RU2623370C1 - Vertical takeoff and landing aircraft implemented according to canard configuration - Google Patents
Vertical takeoff and landing aircraft implemented according to canard configuration Download PDFInfo
- Publication number
- RU2623370C1 RU2623370C1 RU2016125548A RU2016125548A RU2623370C1 RU 2623370 C1 RU2623370 C1 RU 2623370C1 RU 2016125548 A RU2016125548 A RU 2016125548A RU 2016125548 A RU2016125548 A RU 2016125548A RU 2623370 C1 RU2623370 C1 RU 2623370C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tail
- landing
- fan
- aircraft
- lift
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/12—Canard-type aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к многоцелевым самолетам вертикального взлета и посадки, выполненным по схеме «утка».The invention relates to aircraft, in particular to multi-purpose aircraft for vertical take-off and landing, made according to the scheme "duck".
Известна конструкция самолета, которая содержит хвостовой руль высоты, включающий носовую часть, хвостовую часть с нижней и верхней поверхностями и ось вращения, на которой они закреплены с возможностью поворота (см. патент РФ №2063364, В64С 5/16, 1993 г.).A known aircraft design, which contains a tail elevator, including a bow, a tail with lower and upper surfaces and an axis of rotation on which they are mounted rotatably (see RF patent No. 2063364, B64C 5/16, 1993).
Недостатком известной конструкции является невозможность использовать выхлопные газы двигателей для создания дополнительной тяги.A disadvantage of the known design is the inability to use the exhaust gases of the engines to create additional traction.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемой конструкции является самолет вертикального взлета и посадки, выполненный по схеме "утка", включающий фюзеляж, крыло, горизонтальное оперение с рулем высоты и вертикальное оперение с рулем направления, шасси, силовую установку, состоящую из газотурбинных двигателей с выхлопными соплами, соединенных механической трансмиссией с расположенными в кольцевых каналах подъемно-маршевыми вентиляторами и носовым подъемным вентилятором с входными и выходными створками, причем кольцевые каналы всех вентиляторов снабжены насадками, причем выходное сечение насадка каждого подъемно-маршевого вентилятора выполнено под углом к вертикали, и на их выходе установлена решетка поворотных профилей и привод их отклонения с тягами и качалками (см. а.с. №1766781, кл. В64С 29/00, 1989 г.).The closest in technical essence to the proposed design is a vertical take-off and landing aircraft, made according to the "duck" scheme, including the fuselage, wing, horizontal tail unit with elevator and vertical tail unit with rudder, landing gear, power plant, consisting of gas turbine engines with exhaust nozzles connected by a mechanical transmission with lifting-marching fans located in the annular channels and a nose-lifting fan with inlet and outlet flaps, and the annular The fans of all fans are equipped with nozzles, and the outlet section of the nozzle of each lifting and marching fan is made at an angle to the vertical, and at their exit there is a lattice of rotary profiles and a drive for their deflection with rods and rockers (see AS No. 1766781,
Недостатками известной конструкции являются:The disadvantages of the known design are:
- применение в конструкции жестких поворотных решеток, что приводит к большим гидравлическим потерям при отклонении вектора тяги, потеря части тяги на борту самолета, т.к. не используют энергию выхлопной струи газотурбинного двигателя (3-5%), что отрицательно сказывается на весовой отдаче и экономичности самолета;- the use of rigid rotary gratings in the design, which leads to large hydraulic losses when the thrust vector deviates, loss of part of the thrust on board the aircraft, because do not use the energy of the exhaust jet of a gas turbine engine (3-5%), which negatively affects the weight return and economy of the aircraft;
- невозможность использовать выхлопные газы двигателей для создания дополнительной тяги.- the inability to use the exhaust gases of the engines to create additional traction.
Техническим результатом, решаемым предлагаемым изобретением, является создание конструкции самолета вертикального взлета и посадки, позволяющей получать дополнительную подъемную силу на взлете-посадке и переходных режимах за счет поворота струи выхлопных газов газотурбинных двигателей.The technical result solved by the invention is the creation of a vertical take-off and landing aircraft design, which allows to obtain additional lift on take-off and landing and transient conditions due to the rotation of the exhaust stream of gas turbine engines.
Технический результат в предлагаемом изобретении достигают созданием самолета вертикального взлета и посадки, выполненного по схеме "утка", включающего фюзеляж, крыло, горизонтальное и вертикальное оперение, шасси, силовую установку, состоящую из газотурбинных двигателей с выхлопными соплами, соединенных механической трансмиссией с расположенными в кольцевых каналах подъемно-маршевыми вентиляторами и носовым подъемным вентилятором с входными и выходными створками, причем кольцевые каналы всех вентиляторов снабжены насадками, а выходное сечение насадка каждого подъемно-маршевого вентилятора выполнено под углом к вертикали, и на их выходе установлена решетка поворотных профилей и привод их отклонения с тягами и качалками, который, согласно изобретению, снабжен дополнительным хвостовым рулем высоты, состоящим из закрепленных с возможностью поворота на оси вращения носовой части и хвостовой части с нижней и верхней поверхностями, причем ширина хвостового руля высоты равна ширине фюзеляжа, а насадок каждого подъемно-маршевого вентилятора снабжен боковыми ограничителями потока воздуха от вентилятора, и поворотные профили решеток выполнены в виде сборных гибких лопаток, а выходное сечение насадка выполнено сложной формы с верхней и нижней горизонтальными гибкими кромками, при этом выхлопные сопла двигателей прилегают к верхней поверхности дополнительного хвостового руля высоты и по краям нижней поверхности фюзеляжа установлены продольные гребни.The technical result in the present invention is achieved by creating a vertical take-off and landing aircraft made according to the "duck" scheme, including the fuselage, wing, horizontal and vertical tail, landing gear, power plant, consisting of gas turbine engines with exhaust nozzles connected by a mechanical transmission to those located in the ring channels with overhead march fans and a nose lift fan with inlet and outlet flaps, the annular channels of all fans being equipped with nozzles, and the outlet the bottom section of the nozzle of each lifting and marching fan is made at an angle to the vertical, and at their exit there is a lattice of rotary profiles and a drive for their deflection with rods and rockers, which, according to the invention, is equipped with an additional tail rudder, consisting of fixed rotatably on the axis rotation of the bow and tail with the lower and upper surfaces, and the width of the tail elevator is equal to the width of the fuselage, and the nozzles of each lift-march fan is equipped with side air flow from the fan, and the rotary profiles of the grilles are made in the form of prefabricated flexible blades, and the outlet section of the nozzle is made of complex shape with upper and lower horizontal flexible edges, while the exhaust nozzles of the engines are adjacent to the upper surface of the additional tail elevator and along the edges of the lower surface fuselage mounted longitudinal ridges.
Изобретение характеризуется тем, что сборные гибкие лопатки состоят из жесткой передней части, имеющей обтекаемое поперечное сечение, и гибкой хвостовой части в виде тонкой пластины с задней утолщенной кромкой.The invention is characterized in that prefabricated flexible blades consist of a rigid front part having a streamlined cross section and a flexible tail part in the form of a thin plate with a rear thickened edge.
Жесткая передняя часть сборной гибкой лопатки обеспечивает надежное крепление лопатки в конструкции и уменьшает его лобовое сопротивление.The rigid front part of the prefabricated flexible blade ensures reliable fastening of the blade in the structure and reduces its drag.
Наличие гибкой хвостовой части гибкой лопатки позволяет отказаться от обычно применяемых шарнирных соединений, что улучшает аэродинамические характеристики, упрощает конструкцию, снижает массу и повышает надежность.The presence of a flexible tail of the flexible blade allows you to abandon the commonly used articulated joints, which improves aerodynamic performance, simplifies the design, reduces weight and increases reliability.
Утолщенная задняя кромка лопатки и соединяющая их система тяг и качалок предотвращает возникновение колебаний лопаток типа флаттер в турбулентном, закрученном потоке за вентилятором.The thickened trailing edge of the blade and the connecting system of rods and rockers prevents the occurrence of vibrations of flutter-type blades in a turbulent, swirling flow behind the fan.
Выполнение выходного сечения насадка прямоугольным с постоянной шириной в верхней части и круговым в нижней части, причем ширина верхней части равна диаметру круговой в нижней части, позволяет упростить конструкцию решетки поворотных профилей, за счет унификации профилей по конструкции и размеру и уменьшить потери тяги при повороте потока.The execution of the output section of the nozzle is rectangular with a constant width in the upper part and circular in the lower part, the width of the upper part being equal to the circular diameter in the lower part, simplifying the design of the lattice of rotary profiles by unifying the profiles in design and size and reducing thrust loss during flow rotation .
Изобретение характеризуется тем, что гибкие кромки выполнены в виде тонких пластин с задней утолщенной кромкой.The invention is characterized in that the flexible edges are made in the form of thin plates with a rear thickened edge.
Это необходимо для существенного уменьшения потерь тяги.This is necessary to significantly reduce traction loss.
Выполнение выхлопных сопл двигателей вытянутыми по горизонтальной оси позволяет создавать направленный поток отработанных газов газотурбинных двигателей на дополнительный хвостового руля высоты и повысить эффективность их работы за счет внешнего обдува.The execution of the exhaust nozzles of the engines elongated along the horizontal axis allows you to create a directed flow of exhaust gases of gas turbine engines to an additional tail elevator and increase their efficiency due to external blowing.
Установка оси вращения в дополнительном хвостовом руле высоты на передней кромке нижней поверхности хвостовой части и выполнение носовой части по радиусу, равному максимальной толщине руля, и образуя поверхность Коанда, позволяет сохранить эффективность работы хвостового руля высоты до существенно больших углов отклонения за счет реализации эффекта Коанда.Setting the axis of rotation in the additional tail elevator on the leading edge of the lower surface of the tail and making the nose in radius equal to the maximum thickness of the rudder, and forming the Coanda surface, allows you to maintain the efficiency of the tail elevator to significantly large deviation angles due to the implementation of the Coanda effect.
Предлагаемая конструкция позволяет:The proposed design allows you to:
- уменьшить гидравлические потери при отклонении вектора тяги и, как следствие, уменьшить массу конструкции и повысить экономичность самолета;- reduce hydraulic losses during deviation of the thrust vector and, as a result, reduce the mass of the structure and increase the economy of the aircraft;
- использовать энергию выхлопных газов двигателей для создания подъемной силы на взлете и посадке;- use the energy of exhaust gases of engines to create lift on takeoff and landing;
- реализовать в полете принцип непосредственного управления подъемной силой, что улучшает маневренность самолета и точность пилотирования;- implement the principle of direct control of the lift in flight, which improves the maneuverability of the aircraft and the accuracy of piloting;
- обеспечить на переходных режимах полета балансировку значительно большей вертикальной тяги, что позволяет уменьшить запасы тяги на управление в продольном канале и, следовательно, повысить взлетную тяговооруженность при неизменной мощности.- to provide balancing of significantly greater vertical thrust during transitional flight modes, which allows to reduce the thrust reserves for control in the longitudinal channel and, therefore, to increase the take-off thrust-weight ratio with constant power.
Предлагаемый самолет вертикального взлета и посадки поясняется нижеследующим описанием конструкции и чертежами, где:The proposed aircraft vertical take-off and landing is illustrated by the following description of the design and drawings, where:
на фиг. 1 - общий вид самолета во взлетно-посадочном положении;in FIG. 1 - General view of the aircraft in the take-off and landing position;
на фиг. 2 - вид сзади на выходное сечение канала подъемно-маршевого вентилятора;in FIG. 2 is a rear view of the output section of the lift-march fan channel;
на фиг. 3 - сечение А-А по решетке со сборными гибкими лопатками фиг. 2;in FIG. 3 shows a section AA along the grid with prefabricated flexible blades of FIG. 2;
на фиг. 4 - продольное сечение по выхлопному соплу газотурбинного двигателя и дополнительному хвостовому рулю высоты.in FIG. 4 is a longitudinal section through the exhaust nozzle of a gas turbine engine and an additional tail rudder.
Самолет вертикального взлета и посадки, выполненный по схеме "утка", состоит из фюзеляжа 1, высокорасположенного стреловидного крыла 2, горизонтального оперения с рулем высоты 3 и вертикального оперения с рулем направления 4, шасси 5, дополнительного хвостового руля высоты, ширина которого равна ширине фюзеляжа 1, силовой установки, состоящей из газотурбинных двигателей 6 с выхлопными соплами 7 и соединенных механической трансмиссией (на чертеже не показана) с расположенными в кольцевых каналах 8 двумя подъемно-маршевыми вентиляторами 9 и носовым подъемным вентилятором 10 с входными 11 и выходными 12 створками.The vertical take-off and landing aircraft, made according to the “duck” scheme, consists of the
Причем выхлопные сопла 7 двигателей выполнены вытянутыми по горизонтальной оси.Moreover, the exhaust nozzles of 7 engines are made elongated along the horizontal axis.
Кольцевые каналы 8 всех вентиляторов снабжены насадками: насадком (на чертеже не показан) носового подъемного вентилятора 10 и насадками 13 каждого подъемно-маршевого вентилятора 9.The annular channels 8 of all fans are equipped with nozzles: a nozzle (not shown in the drawing) of the
Выходное сечение каждого из насадков 13 выполнено под углом к вертикали и состоит из сопрягающихся частей - прямоугольной с постоянной шириной в верхней части и круговой в нижней части, причем ширина верхней части равна диаметру круговой нижней части. У них выполнены верхняя 14 и нижняя 15 горизонтальные гибкие кромки.The output section of each of the nozzles 13 is made at an angle to the vertical and consists of mating parts — rectangular with a constant width in the upper part and circular in the lower part, the width of the upper part being equal to the diameter of the circular lower part. They have the upper 14 and lower 15 horizontal flexible edges.
Гибкие кромки выполнены в виде тонких пластин 16 с задней утолщенной кромкой 17, причем нижняя кромка 15 имеет ширину 40-50% диаметра кольцевого канала 8.Flexible edges are made in the form of
Площадь проекции выходного сечения канала на вертикальную плоскость выбирают по расчету, исходя из потребной тяги.The projection area of the output section of the channel on a vertical plane is selected by calculation based on the required thrust.
На выходе каждого из насадков 13 каждого подъемно-маршевого вентилятора 9 установлена решетка 18 поворотных профилей, выполненных в виде сборных гибких лопаток, и привод их отклонения 19 с тягами 20 и верхними и нижними качалками 21, 22.At the exit of each of the nozzles 13 of each lift-march fan 9, a
Сборные гибкие лопатки состоят из жесткой передней части 23, имеющей обтекаемое поперечное сечение, и гибкой хвостовой части 24 в виде тонкой пластины с задней утолщенной кромкой 25.Prefabricated flexible blades consist of a
Каждый насадок 13 подъемно-маршевого вентилятора 9 снабжен боковыми ограничителями потока воздуха 26 от подъемно-маршевого вентилятора 9.Each nozzle 13 of the lift-march fan 9 is equipped with lateral air flow restrictors 26 from the lift-march fan 9.
Боковые ограничители потока воздуха 26 на насадке 13 выполняют длиной, равной гибкой хвостовой части 24 сборных гибких лопаток, и служат для предотвращения бокового растекания струи при ее отклонении.The lateral air flow restrictors 26 on the nozzle 13 are of a length equal to the flexible tail portion 24 of the prefabricated flexible blades, and serve to prevent lateral spreading of the jet when it is deflected.
Все задние утолщенные кромки 17 и 25 в решетке поворотных профилей 8 соединены между собой с помощью двух тяг 20, двух верхних качалок 21 и двух нижних качалок 22, образующих параллелограммные механизмы, обеспечивающие их синхронное отклонение при помощи привода 19. Причем качалки 21 и 22 жестко закреплены на единой трубчатой оси 27.All the rear thickened edges 17 and 25 in the lattice of the rotary profiles 8 are interconnected using two rods 20, two upper rockers 21 and two
Дополнительный хвостовой руль высоты содержит хвостовую часть 28, носовую часть 29 и ось вращения 30, установленную на нижней поверхности руля 31The additional tail elevator comprises a
Причем носовая часть руля 29 выполнена по радиусу, равному максимальной толщине руля, и образует при повороте руля поверхность Коанда.Moreover, the nose of the
Верхняя поверхность 32 хвостовой части руля расположена вертикально при его повороте вниз на режимах взлета и посадки.The
При таком расположении руля и обдувки его верхней поверхности выхлопными струями двигателей обеспечивают увеличение подъемной силы силовой установки за счет использования энергии выхлопных газов двигателей.With such an arrangement of the steering wheel and blowing of its upper surface with exhaust jets of the engines, they provide an increase in the lifting force of the power plant by using the energy of the exhaust gases of the engines.
По краям нижней поверхности фюзеляжа 1 установлены продольные гребни 33.Along the edges of the lower surface of the
Они позволяют ограничить растекания «фонтана» от соударения струй трех вентиляторов. Причем спереди дополнительным ограничителем растекания «фонтана» служит струя носового подъемного вентилятора 10, а сзади - отклонением дополнительного хвостового руля высоты.They allow you to limit the spreading of the "fountain" from the collision of the jets of three fans. Moreover, in the front, an additional restriction for spreading the “fountain” is the jet of the
Такое выполнение конструкции позволяет исключить возникновение «подсасывающей» силы на режимах ВВП вблизи земли и, следовательно, исключить дополнительные потери тяги.Such a construction allows eliminating the occurrence of “suction” force in the GDP regimes near the earth and, therefore, eliminating additional traction losses.
Самолет вертикального взлета и посадки и его хвостовой руль высоты работает следующим образом.The plane of vertical takeoff and landing and its tail elevator works as follows.
Перед взлетом самолета газотурбинные двигатели запускают, входные 11 и выходные 12 створки носового подъемного вентилятора 10 открыты, решетки 18 поворотных профилей подъемно-маршевых вентиляторов 9 отклонены на необходимый угол вниз, что приводит к повороту вектора тяги подъемно-маршевых вентиляторов 9 вверх.Before taking off the aircraft, gas turbine engines are started, the inlet 11 and outlet 12 of the nose
Дополнительный хвостовой руль высоты отклоняют на максимальный угол вниз, что приводит к отклонению вниз выхлопных струй газотурбинных двигателей 6 по поверхности Коанда и использованию их тяги для создания подъемной силы. Причем вытянутая по горизонтали форма выхлопного сопла 7 позволяет распределить выхлопную струю двигателя на максимальную площадь дополнительного руля.The additional tail rudder is deflected down to the maximum angle, which leads to a downward deviation of the exhaust jets of gas turbine engines 6 along the surface of Coanda and the use of their traction to create lift. Moreover, the horizontally elongated shape of the exhaust nozzle 7 allows you to distribute the exhaust jet of the engine to the maximum area of the additional steering wheel.
При достижении максимальной тяги силовой установки самолет производит вертикальный взлет и далее разгоняется за счет постепенного поворота вектора тяги силовой установки в горизонтальное положение при соответствующем отклонении решеток 18 поворотных профилей.Upon reaching the maximum thrust of the power plant, the aircraft performs a vertical take-off and then accelerates due to the gradual rotation of the thrust vector of the power plant to a horizontal position with a corresponding deviation of the
При достижении эволютивной скорости полета, т.е. такой скорости, при которой всю подъемную силу, необходимую для полета, создает высокорасположенное стреловидное крыло 2, носовой подъемный вентилятор 10 отключают и его входные 11 и выходные 12 поворотные створки закрывают, а хвостовой руль высоты используют далее как обычный руль.Upon reaching an evolving flight speed, i.e. such a speed at which all the lifting force necessary for the flight is created by the highly located
Далее полет происходит, как у обычного самолета.Further, the flight takes place, like a conventional aircraft.
Перед посадкой все перечисленные операции выполняют в обратной последовательности.Before landing, all of these operations are performed in the reverse order.
Работоспособность предлагаемой конструкции была проверена поэлементно и в целом на моделях и натурных образцах отдельных агрегатов конструкции самолета.The operability of the proposed design was tested element-wise and generally on models and full-scale samples of individual units of the aircraft structure.
Получено увеличение подъемной силы при вертикальном взлете за счет использования энергии выхлопной струи газотурбинных двигателей.An increase in lift during vertical takeoff is obtained due to the use of the energy of the exhaust jet of gas turbine engines.
Потери при повороте потока от подъемно-маршевых вентиляторов составили менее 12% от их общей тяги.Losses during the rotation of the flow from the lift-march fans amounted to less than 12% of their total thrust.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016125548A RU2623370C1 (en) | 2016-06-27 | 2016-06-27 | Vertical takeoff and landing aircraft implemented according to canard configuration |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016125548A RU2623370C1 (en) | 2016-06-27 | 2016-06-27 | Vertical takeoff and landing aircraft implemented according to canard configuration |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2623370C1 true RU2623370C1 (en) | 2017-06-23 |
Family
ID=59241371
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016125548A RU2623370C1 (en) | 2016-06-27 | 2016-06-27 | Vertical takeoff and landing aircraft implemented according to canard configuration |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2623370C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109795683A (en) * | 2019-03-12 | 2019-05-24 | 广州天海翔航空科技有限公司 | A kind of VTOL canard configuration unmanned plane |
| RU2736530C1 (en) * | 2020-01-09 | 2020-11-17 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Strategic aviation trans-arctic system |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3972490A (en) * | 1975-03-07 | 1976-08-03 | Mcdonnell Douglas Corporation | Trifan powered VSTOL aircraft |
| SU1766781A1 (en) * | 1989-12-26 | 1992-10-07 | Московский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе | Vertical and ultra-short take-off and landing aircraft |
| US20070215748A1 (en) * | 2006-03-20 | 2007-09-20 | Robbins Brent A | VTOL UA V with lift fans in joined wings |
| RU2457153C2 (en) * | 2010-07-20 | 2012-07-27 | Николай Иванович Максимов | "maxinio" standard technology of vehicle manufacturing and operation, no-run take-off and landing electric aircraft (versions), lifting device, turbo-rotary engine (versions), multistep compressor, fan cowling, turbo-rotary engine operation method and method of electric aircraft lifting force creation method |
-
2016
- 2016-06-27 RU RU2016125548A patent/RU2623370C1/en active IP Right Revival
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3972490A (en) * | 1975-03-07 | 1976-08-03 | Mcdonnell Douglas Corporation | Trifan powered VSTOL aircraft |
| SU1766781A1 (en) * | 1989-12-26 | 1992-10-07 | Московский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе | Vertical and ultra-short take-off and landing aircraft |
| US20070215748A1 (en) * | 2006-03-20 | 2007-09-20 | Robbins Brent A | VTOL UA V with lift fans in joined wings |
| RU2457153C2 (en) * | 2010-07-20 | 2012-07-27 | Николай Иванович Максимов | "maxinio" standard technology of vehicle manufacturing and operation, no-run take-off and landing electric aircraft (versions), lifting device, turbo-rotary engine (versions), multistep compressor, fan cowling, turbo-rotary engine operation method and method of electric aircraft lifting force creation method |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109795683A (en) * | 2019-03-12 | 2019-05-24 | 广州天海翔航空科技有限公司 | A kind of VTOL canard configuration unmanned plane |
| RU2736530C1 (en) * | 2020-01-09 | 2020-11-17 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Strategic aviation trans-arctic system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3363732B1 (en) | Ejector and airfoil configurations | |
| AU2003216050B2 (en) | An aircraft internal wing and design | |
| US8020804B2 (en) | Ground effect vanes arrangement | |
| JP5779643B2 (en) | Peripheral control ejector | |
| CN102180258B (en) | Duct aerofoil system and aerial craft applying duct aerofoil system | |
| US20160101852A1 (en) | Annular ducted lift fan VTOL aircraft | |
| US2910254A (en) | Boundary layer control apparatus relating to aircraft | |
| US3330500A (en) | Propulsive wing airplane | |
| US5046685A (en) | Fixed circular wing aircraft | |
| US8500061B2 (en) | Aircraft with VTOL technology | |
| RU2549588C2 (en) | Vtol hydroplane and engine thrust vector deflector | |
| CN112334386A (en) | Personal flight device for vertical takeoff and landing | |
| RU2623370C1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft implemented according to canard configuration | |
| US2479487A (en) | Jet propelled airplane with wing discharge slot | |
| CN103057703A (en) | Dual-rotor coaxial helicopter with wing-shaped rotors | |
| RU2591102C1 (en) | Supersonic aircraft with closed structure wings | |
| US3497163A (en) | Supersonic aircraft | |
| RU2435707C2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| RU192918U1 (en) | AIRCRAFT | |
| KR20230143529A (en) | Multi-Layer Structure Airfoil-Shaped Aircraft | |
| RU2605466C1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| RU2696681C1 (en) | Aircraft wing | |
| RU2621780C1 (en) | Aircraft creating lifting force | |
| RU2711633C2 (en) | Short take-off and landing aircraft with gas-dynamic control | |
| RU2703324C1 (en) | Transport aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190628 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20200427 |