RU2796596C1 - Roll or pitch control method for transporting a payload discharged by weight by light and ultra-light aircrafts (embodiments) and light or ultra-light aircraft with roll or pitch control device for transporting a payload discharged by weight (embodiments) - Google Patents
Roll or pitch control method for transporting a payload discharged by weight by light and ultra-light aircrafts (embodiments) and light or ultra-light aircraft with roll or pitch control device for transporting a payload discharged by weight (embodiments) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2796596C1 RU2796596C1 RU2022124105A RU2022124105A RU2796596C1 RU 2796596 C1 RU2796596 C1 RU 2796596C1 RU 2022124105 A RU2022124105 A RU 2022124105A RU 2022124105 A RU2022124105 A RU 2022124105A RU 2796596 C1 RU2796596 C1 RU 2796596C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- payload
- aircraft
- gravity
- light
- weight
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам управления легких и/или сверхлегких ЛА, в том числе беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) и вертолетов по крену и тангажу при сбросе грузов. В частности, касается решения управления креном и тангажом в полете при изменении весовых характеристик полезного груза.The invention relates to the field of aircraft (LA), and in particular to methods for controlling light and/or ultralight aircraft, including unmanned aerial vehicles (UAVs) and helicopters in roll and pitch when dropping loads. In particular, it concerns the solution of roll and pitch control in flight when the weight characteristics of the payload change.
В рамках настоящего изобретения под термином сверхлегкая авиация (сокращенно СЛА) - категория пилотируемых летательных аппаратов (сверхлегких самолетов и вертолетов), максимальная взлетная масса и скорость сваливания у которых не превышает определенных значений. Аббревиатура «СЛА» так же обозначает «сверхлегкий летательный аппарат». Аббревиатура «СЛА» встречается в обоих смыслах, как в разговоре, так и в официальной речи, документах и терминологии. Подходящее значение, как правило, легко определить по тексту. Парашюты, воздушные шары и аэростаты, а также модели (планеры или радиоуправляемые) летательных аппаратов к сверхлегкой авиации не относятся. В соответствии с Федеральными авиационными правилами (от 18 июня 2003 года, с правками в 2005 году), и Воздушного кодекса Российской Федерации, начиная с редакции от 18.07.2006 №114-ФЗ, сверхлегким называется аппарат (воздушное судно), имеющий максимальную взлетную массу не более 495 кг (без учета веса авиационных средств спасания) и максимальная калиброванная скорость сваливания (минимальная скорость полета) не более, чем 65 км/ч.Within the framework of the present invention, under the term ultralight aviation (abbreviated ULA) is a category of manned aircraft (ultralight aircraft and helicopters), the maximum takeoff weight and stall speed of which do not exceed certain values. The abbreviation "SLA" also means "ultralight aircraft". The abbreviation "SLA" occurs in both senses, both in conversation and in official speech, documents and terminology. The appropriate meaning is usually easy to determine from the text. Parachutes, balloons and aerostats, as well as models (gliders or radio-controlled) aircraft, do not belong to ultralight aviation. In accordance with the Federal Aviation Rules (dated June 18, 2003, as amended in 2005), and the Air Code of the Russian Federation, starting from the version of July 18, 2006 No. 114-FZ, an ultralight is an apparatus (aircraft) having a maximum takeoff weight not more than 495 kg (excluding the weight of air rescue equipment) and the maximum calibrated stall speed (minimum flight speed) not more than 65 km/h.
СЛА разделяются на безмоторные (дельтаплан, параплан) и моторные (дельталет, мотодельтаплан, мотопараплан, автожир, микросамолет и тому подобно е). К моторным СЛА так же относятся БПЛА. В разных странах эти требования к СЛА отличаются от принятых в Российской Федерации. Например, в Индии СЛА - это двухместный самолет, имеющий максимальный взлетный вес не более, чем 450 кг, скорость сваливания меньше, чем 80 км/ч и максимальную скорость меньше, чем 220 км/ч.ALS are divided into non-powered (hang glider, paraglider) and motorized (hang glider, motorized hang glider, motorized paraglider, gyroplane, microplane, etc.). UAVs also belong to motorized UAVs. In different countries, these requirements for ALS differ from those adopted in the Russian Federation. For example, in India, an SLA is a two-seat aircraft having a maximum takeoff weight of no more than 450 kg, a stall speed of less than 80 km/h, and a maximum speed of less than 220 km/h.
Понятия «легкая авиация», равно как и «малая авиация», в законодательстве Российской Федерации нет. «Легкая авиация» является собирательным понятием, которое объединяет в себе полеты на воздушных судах максимальной взлетной массой от 495 кг до 3100 кг (вертолеты) и до 5700 кг (самолеты). Летательные аппараты массой до 495 кг относятся к сверхлегким воздушным судам. Согласно п. 2 ст.32 Воздушного кодекса Российской Федерации от 19.03.1997 N 60-ФЗ: «Легкое воздушное судно - воздушное судно, максимальная взлетная масса которого составляет менее 5700 кг, в том числе вертолет, максимальная взлетная масса которого составляет менее 3100 кг.The concept of "light aviation", as well as "small aviation", is not in the legislation of the Russian Federation. "Light aviation" is a collective concept that combines flights on aircraft with a maximum take-off weight of 495 kg to 3100 kg (helicopters) and up to 5700 kg (airplanes). Aircraft weighing up to 495 kg are ultralight aircraft. According to
Так как законодательно понятия СЛА И легкий ЛА не имеют обобщающего эти два класса ЛА обозначения, то в названии изобретения используется выражение «легкий и сверхлегкий летательный аппарат».Since legally the concepts of ALS and light aircraft do not have a designation that generalizes these two classes of aircraft, the expression "light and ultralight aircraft" is used in the name of the invention.
Условием балансировки ЛА в установившемся горизонтальном полете является равенство нулю коэффициента момента тангажа и момента крена. При этом это равенство устанавливается по отношению к центру тяжести ЛА. Под понятием зоны центра тяжести понимается зона опорной поверхности ЛА вокруг центра тяжести. Чем ЛА легче, тем меньше по площади эта зона. Устойчивость ЛА в полете определяется управлением аппаратом с целью сохранения положения проекции центра тяжести в опорной зоне. Для СЛА и ЛА, отнесенных к категории малой или легкой авиации перегрузка или перераспределение весовых нагрузок приводят к выходу проекции центра тяжести из этой зоны. Такие проблемы ярко выражены и присущи так же БПЛА самолетного или вертолетного типа, обладающих малым собственным весом, сильной зависимостью устойчивости от места подвеса полезного груза.The condition for balancing an aircraft in steady level flight is that the coefficient of the pitching moment and the roll moment are equal to zero. In this case, this equality is established with respect to the center of gravity of the aircraft. The concept of the zone of the center of gravity refers to the area of the supporting surface of the aircraft around the center of gravity. The lighter the aircraft, the smaller this area is. The stability of the aircraft in flight is determined by the control of the aircraft in order to maintain the position of the projection of the center of gravity in the reference zone. For UAVs and aircraft classified as small or light aircraft, overloading or redistribution of weight loads leads to the exit of the projection of the center of gravity from this zone. Such problems are pronounced and are also inherent in UAVs of an aircraft or helicopter type, which have a low own weight, a strong dependence of stability on the place of suspension of the payload.
Заявленное изобретение рассматривается на примере БПЛА, но используемые по заявленным способам принципы обеспечения устойчивости ЛА по крену и тангажу так же относятся к пилотируемым легким и сверхлегким ЛА.The claimed invention is considered on the example of a UAV, but the principles used by the claimed methods for ensuring the stability of an aircraft in roll and pitch also apply to manned light and ultralight aircraft.
В настоящее время приобрело широкое распространение использование БПЛА для доставки различных грузов как в гражданских целях (посылки), так и в военных целях (сброс боеприпасов). Если для мультикоптеров вопрос балансировки самого БПЛА при сбросе груза не представляет существенных трудностей, то для скоростных БПЛА, использующих самолетную или вертолетную аэродинамическую схему, вопрос балансировки БПЛА в момент частичного или порционного сброса груза или после полного сброса груза представляет существенную проблему.At present, the use of UAVs for the delivery of various cargoes, both for civilian purposes (parcels) and for military purposes (ammunition dropping), has become widespread. If for multicopters the issue of balancing the UAV itself during a load drop does not present significant difficulties, then for high-speed UAVs using an aircraft or helicopter aerodynamic scheme, the issue of balancing the UAV at the time of partial or batch drop of the load or after a complete drop of the load is a significant problem.
В рамках настоящего изобретения вопрос управления креном и тангажом рассматривается на примере исполнения БПЛА вертолетного и самолетного типа. БПЛА вертолетного типа имеет один или несколько винтов и представляют собой классический вертолет. Подъемная сила у аппаратов этого типа также создается аэродинамически, но не за счет крыльев, а за счет вращающихся лопастей несущего винта (винтов). Крылья либо отсутствуют вовсе, либо играют вспомогательную роль. Очевидными преимуществами БПЛА вертолетного типа являются способность зависания в точке и высокая маневренность, поэтому их часто используют в качестве воздушных роботов. БПЛА самолетного типа известен также как БПЛА с жестким крылом. Подъемная сила у этих аппаратов создается аэродинамическим способом за счет потока воздуха, набегающего на неподвижное крыло. Аппараты такого типа, как правило, отличаются большой длительностью полета, большой максимальной высотой полета и высокой скоростью. Существует большое разнообразие подтипов БПЛА самолетного типа, различающихся по форме крыла и фюзеляжа. Практически все схемы компоновки самолета и типы фюзеляжей, которые встречаются в пилотируемой авиации, применимы и в беспилотной.In the framework of the present invention, the issue of roll and pitch control is considered on the example of the execution of UAVs of helicopter and aircraft type. A helicopter-type UAV has one or more propellers and is a classic helicopter. The lifting force for vehicles of this type is also created aerodynamically, but not due to the wings, but due to the rotating blades of the main rotor (propellers). Wings are either absent altogether or play a supporting role. The obvious advantages of helicopter-type UAVs are the ability to hover at a point and high maneuverability, so they are often used as aerial robots. An aircraft-type UAV is also known as a rigid wing UAV. The lift force of these vehicles is created aerodynamically due to the flow of air flowing onto the fixed wing. As a rule, devices of this type are distinguished by a long flight duration, a large maximum flight altitude and high speed. There is a wide variety of subtypes of aircraft-type UAVs, differing in the shape of the wing and fuselage. Almost all aircraft layouts and fuselage types that are found in manned aviation are also applicable in unmanned aircraft.
В рамках настоящего изобретения по термином «тангаж» понимается БПЛА относительно горизонтальной поперечной оси Z (фиг. 1) (продольный момент или момент тангажа Mz, стремящийся повернуть самолет вокруг оси Z), вверх и вниз (положительный тангаж - кабрирование, нос аппарата вверх, отрицательный тангаж - пикирование, нос аппарата вниз). А термин «крен» обозначает поворот самолета вокруг его продольной оси X (фиг. 2), влево или вправо (поперечный момент или момент крена Мх, стремящийся повернуть самолет вокруг оси X). То же самое относится и к мультикоптерам. При этом рассматривается вопрос коррекции балансировки БПЛА по тангажу и крену не вследствие маневрирования аппарата, а в результате нарушения балансировки аппарата во время полета из-за сброса груза, который подвешен или размещен в аппарате в точке, несовпадающей с центром масс БПЛА.In the framework of the present invention, the term “pitch” refers to the UAV relative to the horizontal transverse axis Z (Fig. 1) (longitudinal moment or pitch moment Mz, tending to turn the aircraft around the Z axis), up and down (positive pitch - pitching, the nose of the device up, negative pitch - dive, nose down). And the term "roll" means the rotation of the aircraft around its longitudinal axis X (Fig. 2), to the left or right (transverse moment or roll moment Mx, which tends to rotate the aircraft around the X axis). The same applies to multicopters. At the same time, the issue of correcting the balancing of the UAV in pitch and roll is considered not due to the maneuvering of the device, but as a result of a violation of the balance of the device during the flight due to the release of the load, which is suspended or placed in the device at a point that does not coincide with the center of mass of the UAV.
Центр масс самолета находится в точке пересечения осей вращения БРЛА. В этой точке суммируются все силы, действующие на аппарат. Центр масс постоянно меняет свое местоположение. К этому приводят особенности загрузки аппарата. Когда центр масс выходит за очерченный конструкцией данного аппарата рубеж, он может плохо контролироваться или полностью потерять управление. Центр тяжести, центр масс самолета (на англ. Centre of mass, COG) это «воображаемая» точка, в которой пересекаются 3 оси вращения самолета (X, Y, Z).The center of mass of the aircraft is located at the point of intersection of the axes of rotation of the AVV. At this point, all the forces acting on the apparatus are summed up. The center of mass is constantly changing its location. This is due to the peculiarities of loading the device. When the center of mass goes beyond the boundary outlined by the design of this device, it can be poorly controlled or completely lose control. The center of gravity, the center of mass of the aircraft (in English. Center of mass, COG) is an “imaginary” point at which the 3 axes of rotation of the aircraft (X, Y, Z) intersect.
Вес самолета складывается из веса пустого ЛА (планер, двигатели, несъемное оборудование), веса топлива, боеприпасов (на военных самолетах), грузов, экипажа и т.д. Если найти равнодействующую сил веса всех частей ЛА, то она пройдет через некоторую точку внутри ЛА, называемую центром тяжести. В процессе полета по мере выработки топлива сброса грузов (парашютистов) положение центра тяжести может меняться, что нежелательно с точки зрения балансировки ЛА в полете. Поэтому конструкторы стремятся так разместить грузы в ЛА, чтобы изменение их веса не отражалось на положении центра тяжести. При изменении вариантов загрузки ЛА или при изменении полетного веса в результате выгорания топлива, сброса грузов меняется положение центра тяжести, следовательно, меняется и центровка ЛА. Перемещение грузов внутри самолета в полете также сказывается на положении центра тяжести. При размещении грузов в носовой части самолета центровка становится более передней, и наоборот, размещение грузов в хвостовой части смещает центровку назад, т.е. она становится более задней. Центровка является весьма важной характеристикой ЛА, связанной с его балансировкой, устойчивостью и управляемостью.Aircraft weight is the sum of the weight of the empty aircraft (airframe, engines, non-removable equipment), the weight of fuel, ammunition (on military aircraft), cargo, crew, etc. If you find the resultant of the weight forces of all parts of the aircraft, then it will pass through a certain point inside the aircraft, called the center of gravity. During the flight, as the fuel for dropping cargo (parachutists) is used up, the position of the center of gravity may change, which is undesirable from the point of view of balancing the aircraft in flight. Therefore, designers strive to place loads in the aircraft in such a way that a change in their weight does not affect the position of the center of gravity. When the aircraft loading options change or when the flight weight changes as a result of fuel burnout, cargo drop, the position of the center of gravity changes, therefore, the aircraft centering also changes. The movement of cargo inside the aircraft in flight also affects the position of the center of gravity. When placing loads in the nose of the aircraft, the center of gravity becomes more forward, and vice versa, placing loads in the tail section shifts the center of gravity back, i.e. she becomes more backward. Centering is a very important characteristic of an aircraft, associated with its balancing, stability and controllability.
При использовании ЛА пилотируемого типа балансировка ЛА в части устранения явлений крена и тангажа осуществляется пилотом посредством средств управления ЛА (различные аэродинамические рули). А для БПЛА задача балансировки аппарата при сбросе груза, не расположенного по центру тяжести, остается нерешенной.When using a manned type aircraft, the balancing of the aircraft in terms of eliminating the phenomena of roll and pitch is carried out by the pilot using the aircraft controls (various aerodynamic rudders). And for the UAV, the task of balancing the device when dropping a load that is not located at the center of gravity remains unsolved.
Известен способ фиксации и сброса грузов для БПЛА, по которому сбрасываемые грузы размещают в носовой части фюзеляжа БПЛА с возможностью перемещения в сбрасывающую часть, грузы размещают в носовой части БПЛА последовательно друг за другом с возможностью поочередной фиксации каждого крайнего к сбрасывающей части груза, при этом за последним грузом размещают часть внутренних элементов БПЛА с возможностью их перемещения в носовую часть беспилотного летательного аппарата при сбрасывании каждого груза (RU 2719703, B64D 1/10, опубл. 22.04.2020).A known method of fixing and dropping loads for UAVs, according to which the dropped loads are placed in the forward part of the UAV fuselage with the possibility of moving into the dropping part, the loads are placed in the forward part of the UAV sequentially one after another with the possibility of alternately fixing each extreme to the dropping part of the load, while for the last load is used to place part of the internal elements of the UAV with the possibility of moving them into the nose of the unmanned aerial vehicle when dropping each load (RU 2719703,
Сброс грузов проводят в направлении полета БПЛА, при этом используют сбрасывающую часть, которая образует выпуклую аэродинамическую поверхность вместе с крайним сбрасываемым грузом в носовой части беспилотного летательного аппарата. А за последним сбрасываемым грузом размещают внутренний элемент беспилотного летательного аппарата, который вместе с сбрасывающей частью образует выпуклую аэродинамическую поверхность. Для сброса каждого из грузов применяют пороховой двигатель с тыльной стороны груза. Как указано в патенте, это обеспечивает сохранение балансировки БПЛА после сброса груза.The cargo is dropped in the direction of the UAV flight, while the drop part is used, which forms a convex aerodynamic surface together with the extreme drop load in the nose of the unmanned aerial vehicle. And behind the last dropped load, an internal element of the unmanned aerial vehicle is placed, which, together with the dropping part, forms a convex aerodynamic surface. To dump each of the loads, a powder engine is used from the back of the load. As stated in the patent, this ensures that the balance of the UAV remains after the load is dropped.
Это решение принято в качестве прототипа для всех заявленных объектов.This decision was adopted as a prototype for all declared objects.
В известном изобретении сохранение балансировки БПЛА по тангажу (управление по крену не рассматривается) осуществляется за счет перемещения оставшихся после сброса грузов и частей внутренних элементов БЛА в носовую часть. При этом каждый крайний к сбрасывающей части груз поочередно фиксируют. Это обеспечивает сохранение аэродинамического сопротивления и характеристик БПЛА после выброса груза, а также балансировку БПЛА, когда центр давления сохраняет свою позицию за центром масс БПЛА.In a well-known invention, maintaining the balancing of the UAV in pitch (roll control is not considered) is carried out by moving the remaining cargo and parts of the internal elements of the UAV after the drop to the nose. In this case, each extreme load to the dropping part is fixed in turn. This ensures the preservation of the aerodynamic drag and characteristics of the UAV after the release of the load, as well as the balancing of the UAV, when the center of pressure maintains its position behind the center of mass of the UAV.
В известном решении не оговорен тип БПЛА, указано только на наличие фюзеляжа в связи с чем трудно предположить, где условно находится центр тяжести и как он определен: с учетом груза или без учета груза. Поэтому трудно выявить связь положения груза с местом положения балласта (внутреннего элемента беспилотного летательного аппарата). А эти конструктивные особенности исполнения являются существенными с точки зрения балансировки БПЛА при сбросе груза. Единственное, что позволяет установить решение по прототипу - это то, что сброшенный груз замещается балластом. Но такое решение нельзя рассматривать как решение по управлению тангажом БПЛА. Это решение касается общей балансировки БПЛА в традиционных решениях. Так, при сбросе груза для восстановления баланса относительно центра тяжести производят перераспределение либо других грузов, либо перемещение балластного груза на место удаленного груза. В известном решении нагрузка от балласта, перемещенного в зону сброшенного груза компенсируется центром давления, сохраняющим свою позицию за центром масс БПЛА. А центр давления - это точка приложения равнодействующей сил давления воздуха, распределенных по всей поверхности, крыла. Иными словами, все силы, действующие со стороны воздуха на БПЛА, можно теоретически заменить одной силой, приложенной к аппарату в точке, называемой центр давления. Это возможно лишь в том случае (по отношению к прототипу), если БПЛА выполнено ракетного типа с хвостовым оперением.The well-known decision does not specify the type of UAV, it only indicates the presence of a fuselage, and therefore it is difficult to guess where the center of gravity is conventionally located and how it is determined: with or without cargo. Therefore, it is difficult to identify the relationship between the position of the load and the location of the ballast (an internal element of an unmanned aerial vehicle). And these design features of the execution are essential from the point of view of balancing the UAV when dropping cargo. The only thing that allows you to establish a prototype solution is that the dropped cargo is replaced by ballast. But such a solution cannot be considered as a solution for UAV pitch control. This decision concerns the overall balancing of the UAV in traditional solutions. So, when dropping cargo to restore balance relative to the center of gravity, either other cargoes are redistributed or the ballast cargo is moved to the place of the removed cargo. In the known solution, the load from the ballast moved to the zone of the dropped cargo is compensated by the center of pressure, which maintains its position behind the center of mass of the UAV. And the center of pressure is the point of application of the resultant forces of air pressure distributed over the entire surface of the wing. In other words, all the forces acting from the air on the UAV can theoretically be replaced by one force applied to the device at a point called the center of pressure. This is possible only if (in relation to the prototype) if the UAV is made of a missile type with a tail unit.
В связи с этим вопрос балансировки в прототипе - это задача уравновешивания давления на хвостовое оперение ракетоподобного по схеме БПЛА с его носовой нагрузкой. К управлению по крену и тангажу это не относится.In this regard, the issue of balancing in the prototype is the task of balancing the pressure on the tail unit of a missile-like UAV according to the scheme with its nose load. This does not apply to roll and pitch control.
При анализе уровня техники не обнаружено аналогов, характеризующихся признаками, тождественными всем существенным признакам данного изобретения. А также не выявлено факта известности влияния признаков, включенных в формулу, на технический результат заявляемого технического решения. Следовательно, заявленное изобретение соответствует условиям патентоспособности «новизна» и «изобретательский уровень».When analyzing the prior art, no analogues were found that are characterized by features that are identical to all the essential features of this invention. And also, the fact of the popularity of the influence of the features included in the formula on the technical result of the proposed technical solution has not been revealed. Therefore, the claimed invention meets the conditions of patentability "novelty" and "inventive step".
Настоящее изобретение направлено на достижение технического результата, заключающегося в повышении стабилизации пространственного положения БПЛА, нагруженного смещенно от центра тяжести расходуемым в полете грузом, путем регулировки его по крену и тангажу в функции от расхода полезного груза.The present invention is aimed at achieving a technical result, which consists in increasing the stabilization of the spatial position of the UAV, loaded offset from the center of gravity with the cargo consumed in flight, by adjusting it in roll and pitch as a function of the payload consumption.
Указанный технический результат для первого способа достигается тем, что способ управления по крену или тангажу при транспортировке легким и сверхлегким летательным аппаратом расходуемой по весу полезной нагрузки, размещенной на этом летательном аппарате на расстоянии от его центра тяжести, замеренного при отсутствии этой нагрузки, заключается в том, что на другой стороне этого летательного аппарата на линии, проходящей через линию проекции центра тяжести этого аппарата и линию проекции центра тяжести полезной нагрузки, размещают груз на расстоянии от центра тяжести летательного аппарата для создания крутящего момента, равного крутящему моменту от полезной нагрузки, а при уменьшении веса полезной нагрузки перемещают груз в сторону линии проекции центра тяжести беспилотного летательного аппарата для обеспечения равенства крутящих моментов.The specified technical result for the first method is achieved by the fact that the method of roll or pitch control during transportation by a light and ultralight aircraft of a weight-consuming payload placed on this aircraft at a distance from its center of gravity, measured in the absence of this load, consists in that on the other side of this aircraft, on a line passing through the projection line of the center of gravity of this apparatus and the projection line of the center of gravity of the payload, place the load at a distance from the center of gravity of the aircraft to create a torque equal to the torque from the payload, and when reducing the weight of the payload, the load is moved towards the projection line of the center of gravity of the unmanned aerial vehicle to ensure equality of torques.
Указанный технический результат для второго способа достигается тем, что способ управления по крену или тангажу при транспортировке легким и сверхлегким летательным аппаратом расходуемой по весу полезной нагрузки, размещенной на этом летательном аппарате на расстоянии от его центра тяжести, замеренного при наличии этой нагрузки, заключается в том, что на линии проекции центра тяжести легкого или сверхлегкого летательного аппарата размещают груз, который перемещают в сторону полезной нагрузки этого летательного аппарата в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения груза одной весовой единице выгруженного полезного груза.The specified technical result for the second method is achieved by the fact that the method of roll or pitch control during transportation by a light and ultralight aircraft of a payload consumed by weight, placed on this aircraft at a distance from its center of gravity, measured in the presence of this load, consists in that a load is placed on the projection line of the center of gravity of a light or ultralight aircraft, which is moved towards the payload of this aircraft in accordance with the function of equality of one linear unit of movement of the load to one weight unit of the unloaded payload.
Указанный технический результат для первого устройства достигается тем, что легкий или сверхлегкий летательный аппарат содержит фюзеляж, в носовой или хвостовой части или по борту которого сформирован отсек или закреплена емкость для размещения полезного груза, подлежащего порционной или штучной выгрузке во время полета, а также механизм регулировки крена или тангажа в соответствии с алгоритмом высвобождения полезного груза из носовой или кормовой части или по борту, указанный механизм регулировки крена или тангажа выполнен в виде дополнительного груза, размещенного под фюзеляжем на линии проекции центра тяжести беспилотного летательного аппарата и смонтированного на валу с возможностью перемещения в направлении отсека или емкости с полезным грузом в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения дополнительного груза одной весовой единице подлежащего выгрузке полезного груза.The specified technical result for the first device is achieved by the fact that a light or ultra-light aircraft contains a fuselage, in the bow or tail or on the side of which a compartment is formed or a container is fixed to accommodate a payload to be unloaded in portions or piece during the flight, as well as an adjustment mechanism roll or pitch in accordance with the algorithm for releasing the payload from the bow or stern or along the side, the specified roll or pitch adjustment mechanism is made in the form of an additional load placed under the fuselage on the projection line of the center of gravity of the unmanned aerial vehicle and mounted on a shaft with the ability to move in the direction of the compartment or container with the payload in accordance with the function of equality of one linear unit of movement of the additional cargo to one weight unit of the payload to be unloaded.
Укачанный технический результат для второго устройства достигается тем, что легкий или сверхлегкий летательный аппаратсодержи корпус, к которому на расстоянии от линии проекции центра тяжести прикреплен или на котором закреплен отсек или емкость для размещения полезного груза, подлежащего порционной или штучной выгрузке во время полета, а также механизм регулировки крена или тангажа в соответствии с алгоритмом высвобождения полезного груза, указанный механизм регулировки крена выполнен в виде дополнительного груза, размещенного на корпусе на расстоянии от линии проекции центра тяжести этого летательного аппарата и смонтированного на валу с возможностью перемещения в направлении отсека или емкости с полезным грузом в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения дополнительного груза одной весовой единице подлежащего выгрузке полезного груза.The specified technical result for the second device is achieved by the fact that a light or ultralight aircraft contains a body to which, at a distance from the projection line of the center of gravity, is attached or on which is fixed a compartment or container for accommodating a payload to be unloaded in portions or piece during the flight, as well as roll or pitch adjustment mechanism in accordance with the payload release algorithm, the specified roll adjustment mechanism is made in the form of an additional load placed on the body at a distance from the projection line of the center of gravity of this aircraft and mounted on a shaft with the possibility of moving in the direction of the compartment or container with useful cargo in accordance with the function of equality of one linear unit of movement of the additional cargo to one weight unit of the payload to be unloaded.
Указанные признаки являются существенными и взаимосвязаны с образованием устойчивой совокупности существенных признаков, достаточной для получения требуемого технического результата.These features are essential and are interconnected with the formation of a stable set of essential features sufficient to obtain the desired technical result.
Настоящее изобретение поясняется конкретными примерами исполнения БПЛА, которые, однако, не являются единственно возможными, но наглядно демонстрируют возможность достижения требуемого технического результата.The present invention is illustrated by specific examples of the execution of the UAV, which, however, are not the only possible ones, but clearly demonstrate the possibility of achieving the desired technical result.
На фиг. 1 изображена схема поворота БПЛА по тангажу, уровень техники;In FIG. 1 shows a diagram of the UAV rotation in pitch, the prior art;
фиг. 2 - схема поворота БПЛА по крену, уровень техники;fig. 2 - diagram of the UAV roll, the level of technology;
фиг. 3 - БПЛА вертолетного типа с размещенной в носовой части полезной нагрузкой, вариант исполнения первого способа регулировки по тангажу;fig. 3 - helicopter-type UAV with a payload located in the nose, a variant of the first method of pitch adjustment;
фиг. 4 - БПЛА вертолетного типа с размещенной по борту полезной нагрузкой, вариант исполнения первого способа регулировки по крену;fig. 4 - helicopter-type UAV with a payload placed on board, a variant of the first method of roll adjustment;
фиг. 5 - БПЛА вертолетного типа с размещенной в носовой части полезной нагрузкой, вариант исполнения второго способа регулировки по тангажу;fig. 5 - helicopter-type UAV with a payload placed in the nose, a variant of the second method of pitch adjustment;
фиг. 6 - БПЛА вертолетного типа с размещенной по борту полезной нагрузкой, вариант исполнения второго способа регулировки по крену.fig. 6 - helicopter-type UAV with a payload placed on board, a variant of the second method of roll adjustment.
Согласно настоящему изобретению, рассматриваются новые способы управления легким или сверхлегким ЛА, на примере БПЛА, по крену или тангажу при транспортировке им расходуемой по весу полезной нагрузки, располагаемой в хвостовой части или по борту фюзеляжа, то есть смещенно относительно центра тяжести БПЛА. При этом изобретение рассматривается как применяемое для БПЛА вертолетного типа и для БПЛА самолетного типа. В частности, речь идет о БПЛА сельскохозяйственного назначения. В качестве полезной нагрузки - груза, расходуемого во время полета, рассматриваются реагенты для орошения (обработки) полей, вода для полива или тушения возгораний и т.д. Это не ограничивает возможности использования БПЛА в военных, спасательных и иных целях.According to the present invention, new methods are considered for controlling a light or ultra-light aircraft, using the UAV as an example, in roll or pitch when transporting a payload consumed by weight, located in the tail section or along the side of the fuselage, that is, offset from the center of gravity of the UAV. The invention is considered to be applicable to helicopter-type UAVs and to aircraft-type UAVs. In particular, we are talking about UAVs for agricultural purposes. As a payload - cargo consumed during the flight, reagents for irrigation (processing) of fields, water for irrigation or fire extinguishing, etc. are considered. This does not limit the possibility of using the UAV for military, rescue and other purposes.
Изобретение в части способа управления по крену или тангажу при транспортировке БПЛА расходуемой по весу полезной нагрузки рассматривается для двух вариантом определения центра тяжести БПЛА. Первый вариант основан на том, что центр тяжести весовым способом определяется для БПЛА с учетом размещенной на нем полезной нагрузки. Второй вариант основан на том, что БПЛА может использоваться как ЛА без навешиваемой полезной нагрузки или с навеской этой нагрузки на линии проекции центра тяжести БПЛА (пример многофункционального применения аппарата). Для этого варианта полезная нагрузка размещается на ЛА на расстоянии от его центра тяжести, который определяется в присутствии нагрузки.The invention in terms of the roll or pitch control method for transporting a UAV with a payload consumed by weight is considered for two options for determining the center of gravity of the UAV. The first option is based on the fact that the center of gravity is determined by weight for the UAV, taking into account the payload placed on it. The second option is based on the fact that the UAV can be used as an aircraft without a hanging payload or with a hanging payload on the projection lines of the UAV center of gravity (an example of the multifunctional application of the device). For this option, the payload is placed on the aircraft at a distance from its center of gravity, which is determined in the presence of the load.
Для первого варианта (фиг. 3 и 4) в общем случае, алгоритм управления по крену или тангажу при транспортировке расходуемой по весу полезной нагрузки заключается в следующем:For the first option (FIGS. 3 and 4), in the general case, the roll or pitch control algorithm for transporting a weight-consumable payload is as follows:
- определяют центр тяжести БПЛА, замеренный при отсутствии полезной нагрузки,- determine the center of gravity of the UAV, measured in the absence of a payload,
- полезную нагрузку размещают либо в носовой части, либо по борту фюзеляжа (корпуса) на расстоянии от замеренной (выявленной) линии проекции центра тяжести БПЛА;- the payload is placed either in the nose or on the side of the fuselage (hull) at a distance from the measured (detected) projection line of the center of gravity of the UAV;
- на другой стороне БПЛА на линии, проходящей через линию проекции центра тяжести этого аппарата и линию проекции центра тяжести (условно определенной) полезной нагрузки, размещают груз на расстоянии от центра тяжести БПЛА для создания крутящего момента, равного крутящему моменту от полезной нагрузки (устанавливают баланс по весам в связи с чем груз выбирается с учетом, что создаваемый им крутящий момент уравновешивает крутящий момент от полезной нагрузки).- on the other side of the UAV on the line passing through the projection line of the center of gravity of this device and the projection line of the center of gravity of the (conditionally defined) payload, place the load at a distance from the center of gravity of the UAV to create a torque equal to the torque from the payload (set the balance according to the scales, in connection with which the load is selected taking into account that the torque it creates balances the torque from the payload).
- при уменьшении веса полезной нагрузки (в результате распыления реагентов или орошения) перемещают груз в сторону линии проекции центра тяжести БПЛА для обеспечения равенства крутящих моментов.- when the weight of the payload decreases (as a result of spraying reagents or irrigation), the load is moved towards the projection line of the center of gravity of the UAV to ensure equality of torques.
Для этого способа баланс нагрузок на носовую и хвостовую части или по бортам фюзеляжа определяется равенством сил тяжести этих частей БПЛА, разделенных плоскостью, проходящей через центр тяжести аппарата в целом перпендикулярно условной линии, соединяющей эти центры тяжести.For this method, the balance of loads on the nose and tail parts or on the sides of the fuselage is determined by the equality of the gravity forces of these parts of the UAV, separated by a plane passing through the center of gravity of the device as a whole perpendicular to the conditional line connecting these centers of gravity.
При этом в качестве груза может рассматриваться отдельный элемент, обладающий весом, приравненным к весу полезного груза, или отдельный элемент, обладающий весом, пропорциональным весу полезного груза, в качестве груза может рассматриваться внешне навешиваемый балластный груз или емкость, используемая для полезного оборудования БПЛА.In this case, a separate element with a weight equal to the weight of the payload, or a separate element with a weight proportional to the weight of the payload, can be considered as cargo, an externally suspended ballast weight or a container used for UAV useful equipment can be considered as cargo.
Регулировка по крену или тангажу проводится путем перемещения груза в сторону полезной нагрузки в направлении к линии проекции центра тяжести БПЛА. При этом при перемещении обеспечивают равенство крутящих моментов от груза на плече до линии проекции и веса полезной нагрузки до этой же линии, но с другой стороны фюзеляжа (корпуса). Чем меньше остается полезной нагрузки по весу, тем ближе располагается груз к линии проекции центра тяжести БПЛА.Roll or pitch adjustment is carried out by moving the load towards the payload in the direction of the UAV center of gravity projection line. At the same time, when moving, equal torques are provided from the load on the shoulder to the projection line and the payload weight to the same line, but on the other side of the fuselage (body). The less payload remains by weight, the closer the load is to the projection line of the center of gravity of the UAV.
Для второго варианта (фиг. 5 и 6) в общем случае, алгоритм управления по крену или тангажу при транспортировке расходуемой по весу полезной нагрузки заключается в следующем:For the second option (FIGS. 5 and 6), in the general case, the roll or pitch control algorithm for transporting a payload consumed by weight is as follows:
- полезную нагрузку размещают либо в носовой части, либо по борту фюзеляжа (корпуса) на расстоянии от замеренной (выявленной) линии проекции центра тяжести БПЛА с учетом этой нагрузки (при этом обеспечивают общую балансировку БПЛА);- the payload is placed either in the nose or along the side of the fuselage (hull) at a distance from the measured (detected) projection line of the UAV center of gravity, taking into account this load (while ensuring the overall balancing of the UAV);
- на линии проекции центра тяжести БПЛА с полезным грузом размещают дополнительный груз, который перемещают в сторону полезной нагрузки в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения груза одной весовой единице выгруженного полезного груза.- on the projection line of the center of gravity of the UAV with a payload, an additional load is placed, which is moved towards the payload in accordance with the function of equality of one linear unit of load movement to one weight unit of the unloaded payload.
Для этого способа баланс нагрузок на носовую и хвостовую части или по бортам фюзеляжа определяется восстановлением потерянной части (сброшенной части) полезного груза дополнительным грузом, перемещаемым с линии проекции центра тяжести (на которой организован нулевой баланс, крутящие моменты не образуются).For this method, the balance of loads on the nose and tail sections or on the sides of the fuselage is determined by restoring the lost part (dropped part) of the payload by additional cargo moving from the center of gravity projection line (on which zero balance is organized, no torques are generated).
При этом в качестве груза может рассматриваться отдельный элемент, обладающий весом, приравненным к весу полезного груза, или отдельный элемент, обладающий весом, пропорциональным весу полезного груза, в качестве груза может рассматриваться внешне навешиваемый балластный груз или емкость, используемая для полезного оборудования БПЛА. Так как уравниваются крутящие (поворотные) моменты, то следует понимать, что момент есть производное веса на длину рычага. В связи с этим под понятием «пропорциональный» понимается такой подобранный вес, который на заданной длине рычага (расстоянии) формирует требуемый поворотный момент (правило Архимеда) Регулировка по крену или тангажу проводится путем перемещения груза в сторону полезной нагрузки в направлении от линии проекции центра тяжести БПЛА для восполнения весового параметра полезного груза. При этом при перемещении обеспечивают дополнение весом перемещаемого груза уменьшающегося веса полезной нагрузки. Этим обеспечивают равенство крутящих моментов от полезного груза на плече до линии проекции и крутящего момента, создаваемого другой стороной фюзеляжа (корпуса).In this case, a separate element with a weight equal to the weight of the payload, or a separate element with a weight proportional to the weight of the payload, can be considered as cargo, an externally suspended ballast weight or a container used for UAV useful equipment can be considered as cargo. Since the torque (turning) moments are equalized, it should be understood that the moment is the derivative of the weight and the length of the lever. In this regard, the concept of "proportional" means such a selected weight that, at a given lever length (distance), forms the required turning moment (Archimedes' rule) Adjustment in roll or pitch is carried out by moving the load towards the payload in the direction from the projection line of the center of gravity UAV to replenish the weight parameter of the payload. At the same time, when moving, the weight of the transported load is supplemented with the decreasing weight of the payload. This ensures the equality of the torques from the payload on the shoulder to the projection line and the torque generated by the other side of the fuselage (body).
При этом в качестве груза может рассматриваться отдельный элемент, обладающий весом, приравненным к весу выгружаемого полезного груза, в качестве груза может рассматриваться внешне навешиваемый балластный груз или емкость, используемая для полезного оборудования БПЛА.In this case, a separate element with a weight equal to the weight of the unloaded payload can be considered as a load, an externally hung ballast load or a container used for UAV useful equipment can be considered as a load.
Ниже рассматриваются конкретные примеры исполнения изобретения на примере конструктивной реализации БПЛА вертолетного типа (фиг. 3-6). Рисунки представлены схемными для демонстрации принципа реализации способов и не рассматривают конкретные формы исполнения этого типа БПЛА (одновинтовая, двухвинтовая. С перекрещивающимся винтом, винтокрылы и т.д.). Изложенное ниже в полной степени относится и к БПЛА самолетного типа, и к БПЛА типа мультикоптеров.Below are considered specific examples of the invention on the example of a constructive implementation of a helicopter-type UAV (Fig. 3-6). The figures are schematic to demonstrate the principle of implementing the methods and do not consider specific forms of execution of this type of UAV (single-rotor, twin-rotor, cross-rotor, rotorcraft, etc.). The following fully applies to both aircraft-type UAVs and multicopter-type UAVs.
На фиг. 3 представлен вид сбоку на БПЛА вертолетного типа, который в известной схеме исполнения содержит фюзеляж (корпус) 1 (монокок с обшивкой или стержневая рама без обшивки) с хвостовым рулевым винтом 2. Внутри фюзеляжа размещена приводная установка 3 для несущего винта 4, который при подъеме аппарата вращается в горизонтальной плоскости, а так же средство управления (не показано) выгрузкой полезного груза, который помещается в носовой части 4 в отдельной емкости (может быть навешиваемой) или в специально организованном в фюзеляже (корпусе) отсеке. Емкость или отсек с реагентами (как пример полезной нагрузки) расположен в носовой части БПЛА. Если емкость представляет собой отдельный сосуд, размещаемый в ложементе носовой части БПЛА, то определяют условное место расположения центра тяжести этой емкости. На фиг. 3 показаны линия 5 проекций центра тяжести БПЛА, замеренного при отсутствии полезного груза, и линия 6 проекции центра тяжести полезного груза при его нахождении в емкости или загруженного к отсеку. Для обеспечения выравнивания поворотных (крутящих) моментов, провоцирующих изменение движения в полете по тангажу предусмотрено размещение груза 7 в хвостовой части БПЛА, который монтируется на направляющей 8 с возможностью перемещения из крайнего положения в сторону центра тяжести БПЛА. При загрузке БПЛА полезным грузом производят балансировку аппарата за счет расположения груза 7 на направляющей на расстоянии от центра тяжести БПЛА, при котором формируемый грузом поворотный момент уравновешивает поворотный момент на стороне носовой части, проявляющийся от веса полезного груза по отношению к центру тяжести БПЛА.In FIG. 3 shows a side view of a helicopter-type UAV, which in the known scheme of execution contains a fuselage (body) 1 (a monocoque with a sheathing or a bar frame without a sheathing) with a
При использовании, например, БПЛА в сельском хозяйстве в качестве распрыскивателя реагентов (полезный груз) во время полета средство управления обеспечивает опрыскивание, приводящее к постепенной потере изначального веса полезного груза, которая приводит к тангажу. Для каждого ЛА существует своя по размерам зона нечувствительности к изменению положения центра тяжести ЛА. Для больших ЛА эта зона большая, а для БПЛА эта зона сводится к небольшой области вокруг центра тяжести. В связи с этим даже небольшая потеря веса полезной нагрузки приводит к разбалансировке БПЛА, так как центр тяжести выходит за границы этой конструктивной области. По показаниям датчика определения веса или объема, привязанного к весу (для жидкостного реагента это может быть поплавковая система по аналогии с поплавковым датчиком в бензобаке мобильного транспортного средства, как пример возможной реализации) система управления по тангажу выдаем управляющий сигнал на исполнительный механизм, который производит перемещение груза 7 в сторону полезной нагрузки в функции, например, равенства одной линейной единицы перемещения груза одной весовой единице выгруженного полезного груза. Это приводит к выравниванию положения БПЛА по тангажу.When using, for example, an UAV in agriculture as a reagent sprayer (payload) during flight, the control means provides spraying, resulting in a gradual loss of the initial weight of the payload, which leads to pitch. Each aircraft has its own size zone of insensitivity to changes in the position of the center of gravity of the aircraft. For large aircraft, this zone is large, and for UAVs, this zone is reduced to a small area around the center of gravity. In this regard, even a small loss of payload weight leads to an unbalance of the UAV, since the center of gravity goes beyond the boundaries of this constructive area. According to the readings of the sensor for determining the weight or volume tied to the weight (for a liquid reagent, this can be a float system by analogy with a float sensor in a gas tank of a mobile vehicle, as an example of a possible implementation), the pitch control system issues a control signal to the actuator that moves
Конкретные схемы исполнения привода перемещения груза в рамках настоящего изобретения не рассматриваются в силу многообразия таких решений. Например, направляющая может быть выполнена в виде винта с приводом от шагового электродвигателя. А груз в этом случае может представлять собой гайку, образуя таким образом винтовую передачу, позволяющую с высокой точностью позиционировать груз в точно соответствии с потерей веса полезной нагрузки. Груз может иметь опору на хвостовую часть БПЛА. Как варианты исполнения, такая передача может быть вмонтирована в полость хвостовой части БПЛА.Specific schemes for the execution of the drive for moving the load in the framework of the present invention are not considered due to the variety of such solutions. For example, the guide may be made in the form of a screw driven by a stepper motor. And the load in this case can be a nut, thus forming a screw gear that allows you to position the load with high accuracy in exact accordance with the weight loss of the payload. The cargo may be supported on the tail section of the UAV. As embodiments, such a transmission can be mounted in the cavity of the tail of the UAV.
На фиг. 4 показан пример управления по крену применительно к схеме БПЛА, представленной на фиг. 3. Емкость 9 с реагентами закрепляется со стороны одного борта аппарата, а груз 7 располагают с другого борта аппарата. Алгоритм функционирования такой системы коррекции положения БПЛА в полете повторяет принцип работы, рассмотренный в отношении управления по тангажу.In FIG. 4 shows an example of roll control applied to the UAV scheme shown in FIG. 3.
На фиг. 5 показан пример исполнения БПЛА вертолетного типа, управление по тангажу которого осуществляется в соответствии с вторым способом.In FIG. 5 shows an example of a helicopter-type UAV, the pitch control of which is carried out in accordance with the second method.
Для аппарата, нагруженного в носовой части полезной нагрузкой, определяют положение его центра тяжести, которое принимается как точка (линия или плоскость, поперечная продольной оси аппарата), относительно которой аппарат считается сбалансированным, то есть все поворотные (крутящие) моменты сведены к нулю. Затем на линии проекции центра тяжести БПЛА размещают груз 7, который приравнивается к весу поле5знйо нагрузки. Во время полета по мере расходования полезного груза в соответствии с потерянным весом перемещают груз в сторону полезной нагрузки в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения груза одной весовой единице выгруженного полезного груза.For an apparatus loaded in the bow with a payload, the position of its center of gravity is determined, which is taken as a point (line or plane transverse to the longitudinal axis of the apparatus), relative to which the apparatus is considered balanced, that is, all turning (torque) moments are reduced to zero. Then, on the projection line of the center of gravity of the UAV,
При этом понимается, что груз, равный по весу полезной нагрузке, должен поступать в зону между линиями проекций центров тяжести частично, то есть не полностью и не сразу, а равными долями. Так как груз или его часть в зоне между линиями проекций центров тяжести конструктивно не связан с емкостью или отсеком с полезной нагрузкой, то при вводе в указанную зону части груза образуется поворотный момент, равный сумме поворотных моментов от фрагмента груза и от оставшейся неизрасходованной полезной нагрузки.It is understood that a load equal in weight to the payload must enter the zone between the projection lines of the centers of gravity partially, that is, not completely and not immediately, but in equal shares. Since the cargo or its part in the area between the projection lines of the centers of gravity is not structurally connected with the container or compartment with the payload, then when a part of the cargo is introduced into the specified zone, a turning moment is formed equal to the sum of the turning moments from the cargo fragment and from the remaining unused payload.
Для такого решения груз постоянной формы не используется. В качестве груза рассматривается система связанных между собой отдельных грузов, общий вес которых приравнивается к полному весу неизрасходованной полезной нагрузки. Конструктивно, как пример исполнения, на линии проекции центра тяжести БПЛА могут располагаться несколько таких фрагментарных грузов (например, компоновочно, эти грузы могут рядно располагаться на поперечной линии, перпендикулярной линии проекции центра тяжести БПЛА). По мере израсходования полезной нагрузки в зону между линиями проекций центров тяжести эти грузы выводятся по очереди.For this solution, a permanent shape weight is not used. A system of interconnected separate cargoes is considered as a cargo, the total weight of which is equal to the total weight of the unused payload. Structurally, as an example of execution, several such fragmentary loads can be located on the projection line of the UAV center of gravity (for example, in layout, these loads can be arranged in a row on a transverse line perpendicular to the projection line of the UAV center of gravity). As the payload is used up in the area between the lines of projections of the centers of gravity, these loads are displayed in turn.
Управление по крену (фиг. 6) для этого способа ничем не отличается от рассмотренного управления по тангажу с той разницей, что емкость 9 закреплена на стороне одного борта аппарата и перемещение груза 7 (комбинации фрагментарных грузов) осуществляется в поперечном относительно продольной оси аппарата направлении в зоне между линиями проекций центров тяжести.The roll control (Fig. 6) for this method is no different from the considered pitch control with the difference that the
Настоящее изобретение промышленно применимо и позволяет БПЛА облегченной конструкции повысить стабилизацию пространственного положения БПЛА, нагруженного смещенно от центра тяжести расходуемым в полете грузом, путем регулировки его по крену и тангажу в функции от расхода полезного груза.The present invention is industrially applicable and allows a lightweight UAV to improve the stabilization of the spatial position of a UAV loaded off-center with expendable cargo in flight by adjusting it in roll and pitch as a function of payload consumption.
Claims (4)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2796596C1 true RU2796596C1 (en) | 2023-05-26 |
Family
ID=
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB191515746A (en) * | 1915-11-08 | 1916-10-26 | Otto Schuele | Improvements in Means for Maintaining the Lateral Balance of Flying Machines. |
| US5020740A (en) * | 1990-03-28 | 1991-06-04 | Thomas Hugh O | Pitch control trimming system for canard design aircraft |
| SU1759728A1 (en) * | 1989-08-16 | 1992-09-07 | Eremenko Sergej Ya | Superlight flying vehicle |
| SU1755526A1 (en) * | 1989-12-11 | 1999-05-27 | Ульяновский политехнический институт | LOW-DIMENSIONAL RADIO-CONTROLLED AIRCRAFT FOR TELEPHOTOS |
| RU2548444C2 (en) * | 2011-02-11 | 2015-04-20 | Андреас ФОСС | Airborne vehicle |
| RU2719703C1 (en) * | 2019-08-01 | 2020-04-22 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Российский федеральный ядерный центр - Всероссийский научно-исследовательский институт технической физики имени академика Е.И. Забабахина" | Cargo fixation and dropping method for unmanned aerial vehicles |
| US20210114728A1 (en) * | 2018-02-23 | 2021-04-22 | Honda Motor Co., Ltd. | Flying object |
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB191515746A (en) * | 1915-11-08 | 1916-10-26 | Otto Schuele | Improvements in Means for Maintaining the Lateral Balance of Flying Machines. |
| SU1759728A1 (en) * | 1989-08-16 | 1992-09-07 | Eremenko Sergej Ya | Superlight flying vehicle |
| SU1755526A1 (en) * | 1989-12-11 | 1999-05-27 | Ульяновский политехнический институт | LOW-DIMENSIONAL RADIO-CONTROLLED AIRCRAFT FOR TELEPHOTOS |
| US5020740A (en) * | 1990-03-28 | 1991-06-04 | Thomas Hugh O | Pitch control trimming system for canard design aircraft |
| RU2548444C2 (en) * | 2011-02-11 | 2015-04-20 | Андреас ФОСС | Airborne vehicle |
| US20210114728A1 (en) * | 2018-02-23 | 2021-04-22 | Honda Motor Co., Ltd. | Flying object |
| RU2719703C1 (en) * | 2019-08-01 | 2020-04-22 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Российский федеральный ядерный центр - Всероссийский научно-исследовательский институт технической физики имени академика Е.И. Забабахина" | Cargo fixation and dropping method for unmanned aerial vehicles |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11603194B2 (en) | Aircraft having a high efficiency forward flight mode | |
| EP3418187B1 (en) | Transportation system and method for pod assembly selectively attachable to aircraft | |
| US8540184B2 (en) | Long-range aircraft with high forward speed in cruising flight | |
| US8708273B2 (en) | Three-wing, six tilt-propulsion unit, VTOL aircraft | |
| US5086993A (en) | Airplane with variable-incidence wing | |
| US8800912B2 (en) | Three wing, six-tilt propulsion unit, VTOL aircraft | |
| US8616492B2 (en) | Three wing, six tilt-propulsion units, VTOL aircraft | |
| EP3768592B1 (en) | A structure construction for an aircraft and aircraft comprising the structure construction | |
| US20140084106A1 (en) | Method of controlling the wing flaps and horizontal stabilizer of a hybrid helicopter | |
| US9205913B2 (en) | Rotorcraft, dynamic, CG management apparatus and method | |
| USRE36487E (en) | Airplane with variable-incidence wing | |
| WO2019188849A1 (en) | Aerial vehicle such as high speed drone | |
| US20210362857A1 (en) | Distributed Elevon Systems for Tailsitting Biplane Aircraft | |
| JPH0577789A (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| US11650604B2 (en) | Yaw control systems for tailsitting biplane aircraft | |
| RU2796596C1 (en) | Roll or pitch control method for transporting a payload discharged by weight by light and ultra-light aircrafts (embodiments) and light or ultra-light aircraft with roll or pitch control device for transporting a payload discharged by weight (embodiments) | |
| EP2625094A1 (en) | Three wing, six tilt-propulsion unit, vtol aircraft | |
| US11479354B2 (en) | Thrust vectoring coaxial rotor systems for aircraft | |
| Ransone | An overview of experimental VSTOL aircraft and their contributions | |
| Gebril et al. | Design and analysis of an electric tiltrotor unmanned aerial vehicle | |
| RU2806918C1 (en) | Ultra-light or light helicopter-type aircraft of modular design | |
| RU2087384C1 (en) | Aircraft | |
| Salah et al. | Aircraft design report | |
| Cabarbaye et al. | Vtol aircraft concept, suitable for unmanned applications, with equivalent performance compared to conventional aeroplane | |
| Most et al. | UAS Airframe Design |