RU2542805C1 - Vtol aircraft with hybrid power plant - Google Patents
Vtol aircraft with hybrid power plant Download PDFInfo
- Publication number
- RU2542805C1 RU2542805C1 RU2013158602/11A RU2013158602A RU2542805C1 RU 2542805 C1 RU2542805 C1 RU 2542805C1 RU 2013158602/11 A RU2013158602/11 A RU 2013158602/11A RU 2013158602 A RU2013158602 A RU 2013158602A RU 2542805 C1 RU2542805 C1 RU 2542805C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- smaller
- wing
- screw
- screws
- hybrid
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных и гибридных электросамолетов продольной компоновки триплана с хвостовым оперением обратной Y-образности, смонтированным совместно с кормовым кольцевым каналом, имеющим внутри с задним расположением больший толкающий винт, вращающийся в противоположном направлении с тремя меньшими толкающими винтами, смонтированными по системе распределенной их тяги вокруг кольцевого канала на цельноповоротных внешнем вертикальном киле и внешних консолях стабилизатора, для выполнения короткого взлета и посадки.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of unmanned and hybrid electric airplanes of a longitudinal layout of a triplane with a tail unit of a reverse Y-shape mounted together with a stern annular channel, having inside with a rear arrangement a larger pushing screw rotating in the opposite direction with three smaller pushing screws mounted according to the system of distributed traction around the annular channel on all-turning external vertical keel and external x stabilizer consoles for short take-off and landing.
Известен гибридный электросамолет фирмы "Volva Volare" (США) мод. GT4, выполненный из углепластика по аэродинамической схеме "утка" с задним расположением силовой установки, имеющей электромотор с толкающим винтом и генераторным турбодизельным двигателем, представляет собой моноплан со среднерасположенным крылом, имеющим двухкилевое оперение и на его концах концевые крылышки, систему управления и перезаряжаемые аккумуляторные батареи, трехстоечное убирающееся колесное шасси со вспомогательной передней опорой.Known hybrid electric aircraft company "Volva Volare" (USA) mod. GT4, made of carbon fiber according to the aerodynamic configuration of a “duck” with a rear arrangement of a power plant having an electric motor with a pushing propeller and a generator turbodiesel engine, is a monoplane with a mid-wing, having a two-wing tail and end wings at its ends, a control system and rechargeable batteries , three-post retractable wheeled chassis with auxiliary front support.
Признаки, совпадающие - наличие моноплана со среднерасположенным крылом и трехколесным шасси со вспомогательной передней опорой. Фюзеляж самолета изготовлен из углепластика, что обеспечивает ему несколько избыточную прочность как для коммерческого самолета, который не предназначен для высшего пилотажа. Аэродинамическая компоновка электросамолета, выполненная по схеме "утка", обеспечивает устойчивость при задней центровке - аккумулятор и двигатели силовой установки (СУ) находятся в кормовой части фюзеляжа. Перезаряжаемые литиево-ионные аккумуляторы электросамолета имеют время, необходимое для их зарядки, которое соответствует стандартному времени дозаправки. На консолях крыла смонтировано двухкилевое оперение. Крейсерский полет обеспечивает двухдвигательная СУ: электромотор, питаемый от аккумуляторов, вращает толкающий винт, а турбодизельный двигатель (ТДД) как внутренний источник генерирующей мощности подпитывает в крейсерском полете литиево-ионные аккумуляторные батареи.Signs that coincide - the presence of a monoplane with a mid-wing and a three-wheeled landing gear with an auxiliary front support. The fuselage of the aircraft is made of carbon fiber, which provides it with a little excess strength as for a commercial aircraft, which is not intended for aerobatics. The aerodynamic layout of the electric airplane, made according to the "duck" scheme, provides stability during rear alignment - the battery and engines of the power plant (SU) are located in the aft part of the fuselage. Rechargeable lithium-ion batteries in an airplane have the time required to charge them, which corresponds to the standard refueling time. On the wing consoles mounted two-fin plumage. The cruise flight is provided by a twin-engine SU: the electric motor, powered by batteries, rotates the pushing screw, and the turbodiesel engine (TDD), as an internal source of generating power, feeds lithium-ion batteries in the cruise flight.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что электросамолет мод. GT4 с толкающим винтом на конце фюзеляжа, создающим только горизонтальную тягу как при взлетно-посадочных, так и крейсерских режимах полета, имеет сложную схему редуцирования и управления электромотором и ТДД при вращении одного толкающего винта от элетромотора, но и снижает стабильность управления и безопасность в случае отказа одного из двух двигателей. Вторая - это то, что перезаряжаемые литиево-ионные аккумуляторные батареи электросамолета, имеющие вес (порядка 35%) от пустого его веса, что весьма снижает полезную нагрузку и, как следствие, уменьшает весовую отдачу. Третья - это то, что литиево-ионная батарея позволит электросамолету улететь на расстояние в 540 км при крейсерской скорости 296 км/ч, а при падении ее зарядки до 25% от максимального значения включится внутренний источник генерирующей мощности - ТДД и будет в полете подпитывать аккумулятор. Топливный бак самолета может вместить 86,2 литра топлива, что эквивалентно дополнительным 1310 км при общей дальности полета до 1850 км. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и веса перезаряжаемых аккумуляторов, но и повышения горизонтальной тяговооруженности и обеспечения возможности выполнения технологии короткого взлета и посадки (КВП).Reasons that impede the task: the first is that the electric plane mod. GT4 with a pusher propeller at the end of the fuselage, creating only horizontal thrust for both takeoff and landing and cruising flight modes, has a complex reduction and control system for the electric motor and TDD when rotating one pusher propeller from the electric motor, but also reduces control stability and safety in case of failure of one of two engines. The second is that rechargeable lithium-ion batteries of an electric airplane, having a weight (about 35%) of its empty weight, which greatly reduces the payload and, as a result, reduces the weight return. The third one is that a lithium-ion battery will allow the electric plane to fly 540 km away at a cruising speed of 296 km / h, and when its charge drops to 25% of the maximum value, the internal generating power source - TDD will turn on and will recharge the battery in flight . The fuel tank of the aircraft can accommodate 86.2 liters of fuel, which is equivalent to an additional 1310 km with a total flight range of up to 1850 km. All this limits the possibility of further increasing the take-off weight and the weight of rechargeable batteries, but also increasing the horizontal thrust-weight ratio and ensuring the possibility of implementing the technology of short take-off and landing (KVP).
Известен электросамолет проекта "Ce-Liner" компании "Bauhaus Luftfahrt" (Германия), представляющий собой моноплан с низкорасположенным необычной формы крылом, имеющим с концевыми крылышками внешние части крыла C-образной формы, концы последних отклонены к мотогондолам, смонтированным по бокам фюзеляжа на горизонтальных пилонах и имеющим электромоторы с закрытыми тянущими винтовентиляторами, содержит в фюзеляже из углепластика систему управления и заменяемые аккумуляторные батареи, однокилевое хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной и главными опорами.The electric airplane of the Ce-Liner project of the Bauhaus Luftfahrt company (Germany) is known, which is a monoplane with a low-lying unusual shape, with outer wings with end wings with a C-shape, the ends of the latter deflected to nacelles mounted on horizontal sides of the fuselage pylons and having electric motors with closed pulling screw fans, contains a control system and replaceable batteries, one-tail tail unit and three-post retractable wheels in the carbon fiber fuselage th auxiliary landing gear and main bearings.
Признаки, совпадающие - наличие задних мотогондол с тянущими винтовентиляторами. создающими только горизонтальную тягу, содержит систему управления, равномерно распределяющую зарядку аккумуляторов электросамолета "Ce-Liner" между двумя электромоторами с тянущими винтами, обеспечивающими скорость до 750 км/ч на высоте полета более 8500 м и при дальности полета до 1700 км, однокилевое хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой. Минимальное время подзарядки батарей будет два часа, поэтому для быстрого оборота операций батарей будет осуществляться их обмен. В этом случае 16 стандартных контейнеров LD3 с литиево-ионными аккумуляторными батареями могут быть заменены в течение 30-минутного времени обработки данных.Signs that coincide - the presence of rear nacelles with pulling propeller fans. creating only horizontal traction, it contains a control system that evenly distributes the battery charge of the Ce-Liner electric plane between two electric motors with pulling screws, providing speeds of up to 750 km / h at a flight altitude of more than 8500 m and with a flight range of up to 1700 km, one-tail tail and a three-post retractable wheeled chassis with a bow support support. The minimum time for recharging batteries will be two hours, so for a quick turnaround of battery operations, they will be exchanged. In this case, 16 standard LD3 lithium-ion battery containers can be replaced within a 30-minute data processing time.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее размещение на конце и по бокам фюзеляжа с однокилевым хвостовым оперением двух мотогондол с электромоторами и закрытыми тянущими винтовентиляторами предопределяет конструктивно сложное крыло необычной формы, выполненное в поперечной плоскости С-образной конфигурации со сложной механизацией и рулевыми поверхностями крыла - элевонами, что усложняет конструкцию и продольную управляемость. Вторая - это то, что диаметры тянущих винтовентиляторов ограничены размером закапотированных кольцевых обтекателей и, как следствие, ограничивает горизонтальную тяговооруженность. Третья - это то, что заменяемые литиево-ионыые аккумуляторы электросамолета Ce-Liner с пассажировместимостыо 190 человек, который будет на 30 тонн тяжелее Airbus А320, это значительно снижает полезную нагрузку и, следовательно, уменьшает весовую отдачу. Четвертая - это то, что взлетная тяга тянущих винтовентиляторов обеспечивается только в горизонтальном направлении, а отсутствие возможности изменения в вертикальной плоскости направления вектора тяги этих винтовентиляторов и, как следствие, возможного уменьшения посадочной скорости, обеспечиваемой при выполнении технологии КВП, этот электросамолет Ce-Liner не может, что значительно уменьшает безопасность и, в частности, создает сложность продольного и поперечного управления с крылом С-образной формы, особенно на взлетно-посадочных режимах полета, когда у такого крыла вектор его тяги не уравновешивается. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и веса заменяемых аккумуляторных батарей, а также повышения горизонтальной тяговооруженности и выполнения технологии КВП.Reasons that impede the task: the first is that the rear placement on the end and sides of the fuselage with a single tail tail of two engine nacelles with electric motors and closed pulling propeller fans predetermines a structurally complex wing of an unusual shape made in the transverse plane of the C-shaped configuration with complex mechanization and steering surfaces of the wing - elevons, which complicates the design and longitudinal controllability. The second is that the diameters of the propeller fans are limited by the size of the bonded annular cowls and, as a result, limits horizontal thrust-to-weight ratio. The third one is that the replaceable Ce-Liner lithium-ion batteries with a passenger capacity of 190 people, which will be 30 tons heavier than the Airbus A320, significantly reduce the payload and, consequently, reduce weight loss. The fourth one is that the take-off thrust of the propeller fans is provided only in the horizontal direction, and the inability to change the direction of the thrust vector of these fans in the vertical plane and, as a result, the possible reduction in landing speed provided by the KVP technology, this Ce-Liner can, which significantly reduces safety and, in particular, creates the complexity of longitudinal and lateral control with a C-shaped wing, especially in take-off and landing modes max flight when such a wing does not balance its thrust vector. All this limits the possibility of further increasing the take-off weight and weight of the replaced batteries, as well as increasing the horizontal thrust-weight ratio and the implementation of the KVP technology.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является коммерческий электросамолет проекта "ZEHST" компании "EADS". Выполненный из углепластика фюзеляж содержит моноплан с низкорасположенным крылом и концевыми крылышками, силовую установку, включающую два сверхпроводящих электромотора, смонтированных на конце фюзеляжа и приводящих спаренные толкающие винты, вращающиеся в противоположных направлениях и смонтированные в кольцевом канале, имеющем двухкилевое V-образное оперение, систему управления и перезаряжаемые аккумуляторные батареи, трехстоечное убирающееся колесное шасси со вспомогательной передней опорой.Closest to the proposed invention is a commercial electric aircraft project "ZEHST" company "EADS". The fuselage made of carbon fiber contains a monoplane with a low wing and end wings, a power unit including two superconducting electric motors mounted at the end of the fuselage and driving twin pushing screws that rotate in opposite directions and are mounted in an annular channel with a two-pitch V-shaped control system and rechargeable batteries, a three-post retractable wheeled chassis with an auxiliary front support.
Признаки, совпадающие - наличие моноплана с низкорасположенным крылом и трехколесным шасси со вспомогательной передней опорой. Материалом для корпуса электросамолета проекта "ZEHST" служит углеродное волокно, благодаря чему он будет достаточно легким. Основными его преимуществами, которые будут выгодно отличать его от обычных самолетов, являются мощная аэродинамика, композитный дизайн и, конечно же, малый вес планера. Модифицированные литиево-ионные полимерные аккумуляторы электросамолета будут перезаряжаемыми. А время, необходимое для их зарядки, будет соответствовать стандартному времени дозаправки. На конце фюзеляжа совместно с кольцевым каналом смонтировано двухкилевое V-образное хвостовое оперение. Крейсерский полет обеспечивают два электромотора со спаренными толкающими винтами, вращающимися в противоположных направлениях.Signs that coincide - the presence of a monoplane with a low wing and a three-wheeled landing gear with an auxiliary front support. The material for the hull of the ZEHST project electric aircraft is carbon fiber, making it light enough. Its main advantages, which will distinguish it from conventional aircraft, are powerful aerodynamics, composite design and, of course, low weight of the airframe. Modified lithium-ion polymer batteries for the aircraft will be rechargeable. And the time required to charge them will correspond to the standard refueling time. At the end of the fuselage, together with the annular channel, a two-keel V-tail is mounted. Cruise flight is provided by two electric motors with twin pushing screws rotating in opposite directions.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что электросамолет проекта "ZEHST" со спаренными толкающими винтами в кольцевом канале на конце фюзеляжа, создающими только горизонтальную тягу как при взлетно-посадочных, так и крейсерских режимах полета, имеет сложную схему редуцирования и управления электромоторами при независимом вращении двух соосных толкающих винтов, что предопределяет возможность эксплуатации с бетонных взлетно-посадочных площадок длиной 1350 м, а также снижает стабильность управления и безопасность в случае отказа одного из электромоторов. Вторая - это то, что перезаряжаемые литиево-ионные аккумуляторные батареи электросамолета, имеющие вес (порядка 35-40%) от пустого его веса, что весьма снижает полезную нагрузку и, как следствие, уменьшает весовую отдачу. Третья - это то, что при времени полета два часа дальность действия может составить до 1500 км при высоте его полета свыше 8500 м. Следующим недостатком является также неразвитое V-образное хвостовое оперение, отсюда плохая и путевая устойчивость и особенно при отказе одного из электромоторов на взлетно-посадочных режимах и при недостатке горизонтальной тяги, обеспечиваемой спаренными винтами, имеющими равновеликие диаметры, ограниченные диаметром кольцевого канала, имеющего внешний диаметр чуть больше внешнего диаметра фюзеляжа. Кроме того, спаренные толкающие винты, смонтированные внутри кормового кольцевого канала, передний в направлении полета из которых имеет ограниченные возможности бокового подсоса воздушного потока и его направления на последующий толкающий винт, весьма снижает общий КПД винтомоторной группы, а вредное взаимовлияние спаренных винтов весьма снижает общую их тягу по сравнению с тягой таких же винтов, сгруппированных по системе распределенной тяги. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи и, как следствие, веса перезаряжаемых аккумуляторов, а также ограничения как повышения горизонтальной тяговооруженности спаренных винтов до 15% по сравнению с одним толкающим винтом, имеющим сопоставимые наружные диаметры и условия по прилагаемой к ним взлетной мощности, так и возможности обеспечения выполнения технологии короткого взлета и посадки (КВП).Reasons that impede the task: the first is that the ZEHST project electric plane with paired pushing screws in the annular channel at the end of the fuselage, creating only horizontal thrust during both takeoff and landing and cruising flight modes, has a complex reduction and control scheme electric motors with independent rotation of two coaxial pushing screws, which determines the possibility of operation from concrete runways with a length of 1350 m, and also reduces the stability of control and safety in tea failure of one of the electric motors. The second is that rechargeable lithium-ion batteries of an electric airplane having a weight (of the order of 35-40%) of its empty weight, which greatly reduces the payload and, as a result, reduces the weight return. The third is that, with a flight time of two hours, the range can be up to 1,500 km with a flight altitude of more than 8500 m. The next disadvantage is also the undeveloped V-tail, which results in poor and directional stability and especially when one of the electric motors fails takeoff and landing modes and with a lack of horizontal thrust provided by twin screws having equal diameters limited by the diameter of the annular channel having an outer diameter slightly larger than the outer diameter of the fuselage. In addition, paired pushing screws mounted inside the aft annular channel, the front one in the flight direction of which has limited lateral suction of the air flow and its direction to the subsequent pushing screw, greatly reduces the overall efficiency of the propeller group, and the harmful mutual influence of the twin screws greatly reduces their overall traction compared to the traction of the same screws, grouped by a distributed traction system. All this limits the possibility of a further increase in take-off weight and recoil weight and, as a consequence, the weight of rechargeable batteries, as well as restrictions on how to increase the horizontal thrust-to-weight ratio of paired screws up to 15% compared to one pushing screw having comparable outer diameters and conditions for the take-off attached to them power, and the ability to ensure the implementation of the technology of short take-off and landing (KVP).
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше коммерческом электросамолете проекта "ZEHST" значительного увеличения взлетной горизонтальной тяговооруженности и повышения взлетного веса и весовой отдачи, упрощения конструкции схемы редуцирования и управления электромоторами при независимом вращении спаренных винтов, уменьшения массы планера за счет исключения управления креном отклонением элеронов крыла и улучшения поперечной и курсовой устойчивости, а также упрощения управляемости по крену и тангажу.The proposed invention solves the problem in the above-mentioned commercial ZEHST project electric airplane to significantly increase takeoff horizontal thrust-to-weight ratio and increase take-off weight and weight return, simplify the design of the reduction circuit and control electric motors with independent rotation of the twin screws, reduce the weight of the airframe by eliminating the roll control of the deflection of the wing ailerons and improving lateral and directional stability, as well as simplifying roll and pitch handling.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного коммерческого электросамолета проекта "ZEHST", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по продольной схеме триплана с хвостовым оперением обратной Y-образности, смонтированным совместно с кормовым кольцевым каналом, имеющим внутри вдоль оси симметрии гибридную мотогондолу с задним расположением силовой установки, и большим толкающим винтом, вращающимся в противоположном направлении с тремя меньшими толкающими винтами, имеющими одинаковое направление вращения между собой, установленными по системе распределенной их тяги и концепции группового их расположения вокруг кольцевого канала в соответствующих каплевидной формы мотогондолах с задним расположением электродвигателя, смонтированных на цельноповоротных внешнем вертикальном киле и внешних консолях стабилизатора, имеющих отрицательный угол поперечного V=22,5°, внутренние секции которых выполнены в виде грех основных ребер жесткости кольцевого канала, оснащенного нижним вертикальным ребром жесткости, и снабжен возможностью изменения в полетной его конфигурации с гибридного электросамолета с четырьмя разновеликими флюгерно-реверсивными винтами для взлетно-посадочных режимов полета в электросамолет с одно- или трехвинтовой движительной системой соответственно с первой или второй крейсерской скоростью полета, но и обратно, при этом диаметры большего и меньших винтов определяются из соотношения: 
Кроме того, с целью увеличения аэродинамического качества, снижения индуктивного сопротивления, значительного повышения коэффициента подъемной силы крыла и несущей его способности он снабжен крылом C-образной формы, каждое верхнее большого удлинения стреловидное его внутреннее крылышко оснащено с положительным поперечным V относительно последнего внешним стреловидным крылышком малого удлинения, образующим как в плане переменную стреловидность и по передней, и по задней кромке с соответствующими кромками крыла, размещено со своей задней кромкой в плане таким образом, что находится при этом на одной линии с задней кромкой стреловидного крыла, так и в поперечной плоскости - трехэлементную T-образность с разновеликими верхними полками, меньшая из которых, отогнутая вверх и назад, образуя по передней и задней кромкам переменные стреловидности в плане, отталкивает поток воздуха вверх и назад, выходящий в вихревом обтекании из-под нижней поверхности крыла относительно ее внешнего крылышка.In addition, in order to increase aerodynamic quality, reduce inductive drag, significantly increase the wing lift coefficient and its bearing capacity, it is equipped with a C-shaped wing, each upper large elongation of its swept inner wing is equipped with a positive transverse V relative to the last external swept wing of a small lengthening, forming both in plan a variable sweep along the front and rear edges with the corresponding wing edges, is placed with its with an edge in the plan in such a way that it is in line with the trailing edge of the swept wing, and in the transverse plane there is a three-element T-shape with different upper shelves, the smaller of which, bent up and back, forming along the front and rear edges variable sweep in the plan, pushes the air flow up and back, coming out in a whirlwind flow from under the lower surface of the wing relative to its outer wing.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить гибридный электрический самолет КВП по продольной компоновке триплана и концепции кругового расположения разновеликих винтов (КРРВ) по схеме 1+3, что создает возможность сравнительно дешево удвоить горизонтальную тяговооруженность и обеспечить преобразование его полетной конфигурации как с самолета с четырьмя разновеликими флюгерно-реверсивными винтами для взлетно-посадочных режимов полета, так и в самолет с трех- или одновинтовой движительной системой для крейсерского полета, но и обратно. Поскольку аэродинамическая продольная схема триплана, включающая ПГО и стреловидное крыло, имеет хвостовое оперение обратной Y-образности, смонтированное совместно с кормовым кольцевым каналом, имеющим внутри с задним расположением больший толкающий винт, вращающийся в противоположном направлении с тремя меньшими толкающими винтами, смонтированными снаружи на цельноповоротных внешнем вертикальном киле и внешних консолях стабилизатора. При этом мотогондола с верхним меньшим винтом, смонтированная на цельноповоротном внешнем вертикальном киле (ЦВВК), вынесена за заднюю кромку последнего таким образом, что обеспечивает свободный его поворот в горизонтальной плоскости и влево, и вправо на угол ±15° относительно вертикальной оси киля, а левая и правая мотогондолы с меньшими винтами, смонтированными на цельноповоротных внешних консолях стабилизатора (ЦВКС), вынесены за заднюю кромку последнего так, что обеспечивают свободное их вращение и снабжены с возможностью расширенного диапазона соответственно их дифференциального и синфазного поворота в вертикальной плоскости относительно поперечной оси стабилизатора совместно с левым и правым меньшими винтами от горизонтального положения вниз и вверх соответственно с 0° до -35° и с 0° до +15°. В гибридной СУ во время крейсерского полета увеличение генерирующей мощности для электропитания, когда падение зарядки литиево-ионной полимерной аккумуляторной батареи снизится до 25% от ее максимума система управления автоматически отключит выходной муфтой сцепления тянущий больший винт от его редуктора, установит его лопасти во флюгерное положение и включит газотурбинный двигатель (ГТД) кормовой гибридной мотогондолы, который будет вращать через задний редуктор электромотор-генератор, обеспечивающий подзарядку аккумуляторов в полетной конфигурации трехвинтового самолета. Гибридная СУ, выполненная по параллельно-последовательной технологии силового привода, снабжена верхним, левым и правым электродвигателями, смонтированными в мотогондолах на соответствующих цельноповоротных внешних поверхностях хвостового оперения обратной Y-образности и имеет систему электропривода, включающую все электродвигатели, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электродвигатели и ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок как подзарядки аккумуляторов от электромотора-генератора, так и совместной работы ГТД с последним, имеющим режим электромотора, или самостоятельной его работы только на один вал большего винта. Наличие этих признаков позволит весьма снизить акустическую сигнатуру гибридной СУ и обеспечить поперечную и продольную управляемость соответственно дифференциальным и синфазным поворотом ЦВКС совместно с меньшими винтами, а размещение гибридной мотогондолы в кормовой части фюзеляжа обеспечит упрощение системы управления электроприводами, но и позволит за счет выноса винтов к хвосту электросамолета достичь низкого уровня шума в салоне. Это также позволит повысить безопасность полетов и использовать ГТД меньших габаритов в его поперечнике, что обеспечит уменьшение миделя кормовой гибридной мотогондолы и ширины заднего обтекателя с выхлопным патрубком. Все это позволит весьма уменьшить вес планера, увеличить полезную нагрузку, повысить весовую отдачу, а также улучшить транспортную и топливную эффективность.Due to the presence of these features, it is possible to perform a hybrid electric aircraft KVP according to the longitudinal layout of the triplane and the concept of the circular arrangement of different-sized propellers (КРРВ) according to the 1 + 3 scheme, which makes it possible to double the horizontal thrust-weight ratio and ensure the transformation of its flight configuration as from an airplane with four different sizes vane-reversible propellers for take-off and landing flight modes, as well as in an airplane with a three- or single-rotor propulsion system for cruising flight, but also back. Since the aerodynamic longitudinal scheme of the triplane, including the PGO and the swept wing, has a tail of the reverse Y-shape mounted together with the stern annular channel, which has a larger pushing screw inside the rear, rotating in the opposite direction with three smaller pushing screws mounted on the outside with rotary external vertical keel and external stabilizer consoles. In this case, the nacelle with the upper smaller propeller mounted on a fully rotatable external vertical keel (CVVK) is moved beyond the trailing edge of the latter in such a way that it freely rotates in the horizontal plane both to the left and to the right by an angle of ± 15 ° relative to the vertical axis of the keel, and the left and right engine nacelles with smaller screws mounted on the fully rotatable external stabilizer consoles (CVC) are moved beyond the trailing edge of the latter so that they can rotate freely and are equipped with the possibility of extended range of their differential and common-mode rotation in the vertical plane relative to the transverse axis of the stabilizer together with the left and right smaller screws from the horizontal position down and up, respectively, from 0 ° to -35 ° and from 0 ° to + 15 °. In a hybrid SU during a cruise flight, the increase in generating power for power supply, when the charge drop of a lithium-ion polymer battery decreases to 25% of its maximum, the control system will automatically disconnect the pulling larger screw from its gearbox by the output clutch, set its blades in the vane position and It will turn on the gas turbine engine (GTE) of the aft hybrid engine nacelle, which will rotate the electric motor-generator through the rear gearbox, which will recharge the batteries to the floor configuration of a three-screw aircraft. The hybrid SU, made according to the parallel-sequential power drive technology, is equipped with top, left and right electric motors mounted in the engine nacelles on the corresponding all-rotating external surfaces of the tail unit of the reverse Y-shaped tail and has an electric drive system including all electric motors, rechargeable rechargeable batteries, an energy converter with power transmission control unit, connecting and disconnecting electric motors and gas turbine engines, switching generating power and order both recharging batteries from an electric motor-generator, and a GTE working together with the latter having an electric motor mode, or independently operating it on only one shaft of a larger screw. The presence of these signs will greatly reduce the acoustic signature of the hybrid SU and provide lateral and longitudinal controllability by differential and in-phase rotation of the CVC together with smaller screws, and the placement of the hybrid engine nacelle in the aft of the fuselage will simplify the drive control system, but will also allow for the removal of screws to the tail electric plane to achieve low noise in the cabin. This will also improve flight safety and use a smaller gas turbine engine in its diameter, which will reduce the midsection of the aft hybrid engine nacelle and the width of the rear fairing with an exhaust pipe. All this will greatly reduce the weight of the airframe, increase the payload, increase the weight return, and also improve transport and fuel efficiency.
Предлагаемое изобретение гибридного электросамолета короткого взлета и посадки (ЭСКВП) и варианты его использования представлены на фиг.1 и 2.The invention of the hybrid short take-off and landing electric airplane (ESCWP) and options for its use are presented in FIGS. 1 and 2.
На фиг.1 на общем виде сбоку изображен ЭСКВП с ПГО, стреловидным крылом и хвостовым оперением обратной Y-образности, ЦВКС которого имеют меньшие винты, отклоненные вниз па угол -35° в полетной конфигурации самолета с четырехвинтовой движительной системой на взлетно-посадочных режимах КВП.Figure 1 in a General side view shows the ESCWP with PGO, swept wing and tail of the reverse Y-shaped, CVC which have smaller screws, tilted down at an angle of -35 ° in the flight configuration of the aircraft with four-screw propulsion system for takeoff and landing modes .
На фиг.2 на общем виде спереди изображен ЭСКВП с ПГО, низкорасположенным С-образным крылом, имеющим отогнутую вверх и назад внешнее крылышко, и хвостовым оперением обратной Y-образности, ЦВВК и ЦВКС которого имеют меньшие винты, создающие горизонтальную тягу в полетной конфигурации самолета с трехвинтовой движительной системой на крейсерских режимах полета с установленным в кольцевом канале большим винтом во флюгерное положение.Figure 2 in a General front view shows the ESCWP with PGO, a low-lying C-shaped wing having an outer wing bent up and back, and the tail of the reverse Y-shaped, CVVK and CVKS which have smaller screws that create horizontal thrust in the flight configuration of the aircraft with a three-screw propulsion system in cruising flight modes with a large propeller installed in the annular channel into the vane position.
Гибридный электрический самолет КВП и исполнения КРРВ-Х1+3, выполненный по продольной компоновке триплана и представленный на фиг.1 и 2, содержит фюзеляж 1 и низкорасположенное крыло 2, имеющее впереди его наплывы 3 с переменной стреловидностью, плавно переходящие во внешние части крыла 2, объединяющие фюзеляж 1 и крыло 2 с наплывами 3 в единую плавно образованную конструкцию (см. фиг.1). Перед крылом 2 в носовой части фюзеляжа 1, имеющее с большим панорамным остеклением кабину 4 экипажа, смонтировано ПГО 5, имеющее по всему размаху закрылки 6. Далее по левому борту фюзеляжа 1 имеется встроенная дверь-трап 7. В задней части фюзеляжа 2 имеется хвостовое оперение обратной Y-образности, смонтированное совместно с кормовым кольцевым каналом 8, имеющим внутри с задним расположением больший толкающий винт 9, вращающийся в противоположном направлении с тремя меньшими, имеющими одинаковое направление вращения между собой винтами 10, смонтированными снаружи на ЦВВК 11 и ЦВКС 12, выполненными соответственно в виде цельноповоротных рулей направления и высоты. В Y-образном хвостовом оперении отклоненные вниз с отрицательным поперечным V стабилизаторы снабжены на ЦВКС 12 левой и правой мотогондолами 13 с меньшими винтами 10, имеющими диапазон их поворота от -35° до +15°, а верхняя мотогондола 14 с меньшим винтом 10, смонтированная на ЦВВК 11, вынесена за заднюю кромку последнего таким образом, что обеспечивает свободный его поворот в горизонтальной плоскости и влево, и вправо на угол ±15° относительно вертикальной оси киля 15. Низкорасположенное крыло 2, оснащенное внутренними и внешними закрылками 16, имеет со стреловидной концевой его частью в поперечной плоскости C-образную форму крыла. При этом на крыле 2 C-образной формы каждое верхнее большого удлинения стреловидное его внутреннее крылышко 17 оснащено с положительным поперечным V относительно последнего внешним стреловидным крылышком 18 малого удлинения, образующим как в плане переменную стреловидность и по передней, и по задней кромке с соответствующими кромками крыла 2, размещено со своей задней кромкой в плане таким образом, что находится при этом на одной линии с задней кромкой концевой секции крыла 2, так и в поперечной плоскости - трехэлементную Т-образность с разновеликими верхними полками, меньшая 18 из которых, отогнутая вверх и назад, образуя по передней и задней кромкам переменные стреловидности в плане, отталкивает поток воздуха вверх и назад, выходящий в вихревом обтекании из-под нижней поверхности крыла 2 относительно ее внешнего стреловидного крылышка 18.The hybrid electric airplane KVP and design KRRV-X1 + 3, made according to the longitudinal layout of the triplane and shown in Figs. 1 and 2, contains the fuselage 1 and the low-lying
Гибридная СУ, выполненная по параллельно-последовательной технологии силового привода, снабжена верхней, левой и правой мотогондолами 13 с электродвигателями, смонтированными вокруг кольцевого канала 8, вращательно связанными с соответствующими толкающими меньшими винтами 10 и кормовой мотогондолой 19 толкающего большего винта 9, в которой наряду с ГТД, имеющим в передней кромке небольшого форкиля 20 его воздухозаборник 21 и с задним расположением вал с его задним редуктором для отбора взлетной его мощности, снабжена обратимым электромотором-генератором (ОЭМГ), вращательно связанными через входную и выходную муфты сцепления соответственно с задним редуктором и большим винтом 9 (на фиг.1 и 2 не показаны). Система электропривода включает все электродвигатели, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электродвигатели и ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов от электрогенератора (на фиг.1 и 2 не показаны). Верхний и левый с правым четырехлопастные меньшие винты 10 на трех поворотных мотогондолах 14 и 13, но и один четырехлопастной больший винт 9 в кольцевом канале 8 выполнены флюгерно-реверсивными и с жестким креплением лопастей и возможностью изменения углов их установки. Поворот ЦВВК 11 и ЦВКС 12 совместно с мотогондолами 14 и 13 и меньшими винтами 10 осуществляется с помощью электромеханических приводов, а выпуск и уборка колесного шасси, управление закрылками 6 и 16, отклонением и складыванием внешних частей крыла 2 осуществляется также электрически. Задний подфюзеляжный гребень 22, повышая путевую устойчивость, выполняет функцию ограничителя нижних винтов 10, в случае заброса по углу наклона фюзеляжа 1 на взлетно-посадочных режимах. Трехопорное убирающееся колесное шасси - с носовой управляемой стойкой, которая с колесом 23 убирается в переднюю нишу фюзеляжа 1. В кессоне крыла 2 размещены ниши для уборки основных стоек шасси с колесами 24.The hybrid SU, made according to the parallel-sequential power drive technology, is equipped with upper, left and
Управление гибридным ЭСКВП обеспечивается общим (изменяющим силу тяги) изменением шага меньших винтов 10 на трех мотогондолах 13 и 14 и одного большего винта 9 в кормовом кольцевом канале 8, а также отклонением рулевых поверхностей - ЦВВК 11 и ЦВКС 12 соответственно рулей направления и высоты, работающих совместно с меньшими винтами 10. При взлетно-посадочных режимах полета подъемная сила создается крылом 2 и ПГО 5, горизонтальная тяга - четырехвинтовой движительной системой - тремя меньшими винтами 10 совместно с большим винтом 9, на крейсерских режимах полета - крылом 2 и ПГО 5, горизонтальная тяга - трех- или одновинтовой движительной системой соответственно тремя меньшими винтами 10 или одним большим винтом 9. На взлетно-посадочных режимах полета ЭСКВП при создании горизонтальной тяги его толкающие меньшие винты 10, имеющие одинаковое направление вращения между собой и противоположное с тянущим большим винтом 9 и расположенные в хвостовой части, обеспечивают, не создавая дополнительные вихревые потоки, более плавное обтекание крыла 2 и фюзеляжа 1, но и весьма повышающие эффективность четырехвинтовой движительной системы. При переходе с четырехвинтовой движительной системы в трех- или одновинтовую движительную систему и если возникает момент тангажа (MZ), то он парируется отклонением ЦВКС 12, создающих, работая позади крыла 2, парирующую силу. После установки левой и правой ЦВКС 12 с мотогондолами 13 и меньшими винтами 10 в горизонтальное положение вдоль линий горизонтальной их тяги осуществляется возможность крейсерского полета. При выполнении технологии укороченного взлета с четырехвинтовой движительной системой его ЦВКС 12, установленные в промежуточное положение -15° для достижения совместно с горизонтальной тягой верхнего меньшего винта 10 и большего винта 9 максимального ускорения при разбеге с одновременным автоматическим отклонением закрылок 6 и 16 на максимальные углы для достижения максимальной подъемной силы ПГО 5 и крыла 2, снабжены возможностью расширенного и автоматического ускоренного синфазного отклонения совместно с мотогондолами 13 и меньшими винтами 10 вниз на угол с -15° до -35° для достижения двух составляющих тяги при движении вперед и вертикальном подъеме.The hybrid ESCWP control is provided by a general (changing traction) step change of the
Таким образом, ЭСКВП, имеющий ПГО, C-образной формы крыло с концевыми крылышками и хвостовое оперение обратной Y-образности, смонтированное совместно с кормовым кольцевым каналом, имеющим внутри с задним расположением больший толкающий винт, вращающийся в противоположном направлении с тремя меньшими толкающими винтами, смонтированными по системе распределенной их тяги вокруг кольцевого канала на цельноповоротных внешнем вертикальном киле и внешних консолях стабилизатора, представляет собой гибридный самолет продольной схемы триплана с ГТД и ОЭМГ. Четырехлопастные флюгерно-реверсивные толкающие винты на левой и правой поворотных мотогондолах, создающие горизонтальную и соответствующим отклонением вниз наклонную тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты и уменьшение дистанции при выполнении технологии КВП. Причем ПГО находится спереди крыла и создает дополнительную подъемную силу и разгружает его, что и предопределяет наравне с высокой тяговооруженностью гибридной СУ возможность легко реализовать и выполнение технологии КВП. Последнее, весьма важно при палубном базировании и особенно гибридного ЭСКВП, так как обеспечивает короткий его взлет и посадку на палубу корабля (достаточно и 165-200 м) при взлетной тяговооруженности не менее 0,63.Thus, an ESCWP having a CGO, C-shaped wing with end wings and a tail unit of a reverse Y-shape mounted together with a stern annular channel having inside with a rear arrangement a larger pushing screw rotating in the opposite direction with three smaller pushing screws, mounted according to the system of their distributed thrust around the annular channel on a fully rotatable external vertical keel and external stabilizer consoles, it is a hybrid airplane of a triplane longitudinal scheme with GTE and OEMG. Four-bladed vane-reversing pushing screws on the left and right rotary engine nacelles, creating a horizontal and corresponding inclined downward inclined draft, provide the necessary control torques and reduce the distance when performing the KVP technology. Moreover, the PGO is located in front of the wing and creates additional lifting force and unloads it, which predetermines, along with the high thrust-weight ratio of the hybrid SU, the ability to easily implement the implementation of KVP technology. The latter is very important for deck-based and especially hybrid ESCWP, as it provides its short take-off and landing on the deck of the ship (165-200 m is enough) with a take-off thrust ratio of at least 0.63.
В настоящее время известно, что концепция кругового расположения разновеликих винтов по схеме 1+3 вокруг кормового кольцевого канала и особенно в самолетах продольной компоновки триплана обеспечивает максимальную разгрузку крыла и от действия аэродинамических и массовых сил, а самолеты с C-образным крылом, имеющим концевые крылышки, отогнутые назад и вверх, что они весьма эффективны в повышении несущей способности крыла, то, следовательно, все они пригодны для дальнейших инженерных приложений. Поэтому дальнейшие исследования по созданию гибридных ЭСКВП, используя вышеназванные преимущества, позволит освоить широкое их семейство (см. табл.1). В конечном итоге, широкие эксплуатационные требования к гибридным самолетам нового поколения, несомненно, приведут к созданию и освоению гибридных ЭСКВП, особенно с генераторными ТДД типа E-8 и E-12 фирмы DAI (Австрия), обеспечивающих реально высокие технико-экономические результаты, позволяющие достойно конкурировать с компаниями "Volva Volare" (США) и "Bauhaus Luftfahrt" (Германия), производящей и осваивающей гибридный электросамолет модели GT4 и электросамолет проекта Ce-Einer соответственно.Currently, it is known that the concept of the circular arrangement of different-sized propellers according to the 1 + 3 scheme around the aft annular channel and especially in planes of the longitudinal layout of the triplane provides maximum unloading of the wing due to the action of aerodynamic and mass forces, and aircraft with a C-shaped wing having end wings , bent back and up, that they are very effective in increasing the bearing capacity of the wing, then, therefore, they are all suitable for further engineering applications. Therefore, further studies on the creation of hybrid ESCWPs, using the above advantages, will make it possible to master their wide family (see Table 1). Ultimately, the wide operational requirements for a new generation of hybrid aircraft will undoubtedly lead to the creation and development of hybrid ESCWPs, especially with generator TDDs of the type E-8 and E-12 from DAI (Austria), providing really high technical and economic results, allowing compete worthy with Volva Volare (USA) and Bauhaus Luftfahrt (Germany), which manufactures and develops the GT4 hybrid electric airplane and Ce-Einer electric airplane respectively.
Наиболее актуальным в современных условиях для этих целей является освоение на платформе самолета М-105 "Дуэт" в первую очередь коммерческого ЭСКВП с взлетным весом 7200 кг и для перевозки 19 человек с общей дальностью полета до 2010 км при выполнении технологии КВП. При этом весить пустой ЭСКВП, изготовленный из углепластика, будет не более 4730 кг при весе аккумуляторов 1740 кг. В гибридной его СУ, включающей три электродвигателя с меньшими винтами диаметром 2,0 м и один ОЭМГ с большим винтом диаметром 2,88 м суммарной пиковой/номинальной мощности 1128/620 кВт, имеется генераторный ТДД (Е-12), который при необходимости может предоставить еще 551 кВт (750 л.с). При благоприятных погодных условиях литиево-полимерная батарея позволит ЭСКВП-1,9 улететь на расстояние в 510 км при крейсерской скорости 600 км/ч. Однако при падении зарядки до 25% от максимального значения включится ТДД и будет в полете, вращая ОЭМГ, работающий в режиме электрогенератора, подпитывать аккумуляторы. Топливный его бак при выполнении КВП вмещает 360 кг топлива, что эквивалентно дополнительным 1500 км. Поэтому, выполняя КВП и имея запас топлива на время полета 0,5 ч, и даже с учетом работы генераторного ТДД топливная эффективность для ЭСКВП-1,9 на общей дальности полета до 2010 км весьма впечатляюща и составит 9,43 г/пасс·км. В случае выхода из строя электрического генератора или ТДД заряда энергии в аккумуляторных батареях достаточно для того, чтобы ЭСКВП на минимальной скорости долетел до ближайшего аэропорта и совершил безопасную аварийную посадку.The most relevant in modern conditions for these purposes is the development on the platform of the M-105 "Duet" aircraft, primarily a commercial ESCWP with a take-off weight of 7200 kg and for transporting 19 people with a total flight range of up to 2010 km when performing HF technology. At the same time, an empty ESCWP made of carbon fiber will weigh no more than 4730 kg with a battery weight of 1740 kg. In its hybrid SU, which includes three electric motors with smaller screws with a diameter of 2.0 m and one OEMH with a large screw with a diameter of 2.88 m of total peak / rated power of 1128/620 kW, there is a generator TDD (E-12), which, if necessary, can provide another 551 kW (750 hp). Under favorable weather conditions, the lithium-polymer battery will allow the ESKVP-1.9 to fly 510 km away at a cruising speed of 600 km / h. However, when the charge drops to 25% of the maximum value, the TDD will turn on and will be in flight, rotating the OEMG operating in the electric generator mode, to recharge the batteries. Its fuel tank holds 360 kg of fuel when performing the KVP, which is equivalent to an additional 1,500 km. Therefore, when performing KVP and having a fuel reserve for a flight time of 0.5 h, and even taking into account the operation of the generator TDD, the fuel efficiency for the ESKVP-1.9 at a total flight range of up to 2010 km is very impressive and will amount to 9.43 g / pass · km . In the event of a failure of the electric generator or TDD, the energy charge in the batteries is sufficient for the ESCWP to reach the nearest airport at minimum speed and make a safe emergency landing.
Важной особенностью применения параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода и концепции КРРВ-Х1+3 в ЭСКВП, обеспечивающей качественный рост потребительских свойств, является то, что она масштабируемая и позволяющая наряду с коммерческим ЭСКВП-1,9 создать также и легкие ЭСКВП-0,9 с пассажировместимостью 9 человек, и беспилотные ЭСКВП-1,1 с взлетным весом 4 тонны, освоенные на платформе, например, самолета модели М-101 "Гжель".An important feature of the use of parallel-sequential hybrid technology of the power drive and the КРРВ-
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013158602/11A RU2542805C1 (en) | 2013-12-27 | 2013-12-27 | Vtol aircraft with hybrid power plant |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013158602/11A RU2542805C1 (en) | 2013-12-27 | 2013-12-27 | Vtol aircraft with hybrid power plant |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2542805C1 true RU2542805C1 (en) | 2015-02-27 |
Family
ID=53289983
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013158602/11A RU2542805C1 (en) | 2013-12-27 | 2013-12-27 | Vtol aircraft with hybrid power plant |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2542805C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2728017C2 (en) * | 2018-12-05 | 2020-07-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" | Short take-off and landing aircraft |
| CN115157944A (en) * | 2022-06-30 | 2022-10-11 | 中国航天空气动力技术研究院 | Solar energy range-extending electric aerocar |
| US11634232B1 (en) | 2022-04-30 | 2023-04-25 | Beta Air, Llc | Hybrid propulsion systems for an electric aircraft |
| US11945573B2 (en) | 2021-07-09 | 2024-04-02 | General Electric Company | Hybrid electric aircraft with gyroscopic stabilization control |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2009069109A2 (en) * | 2007-11-14 | 2009-06-04 | Vestal Ltd | Wing and a multiple propeller aircraft |
| RU2448869C1 (en) * | 2010-12-03 | 2012-04-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft |
| WO2012141736A1 (en) * | 2010-10-06 | 2012-10-18 | Shaw Donlad Orval | Aircraft with wings and movable propellers |
-
2013
- 2013-12-27 RU RU2013158602/11A patent/RU2542805C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2009069109A2 (en) * | 2007-11-14 | 2009-06-04 | Vestal Ltd | Wing and a multiple propeller aircraft |
| WO2012141736A1 (en) * | 2010-10-06 | 2012-10-18 | Shaw Donlad Orval | Aircraft with wings and movable propellers |
| RU2448869C1 (en) * | 2010-12-03 | 2012-04-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2728017C2 (en) * | 2018-12-05 | 2020-07-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" | Short take-off and landing aircraft |
| US11945573B2 (en) | 2021-07-09 | 2024-04-02 | General Electric Company | Hybrid electric aircraft with gyroscopic stabilization control |
| US11634232B1 (en) | 2022-04-30 | 2023-04-25 | Beta Air, Llc | Hybrid propulsion systems for an electric aircraft |
| CN115157944A (en) * | 2022-06-30 | 2022-10-11 | 中国航天空气动力技术研究院 | Solar energy range-extending electric aerocar |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2627965C1 (en) | High-speed amphibious rotorcraft | |
| RU2527248C1 (en) | Drone with hybrid power plant (versions) | |
| RU2448869C1 (en) | Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft | |
| RU2629475C1 (en) | High-speed turbofan combined helicopter | |
| RU2310583C2 (en) | Amphibious convertible helicopter | |
| CN106586001A (en) | Multimode and multi-based unmanned aerial vehicle with tailed flying wing configuration | |
| RU2548304C1 (en) | Multirotor convertible high-speed helicopter | |
| RU2521090C1 (en) | High-speed turboelectric helicopter | |
| RU2608122C1 (en) | Heavy high-speed rotary-wing aircraft | |
| RU2648503C1 (en) | Unmanned convertiplane with an arched wing | |
| RU2582743C1 (en) | Aircraft vertical take-off system | |
| RU2547155C1 (en) | Multi-rotor unmanned electroconvertible aircraft | |
| RU2550909C1 (en) | Multirotor convertible pilotless helicopter | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| RU2542805C1 (en) | Vtol aircraft with hybrid power plant | |
| RU2534676C1 (en) | Cryogenic turbo-electric stol aircraft | |
| RU2543120C1 (en) | Multirotor hybrid electrical convertiplane | |
| RU2351506C2 (en) | Multipurpose hydroconvertipropeller plane | |
| RU2618832C1 (en) | Multirotor high-speed combined helicopter | |
| RU2577931C1 (en) | Hybrid short takeoff and landing aircraft | |
| RU2492112C1 (en) | Heavy-duty multi-propeller converter plate | |
| RU2661277C1 (en) | Unmanned carrier-based convertible rotorcraft | |
| CN205203366U (en) | Approximate level is rotated propeller wing flap lift -rising and is connected wing aircraft | |
| RU2532672C1 (en) | Heavy convertible electric drone | |
| RU2283795C1 (en) | Multi-purpose vertical takeoff and landing aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161228 |