in helicopter flight modes, low weight return and range. The second one is that when the flow from two front and one rear pulling screws hangs, blowing respectively the wing from its nose and the rear of the fuselage, they create a significant total loss (about 14%) in their vertical thrust, and the high flow rates of the discarded they are predetermined by the formation of vortex rings, which at low lowering speeds can drastically reduce the thrust force of the screws and create an uncontrolled fall situation, which reduces the stability of control and safety. The third one is that the location in the front ends of the spaced beams of rotary electric motors with pulling screws determines structurally complex nodes of their rotation and the inability to hang in the air in a fair wind, which complicates the design and reduces reliability. The fourth one is that the altitude range of application of the demonstrator of full electrification technology SU - BECP "Panther" is only 100 ... 3000 m with a take-off weight of only 65 kg. Therefore, with the complete electrification of the control system, even a medium-heavy BECP (with a take-off mass of 1230 kg) using batteries with a specific gravity 4 times less than the current one, 9 kg / kWh for a given flight time of 2 ... 3 hours, the creation of this full-scale BECP impossible to implement, and with the specific characteristics of a parallel-serial hybrid SU, its mass will decrease by about 27 ... 40% compared to the traditional circuit and its full-scale electrical model can be mastered. In addition, modern technologies make it possible to provide the following specific gravity of electrical devices both for an electric drive (electric motor with a control unit) up to 0.32 kg / kW (with a power of more than 250 kW), and for an electric generator up to 0.23 kg / kW, for example , a gas turbine engine with a reversible electric motor-generator (OEM) with a power of more than 300 kW. Therefore, only multi-engine parallel-serial hybrid SUs can ensure the fulfillment of a given flight time of 3 ... 5 hours and the creation of a full-scale heavy BECP.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является высокоскоростной беспилотный вертолет-самолет (Россия) [патент RU №2464203 от 02.08.2010], имеющий планер из композитного углепластика с передним горизонтальным оперением и двухкилевым оперением, смонтированным к консолям высокорасположенного крыла на разнесенных балках, содержит с внешних сторон килей консоли стабилизатора, двигатели силовой установки, передающие мощность через главный редуктор и валы трансмиссии на поворотные тянущий и толкающий винты, расположенные соответственно в носовой и кормовой части фюзеляжа, обеспечивающие горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной опорой.Closest to the proposed invention is a high-speed unmanned helicopter-plane (Russia) [patent RU No. 2464203 dated 08/02/2010] having a composite carbon fiber glider with front horizontal tail and two-tail plumage mounted to high wing consoles on spaced beams, contains from external the sides of the keels of the stabilizer console, the engines of the power plant, transmitting power through the main gearbox and transmission shafts to the rotary pulling and pushing screws located respectively in owl and aft fuselage providing horizontal and vertical deflection respective thrust tricycle retractable wheel chassis, with the nose of the auxiliary support.
Признаки, совпадающие - наличие трех несущих плоскостей продольной схемы триплана: переднее горизонтальное оперение (ПГО), трапециевидное крыло с разнесенными на консолях балками двухкилевого оперения, имеющего с внешних сторон консоли цельноповоротного стабилизатора (ЦПС), и с переменной стреловидностью наплывами, объединяющими в единую конструкцию крыло и фюзеляж, представляющий собой в плоскости симметрии S-образный профиль. Поворотные валы редукторов тянущего и толкающего винтов, связанные с двигателями синхронизирующим валом, расположены соответственно в носовой и кормовой части короткого фюзеляжа и обеспечивают горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вверх и вниз от горизонтального положения вертикальную на угол 90° или наклонную тягу на угол 65° соответственно при вертикальном или коротком взлете и посадке.Signs that coincide are the presence of three bearing planes of the triplane longitudinal scheme: the front horizontal tail (PGO), the trapezoidal wing with two-fin feathering beams spaced on the consoles, having an all-turning stabilizer (CPS) on the outside of the console, and with variable sweep swaths that combine into a single design wing and fuselage, which is an S-shaped profile in the plane of symmetry. The rotary shafts of the gears of the pulling and pushing screws connected to the engines by the synchronizing shaft are located respectively in the bow and stern of the short fuselage and provide horizontal thrust and a corresponding deviation up and down from the horizontal position vertical by 90 ° or inclined thrust by 65 ° respectively vertical or short take-off and landing.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что равновеликие диаметры носового и хвостового соответственно тянущего и толкающего поворотных винтов ограничены высотою стоек, особенно главного шасси, и как, следствие, это ограничивает вертикальную тяговооруженность и, особенно носового винта, частично затененного максимально отклоненными консолями ПГО, а возможность короткого взлета и посадки с отклоненными винтами на угол 65° при обеспечении угла опрокидывания φ=15° предопределяет удлинение высоты стоек шасси на 10-12%. Вторая - это то, что силовая установка (СУ), включающая газотурбинные двигатели (ГТД), размещенные с главным редуктором и валами трансмиссии в центральной части короткого фюзеляжа, расположены от последней к носовой и кормовой части фюзеляжа. Это тем самым весьма уменьшает полезный объем фюзеляжа, а также возможность размещения разведывательного и регистрирующего оборудования в фюзеляже и, особенно, в носовой его части из-за наличия переднего поворотного вала редуктора тянущего винта. Третья - это то, что задний ГТД его СУ, имеющий выхлопы, направленные по бокам и назад, осуществляет вредную обдувку заднего поворотного толкающего винта на самолетных и переходных режимах его полета. Четвертая - это то, что при висении продольное расположение носового и хвостового поворотных винтов (без управления циклическим их шагом) осложняет поперечное управление, и для чего необходимо отклонение вверх одной из двух концевых частей крыла, изменяя массовую симметрию, создает момент крена Мх в сторону другой не отклоненной концевой части. Это усложняет конструкцию и затрудняет при его висении поперечную управляемость и возможность при попутном ветре выполнить зависание в воздухе, но и дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи.Reasons that impede the task: the first is that the equal diameters of the bow and tail respectively of the pulling and pushing rotary screws are limited by the height of the struts, especially the main chassis, and as a result, this limits the vertical thrust-arm ratio and, especially, of the bow screw partially shaded by the most deflected PGO consoles, and the possibility of short take-off and landing with rejected screws at an angle of 65 ° while ensuring a tipping angle of φ = 15 ° determines the extension of the height of the landing gear by 10-12%. The second is that the power plant (SU), including gas turbine engines (GTE), located with the main gearbox and transmission shafts in the central part of the short fuselage, is located from the latter to the bow and stern of the fuselage. This thereby greatly reduces the useful volume of the fuselage, as well as the ability to place reconnaissance and recording equipment in the fuselage and, especially, in its bow due to the presence of the front rotary shaft of the drive screw reducer. The third is that the rear gas turbine engine of its SU, with exhausts directed to the sides and back, carries out harmful blowing of the rear rotary pushing screw in aircraft and in transition modes of its flight. The fourth is that when hanging, the longitudinal arrangement of the nose and tail rotary screws (without controlling their cyclic pitch) complicates lateral control, and for this it is necessary to deviate upward one of the two end parts of the wing, changing the mass symmetry, creates a roll moment M x to the side other not deviated end part. This complicates the design and makes it difficult to hang lateral controllability and the ability to hang in the air with a fair wind, but also to further increase take-off weight and weight return.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном высокоскоростном беспилотном вертолете-самолете удвоения взлетного веса и повышения весовой отдачи, транспортной и топливной эффективности, упрощени конструкции и исключения управления креном при висении отклонением концевых частей крыла и главного редуктора с валами трансмиссии, упрощения поперечной управляемости при переходных маневрах, вертикальном взлете, посадке и висении и улучшения поперечной и курсовой устойчивости, а также управляемости по крену и курсу.The proposed invention solves the problem in the aforementioned known high-speed unmanned helicopter-airplane to take off weight and increase weight return, transport and fuel efficiency, simplify the design and eliminate roll control when hanging the deviation of the wing end parts and the main gearbox with transmission shafts, simplifying lateral controllability during transition maneuvers, vertical take-off, landing and hovering and improving lateral and directional stability, as well as handling along the roll and heading .
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного высокоскоростного беспилотного вертолета-самолета, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен с разновеликими крыльями по дупланной аэродинамической схеме, включающей высокорасположенное первое крыло и большее второе крыло, и концепции тандемного расположения трехвинтовых модулей, выполненных с возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости и различного типоразмера, два передних из которых одинакового по взлетной мощности типоразмера смонтированы на консолях цельноповоротного первого крыла и один задний большего по взлетной мощности типоразмера, равного сумме двух передних - на межкилевом цельноповоротном стабилизаторе Н-образного хвостового оперения как с обеспечением разнесения поперечных осей их поворота соответственно ближе и дальше от центра масс, так и с возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета девятивинтовой несущей схемы, имеющей при этом от всех несущих винтов полную компенсацию реактивных крутящих моментов и при противоположном направлении вращения между тянущим и толкающими винтами в каждом модуле, но и при одинаковом направлении вращения между собой как левого тянущего с правыми толкающими винтами, так и правого тянущего с левыми толкающими винтами передней группы и противоположного - между тянущими винтами левым передним и задним, но и парой толкающих винтов левых передних и парой задних, в полетную конфигурацию самолета, позволяющего достичь третьей или второй крейсерской скорости полета с шести- или четырехвинтовой движительной системой, соответственно с тремя или двумя парами толкающих винтов в соответствующих трехвинтовых модулях, в каждом из которых тянущий больший винт, установленный во флюгерное положение, имеет по обе стороны от оси его вращения два меньших толкающих винта, имеющих межосевое расстояние, определяемое из соотношения: 
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить беспилотный тяжелый электроконвертоплан по конструктивно-силовой дупланной схеме и концепции тандемного расположения разновеликих винтов (ТРРВ) по схеме 6+3, что позволит сравнительно дешево удвоить вертикальную грузоподъемность и обеспечит возможность преобразования его полетной конфигурации с вертолета девятивинтовой несущей схемы, включающей три поворотных, два из которых передних и один задний трехвинтовых модулей, в самолет шести- или четырех- или двухвинтовой движительной системы, так и обратно. Поскольку аэродинамическая дупланная схема разновеликих крыльев включает первое цельноповоротное крыло (ПЦПК), то может быть выполнена также и с большим вторым трапециевидным крылом, смонтированным выше переднего. При этом наряду двух гибридных мотогондол с тянущими винтами, смонтированных на консолях ПЦПК, его кормовой тянущий винт установлен на задней гибридной мотогондоле, смонтированной по оси симметрии на трапециевидном межкилевом цельноповоротном стабилизаторе Н-образного хвостового оперения. Кроме того, при висении, максимально поворачивая вверх консоли цельноповоротного переднего крыла, но и межкилевой цельноповоротный стабилизатор на угол 90°, это позволит значительно уменьшить потери вертикальной тяги соответственно левых и правых шести передних винтов, но и трех задних винтов. Что позволит уменьшить вес планера, увеличить полезную нагрузку, повысить весовую отдачу, транспортную и топливную эффективность. В гибридной СУ во время крейсерского полета увеличение генерирующей мощности для электропитания, когда падение зарядки литиево-ионной полимерной аккумуляторной батареи снизится до 30% от ее максимума, система управления в каждой гибридной мотогондоле автоматически отключит выходной муфтой сцепления больший тянущий винт от ОЭМГ, имеющего с соответствующим винтом расположенную горизонтально ось их вращения на самолетных режимах полета, установит его лопасти во флюгерное положение и включит ГТД в каждой гибридной мотогондоле тянущей группы винтов, который будет вращать ОЭМГ, работающий в режиме электрогенератора, обеспечивающего подзарядку пакета литиево-ионных аккумуляторных батарей в крейсерском режиме полета. Это, наравне с последним, позволит также в полетной конфигурации самолета достичь третей или второй, или первой крейсерской скорости полета с шести- или четырех- или двухвинтовой движительной системой, соответственно с тремя или двумя или одной парой толкающих винтов в соответствующих трехвинтовых модулях, в каждом из которых тянущий больший винт, установленный во флюгерное положение, снабжен двумя меньшими толкающими винтами, разнесенными по обе стороны от гибридной мотогондолы. Наличие этих признаков позволит при переходных маневрах повысить путевую устойчивость и управляемость по курсу, но и продольную стабильность и поперечную управляемость при висении, а размещение каждой гибридной мотогондолы тянущей группы винтов между мотогондолами толкающей группы винтов обеспечит значительное упрощение системы управления электроприводами, но и позволит исключить вредную обдувку выхлопными газами соответствующего ГТД задних толкающих винтов. Кроме того, это также позволит повысить путевую стабильность и управляемость в полетной конфигурации самолета с четырех- или двухвинтовой движительной системами соответственно на четырех передних или двух задних мотогондолах с соответствующими толкающими винтами. Все это позволит достичь весьма малошумной гибридной СУ, имеющей систему электропривода, включающую электродвигатели, питаемые от аккумуляторной батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим все электродвигатели и все ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки литиево-ионных аккумуляторов, что обеспечит при равномерном распределении зарядки аккумуляторной перезаряжаемой батареи возможность одновременной работы электродвигателей и, особенно, всех трех ГТД без пиковых перегрузок и при минимальной акустической сигнатуре. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать ГТД меньших габаритов в его поперечнике, что обеспечит значительное уменьшение как миделя гибридной мотогондолы, так и ширину переднего обтекателя носовой ее части и, следовательно, предопределит меньшее затенение соответствующего тянущего винта при вертикальном взлете, посадке и висении.Due to the presence of these features, it is possible to carry out an unmanned heavy electro-convertiplane according to the structural and power hollow layout and the concept of tandem arrangement of different-sized propellers (TRRV) according to the 6 + 3 scheme, which will make it possible to double the vertical load capacity and make it possible to convert its flight configuration from a helicopter of a nine-rotor supporting structure comprising three rotary, two of which are front and one rear three-screw modules, in a six- or four- or two-screw propulsion plane th system and back. Since the aerodynamic hollow pattern of different-sized wings includes the first all-turning wing (PCPC), it can also be made with a large second trapezoidal wing mounted above the front one. At the same time, along with two hybrid engine nacelles with pulling screws mounted on the PTsPK consoles, its stern pulling screw is mounted on the rear hybrid engine nacelle mounted along the axis of symmetry on the trapezoidal inter-keel all-turning stabilizer of the H-shaped tail unit. In addition, when hovering, turning the console of the all-turning front wing as far as possible, but also the inter-keel all-turning stabilizer by 90 °, this will significantly reduce the loss of vertical traction of the left and right six front screws, but also three rear screws. This will reduce the weight of the airframe, increase the payload, increase the weight return, transport and fuel efficiency. In a hybrid SU during a cruise flight, an increase in generating power for power supply, when the charge drop of a lithium-ion polymer battery decreases to 30% of its maximum, the control system in each hybrid nacelle will automatically disconnect the larger pulling screw from the OEM with the corresponding the rotationally located axis of their rotation in airplane flight modes will set its blades to the vane position and turn on the gas turbine engine in each hybrid nacelle pulling a oppy screws, which will rotate OEMH, operating in the mode of an electric generator, providing recharging a package of lithium-ion batteries in cruise flight mode. This, along with the latter, will also allow in the flight configuration of the aircraft to reach the third or second, or first cruising flight speed with a six-, four- or two-screw propulsion system, respectively with three, two or one pair of pushing screws in the corresponding three-screw modules, in each of which the pulling larger propeller mounted in the vane position is equipped with two smaller pushing propellers spaced on either side of the hybrid nacelle. The presence of these signs will make it possible to increase directional stability and directional control during transitional maneuvers, but also longitudinal stability and lateral controllability when hanging, and the placement of each hybrid engine nacelle of the pulling screw group between the nacelles of the pushing screw group will significantly simplify the drive control system, but it will also eliminate harmful exhaust blowing of the corresponding gas turbine engine of the rear pushing screws. In addition, it will also allow to increase the track stability and controllability in the flight configuration of an aircraft with four- or twin-screw propulsion systems, respectively, on four front or two rear engine nacelles with corresponding pushing screws. All this will make it possible to achieve a very low-noise hybrid SU with an electric drive system, including electric motors powered by a rechargeable battery, an energy converter with a power transmission control unit connecting and disconnecting all electric motors and all gas turbine engines, switching generating power and charging procedure for lithium-ion batteries, which with uniform distribution of the charge of the rechargeable rechargeable battery, it will be possible to simultaneously operate electric motors and, especially, all three gas turbine engines without Ikov overloads and with minimal acoustic signature. This will also improve flight safety and use of smaller GTEs across it, which will provide a significant reduction in both the midship of the hybrid nacelle and the width of the front fairing of its bow and, therefore, will predetermine less shading of the corresponding pulling screw during vertical take-off, landing and hovering.
Предлагаемое изобретение беспилотного тяжелого электроконвертоплана (БТЭК) двухбалочной схемы и варианты его использования представлены на фиг.1-2.The present invention, an unmanned heavy power converter (BTEK) two-beam scheme and options for its use are presented in figure 1-2.
На фиг.1 на общем виде сбоку изображен высокоскоростной БТЭК исполнения ТРРВ-Х6+3 с гибридными трехвинтовыми модулями, два передних из которых смонтированы на консолях цельноповоротного первого крыла дупланной схемы и один задний - на межкилевом цельноповоротном стабилизаторе Н-образного хвостового оперения в полетной конфигурации самолета с шестивинтовой движительной системой на крейсерских режимах горизонтального полета.Figure 1 in a general side view depicts a high-speed BTEC version TRRV-X6 + 3 with hybrid three-screw modules, two front of which are mounted on the consoles of the all-rotary first wing of the hollow circuit and one rear - on the inter-keel all-rotary stabilizer of the N-shaped tail assembly in flight configuration aircraft with a six-screw propulsion system at cruising flight modes.
На фиг.2 на общем виде сверху изображен высокоскоростной БТЭК исполнения ТРРВ-Х6+3 с гибридными трехвинтовыми модулями, два передних из которых смонтированы на консолях цельноповоротного первого крыла дупланной схемы и один задний - на межкилевом цельноповоротном стабилизаторе (ЦПС) Н-образного хвостового оперения в полетной конфигурации вертолета с девятивинтовой несущей схемой на режимах вертикального взлета, посадки и висения.Figure 2 in a general top view shows a high-speed BTEC version TRRV-X6 + 3 with hybrid three-screw modules, two front of which are mounted on the consoles of the all-rotary first wing of the hollow circuit and one rear - on the inter-keel all-rotary stabilizer (CPS) of the N-shaped tail in the flight configuration of a helicopter with a nine-screw carrier scheme for vertical take-off, landing and hovering.
Высокоскоростной БТЭК исполнения ТРРВ-Х6+3, выполненный по двухбалочной схеме и концепции тандемного расположения двух передних и одного заднего трехвинтовых модулей и представленный на фиг.1 и 2, содержит фюзеляж 1 и высокорасположенное крыло 2, имеющее на его консолях под крылом 2 разнесенные балки 3. Последние объединяют фюзеляж 1 и второе большее крыло 2 в единую плавно образованную конструктивно-силовую дупланную схему с меньшим ПЦПК 4, имеющим на консолях левый и правый трехвинтовые модули с гибридными 5 и консольными 6 мотогондолами соответственно с двумя большими и четырьмя меньшими винтами. В кормовой части фюзеляжа 1 на разнесенных балках 3 смонтировано двухкилевое Н-образное хвостовое оперение 7 с межкилевым ЦПС 8 и киль-шайбами 9, имеющими соответственно рули высоты 8 и направления 10. Трапециевидное крыло 2, оснащенное закрылками 11 и элеронами 12, размещено в дупланной аэродинамической схеме выше консолей ПЦПК 4, имеющего две гибридные 5 и четыре консольные 6 мотогондолы, смонтированные по обе стороны от продольной оси фюзеляжа 1, имеют диапазон их поворота от -5° до +97,5°. Задний трехвинтовой модуль 13, больший по типоразмеру взлетной мощности, равен двум передним, имеющим одинаковые взлетные мощности между собой, смонтированный на трапециевидном ЦПС 8, оснащен гибридной 14 и двумя консольными 15 мотогондолами соответственно с большим и меньшими винтами. При этом концевые части 16 большего крыла 2 выполнены отклоняющимися вверх и складывающимися для удобства размещения на палубе (ангаре) и возможности эксплуатации на авианесущих кораблях, а также на стоянке при выработке генерирующей энергии и подзарядки аккумуляторных батарей.The high-speed BTEC version TRRV-X6 + 3, made according to the two-beam scheme and the concept of the tandem arrangement of two front and one rear three-screw modules and shown in Figs. 1 and 2, contains the fuselage 1 and the highly located
Силовая установка, выполненная по гибридной технологии силового привода, имеет консольные левые и правые поворотные четыре передние 6 и две задние 15 мотогондолы, которые снабжены электродвигателями, вращающими соответственно передние 17-18 и задние 19-20 винты толкающей группы, а поворотные гибридные две передние 5 и одна задняя 14 мотогондолы, смонтированные соответственно между консольными мотогондолами 6 и 15, имеют на конце их передних продолговатых частей соответственно передние 21-22 и задний 23 винты тянущей группы. Каждая из гибридных мотогондол 5 или 14 наряду с ГТД, имеющим для отбора взлетной его мощности передний вывод вала, передающий крутящий момент на входной вал соответственно редуктора передних 21-22 или заднего 23 винтов, снабжена обратимым электромотором-генератором, вращательно связанным с валом последнего и через выходную муфту сцепления, установленную на соответствующих валах перед ОЭМГ и за передними 21-22 или задним 23 винтом тянущей группы соответственно. Гибридная СУ оснащена системой электропривода, включающей все электродвигатели, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим все электродвигатели и все ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки литиево-ионной полимерной аккумуляторной перезаряжаемой батареи от ОЭМГ, который в режиме электрогенератора при полетной конфигурации четырехвинтового самолета обеспечивает основной способ генерации мощности в каждой гибридной мотогондоле 5 и 14 от внутреннего источника энергии - ГТД. При этом ГТД, выполненные, в частности, для их работы на авиакеросине, установлены с максимальной простотой обслуживания и эксплуатации в гибридных мотогондолах 5 и 14. Четырехлопастные винты трехвинтовых модулей двух передних и одного заднего, последний из которых имеет диапазон поворота от -15° до +97,5°, выполнены флюгерно-реверсивными и без автоматов перекоса их лопастей и с жестким креплением угле- и стекло пластиковых лопастей и возможностью широкого изменения углов их установки. Поворот трехвинтовых модулей с винтами передними 17-18 и 21-22 и задними 19-20 и 23, преобразующих его полетную конфигурацию с вертолета девятивинтовой несущей схемы в шести- или четырех- или двухвинтовой самолет дупланной схемы, осуществляется с помощью электромеханических приводов, а выпуск и уборка шасси, управление закрылками 11, элеронами 12 и рулями высоты 8 и направления 10 осуществляется также электрически (на фиг.1 и 2 не показаны). Трехопорное убирающееся колесное шасси, вспомогательная опора с мотор-колесом 24 убирается в переднюю нишу фюзеляжа 1, главные боковые опоры с колесами 25 - в бортовые обтекатели 26.The power plant, made according to hybrid technology of the power drive, has cantilevered left and right rotary four
Управление гибридным БТЭК обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага поворотных шести передних винтов 17-18 с 21-22 и трех задних винтов 19-20 с 23 и отклонением рулевых поверхностей 8, 10, и 12, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается крыльями 2 и ПЦМК 4, горизонтальная тяга при 3-й, 2-й или 1-й крейсерской скорости полета - винтами 17-18 совместно с 19-20 или только винтами 17-18 или только 19-20 соответственно, на режиме висения только винтами передними 17-18 с 21-22 и задними 19-20 с 23, на режиме перехода - крыльями 2 и ПЦМК 4 с винтами передними 17-18 с 21-22 и задними 19-20 с 23. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 11 второго крыла 2 отклоняются на максимальные их углы синхронно с поворотов шести передних винтов 17-18 с 21-22 и трех задних винтов 19-20 с 23 от горизонтального положения, отклоняясь одновременно все из них вверх, устанавливаются вертикально (см. фиг.2). При переходе с самолетного режима полета на режим висения и если возникает момент тангажа (MZ), то он парируется отклонением рулей высоты 8, создающих, работая в зоне обдува задних винтов толкающих 19-20 и тянущего 23, парирующую силу. После установки поворотных винтов передних 17-18 с 21-22 и задних 19-20 с 23 в вертикальное положение вдоль линий вертикальной их тяги осуществляется возможность вертолетных режимов полета. С приближением к поверхности земли (палубы корабля) и полете вблизи них несущие винты шесть передних винтов 17-18 с 21-22 и трех задних винтов 19-20 с 23, имеющих в каждой многовинтовой группе несущих винтов одинаковое направление вращения, как передние тянущие 21-22 винты с задними толкающими 19-20 винтами, так и задний тянущий 23 с передними толкающими винтами 17-18 (см. фиг.2), образуют под БТЭК область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки, повышающей их эффективность. Поворотные передние 17-18 с 21-22 и задние 19-20 с 23 винты отклоняются от горизонтального положения в вертикальное на угол 90° и 45° соответственно при вертикальном взлете (посадке) и взлете с коротким разбегом (посадке с коротким пробегом) БТЭК на вертолетных и самолетных режимах его полета на взлетно-посадочных режимах в перегрузочном варианте с максимальным взлетным весом. При этом маневрирование гибридного БТЭК на аэродроме и его разгон до 40-50 км/ч на режимах укороченного взлета обеспечивается от переднего мотор-колеса 24. Для соответствующей посадки высокоскоростного БТЭК на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 24 и 25, убирающегося трехопорного шасси.The BTEK hybrid control is provided by the general and differential change in the pitch of the rotary six front screws 17-18 from 21-22 and the three rear screws 19-20 with 23 and the deviation of the
При висении на вертолетных режимах полета продольное управление БТЭК осуществляется изменением шага винтов передней 17-18 группы и задней группы 19-20, путевое управление - изменением крутящих моментов каждой многовинтовой группы винтов, имеющих одинаковое направление вращения несущих винтов, например, как передние левые толкающие винты 17 с задними толкающими 19-20 винтами, так и задний тянущий 23 с передним тянущим винтом 22. Поперечное управление обеспечивается изменением шага левого несущего винта 21 и правого несущего винта 22 тянущей группы винтов, осуществляющих поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов задней группы винтов. Отсутствие при висении перекрытия шести передних винтов 17-18 с 21-22 и трех задних винтов 19-20 с 23 также значительно снижает вредное их взаимовлияние и повышает их заполнение, что, в свою очередь, значительно уменьшает проблему срыва потока. После вертикального взлета и набора высоты для перехода на самолетный режим полета поворотные шесть передних винтов 17-18 с 21-22 и три задних винта 19-20 с 23 синхронно устанавливаются в горизонтальное положение (см. фиг.1). После чего убираются закрылки 11 и производится крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 10. Продольное и поперечное управление осуществляется отклонением рулей высоты 8 и элеронов 12 соответственно. На самолетных режимах полета БТЭК при создании горизонтальной тяги его толкающие винты передние 17 и 18 имеют взаимно противоположное их вращения между левой и правой группой меньших винтов и, тем самым, соответственно устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание ПЦМК 4 и крыла 2, но и весьма повышающее эффективность левых 17, 21 и правых 18, 22, но и задних 19-20, 23 групп винтов на режимах вертикального взлета, посадки и висения. При его полетной вертолетной конфигурации девятивинтовой несущей схемы реактивные моменты от поворотных винтов левых 17, 21 и правых 18, 22, но и задних 19-20, 23, используемых как несущие винты, компенсируются полностью за счет также взаимно противоположного их вращения в соответствующих группах винтов.When hovering in helicopter flight modes, the BTEK longitudinal control is carried out by changing the pitch of the propellers of the front 17-18 group and the rear group 19-20, directional control - by changing the torques of each multi-rotor group of screws having the same direction of rotation of the rotors, for example, as the front
Таким образом, гибридный БТЭК исполнения ТРРВ-Х6+3, имеющий передние и задние поворотные винты соответственно на первом цельноповоротном крыле дупланной схемы и межкилевом цельноповоротном стабилизаторе Н-образного хвостового оперения, представляет собой гибридный вертолет-самолет двухбалочной схемы с электродвигателями, ГТД и обратимыми электромоторами-генераторами. Поворотные воздушные винты флюгерно-реверсивные, создающие вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Причем меньшее ПЦПК находится спереди большего крыла и создает дополнительную подъемную силу и разгружает его, что и предопределяет наравне с высокой тяговооруженностью гибридной СУ возможность легко реализовать и выполнение технологии ВВП и КВП, но и КВВП. Последнее весьма важно при палубном базировании и особенно высокоскоростных БТЭК, так как обеспечивает короткий взлет (достаточно и 80…100 м) с максимальным его весом и вертикальную его посадку пустого на палубу корабля.Thus, the BTEK hybrid version TRRV-
В настоящее время известно, что конструктивно-силовые двухбалочная и, особенно, дупланная схемы самолетов обеспечивают максимальную разгрузку крыла и фюзеляжа от действия аэродинамических и массовых сил, а девятивинтовые конвертопланы, что они устойчивы и управляемы, то, следовательно, все они пригодны для дальнейших инженерных приложений, могут и должны являться предметом дальнейшего исследования и усовершенствования. Поэтому дальнейшие исследования по созданию БТЭК и гибридных электроконвертопланов (ГЭКП), используя вышеназванные преимущества, позволят освоить широкое их семейство (см. табл.1).At present, it is known that the structural-power double-beam and, especially, hollowed-out airplane schemes provide maximum unloading of the wing and fuselage from the action of aerodynamic and mass forces, and the nine-screw convertiplanes that they are stable and controllable, therefore, all of them are suitable for further engineering applications can and should be the subject of further research and improvement. Therefore, further studies on the creation of BTEK and hybrid electric envelope planes (HECP), using the above advantages, will allow them to master a wide family (see Table 1).
Наиболее актуальным в современных условиях является на базе самолета Су-80 освоение палубного БТЭК сверхтяжелого класса с взлетным весом 12400 и 13690 кг и для перевозки 2,4 и 3,2 т груза с дальностью полета до 1950 и 3250 км соответственно при выполнении ВВП и КВП. Гибридная СУ БТЭК-2,4 в передних и заднем трехвинтовых модулях имеет шесть электродвигателей и три ОЭМГ суммарной пиковой/ номинальной мощности соответственно 17647970 кВт и 1764/970 кВт и три генераторных ГТД (два АИ-450 и один ВК-800). Последние при выполнении ВВП могут предоставить еще 1176 кВт (1600 л.с.) и совместно с литиевой батарей позволят БТЭК-2,4 выполнить зависание на 20…25 минут. Затем в самолетной конфигурации при падении ее зарядки до 30% от максимального значения включатся ГТД и будут подпитывать аккумуляторы. Топливный его бак при выполнении ВВП вмещает 1070 кг, что эквивалентно трем часам полета и позволит при этом достичь радиуса действия до 975 км.The most relevant in modern conditions is based on the Su-80 aircraft, the development of deck-based BTEC superheavy class with a take-off weight of 12400 and 13690 kg and for the transport of 2.4 and 3.2 tons of cargo with a flight range of up to 1950 and 3250 km, respectively, when fulfilling GDP and KVP . The BTEK-2.4 hybrid SU in the front and rear three-screw modules has six electric motors and three OEMs with a total peak / rated power of 17647970 kW and 1764/970 kW, respectively, and three generator gas turbine engines (two AI-450 and one VK-800). When fulfilling GDP, the latter can provide another 1,176 kW (1,600 hp) and, together with lithium batteries, will allow BTEK-2.4 to hang for 20 ... 25 minutes. Then, in the aircraft configuration, when its charge drops to 30% of the maximum value, the turbine engine will turn on and recharge the batteries. When fulfilling GDP, its fuel tank holds 1070 kg, which is equivalent to three hours of flight and will allow reaching a radius of action of up to 975 km.
Теперь уже нет сомнений только гибридные БТЭК и ГЭКП исполнения ТРРВ-Х6+3 - это реальное и очень близкое будущее специальной и деловой авиации, но и одно из возможных направлений развития авиационной техники и электроконвертопланов, позволяющих достойно конкурировать с фирмой "AgustaWestland" (Италия).Now there is no doubt only the hybrid BTEK and GECP versions TRRV-X6 + 3 - this is the real and very close future of special and business aviation, but also one of the possible areas of development of aviation equipment and electric envelopes, allowing us to compete with the AgustaWestland company (Italy) .
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013151487/11A RU2532672C1 (en) | 2013-11-19 | 2013-11-19 | Heavy convertible electric drone |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013151487/11A RU2532672C1 (en) | 2013-11-19 | 2013-11-19 | Heavy convertible electric drone |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2532672C1 true RU2532672C1 (en) | 2014-11-10 |
Family
ID=53382457
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013151487/11A RU2532672C1 (en) | 2013-11-19 | 2013-11-19 | Heavy convertible electric drone |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2532672C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2568517C1 (en) * | 2014-11-11 | 2015-11-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multirotor convertible high-speed helicopter (mcsh) |
| RU2577931C1 (en) * | 2015-01-13 | 2016-03-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Hybrid short takeoff and landing aircraft |
| CN106800089A (en) * | 2015-11-25 | 2017-06-06 | 中航贵州飞机有限责任公司 | A kind of rotor wing unmanned aerial vehicle of electric tilting three |
| CN110667867A (en) * | 2019-08-30 | 2020-01-10 | 南京精微迅智能科技有限公司 | Agricultural unmanned aerial vehicle mounting device |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060032970A1 (en) * | 2004-07-22 | 2006-02-16 | Allen Norman C | Tall V/STOL aircraft |
| US20110024555A1 (en) * | 2009-01-27 | 2011-02-03 | Kuhn Jr Ira Francis | Purebred and Hybrid Electric VTOL Tilt Rotor Aircraft |
| US20110303795A1 (en) * | 2009-10-09 | 2011-12-15 | Richard David Oliver | Three-wing, six tilt-propulsion unit, vtol aircraft |
| RU128182U1 (en) * | 2012-10-16 | 2013-05-20 | Элдар Али Оглы Разроев | SECURITY PLAN (OPTIONS) |
| RU2492112C1 (en) * | 2012-04-19 | 2013-09-10 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Heavy-duty multi-propeller converter plate |
-
2013
- 2013-11-19 RU RU2013151487/11A patent/RU2532672C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060032970A1 (en) * | 2004-07-22 | 2006-02-16 | Allen Norman C | Tall V/STOL aircraft |
| US20110024555A1 (en) * | 2009-01-27 | 2011-02-03 | Kuhn Jr Ira Francis | Purebred and Hybrid Electric VTOL Tilt Rotor Aircraft |
| US20110303795A1 (en) * | 2009-10-09 | 2011-12-15 | Richard David Oliver | Three-wing, six tilt-propulsion unit, vtol aircraft |
| RU2492112C1 (en) * | 2012-04-19 | 2013-09-10 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Heavy-duty multi-propeller converter plate |
| RU128182U1 (en) * | 2012-10-16 | 2013-05-20 | Элдар Али Оглы Разроев | SECURITY PLAN (OPTIONS) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2568517C1 (en) * | 2014-11-11 | 2015-11-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multirotor convertible high-speed helicopter (mcsh) |
| RU2577931C1 (en) * | 2015-01-13 | 2016-03-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Hybrid short takeoff and landing aircraft |
| CN106800089A (en) * | 2015-11-25 | 2017-06-06 | 中航贵州飞机有限责任公司 | A kind of rotor wing unmanned aerial vehicle of electric tilting three |
| CN110667867A (en) * | 2019-08-30 | 2020-01-10 | 南京精微迅智能科技有限公司 | Agricultural unmanned aerial vehicle mounting device |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10538321B2 (en) | Tri-rotor aircraft capable of vertical takeoff and landing and transitioning to forward flight | |
| CN211033016U (en) | Aircraft capable of vertically taking off and landing | |
| EP3548377B1 (en) | Electrical vertical take-off and landing aircraft | |
| RU2527248C1 (en) | Drone with hybrid power plant (versions) | |
| CN103043212B (en) | The composite aircraft that fixed-wing forms with electronic many rotors | |
| RU2547155C1 (en) | Multi-rotor unmanned electroconvertible aircraft | |
| RU2448869C1 (en) | Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft | |
| RU2521090C1 (en) | High-speed turboelectric helicopter | |
| CN106586001A (en) | Multimode and multi-based unmanned aerial vehicle with tailed flying wing configuration | |
| RU2650257C1 (en) | Air-transformer, converted into the car | |
| WO2018099856A1 (en) | Electrical vertical take-off and landing aircraft | |
| RU2629475C1 (en) | High-speed turbofan combined helicopter | |
| RU2548304C1 (en) | Multirotor convertible high-speed helicopter | |
| RU2310583C2 (en) | Amphibious convertible helicopter | |
| RU2608122C1 (en) | Heavy high-speed rotary-wing aircraft | |
| RU2657706C1 (en) | Convertiplane | |
| RU2550909C1 (en) | Multirotor convertible pilotless helicopter | |
| RU2582743C1 (en) | Aircraft vertical take-off system | |
| US11827348B2 (en) | VTOL tilting fuselage winged frame multirotor aircraft | |
| RU2648503C1 (en) | Unmanned convertiplane with an arched wing | |
| RU2543120C1 (en) | Multirotor hybrid electrical convertiplane | |
| RU2532672C1 (en) | Heavy convertible electric drone | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| RU2542805C1 (en) | Vtol aircraft with hybrid power plant | |
| RU2534676C1 (en) | Cryogenic turbo-electric stol aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161120 |