RU2728017C2 - Short take-off and landing aircraft - Google Patents

Short take-off and landing aircraft Download PDF

Info

Publication number
RU2728017C2
RU2728017C2 RU2018142899A RU2018142899A RU2728017C2 RU 2728017 C2 RU2728017 C2 RU 2728017C2 RU 2018142899 A RU2018142899 A RU 2018142899A RU 2018142899 A RU2018142899 A RU 2018142899A RU 2728017 C2 RU2728017 C2 RU 2728017C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuselage
aircraft
wing
power plant
landing
Prior art date
Application number
RU2018142899A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2018142899A (en
RU2018142899A3 (en
Inventor
Владлен Сергеевич Горбовской
Вячеслав Геннадьевич Кажан
Андрей Вячеславович Кажан
Дмитрий Ильсурович Гилязев
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского"
Priority to RU2018142899A priority Critical patent/RU2728017C2/en
Publication of RU2018142899A publication Critical patent/RU2018142899A/en
Publication of RU2018142899A3 publication Critical patent/RU2018142899A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2728017C2 publication Critical patent/RU2728017C2/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft; machine building.SUBSTANCE: invention relates to the field of aircraft engineering, in particular, to development of cargo, passenger and multi-purpose aircraft of short take-off and landing, providing cargo-passenger transportation, rescue operations, and so forth in areas with underdeveloped aerodrome network and requiring shoulder transportation of more than 600…1000 km. In aircraft of short take-off and landing, comprising wing, fuselage, power plant and lines of fan-type propellers on deflectable flaps, for joint of wing with fuselage and arrangement of power plant additionally contains connecting fairing, made in form of small elongated profiled root wing with inclination angles of 10…60° of its lower and upper surfaces coupled with fuselage relative to horizontal plane, with relative profile thickness of 10…20 %. In the fuselage tail part there are two cantilevers forming V-shaped fins, and fuselage elevator, ahead of which there is an additional line of fan propulsors.EFFECT: proposed aircraft ensures high bearing properties of wing in interaction with power plant at take-off and landing modes, reduction of front drag on cruise modes of flight and provision of high level of weight perfection of aircraft.3 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности, к разработке грузовых, пассажирских и многоцелевых самолетов короткого взлета и посадки, обеспечивающих грузопассажирские перевозки, спасательные операции и т.п. в районах со слаборазвитой аэродромной сетью и требующих плечо перевозок более 1000 км (например, в Арктических и Восточно-Сибирских регионах).The invention relates to the field of aircraft construction, in particular, to the development of cargo, passenger and multipurpose aircraft for short takeoff and landing, providing cargo and passenger transportation, rescue operations, etc. in areas with an underdeveloped airfield network and requiring a transportation shoulder of more than 1000 km (for example, in the Arctic and East Siberian regions).

Известны самолет Ан-28, разработанный ОКБ им. Антонова (см. www.aviawiki.com\antonov\an-28) и его аналоги (DO-228NG, DHC-6-400, L-410UVP-E20, С-212-400 и др). В штатном варианте самолеты имеют длину разбега 300…400 м и длину пробега 200…300 м. Поскольку расчетным случаем является отказ двигателя, потребная для них длина ВПП составляет значение 550…900 м. Крейсерский полет самолеты осуществляют на высоте до 3 км со скоростью 300…400 км/час и имеют максимальную дальность полета (перегоночную) 1300…1800 км. Самолеты выполнены по нормальной аэродинамической схеме с механизированным по задней кромке крылом большого удлинения. Силовая установка с турбовинтовыми двигателями (ТВД) и винтами относительно большого диаметра размещена на обдуваемом струей от винтов крыле. Самолеты содержат фюзеляж, в котором расположены кабина экипажа, оборудование, грузопассажирская кабина. Горизонтальное и вертикальное оперение установлено на хвостовой части фюзеляжа.Known aircraft An-28, developed by the OKB im. Antonov (see www.aviawiki.com \ antonov \ an-28) and its analogues (DO-228NG, DHC-6-400, L-410UVP-E20, C-212-400, etc.). In the standard version, the aircraft have a take-off run of 300 ... 400 m and a run length of 200 ... 300 m. Since the design case is an engine failure, the runway length required for them is 550 ... 900 m. The aircraft cruise at an altitude of up to 3 km at a speed of 300 … 400 km / h and have a maximum flight range (ferry) of 1300… 1800 km. The aircraft are made according to the normal aerodynamic configuration with a wing of high aspect ratio mechanized along the trailing edge. The power plant with turboprop engines (TVD) and relatively large-diameter propellers is located on a wing blown from the propellers. The aircraft contain a fuselage, which houses the cockpit, equipment, cargo and passenger cabin. The horizontal and vertical empennage is installed on the aft fuselage.

Известны также и гибридные самолеты короткого взлета и посадки, содержащие на крыльях двигатели гибридной силовой установки (патент РФ №2577931 МПК В64С 29/00; 27/28 от 20.03.2016)Also known are hybrid short take-off and landing aircraft containing engines of a hybrid power plant on the wings (RF patent No. 2577931 IPC В64С 29/00; 27/28 dated 20.03.2016)

Недостатками указанных самолетов являются большая площадь омываемой поверхности, большой относительный вес планера и, как следствие, относительно малые крейсерская скорость (до 400 км/час) и дальность (до 1500 км). Кроме того, величина дистанции взлета и посадки составляет более 550 м.The disadvantages of these aircraft are the large area of the washed surface, the large relative weight of the airframe and, as a consequence, the relatively low cruising speed (up to 400 km / h) and range (up to 1500 km). In addition, the take-off and landing distance is over 550 m.

Известен проект самолета Onera Amhere (Франция, www.onera.fr\Fiche_AMPERE_VA) с распределенной электрической силовой установкой, в которой используется 32 электрических туннельных вентиляторов, установленных над передней кромкой крыла. Самолет рассчитан на дальность полета 400…500 км со скоростью 200…250 км/час.There is a known project of the Onera Amhere aircraft (France, www.onera.fr \ Fiche_AMPERE_VA) with a distributed electric power plant, which uses 32 electric tunnel fans installed above the leading edge of the wing. The aircraft is designed for a flight range of 400 ... 500 km at a speed of 200 ... 250 km / h.

Недостатком указанного самолета являются малые крейсерская скорость и дальность полета.The disadvantages of this aircraft are low cruising speed and flight range.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является проект самолета вертикального взлета и посадки Lilium, разработанный в Германии (см. [email protected]). Предполагается, что самолет будет оснащен электрической силовой установкой, осуществлять вертикальные взлет и посадку на площадку с твердым покрытием без дополнительной специальной подготовки и обеспечит полет на высоте до 3 км со скоростью до 300 км/час на дальность до 500 км. Самолет выполнен по схеме «бесхвостка» и содержит крыло, фюзеляж, энергетическую установку и линейки вентиляторных движителей на отклоняемых закрылках. Для балансировки самолета на режиме взлета и посадки применяются убираемые в полете в носовую часть фюзеляжа электровентиляторные подъемные двигатели. Самолет имеет практически прямое крыло умеренного удлинения.Closest to the proposed invention is the Lilium vertical takeoff and landing aircraft project developed in Germany (see [email protected]). It is assumed that the aircraft will be equipped with an electric power plant, carry out vertical take-off and landing on a hard surface without additional special training and will provide flight at an altitude of up to 3 km at a speed of up to 300 km / h for a distance of up to 500 km. The aircraft has a tailless design and contains a wing, a fuselage, a power plant and a series of fan propellers on tiltable flaps. To balance the aircraft in the take-off and landing mode, electric fan lifting motors are used that are retracted into the nose of the fuselage in flight. The aircraft has an almost straight wing of moderate aspect ratio.

Недостатком указанного самолета являются малые крейсерская скорость и дальность полета.The disadvantages of this aircraft are low cruising speed and flight range.

В результате, указанные недостатки не позволяют эффективно применять данные самолеты в районах со слаборазвитой аэродромной сетью с дистанциями перевозок более 1000 км (время полета туда и обратно составляет более 7 час).As a result, these shortcomings do not allow effective use of these aircraft in areas with an underdeveloped airfield network with transportation distances of more than 1000 km (the round trip flight time is more than 7 hours).

Задача данного изобретения - разработка высокоэффективного самолета короткого взлета и посадки с распределенной силовой установкой, обеспечивающая увеличение скорости крейсерского полета до 600…750 км/час при одновременном снижении потребной длины ВПП до 300…350 м и обеспечении всепогодности при сохранении высоких уровней безопасности и низких затрат на эксплуатацию.The objective of this invention is the development of a highly efficient short take-off and landing aircraft with a distributed power plant, providing an increase in the cruise flight speed to 600 ... 750 km / h while reducing the required runway length to 300 ... 350 m and ensuring all-weather performance while maintaining high levels of safety and low costs for operation.

Технический результат состоит в достижении высоких несущих свойств крыла во взаимодействии с силовой установкой на взлетно-посадочных режимах, снижении лобового сопротивления на крейсерских режимах полета и обеспечении высокого уровня весового совершенства самолета.The technical result consists in achieving high bearing properties of the wing in interaction with the power plant at takeoff and landing modes, reducing drag at cruising flight modes and ensuring a high level of weight perfection of the aircraft.

Технический результат достигается тем, что в самолете короткого взлета и посадки, содержащем крыло, фюзеляж, энергетическую установку и линейки вентиляторных движителей на отклоняемых закрылках, для сочленения крыла с фюзеляжем и размещения энергетической установки дополнительно содержится соединительный обтекатель, выполненный в виде профилированного корневого крыла малого удлинения с углами наклона 10…60° его сопрягаемых с фюзеляжем нижней и верхней поверхностей относительно горизонтальной плоскости, с относительной толщиной профиля 10…20%, причем в хвостовой части фюзеляжа установлены две консоли V-образного оперения и фюзеляжный руль высоты, перед которым расположена дополнительная линейка вентиляторных движителей.The technical result is achieved by the fact that a short take-off and landing aircraft containing a wing, a fuselage, a power plant and a line of fan thrusters on tiltable flaps, for articulating the wing with the fuselage and placing the power plant, additionally contains a connecting fairing made in the form of a profiled root wing of low aspect ratio with tilt angles of 10 ... 60 ° of its lower and upper surfaces mating with the fuselage relative to the horizontal plane, with a relative profile thickness of 10 ... 20%, and in the aft fuselage there are two V-tail consoles and a fuselage elevator, in front of which there is an additional ruler fan propellers.

Технический результат достигается также тем, что закрылки выполнены из двух звеньев с возможностью поворота первого звена на углы 0°-40°, а второго звена на ±20…30° относительно плоскости первого.The technical result is also achieved by the fact that the flaps are made of two links with the ability to rotate the first link at angles of 0 ° -40 °, and the second link by ± 20 ... 30 ° relative to the plane of the first.

Технический результат достигается также тем, что линейка вентиляторных движителей имеет механический или электрический привод от энергетической установки.The technical result is also achieved by the fact that the line of fan propellers has a mechanical or electrical drive from a power plant.

Изобретение иллюстрируется графическими материалами, где на фиг. 1 (а, б, в) показана схема самолета, а на фиг. 2 сечение А-А по консоли крыла.The invention is illustrated in drawings, where FIG. 1 (a, b, c) shows a diagram of an aircraft, and Fig. 2 section A-A along the wing console.

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме (см. фиг. 1а, б, в), и содержит фюзеляж 1; консоли крыла 2; соединительный обтекатель 3 плавного сочленения лонжеронов консолей крыла с фюзеляжными шпангоутами 13; энергетическую установку, включающую воздухозаборники 5, турбовальные двигатели 6 и электрогенераторы 7; фюзеляжный руль высоты 10, хвостовую линейку вентиляторных движителей 8, консоли V-образного оперения 14, высоконесущие поверхности 12. На фиг 2 в сечении крыла А-А показаны также линейки вентиляторных движителей 15 на отклоняемых закрылках 4 и второе звено закрылков 11.The aircraft is made according to the normal aerodynamic configuration (see Fig. 1a, b, c), and contains a fuselage 1; wing consoles 2; connecting fairing 3 smooth articulation of the wing spars with the fuselage frames 13; power plant, including air intakes 5, turboshaft engines 6 and electric generators 7; fuselage elevator 10, tail line of fan thrusters 8, V-shaped empennage consoles 14, high-bearing surfaces 12. In Fig. 2, in section of the wing A-A, the lines of fan thrusters 15 on the deflected flaps 4 and the second link of flaps 11 are also shown.

Соединительный обтекатель 3 сочленения лонжеронов консолей крыла с фюзеляжными шпангоутами 13 выполнен в виде профилированного корневого крыла малого удлинения с углами наклона 10…60° его сопрягаемых с фюзеляжем нижней и верхней поверхностей относительно горизонтальной плоскости, с относительной толщиной профиля 10…20% и обеспечивает снижение веса силовой конструкции, достаточные для размещения энергетической установки, топлива и шасси объемы при минимальном приросте площади омываемой поверхности самолета.The connecting fairing 3 of the articulation of the wing spars with the fuselage frames 13 is made in the form of a profiled root wing of low aspect ratio with inclination angles of 10 ... 60 ° of its lower and upper surfaces mating with the fuselage relative to the horizontal plane, with a relative profile thickness of 10 ... 20% and provides weight reduction power structure, volumes sufficient to accommodate the power plant, fuel and landing gear with a minimum increase in the area of the aircraft washed surface.

Плоская хвостовая часть фюзеляжа с рулем высоты 10, плавно сопряженная с задним наплывом и консолями V-образного оперения 14, обеспечивает управление по тангажу, плавное безотрывное обтекание и балансировку самолета на крейсерских режимах полета.The flat tail section of the fuselage with the elevator 10, smoothly coupled with the rear inflow and consoles of the V-shaped empennage 14, provides pitch control, smooth continuous flow and balancing of the aircraft in cruise flight modes.

Отклонение первого звена закрылка 4 (фиг. 2) с линейкой вентиляторных движителей 15 на углы величиной 0…40° обусловлено необходимостью достижения приемлемого уровня аэродинамического качества на режимах взлета и ухода на второй круг при посадке и, тем самым, снижением потребной тяговооруженности при коротком разбеге и, следовательно, снижением потребной мощности и веса силовой установки. Использование обдуваемого струями поворотного второго звена закрылка 11 с углами отклонения ±20…30° относительно плоскости первого звена обеспечивает отклонение вектора тяги для управления величинами продольной и вертикальной силы на взлетно-посадочных режимах с относительно малыми шарнирными моментами.The deviation of the first flap link 4 (Fig. 2) with a line of fan propellers 15 at angles of 0 ... 40 ° is due to the need to achieve an acceptable level of aerodynamic quality in take-off and go-around modes during landing and, thereby, reduce the required thrust-to-weight ratio with a short takeoff run and, consequently, a decrease in the required power and weight of the power plant. The use of a jet-blown rotary second flap link 11 with deflection angles of ± 20 ... 30 ° relative to the plane of the first link provides a deviation of the thrust vector to control the values of the longitudinal and vertical forces in takeoff and landing modes with relatively small hinge moments.

Расположение перед фюзеляжным рулем высоты 10 (см. фиг. 1а) линейки вентиляторных движителей 8 повышает эффективность управления по тангажу и обеспечивает повышение коэффициента полезного действия вентиляторов в крейсерском полете за счет засасывания в движители пограничного слоя с большой омываемой площади фюзеляжа. Использование обдуваемого струями фюзеляжного руля высоты 10 с углами отклонения ±20…30°, обеспечивает отклонение вектора тяги для управления величинами продольной силы и момента тангажа на взлетно-посадочных режимах с относительно малыми шарнирными моментами.The location in front of the fuselage elevator 10 (see Fig. 1a) of the line of fan propellers 8 increases the pitch control efficiency and provides an increase in the efficiency of the fans in cruising flight due to the suction of the boundary layer from the large washed fuselage area into the propellers. The use of a jet-blown fuselage elevator 10 with deflection angles of ± 20 ... 30 ° provides a deflection of the thrust vector to control the values of the longitudinal force and pitching moment in takeoff and landing modes with relatively low hinge moments.

Установленные в носовой части самолета выдвигаемые на взлетно-посадочных режимах и убираемые в крейсерском полете высоконесущие поверхности 12 создают кабрирующий момент, сравнимый по величине с пикирующим моментом от выпущенных закрылков и, тем самым, снижают потери подъемной силы на балансировку хвостовым оперением. Высоконесущие поверхности могут быть выполнены в виде многозвенного крыла большой кривизны или в виде гипернесущих поверхностей (патент РФ №96114015, МПК В64С 9/00 20.04.1998 г).Installed in the nose of the aircraft, high-bearing surfaces 12, which are extended during takeoff and landing and retracted during cruise flight, create a pitching moment comparable in magnitude with the diving moment from the flaps extended and, thereby, reduce the loss of lift for balancing by the tail. High-bearing surfaces can be made in the form of a multi-link wing of large curvature or in the form of hyper-bearing surfaces (RF patent No. 96114015, IPC В64С 9/00 20.04.1998).

Питание вентиляторных движителей 15 и 8 с приводом от электромоторов обеспечивает энергетическая установка, включающая, наряду с электроаккумуляторами, по крайней мере два приводящих электрогенератора 7 турбовальные двигатели 6 с воздухозаборниками 5 и выхлопными соплами. При этом, для снижения веса электроаккумуляторов, их емкость ограничена запасом энергии, достаточным для питания тяговых электродвигателей в течение 1…2 мин. при отказе одного из турбовальных двигателей.Power supply of fan propellers 15 and 8 driven by electric motors is provided by a power plant that includes, along with electric accumulators, at least two driving electric generators 7, turboshaft engines 6 with air intakes 5 and exhaust nozzles. At the same time, in order to reduce the weight of electric accumulators, their capacity is limited by a supply of energy sufficient to power traction motors for 1 ... 2 minutes. if one of the turboshaft engines fails.

Для повышения мощности двигателя в крейсерском полете с высокой скоростью перед входом воздуха в турбовальный двигатель установлен дополнительный вентилятор 9 с приводом от турбины ТВаД.To increase the engine power in cruise flight at high speed, in front of the air inlet into the turboshaft engine, an additional fan 9 is installed, driven by the TVaD turbine.

Для повышения допустимого угла атаки при воздействии расчетного вертикального порыва ветра на взлетно-посадочных режимах полета и критического значения числа Маха в крейсерском полете консоли крыла 2 имеют угол стреловидности по передней кромке 30…45°. Для сохранения высокой эффективности механизации по задней кромке угол стреловидности задней кромки не должен превышать значения ±15°.To increase the permissible angle of attack under the influence of the calculated vertical gust of wind at takeoff and landing flight modes and the critical value of the Mach number in cruise flight, wing consoles 2 have a sweep angle along the leading edge of 30 ... 45 °. To maintain high efficiency of mechanization along the trailing edge, the sweep angle of the trailing edge should not exceed ± 15 °.

В ряде случаев, для снижения веса силовой установки линейка вентиляторных двигателей может иметь механический привод от турбовальных двигателей.In some cases, to reduce the weight of the power plant, the line of fan motors can be mechanically driven by turboshaft engines.

Остальные элементы, узлы и системы выполнены на основе известных принципов и методов проектирования.The rest of the elements, units and systems are made on the basis of well-known principles and design methods.

Таким образом, задача и технический результат изобретения достигаются за счет предложенного соединительного обтекателя, интегрированного с фюзеляжем и консолями крыла, линейки вентиляторных движителей, энергетической установки с турбовальными двигателями, фюзеляжного руля высоты с линейкой вентиляторных движителей, стреловидного крыла умеренного удлинения, вентилятора наддува ТВаД. Одновременное использование указанных признаков и их рациональное взаимное расположение обеспечивает достижение высоких несущих свойств крыла на взлетно-посадочных режимах, снижение лобового сопротивления на крейсерских режимах полета и высокого уровня весового и аэродинамического совершенства самолета.Thus, the object and the technical result of the invention are achieved due to the proposed connecting fairing integrated with the fuselage and wing consoles, a line of fan propellers, a power plant with turboshaft engines, a fuselage elevator with a line of fan propellers, a swept wing of moderate aspect ratio, a pressurization fan of the TVAD. The simultaneous use of these features and their rational mutual arrangement ensures the achievement of high bearing properties of the wing in takeoff and landing modes, a decrease in frontal resistance in cruise flight modes and a high level of weight and aerodynamic perfection of the aircraft.

Расчетно-проектные исследования показывают, что по сравнению с прототипом самолет, выполненный в соответствии с предложенными техническими решениями, обеспечивает длину разбега и пробега 200…250 м, крейсерскую скорость 600…750 км/час и практическую дальность 2000…2500 км при примерно одинаковых затратах на эксплуатацию.Computational and design studies show that, in comparison with the prototype, the aircraft, made in accordance with the proposed technical solutions, provides a take-off and run length of 200 ... 250 m, a cruising speed of 600 ... 750 km / h and a practical range of 2000 ... 2500 km at approximately the same costs for operation.

Claims (3)

1. Самолет короткого взлета и посадки, содержащий крыло, фюзеляж, энергетическую установку и линейки вентиляторных движителей на отклоняемых закрылках, отличающийся тем, что для сочленения крыла с фюзеляжем и размещения энергетической установки дополнительно содержит соединительный обтекатель, выполненный в виде профилированного корневого крыла малого удлинения с углами наклона 10…60° его сопрягаемых с фюзеляжем нижней и верхней поверхностей относительно горизонтальной плоскости, с относительной толщиной профиля 10…20%, причем в хвостовой части фюзеляжа установлены две консоли, образующие V-образное оперение, и фюзеляжный руль высоты, перед которым расположена дополнительная линейка вентиляторных движителей.1. A short take-off and landing aircraft containing a wing, a fuselage, a power plant and a line of fan thrusters on tiltable flaps, characterized in that for articulation of the wing with the fuselage and placement of the power plant, it additionally contains a connecting fairing made in the form of a profiled root wing of low aspect ratio with tilt angles of 10 ... 60 ° of its lower and upper surfaces mating with the fuselage relative to the horizontal plane, with a relative profile thickness of 10 ... 20%, and in the aft fuselage there are two consoles forming a V-shaped tail, and a fuselage elevator in front of which is located additional line of fan propellers. 2. Самолет короткого взлета и посадки по п. 1, отличающийся тем, что закрылки выполнены из двух звеньев с возможностью поворота первого звена на углы 0-40°, а второго звена на ±20…30° относительно плоскости первого.2. A short take-off and landing aircraft according to claim 1, characterized in that the flaps are made of two links with the ability to rotate the first link at angles of 0-40 °, and the second link by ± 20 ... 30 ° relative to the plane of the first. 3. Самолет короткого взлета и посадки по п. 1, отличающийся тем, что линейка вентиляторных движителей имеет механический или электрический привод от энергетической установки.3. A short take-off and landing aircraft according to claim 1, characterized in that the line of fan propellers has a mechanical or electrical drive from a power plant.
RU2018142899A 2018-12-05 2018-12-05 Short take-off and landing aircraft RU2728017C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018142899A RU2728017C2 (en) 2018-12-05 2018-12-05 Short take-off and landing aircraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018142899A RU2728017C2 (en) 2018-12-05 2018-12-05 Short take-off and landing aircraft

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018142899A RU2018142899A (en) 2020-06-05
RU2018142899A3 RU2018142899A3 (en) 2020-06-05
RU2728017C2 true RU2728017C2 (en) 2020-07-28

Family

ID=71067085

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018142899A RU2728017C2 (en) 2018-12-05 2018-12-05 Short take-off and landing aircraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2728017C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2789425C1 (en) * 2022-11-17 2023-02-02 Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") Aircraft with a hybrid power plant

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2929580A (en) * 1956-06-18 1960-03-22 Piasecki Aircraft Corp Aircraft for vertical or short takeoff, and integrated propulsion lifting and propeller slip stream deflecting unit therefor
JPS57134396A (en) * 1980-12-22 1982-08-19 British Earosupeisu Paburitsuk Vertical and/or short takeoff and landing type plane through jet propulsion
JPS5878896A (en) * 1981-11-04 1983-05-12 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 Controller for flight of short takeoff and landing plane
RU2103199C1 (en) * 1996-07-09 1998-01-27 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Short take-off and landing aircraft
RU2542805C1 (en) * 2013-12-27 2015-02-27 Дмитрий Сергеевич Дуров Vtol aircraft with hybrid power plant

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2929580A (en) * 1956-06-18 1960-03-22 Piasecki Aircraft Corp Aircraft for vertical or short takeoff, and integrated propulsion lifting and propeller slip stream deflecting unit therefor
JPS57134396A (en) * 1980-12-22 1982-08-19 British Earosupeisu Paburitsuk Vertical and/or short takeoff and landing type plane through jet propulsion
JPS5878896A (en) * 1981-11-04 1983-05-12 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 Controller for flight of short takeoff and landing plane
RU2103199C1 (en) * 1996-07-09 1998-01-27 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Short take-off and landing aircraft
RU2542805C1 (en) * 2013-12-27 2015-02-27 Дмитрий Сергеевич Дуров Vtol aircraft with hybrid power plant

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2789425C1 (en) * 2022-11-17 2023-02-02 Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") Aircraft with a hybrid power plant

Also Published As

Publication number Publication date
RU2018142899A (en) 2020-06-05
RU2018142899A3 (en) 2020-06-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11634222B2 (en) Vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle having foldable fixed wing and based on twin-ducted fan power system
US3179354A (en) Convertiplane and apparatus thereof
RU2440916C1 (en) Aircraft in integral aerodynamic configuration
CN111498109B (en) Vertical take-off and landing aircraft
EP3439951A2 (en) Rotating wing assemblies for tailsitter aircraft
US3064928A (en) Variable sweep wing aircraft
RU2310583C2 (en) Amphibious convertible helicopter
US11970275B2 (en) Air vehicle configurations
CN105564633A (en) Wing flap lift enhancement type joined-wing airplane with approximately horizontal rotation propellers
US20200354050A1 (en) Convertiplane
EP3670341A1 (en) Vertical takeoff and landing (vtol) aircraft
US3995794A (en) Super-short take off and landing apparatus
RU2016105607A (en) SPEED HELICOPTER WITH MOTOR-STEERING SYSTEM
US3329376A (en) Short takeoff and landing aircraft
RU2550589C1 (en) Convertible vertical take-off and landing aircraft (versions)
RU2542805C1 (en) Vtol aircraft with hybrid power plant
GB2508023A (en) Aerofoil with leading edge cavity for blowing air
CN205203366U (en) Approximate level is rotated propeller wing flap lift -rising and is connected wing aircraft
CN106043687A (en) Double-engine rear-propelling type duck type rotor/fixed wing combined type vertical take-off and landing aircraft
EP3838753A1 (en) Convertiplano
RU2673317C1 (en) Multi-purpose high-speed helicopter aircraft
RU2728017C2 (en) Short take-off and landing aircraft
US20080173769A1 (en) Stabilized tilt rotor aircraft
US11919633B2 (en) Convertiplane
CN114655421A (en) Aerodynamic layout of three-wing aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
HC9A Changing information about inventors