RU2796279C2 - Aircraft with gyroscopic stabilization - Google Patents
Aircraft with gyroscopic stabilization Download PDFInfo
- Publication number
- RU2796279C2 RU2796279C2 RU2021124678A RU2021124678A RU2796279C2 RU 2796279 C2 RU2796279 C2 RU 2796279C2 RU 2021124678 A RU2021124678 A RU 2021124678A RU 2021124678 A RU2021124678 A RU 2021124678A RU 2796279 C2 RU2796279 C2 RU 2796279C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- gyroscopic
- paragraphs
- aircraft according
- jet turbine
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеThe field of technology to which the invention belongs
Изобретение относится к летательному аппарату, в частности, к летательным аппаратам, содержащим гироскопический вентилятор с поворотными лопастями.The invention relates to an aircraft, in particular to aircraft containing a gyroscopic fan with rotary blades.
Уровень техникиState of the art
С момента изобретения полета было разработано множество различных форм летательных аппаратов, таких как, например, вертолеты и самолеты. Существует множество факторов и сил, участвующих в достижении стабильного и управляемого полета, при этом разные типы самолетов имеют разные летные характеристики с различными преимуществами и недостатками.Since the invention of flight, many different forms of aircraft have been developed, such as, for example, helicopters and airplanes. There are many factors and forces involved in achieving stable and controlled flight, with different types of aircraft having different performance characteristics with different advantages and disadvantages.
Например, самолеты с неподвижным крылом могут быть выполнены с возможностью сравнительно быстро летать на большие расстояния, но не могут летать слишком медленно или зависать и требуют длинных взлетно-посадочных полос для горизонтального взлета и посадки. С другой стороны, вертолеты могут взлетать и приземляться вертикально и могут зависать, но имеют более ограниченные размеры, а также скорость и расстояние, которое они могут преодолеть. Эти характеристики делают самолеты с неподвижным крылом хорошо подходящими для дальних перелетов со сравнительно большой нагрузкой, а вертолеты - для более коротких перемещений со сравнительно небольшой нагрузкой и/или для аварийно-спасательных операций, когда особенно важна способность летать медленно и зависать. Желательно создать летательный аппарат, который сочетает в себе преимущества и/или сводит к минимуму недостатки, чтобы по меньшей мере иметь более универсальные характеристики.For example, fixed wing aircraft can be designed to fly relatively fast over long distances, but cannot fly too slowly or hover and require long runways for horizontal take off and landing. On the other hand, helicopters can take off and land vertically and can hover, but are more limited in size and the speed and distance they can cover. These characteristics make fixed wing aircraft well suited for relatively heavy hauls and helicopters for shorter relatively light hauls and/or rescue missions where the ability to fly slowly and hover is critical. It is desirable to provide an aircraft that combines the advantages and/or minimizes the disadvantages in order to at least have more versatile performance.
Одним из применений летательных аппаратов является тушение пожаров. Сегодня неконтролируемые пожары представляют собой серьезную проблему, и крупные пожары могут выйти из-под контроля, охватить рощи/леса, населенные пункты, промышленные районы и предприятия, что приводит к потере рощ/лесов, домов, другого имущества, животных и даже человеческих жизней. Усилия по тушению пожаров не всегда оказываются успешными. Часто бывает сложно контролировать и предотвращать распространение пожаров.One of the uses of aircraft is firefighting. Today, uncontrolled fires are a serious problem, and large fires can get out of control, engulf groves/forests, communities, industrial areas and businesses, resulting in the loss of groves/forests, homes, other property, animals and even human lives. Firefighting efforts are not always successful. It is often difficult to control and prevent the spread of fires.
Существует множество способов и приемов контроля и предотвращения распространения пожаров. Эти способы включают в себя обычное использование пожарных и оборудования, в том числе такие способы, как сброс большого количества воды или огнетушащих химикатов с летательных аппаратов на огонь, создание очагов пожара поперек направления движения огня, распыление воды или огнетушащих химикатов на огонь пожарными на земле и обратное сжигание области в направлении огня контролируемым образом, чтобы эффективно удалить древесину или другие источники топлива от приближающегося огня.There are many ways and techniques to control and prevent the spread of fires. These methods include the usual use of firefighters and equipment, including such methods as dropping large amounts of water or fire-extinguishing chemicals from aircraft onto fires, creating fires across the direction of fire travel, spraying water or fire-extinguishing chemicals onto fires by firefighters on the ground, and backburning the area in the direction of the fire in a controlled manner to effectively remove wood or other fuel sources from an incoming fire.
Было обнаружено, что использование только воды и химикатов может быть неэффективным против крупных пожаров. Было высказано предположение, что, когда интенсивность пожара превышает определенный порог, использование воды и других материалов для тушения пожара становится в значительной степени неэффективным, поскольку вода или средство пожаротушения испаряется или разлагается прежде, чем достичь очага пожара. Ввиду этих проблем также желательно разработать альтернативный способ тушения пожаров, особенно крупных.It has been found that using only water and chemicals may not be effective against large fires. It has been suggested that when the intensity of a fire exceeds a certain threshold, the use of water and other materials to extinguish the fire becomes largely ineffective because the water or extinguishing agent evaporates or decomposes before reaching the fire. In view of these problems, it is also desirable to develop an alternative method of extinguishing fires, especially large ones.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий аэродинамический корпус; реактивную турбину или электродвигатель, соединенный с аэродинамическим корпусом посредством рамы летательного аппарата для обеспечения тяги летательного аппарата, причем реактивная турбина имеет источник топлива, воздухозаборник для всасывания воздуха и выходное отверстие для выпуска сгоревшей воздушно-топливной смеси; сборный вал, выполненный с возможностью его приведения в действие реактивной турбина; и узел гироскопической стабилизации, содержащий по меньшей мере один гироскопический элемент, соединенный с реактивной турбиной посредством сборного вала; при этом по меньшей мере один гироскопический элемент выполнен с возможностью приведения его во вращение реактивной турбиной и с возможностью гироскопической стабилизации летательного аппарата во время полета.The object of the invention is an aircraft containing an aerodynamic body; a jet turbine or an electric motor connected to the aerodynamic body via an aircraft frame to provide propulsion to the aircraft, the jet turbine having a fuel source, an air intake for sucking in air, and an outlet for discharging a burnt air-fuel mixture; collection shaft configured to drive the jet turbine; and the node gyroscopic stabilization containing at least one gyroscopic element connected to the jet turbine through the collection shaft; at the same time, at least one gyroscopic element is made with the possibility of bringing it into rotation by a jet turbine and with the possibility of gyroscopic stabilization of the aircraft during flight.
В одном варианте выполнения гироскопический элемент представляет собой гироскопический вентилятор, содержащий множество лопастей вентилятора. Предпочтительно, гироскопический вентилятор содержит множество поворотных лопастей. Предпочтительно гироскопический вентилятор содержит множество чередующихся поворотных лопастей. Ориентация одной или нескольких поворотных лопастей вентилятора является переменной, обеспечивая возможность изменения угла наклона указанных одной или нескольких лопастей. Одна или несколько лопастей вентилятора могут быть шарнирно соединены со сборным валом для обеспечения возможности изменения угла наклона упомянутой одной или нескольких лопастей. Гироскопический элемент может представлять собой гироскопический диск.In one embodiment, the gyroscopic element is a gyroscopic fan containing a plurality of fan blades. Preferably, the gyroscopic fan comprises a plurality of pivoting blades. Preferably, the gyroscopic fan comprises a plurality of alternating rotary blades. The orientation of one or more rotary fan blades is variable, allowing the angle of inclination of said one or more blades to be changed. One or more fan blades can be pivotally connected to the collection shaft to allow the angle of inclination of said one or more blades to be changed. The gyroscopic element may be a gyroscopic disk.
Множество лопастей вентилятора может быть расположено вокруг центральной ступицы. Центральная ступица предпочтительно соединена со сборным валом. Лопасти вентилятора могут быть изогнутыми. Предпочтительно гироскопический вентилятор расположен внутри аэродинамического корпуса. Дальние в радиальном направлении концы лопастей вентилятора предпочтительно расположены в вырезе аэродинамического корпуса. Предпочтительно вырез представляет собой кольцевой канал в фюзеляже аэродинамического корпуса.A plurality of fan blades may be arranged around the central hub. The central hub is preferably connected to the collection shaft. The fan blades may be curved. Preferably, the gyroscopic fan is located within the aerodynamic housing. The radially distal ends of the fan blades are preferably located in a recess in the aerodynamic housing. Preferably, the cutout is an annular channel in the fuselage of the aerodynamic body.
В варианте выполнения сборный вал соединен с рамой транспортного средства. Сборный вал может дополнительно содержать контроллер, выполненный с возможностью управления узлом гироскопической стабилизации через коробку передач так, чтобы угловой момент от узла гироскопической стабилизации значительно превышал момент инерции летательного аппарата, по существу гироскопически стабилизируя летательный аппарат во время полета. Летательный аппарат предпочтительно выполнен с возможностью вертикального взлета и посадки.In an embodiment, the assembly shaft is connected to the frame of the vehicle. The assembly shaft may further comprise a controller configured to control the gyro stabilization assembly through the gearbox such that the angular momentum from the gyro stabilization assembly is substantially greater than the moment of inertia of the aircraft, essentially gyroscopically stabilizing the aircraft during flight. The aircraft is preferably configured for vertical takeoff and landing.
В варианте выполнения летательный аппарат также содержит отсек кабины. Отсек кабины может содержать кабину. Отсек кабины соединен с рамой транспортного средства. Предпочтительно, отсек кабины подвижно соединен с рамой транспортного средства. Предпочтительно, отсек кабины соединен с рамой транспортного средства посредством карданного подвеса. Отсек кабины может содержать противовес для стабилизации кабины за счет противодействия движению рамы летательного аппарата и/или выхлопу реактивной турбины.In an embodiment, the aircraft also includes a cabin compartment. The cabin compartment may contain a cabin. The cabin compartment is connected to the vehicle frame. Preferably, the cabin compartment is movably connected to the vehicle frame. Preferably, the cabin compartment is connected to the vehicle frame by means of a gimbals. The cockpit compartment may include a counterweight to stabilize the cockpit by counteracting aircraft frame movement and/or jet turbine exhaust.
В одном варианте выполнения отсек кабины шарнирно соединен с рамой летательного аппарата. Кабина отсека кабины может быть шарнирно установлена на кольце карданного подвеса для вращения по меньшей мере вокруг первой оси. Кольцо карданного подвеса может быть шарнирно установлено на раме летательного аппарата для вращения вокруг второй оси.In one embodiment, the cabin compartment is pivotally connected to the frame of the aircraft. The cabin of the cabin compartment can be pivotally mounted on the gimbal ring for rotation at least around the first axis. The gimbal ring may be pivotally mounted on the frame of the aircraft for rotation about a second axis.
В варианте выполнения отсек кабины разъемно соединен с рамой транспортного средства, так что отсек кабины является съемным. Разъемное соединение позволить летательному аппарату по выбору иметь присоединенный модуль кабины для полета с участием экипажа и/или автономного полета или, как вариант, иметь отсоединенный модуль кабины для дистанционного и/или автономного полета. Разъемное соединение может содержать выталкиватель. Отсек кабины может быть выполнен в виде автономной капсулы.In an embodiment, the cabin compartment is releasably connected to the vehicle frame, so that the cabin compartment is removable. The releasable connection allows the aircraft to optionally have an attached cockpit module for crewed and/or autonomous flight, or alternatively have a detached cockpit module for remote and/or autonomous flight. The releasable connection may comprise an ejector. The cabin compartment can be made in the form of an autonomous capsule.
В одном варианте выполнения корпус летательного аппарата содержит фюзеляж. Фюзеляж может содержать несколько рулевых поверхностей. Предпочтительно, рулевые поверхности подвижно присоединены к фюзеляжу для управления полетом летательного аппарата. Множеством рулевых поверхностей можно управлять для управления полетом летательного аппарата вокруг оси тангажа, перпендикулярной продольной оси летательного аппарата, и оси рыскания, которая перпендикулярна как продольной оси летательного аппарата, так и оси тангажа.In one embodiment, the body of the aircraft includes a fuselage. The fuselage may contain multiple steering surfaces. Preferably, control surfaces are movably attached to the fuselage to control the flight of the aircraft. A plurality of control surfaces may be controlled to control the flight of the aircraft about a pitch axis perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft and a yaw axis which is perpendicular to both the longitudinal axis of the aircraft and the pitch axis.
В одном варианте выполнения реактивная турбина, вал и узел гироскопической стабилизации расположены в продольном направлении. Реактивная турбина, сборный вал и узел гироскопической стабилизации могут быть выполнены с возможностью вращения вокруг продольной оси летательного аппарата.In one embodiment, the jet turbine, the shaft and the gyroscopic stabilization unit are located in the longitudinal direction. The jet turbine, the collection shaft and the gyroscopic stabilization unit can be made with the possibility of rotation around the longitudinal axis of the aircraft.
В одном варианте выполнения реактивная турбина и узел гироскопической стабилизации расположены поперек друг друга. Реактивная турбина и узел гироскопической стабилизации могут быть расположены таким образом, что их соответствующие оси вращения перпендикулярны (или по меньшей мере по существу перпендикулярны). Один или несколько гироскопических вентиляторов могут быть расположены в плоскости, перпендикулярной продольной оси реактивной турбины.In one embodiment, the jet turbine and the gyroscopic stabilization unit are located across each other. The jet turbine and the gyro stabilization assembly may be positioned such that their respective axes of rotation are perpendicular (or at least substantially perpendicular). One or more gyroscopic fans may be located in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the jet turbine.
В варианте выполнения гироскопические вентиляторы могут быть установлены параллельно. Первый вентилятор может быть расположен в верхней части фюзеляжа, а второй вентилятор может быть расположен в нижней части фюзеляжа. Предпочтительно продольные оси первого и второго вентиляторов совпадают. Сборный вал может содержать продольный вал, предпочтительно соединенный с реактивной турбиной, и поперечный вал, предпочтительно соединенный с одним или несколькими гироскопическими вентиляторами.In an embodiment, the gyro fans can be installed in parallel. The first fan may be located at the top of the fuselage and the second fan may be located at the bottom of the fuselage. Preferably, the longitudinal axes of the first and second fans coincide. The collection shaft may comprise a longitudinal shaft, preferably connected to a jet turbine, and a transverse shaft, preferably connected to one or more gyro fans.
В одном варианте выполнения узел направления воздушного потока содержит выхлопное сопло, приспособленное для направления в определенных направлениях. В таких вариантах выполнения выхлопное сопло может быть направлено на тушение пожаров.In one embodiment, the airflow direction assembly includes an exhaust nozzle adapted to be directed in certain directions. In such embodiments, the exhaust nozzle may be directed to extinguish fires.
Летательный аппарат также содержит опорную конструкцию, расположенную под фюзеляжем, для поддержки реактивной турбины и обеспечения направленного движения реактивной турбины. В таких вариантах выполнения направленное движение может позволить узлу направления воздушного потока направлять часть всасываемого воздуха в требуемом направлении, например, для тушения пожаров.The aircraft also includes a support structure located under the fuselage to support the jet turbine and provide directional movement of the jet turbine. In such embodiments, the directional movement may allow the airflow direction assembly to direct a portion of the intake air in the desired direction, such as for extinguishing fires.
В одном варианте выполнения корпус может быть кольцевым. В таком варианте выполнения фюзеляж может иметь форму тора или «бублика». По бокам фюзеляжа может быть установлено несколько реактивных турбин, предпочтительно для поступательного движения и/или для создания подъемной силы. Несколько реактивных турбин, установленных по бокам фюзеляжа, могут быть поворотными, предпочтительно для обеспечения возможности вертикального взлета и посадки. Один или несколько двигателей гироскопической стабилизации могут быть установлены на внутренней стороне фюзеляжа. По меньшей мере один гироскопический вентилятор предпочтительно расположен в центре корпуса. Внутри корпуса может располагаться отсек кабины экипажа.In one embodiment, the housing may be annular. In this embodiment, the fuselage may be in the form of a torus or donut. Several jet turbines may be mounted on the sides of the fuselage, preferably for translational motion and/or for generating lift. Several jet turbines mounted on the sides of the fuselage may be swivel, preferably to enable vertical takeoff and landing. One or more gyroscopic stabilization engines can be mounted on the inside of the fuselage. At least one gyro fan is preferably located in the center of the case. Inside the hull can be located compartment of the cockpit.
Другим объектом изобретения является способ тушения пожара, включающий в себя этапы, на которых перемещают летательный аппарат с реактивной турбиной, соединенной с рамой летательного аппарата и обеспечивающей тягу для летательного аппарата, к месту в непосредственной близости от места пожара, при этом реактивная турбина имеет источник топлива, воздухозаборник для всасывания окружающего воздуха, выпускное отверстие, через которое сгоревшая воздушно-топливная смесь выпускается с высокой скоростью, и сборный вал, приводимый в действие реактивной турбиной; приводят в действие устройство гироскопической стабилизации, соединенное с реактивной турбиной посредством сборного вала, и гироскопически стабилизируют летательный аппарат во время полета; и управляют реактивной турбиной для всасывания окружающего воздуха и управления узлом направления воздушного потока, чтобы направлять сгоревшую воздушно-топливную смесь от выпускного отверстия в требуемом направлении для тушения пожаров.Another object of the invention is a method of extinguishing a fire, which includes the steps of moving the aircraft with a jet turbine connected to the frame of the aircraft and providing thrust for the aircraft, to a place in the immediate vicinity of the fire, while the jet turbine has a source of fuel , an air intake for sucking in ambient air, an outlet through which the combusted air-fuel mixture is discharged at a high speed, and a collection shaft driven by a jet turbine; actuating a gyroscopic stabilization device connected to the jet turbine through a collection shaft, and gyroscopically stabilize the aircraft during flight; and controlling the jet turbine to suck in ambient air and control the airflow direction assembly to direct the burnt air/fuel mixture from the outlet in a desired direction to extinguish fires.
Изобретение поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.
Предпочтительные варианты осуществления изобретения поясняются в дальнейшем подробном описании со ссылками на чертежи. Подробное описание никоим образом не следует рассматривать как ограничение объема изобретения.Preferred embodiments of the invention are explained in the following detailed description with reference to the drawings. The detailed description should in no way be construed as limiting the scope of the invention.
Краткое описание чертежейBrief description of the drawings
На фиг. 1 показан отсек кабины летательного аппарата в карданном подвесе с кольцами карданного подвеса на внешней стороне шарниров карданного подвеса в соответствии с вариантом осуществления изобретения, вид сбоку;In FIG. 1 shows a cockpit compartment of a gimbaled aircraft with gimbal rings on the outside of the gimbal hinges in accordance with an embodiment of the invention, side view;
на фиг. 2 - отсек кабины с карданным подвесом, показанным на фиг. 1, с кольцом карданного подвеса на внутренней стороне шарниров карданного подвеса, вид сбоку;in fig. 2 - cabin compartment with cardan suspension, shown in Fig. 1, with a gimbal ring on the inside of the gimbal pivots, side view;
на фиг. 3 - летательный аппарат в соответствии с одним вариантом осуществления изобретения, вид сверху;in fig. 3 is an aircraft in accordance with one embodiment of the invention, viewed from above;
на фиг. 4 - летательный аппарат с установленным на нем отсеком кабины в соответствии с другим вариантом осуществления изобретения, вид сверху;in fig. 4 shows an aircraft with a cabin compartment mounted on it in accordance with another embodiment of the invention, top view;
на фиг. 5 - летательный аппарат по фиг. 4 с отсеком кабины в первом положении (взлет или посадка) вид сбоку;in fig. 5 shows the aircraft of FIG. 4 with the cabin compartment in the first position (takeoff or landing) side view;
на фиг. 6 - летательный аппарат по фиг. 4 с отсеком кабины во втором положении (полет) вид сбоку;in fig. 6 shows the aircraft of FIG. 4 with the cabin compartment in the second position (flight) side view;
на фиг. 7 - летательный аппарат в соответствии с еще одним вариантом осуществления изобретения, вид сверху;in fig. 7 is a top view of an aircraft according to another embodiment of the invention;
на фиг. 8 - летательный аппарат по фиг. 7 с отсеком кабины в не повернутом положении, вид сбоку;in fig. 8 shows the aircraft of FIG. 7 with cabin compartment in non-rotated position, side view;
на фиг. 9 - летательный аппарат по фиг. 7 с отсеком кабины в повернутом вверх положении, вид сбоку;in fig. 9 shows the aircraft of FIG. 7 with cabin compartment turned up, side view;
на фиг. 10 - летательный аппарат по фиг. 7 с изображением плоскостей X-Z поперечного сечения;in fig. 10 shows the aircraft of FIG. 7 showing the X-Z planes of the cross section;
на фиг. 11 - разрез по плоскости X на фиг. 10;in fig. 11 is a section along the X plane in FIG. 10;
на фиг. 12 - разрез по плоскости Y на фиг. 10;in fig. 12 is a section along the Y plane in FIG. 10;
на фиг. 13 - разрез по плоскости Z на фиг. 10;in fig. 13 is a section along the Z plane in FIG. 10;
на фиг. 14 - летательный аппарат по фиг. 7, вид спереди;in fig. 14 shows the aircraft of FIG. 7, front view;
на фиг. 15 - летательный аппарат по фиг. 7, вид сверху;in fig. 15 shows the aircraft of FIG. 7, top view;
на фиг. 16 - летательный аппарат по фиг. 7, вид сзади;in fig. 16 shows the aircraft of FIG. 7, rear view;
на фиг. 17 - летательный аппарат по фиг. 7 с закрылками в положении, отличном от положения, показанного на фиг. 14, вид спереди;in fig. 17 shows the aircraft of FIG. 7 with the flaps in a position different from that shown in FIG. 14, front view;
на фиг. 18 - несколько летательных аппаратов без отсека кабины, тушащих пожар, вид в перспективе; in fig. 18 - several aircraft without a cabin compartment, extinguishing a fire, perspective view;
на фиг. 19 - два связанных летательных аппарата без отсека кабины, тушащих пожар, вид в перспективе;in fig. 19 - two associated aircraft without a cabin compartment, extinguishing a fire, perspective view;
на фиг. 20 - летательный аппарат в соответствии с еще одним вариантом осуществления изобретения, вид в перспективе; иin fig. 20 is a perspective view of an aircraft according to another embodiment of the invention; And
на фиг. 21 - то же, вид сверху.in fig. 21 - the same, top view.
Предпочтительные варианты осуществления изобретенияPreferred embodiments of the invention
На фиг. 3, 18 и 19 показан первый вариант летательного аппарата 100, выполненный с возможностью гироскопической стабилизации способом, который будет более подробно описан ниже. На фиг. 1 и 2 показан отсек 105 кабины, присоединяемый к летательному аппарату, такому как летательный аппарат 100, с образованием летательного аппарата 200, показанного на фиг. 4-6. Как лучше всего видно на фиг. 5 и 6, летательный аппарат 200 содержит фюзеляж 210 с каналом, в котором расположена реактивная турбина 250 обеспечения реактивное движение. Подходящие двигатели, которые могут быть использованы для создания выхлопа, включают в себя импульсные реактивные двигатели, турбореактивные двигатели, турбореактивные двигатели с форсажной камерой, турбореактивные двигатели с осевым потоком, газотурбинные двигатели, ракетные двигатели, турбовентиляторные авиационные двигатели, турбовентиляторы с малым байпасом, турбовентиляторы с большим байпасом, турбовинтовые двигатели, прямоточные двигатели, турбовальные двигатели, подводные реактивные двигатели, ударно-волновые трехдвигательные реактивные платформы и другие. Также могут использоваться комбинации различных типов двигателей.In FIG. 3, 18 and 19 show a first embodiment of an
Реактивная турбина 250, расположенная в канале фюзеляжа 210, предпочтительно работает как любая другая реактивная турбина, в силу чего воздух втягивается турбиной, а компрессор повышает давление воздуха. Компрессор выполнен с множеством лопастей, прикрепленных к сборному валу 260. Лопасти вращаются с высокой скоростью и сжимают воздух. Затем в сжатый воздух распыляют топливо, и смесь зажигают электрической искрой. Горючие газы расширяются и выбрасываются через выхлопное сопло 255 в задней части двигателя. Когда струи газа летят назад, двигатель и летательный аппарат 200 толкаются в противоположном направлении (которое является направлением вверх относительно фиг. 5). Когда горячий воздух попадает в сопло 255, он проходит через другую группу лопастей, называемую турбиной. Турбина может быть прикреплена к тому же сборному валу 260, что и компрессор, и вращение турбины может вызвать вращение компрессора.The
В этом варианте выполнения фюзеляж 210 летательного аппарата 200 установлен на раме 245 и имеет форму, которая в целом симметрична относительно продольной оси. Однако форму фюзеляжа 210 не следует рассматривать как ограничивающую, и в других вариантах выполнения форма фюзеляжа 210 может быть изменена. Реактивная турбина 250 приводит в движение сборный вал260, который также соединен с узлом гироскопической стабилизации, содержащим гироскопический вентилятор 240. Гироскопический вентилятор помогает стабилизировать летательный аппарат 200 во время полета.In this embodiment, the
Лопасти гироскопического вентилятора 240 расположены вокруг центральной ступицы, которая соединена со сборным валом 260. Лопасти гироскопического вентилятора 240 представляют собой чередующиеся поворотные лопасти вентилятора, которые изменяют угол лопастей вентилятора по мере необходимости для обеспечения необходимой стабилизации летательного аппарата 200. Предпочтительно, продольная ось фюзеляжа 210 проходит через канал вдоль сборного вала 260, который также приводит в движение лопасти гироскопического вентилятора 240. Гироскопический вентилятор 240 включает в себя множество лопастных элементов, которые предпочтительно являются лопастями с регулируемым углом наклона, так что угол наклона лопастей может быть изменен путем поворота лопастных элементов. Поскольку лопастные элементы имеют изменяемый угол наклона, то есть каждый лопастной элемент может поворачиваться вокруг своей продольной оси (своей оси лопасти), чтобы адаптировать ориентацию своей передней кромки к скорости двигателя. Таким образом, ориентация лопастных элементов (также называемая настройкой угла наклона) является одним из параметров, которые позволяют легко управлять тягой реактивной турбины 250.The blades of the
Также имеется контроллер для управления устройством гироскопической стабилизации через коробку передач, так что угловой момент, создаваемый устройством гироскопической стабилизации (в частности, лопастями гироскопического вентилятора 240), значительно превышает момент инерции летательного аппарата 200, так что летательный аппарат 200 по существу гироскопически стабилизирован во время полета.There is also a controller for controlling the gyroscopic stabilization device through a gearbox so that the angular momentum generated by the gyroscopic stabilization device (in particular, the blades of the gyroscopic fan 240) greatly exceeds the moment of inertia of the
Важно понимать, что выполнение гироскопической стабилизации в сочетании с реактивной турбиной 250 обеспечивает для летательных аппаратов 100 и 200 возможность вертикального взлета и посадки (а также для летательных аппаратов 300 и 400, который будут описаны ниже). Выполнение летательного аппарата с возможностью вертикального взлета и посадки позволяет использовать летательные аппараты 100, 200, 300 и 400 в самых разнообразных ситуациях, включая, например, тушение пожара, особенно когда доступ к средствам пожаротушения или их транспортировка в соответствующую область оказывается сложной, невозможной или опасной.It is important to understand that performing gyroscopic stabilization in combination with
Устройство гироскопической стабилизации предпочтительно выполнено с возможностью обеспечения достаточного углового момента за счет достаточной угловой скорости массы, так что летательный аппарат 100, 200, 300 и 400 гироскопически стабилизируется во время различных фаз полета. В одном варианте выполнения фюзеляж может быть жестко прикреплен к реактивной турбине. В другом варианте выполнения реактивная турбина может быть установлена на фюзеляже с возможностью поворота, особенно когда выхлопное сопло реактивной турбины необходимо направить в сторону фронта пожара или тому подобного.The gyroscopic stabilization device is preferably configured to provide sufficient angular momentum by sufficient angular velocity of the mass such that
В предпочтительном варианте выполнения фюзеляж 110 приспособлен для обеспечения возможности вертикального посадки и взлета летательного аппарата 100, 200, 300 и 400. В частности, узел шасси, содержащий шасси в виде посадочных опор, может позволить летательному аппарату взлетать с поверхности, при этом плоскость лопастей гироскопического вентилятора по существу параллельна плоскости земли, чтобы позволить летательному аппарату приземляется аналогичным образом. В предпочтительном варианте выполнения фюзеляж может быть шарнирно или подвижно соединен с рамой летательного аппарата, что может допускать относительное перемещение между фюзеляжем и рамой летательного аппарата.In a preferred embodiment, the
Летательные аппараты 100 и 200 также могут быть оснащены кольцевыми закрылками 115, 215, которые могут быть установлены на внешних боковых поверхностях фюзеляжа. Кольцевые закрылки 115, 215 также могут обеспечивать дополнительные рабочие поверхности для облегчения горизонтального полета летательного аппарата 100 и 200 (как показано на фиг. 3-6). Также следует понимать, что в конфигурации для горизонтального полета плоскость системы гироскопической стабилизации будет по существу перпендикулярна плоскости земли, как показано на фиг. 6. Однако специалистам в данной области техники из дальнейшего описания будет понятно, что выполнение рабочих поверхностей и кольцевых закрылков 115, 215 может быть необязательным.The
Как описано выше, летательный аппарат 100 и 200 включает в себя устройство гироскопической стабилизации, которое гироскопически стабилизирует летательный аппарат 100 и 200 во всем его диапазоне режимов полета. Важно понимать, что использование гироскопической стабилизации приводит к большей стабильности летательного аппарата, обеспечивая тем самым стабильные летные характеристики, что очень важно для достижения гибких и универсальных летных характеристик для множества применений, включая, например, тушение пожаров. Каждая из лопастей гироскопического вентилятора 240 с к вращающемся пропеллерным валом, который, в свою очередь, соединен со сборным валом 260, чтобы генерировать достаточный угловой момент, чтобы летательный аппарат был гироскопически так стабилизирован, что при возникновении внешних или внутренних моментов, воздействующих на летательный аппарат, результирующая сила моментов преобразуется в гироскопическую прецессию. Следует понимать, что для более крупного летательного аппарата с увеличенным размером двигателя и улучшенными характеристиками потребуются более крупные элементы гироскопической стабилизации или элементы гироскопической стабилизации, которые вращаются с более высокими угловыми скоростями для гироскопической стабилизации летательного аппарата. Аналогично, для меньшего и более легкого летательного аппарата требуются меньшие и более легкие элементы гироскопической стабилизации.As described above, the
Летательный аппарат 200 также может включать в себя отсек 105 кабины экипажа, который предпочтительно соединен посредством разъемного соединения 220 с рамой летательного аппарата 200. Отсек 105 кабины включает в себя уравновешивающее средство для уравновешивания отсека 105 кабины за счет противодействия движению фюзеляжа 210 и/или выхлопу реактивной турбины 250. В описываемом варианте осуществления изобретения отсек 105 кабины может содержать механизм, подобный карданному подвесу, чтобы позволить кабине 106 отсека 105 кабины и ее пассажирам располагаться по существу в вертикальном положении во время всех периодов полета, в том числе во время вертикального взлета и посадки летательного аппарата 200 (как показано на фиг. 5) и во время горизонтального полета (как показано на фиг. 6). Отсек 105 кабины экипажа может включать в себя навигационное оборудование и оборудование управления полетом для управления летательным аппаратом 200, а также удовлетворять некоторым требованиям безопасности.The
В предпочтительном варианте выполнения кабина 106 отсека 105 кабины шарнирно установлена на карданном кольце 125 в точках крепления 135 для вращения вокруг первой оси. Как наиболее ясно видно на фиг. 2, карданное кольцо 125 соединено с рамой 145 летательного аппарата в точках 130 крепления, чтобы обеспечить возможность вращения вокруг второй оси, тем самым позволяя кабине 106 отсека 105 кабины качаться или наклоняться, что позволяет прикладывать уравновешивающее усилие к отсеку кабины 105. На фиг. 5 отсек 105 кабины показан в первом вертикальном положении, когда летательный аппарат 200 находится в положении взлета или посадки. На фиг. 6 отсек 105 кабины показан в горизонтальном полете, при этом кабина 106 отсека 105 кабины также может быть видна в вертикальном положении, даже если сам отсек 105 кабины повернулся.In the preferred embodiment,
В вариантах осуществления изобретения, предназначенных для пожаротушения, что являются предпочтительным, но не самым важным применением, от одной или нескольких реактивных турбин или реактивных двигателей может быть получен выхлоп. Используемый термин «реактивная турбина» относится к турбине, которая ускоряет и выпускает быстро движущуюся струю текучей среды, например газа, такого как выхлопной газ, для создания тяги для поступательного движения летательного аппарата. В типичном реактивном двигателе воздух из воздухозаборника направляется во вращающийся компрессор, где его давление и температура повышаются. Сжатый воздух поступает в камеру сгорания, где он смешивается с топливом, и смесь воспламеняется. При сгорании повышается температура газов, которые расширяются через турбину. В турбине некоторая часть повышенной температуры преобразуется в энергию вращения, которую можно использовать для приведения в действие компрессора. Сгоревшая газовая смесь (которая обычно не содержит кислорода) выходит через выпускной направляющий узел, который включает в себя выпускное сопло 255.In firefighting embodiments, which are a preferred but not the most important application, exhaust can be generated from one or more jet turbines or jet engines. As used herein, the term "jet turbine" refers to a turbine that accelerates and exhausts a rapidly moving fluid jet, such as a gas such as exhaust gas, to provide thrust for the forward motion of an aircraft. In a typical jet engine, air from an air intake is directed to a rotating compressor where its pressure and temperature are increased. Compressed air enters the combustion chamber where it mixes with fuel and the mixture is ignited. During combustion, the temperature of the gases rises, which expand through the turbine. In the turbine, some of the elevated temperature is converted into rotational energy, which can be used to drive the compressor. The combusted gas mixture (which typically does not contain oxygen) exits through an exhaust guide assembly that includes an
Предпочтительно, турбина представляет собой газовую турбину, которая действует как ветряная мельница, отбирая энергию из горячих газов, выходящих из камеры сгорания. Подходящие типы турбин, которые можно использовать, включают в себя дозвуковые турбины, турбины встречного вращения, бесстаторные турбины, керамические турбины, турбины с кожухом, а также турбины без кожуха и другие, известные в данной области техники. Также по крайней мере в некоторых вариантах осуществления изобретения могут использоваться микротурбины.Preferably, the turbine is a gas turbine that acts like a windmill, extracting energy from the hot gases exiting the combustion chamber. Suitable types of turbines that can be used include subsonic turbines, counter-rotating turbines, statorless turbines, ceramic turbines, jacketed turbines, as well as shellless turbines, and others known in the art. Also, in at least some embodiments of the invention, microturbines can be used.
Выхлопное сопло 255 может быть сужающимся-расширяющимся, расширяющимся, струйным, регулируемым, например, эжекторным, многолепестковым или может иметь другую подходящую конструкцию. Обычно выхлоп реактивной турбины и выхлопное сопло, такое как сопло 255, характеризуется температурой, химическим составом, скоростью, объемом подачи, скоростью подачи, давлением и другими параметрами, например шумом, качеством воздуха и так далее. Выхлоп из реактивного двигателя может иметь температуру несколько сотен градусов, поэтому может потребоваться защита трубопроводов и выхлопных патрубков воздушным охлаждением.
Считается, что выхлоп от такого транспортного средства особенно хорошо подходит для тушения пожаров с использованием выхлопных газов, генерируемых одним или несколькими двигателями, предпочтительно реактивными. Более конкретно, изобретение относится к использованию выхлопных газов для тушения пожара, например, леса, жилого дома, коммерческого или промышленного пожара. Как и пожары, также могут быть подавлены или потушены взрывы.It is believed that the exhaust from such a vehicle is particularly well suited for extinguishing fires using exhaust gases generated by one or more engines, preferably jet engines. More specifically, the invention relates to the use of exhaust gases to extinguish a fire, such as a forest, residential, commercial or industrial fire. Like fires, explosions can also be suppressed or extinguished.
Что касается химического состава, выхлопной газ реактивной турбины обычно включает в себя продукты сгорания, например диоксид углерода (CO2), монооксид углерода (CO) и воду (H2O), несгоревший газ, например газообразный азот (N2), кислород (O2), несгоревшие углеводороды (UHC) и другие компоненты, такие как сажа (C), оксиды азота (NOx) и/или оксиды серы (SOx). По сравнению с атмосферным воздухом, который на уровне моря содержит около 21% по объему O2 и около 0,03% по объему CO2, выхлоп реактивных двигателей имеет более низкий уровень O2 и более высокий уровень CO2. Например, продукты выбросов под давлением от полного сгорания углеводородного топлива в эффективно работающем газотурбинном двигателе состоят из примерно 72% по объему CO2 и примерно 27,6% по объему пара. В результате химический состав выхлопного газа играет важную роль, когда летательный аппарат 100, 200 используется для управления или тушения пожара путем направления выхлопного сопла 255 в сторону огня. Отношение воздуха к топливу также можно регулировать с помощью дроссельного механизма, разбавления инертными газами или другими средствами, которые могут дополнительно снизить концентрацию кислорода в выхлопных газах, что приведет к повышению противопожарных возможностей летательного аппарата 100, 200.In terms of chemical composition, jet turbine exhaust gas typically includes combustion products such as carbon dioxide (CO 2 ), carbon monoxide (CO) and water (H 2 O), unburned gas such as nitrogen gas (N 2 ), oxygen ( O 2 ), unburned hydrocarbons (UHC) and other components such as soot (C), nitrogen oxides (NO x ) and/or sulfur oxides (SO x ). Compared to atmospheric air, which at sea level contains about 21% by volume O 2 and about 0.03% by volume CO 2 , jet engine exhaust has a lower level of O 2 and a higher level of CO 2 . For example, pressurized emissions from the complete combustion of hydrocarbon fuels in an efficient gas turbine engine consist of about 72% by volume CO 2 and about 27.6% by volume steam. As a result, the chemical composition of the exhaust gas plays an important role when the
Как объяснялось выше, использование реактивной турбины приводит к тому, что струи газов направляются от летательного аппарата 100, 200 с чрезвычайно высокой скоростью. Во время операции по тушению пожара вполне вероятно, что между реактивной турбиной 150 и фронтом или передней кромкой пожара может быть значительное расстояние, и реактивная турбина 150 должна быть способна создавать достаточно высокое давление выхлопных газов для продувки значительных количеств смеси выхлопных газов в огонь с такого расстояния. Например, любая турбина серии Pratt&Whitney от JT8 до JT30 может обеспечивать достаточную тягу для полета летательного аппарата 100, а также обеспечивать достаточную скорость выхлопных газов, способных тушить пожар. Может быть важно принять во внимание некоторые практические соображения, такие как отказ от работы реактивной турбины на 100% мощности, чтобы контролировать температуру выхлопных газов, особенно во время операции пожаротушения. Также важно отметить, что другие турбины, полностью пригодные для использования в данных обстоятельствах для данной работы, могут обеспечивать различные эффективные диапазоны давлений выхлопных газов, которые можно использовать для обеспечения требуемой функции пожаротушения.As explained above, the use of a jet turbine results in the jets of gases being directed away from the
Преимущественно, турбина 250 может быть установлена на опоре, которая не только поддерживает турбину 250, но также позволяет турбине 250 перемещаться в нескольких направлениях. По меньшей мере в некоторых вариантах осуществления изобретения опора может позволить турбине вращаться на 360°. Узел рулевого управления может быть соединен с опорой, и оператор летательного аппарата может управлять им для управления ориентацией реактивной турбины 250, чтобы направлять выхлопные газы в требуемом направлении для подавления огня.Advantageously, the
Как показано на фиг. 18, для тушения пожара можно использовать несколько летательных аппаратов 100. Как показано на фиг. 19, два (или более) таких летательных аппарата 100 могут быть соединены вместе в тандеме путем выполнения отверстий для крепления, позволяющих соединять несколько таких летательных аппаратов 100 друг с другом.As shown in FIG. 18,
На фиг. 7-17 показан другой вариант выполнения летательного аппарата 300. Летательный аппарат 300 также приспособлен для гироскопической стабилизации с помощью стабилизирующего устройства, содержащего гироскопические вентиляторы 335 с лопастями с изменяемым углом наклона. Гироскопический вентилятор 335 расположен в плоскости, перпендикулярной продольной оси реактивной турбины 340. Гироскопический вентилятор 335 соединен с реактивной турбиной 340 посредством сборного вала 350, который передает мощность от реактивной турбины 340 на гироскопический вентилятор 335. Следует понимать, что гироскопический вентилятор 335 может быть связан с реактивной турбиной 340 одним или несколькими другими способами, и в некоторых вариантах выполнения использование вала может не потребоваться. В предпочтительном варианте выполнения сборный вал 350 может содержать одну или несколько зубчатых передач для управления работой гироскопического вентилятора 335. В других вариантах выполнения гироскопический вентилятор 335 может быть связан с реактивной турбиной 340 с помощью электронных или других механических устройств.In FIG. 7-17 show another embodiment of the
Летательный аппарат 300 также приспособлен для гироскопической стабилизации, как было описано ранее. Летательный аппарат 300 также содержит фюзеляж 345 с каналом, в котором расположена реактивная турбина 340 для создания реактивной тяги. Летательный аппарат 300 оснащен закрылками 325, которые выполнены с возможностью поворота вокруг осей 315 поворота. Летательный аппарат 300 также содержит шарнирно-сочлененное переднее крыло 320, которое выполнено с возможностью поворота вокруг оси 365 поворота.The
Летательный аппарат 300 также включает в себя поворотный отсек 310 кабины (который ограничивает корпус «гондолы» яйцевидной формы), который выполнен с возможностью поворота вокруг двух разных осей. В частности, отсек 310 кабины выполнен с возможностью поворота вокруг оси 330A поворота, чтобы обеспечить возможность поворота отсека 310 кабины вокруг первой оси (крен). Отсек 310 кабины также приспособлен для поворота вокруг оси 330B поворота, чтобы позволить отсеку 310 кабины поворачиваться вокруг второй оси (наклон). Наличие отсека 310 кабины позволяет пилоту управлять летательным аппаратом 300 во время полета.The
Летательный аппарат 300 также может использовать выхлопные газы, создаваемые реактивной турбиной 340, для подавления огня. Реактивная турбина 340 обеспечивает тягу летательному аппарату 300. Во время использования воздухозаборник двигателя втягивает окружающий воздух, и сгоревшая воздушно-топливная смесь выходит из выпускного отверстия 360, через которое сгоревшая воздушно-топливную смесь выпускается с высокой скоростью. Узел направления воздушного потока, содержащий выхлопное сопло, может быть использован для направления сгоревшей воздушно-топливной смеси из выпускного отверстия 360 в требуемом направлении для тушения пожаров.The
На фиг. 20 и 21 показан еще один вариант выполнения летательного аппарата 400, в котором корпус является кольцевым с фюзеляжем 445 в форме тора (или «бублика»). По бокам тороидального фюзеляжа 445 установлено несколько реактивных турбин 440, главным образом, для обеспечения движения и/или подъемной силы. Несколько реактивных турбин 440, установленных по бокам тороидального фюзеляжа 445, могут поворачиваться по меньшей мере на 90°, чтобы обеспечить возможность вертикального взлета и посадки. Двигатели 450 гироскопической стабилизации могут быть установлены на внутренней стороне тороидального фюзеляжа 445. Гироскопический вентилятор 435 расположен в центре тороидального фюзеляжа 445. Отсек 415 кабины экипажа может быть расположен внутри тороидального фюзеляжа 445, чтобы можно было предусмотреть наличие экипажа и/или пассажиров. В тороидальном фюзеляже 445 также можно переводить груз.In FIG. 20 and 21 show another embodiment of an
Преимущественно, в настоящем изобретении предложен универсальный летательный аппарат (100, 200, 300, 400), который имеет множество полезных и универсальных летных характеристик, включая, например, летательные аппараты с возможностью вертикального взлета и посадки и полета с гироскопической стабилизацией между взлетом и посадкой. Как указано выше, особый интерес представляет тушение пожаров. Однако такие летательные аппараты также можно использовать для транспортировки или спасательных операций. Кроме того, варианты выполнения летательного аппарата можно использовать для посадки на другие планеты при условии, что они имеют подходящую атмосферу. Гироскопический вентилятор также можно заменить гироскопическим диском для обеспечения стабилизации в космосе, где нет атмосферы, на космических кораблях и/или спутниках.Advantageously, the present invention provides a versatile aircraft (100, 200, 300, 400) that has a variety of useful and versatile flight characteristics, including, for example, aircraft capable of vertical takeoff and landing and gyroscopically stabilized flight between takeoff and landing. As stated above, firefighting is of particular interest. However, such aircraft can also be used for transportation or rescue operations. In addition, embodiments of the aircraft can be used to land on other planets, provided they have a suitable atmosphere. The gyro fan can also be replaced by a gyro disc to provide stabilization in non-atmospheric space on spacecraft and/or satellites.
Следует понимать, что изобретение не ограничено конкретными показанными или описанными особенностями, поскольку описанные здесь средства включают в себя предпочтительные формы осуществления изобретения.It should be understood that the invention is not limited to the specific features shown or described, as the means described herein include the preferred embodiments of the invention.
Claims (41)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| AU2019900211 | 2019-01-23 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2021124678A RU2021124678A (en) | 2023-02-27 |
| RU2796279C2 true RU2796279C2 (en) | 2023-05-22 |
Family
ID=
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3481405A (en) * | 1967-11-13 | 1969-12-02 | Leo T Ward | Fire fighting aircraft |
| US5170963A (en) * | 1991-09-24 | 1992-12-15 | August H. Beck Foundation Company | VTOL aircraft |
| US5421538A (en) * | 1993-09-29 | 1995-06-06 | Vassa (Suratano Thienphropa); John | VTOL aircraft |
| RU2061626C1 (en) * | 1994-07-21 | 1996-06-10 | Олег Владимирович Комарницкий | Helicopter power plant |
| RU2131379C1 (en) * | 1998-02-06 | 1999-06-10 | Научно-исследовательский институт низких температур при Московском государственном авиационном институте - техническом университете | Method of extinguishing fire by means of flying vehicle and device for realization of this method |
| US20060231675A1 (en) * | 2005-03-17 | 2006-10-19 | Nicolae Bostan | Gyro-stabilized air vehicle |
| RU130953U1 (en) * | 2012-12-04 | 2013-08-10 | Дмитрий Витальевич Табачников | UNMANNED AIRCRAFT (OPTIONS) |
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3481405A (en) * | 1967-11-13 | 1969-12-02 | Leo T Ward | Fire fighting aircraft |
| US5170963A (en) * | 1991-09-24 | 1992-12-15 | August H. Beck Foundation Company | VTOL aircraft |
| US5421538A (en) * | 1993-09-29 | 1995-06-06 | Vassa (Suratano Thienphropa); John | VTOL aircraft |
| RU2061626C1 (en) * | 1994-07-21 | 1996-06-10 | Олег Владимирович Комарницкий | Helicopter power plant |
| RU2131379C1 (en) * | 1998-02-06 | 1999-06-10 | Научно-исследовательский институт низких температур при Московском государственном авиационном институте - техническом университете | Method of extinguishing fire by means of flying vehicle and device for realization of this method |
| US20060231675A1 (en) * | 2005-03-17 | 2006-10-19 | Nicolae Bostan | Gyro-stabilized air vehicle |
| RU130953U1 (en) * | 2012-12-04 | 2013-08-10 | Дмитрий Витальевич Табачников | UNMANNED AIRCRAFT (OPTIONS) |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6918244B2 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft propulsion systems | |
| US5779188A (en) | Flight device | |
| US8196854B2 (en) | Tilt rotor aircraft with tilting tail rotor—TT | |
| JPWO2006103774A1 (en) | Vertically movable aircraft | |
| US9580183B2 (en) | Actuation mechanism for a convertible gas turbine propulsion system | |
| US2762584A (en) | Vertically rising road operable aircraft | |
| US5149012A (en) | Turbocraft | |
| US20070018034A1 (en) | Thrust vectoring | |
| US3023980A (en) | Turbo-fan lift device | |
| US20070215748A1 (en) | VTOL UA V with lift fans in joined wings | |
| US6976654B2 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
| US20220089276A1 (en) | Gyroscopically stabilised aerial vehicles | |
| RU2126344C1 (en) | Flying vehicle | |
| RU2796279C2 (en) | Aircraft with gyroscopic stabilization | |
| US3481405A (en) | Fire fighting aircraft | |
| JPH09507891A (en) | Disk type heavy aircraft for ultra high speed | |
| OA20439A (en) | Gyroscopically stabilised aerial vehicles | |
| US4598543A (en) | Variable cycle engine for high altitude aircraft | |
| Hussain et al. | Design and analysis of rocket assisted take-off high-speed UAV | |
| RU2364551C2 (en) | Flying wing of vertical take off and landing (fwvtl) | |
| US20210113870A1 (en) | Aerial jet engine fire extinguishing methodology | |
| RU2714090C1 (en) | Rotorcraft | |
| US11873083B2 (en) | Ducted wing propulsion system | |
| RU2705545C1 (en) | Combat attack helicopter and helicopter power plant | |
| RU2710843C1 (en) | Vertical take-off and landing combat aircraft |