WO2008123789A1 - Feathering control surface - Google Patents
Feathering control surface Download PDFInfo
- Publication number
- WO2008123789A1 WO2008123789A1 PCT/RU2007/000164 RU2007000164W WO2008123789A1 WO 2008123789 A1 WO2008123789 A1 WO 2008123789A1 RU 2007000164 W RU2007000164 W RU 2007000164W WO 2008123789 A1 WO2008123789 A1 WO 2008123789A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- control
- feathering
- plane
- control surface
- aircraft
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
- B64C3/385—Variable incidence wings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/10—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders one surface adjusted by movement of another, e.g. servo tabs
Definitions
- the inventive feathering steering wheel Kiryushin relates to aircraft, and in particular to aircraft controls, and can be used to create manned and unmanned aerial vehicles of any type and size with adjustable control surfaces in the form of feathering rudders.
- the disadvantages of the prototype are: control of feathering rudders is not carried out at all angles of attack of the aircraft; the impact on the steering wheel through the springs leads to a shift in the focus of the aircraft closer to the center of mass, which reduces the stability of the aircraft compared to a fully feathering wheel; Using a spring drive may cause vibration of the aircraft.
- the main disadvantages are, in particular, incomplete feathering, complexity and cumbersome construction.
- the common features of the prototype and the claimed technical solution is the presence of feathering, although in the prototype it is limited to a narrow range of rotation of the steering wheel, which is associated with the operation of the steering device in the form of a spring drive.
- the differences of the claimed technical solution from the prototype are that the prototype device is implemented using an improved traditional steering scheme, without using the full feathering effect and without using fully feathering steering wheels. In the claimed technical solution, feathering is carried out in the entire range of rotation of the steering wheel.
- the purpose of the development of the claimed technical solution is the creation of a feathering rudder, which will ensure effective control of the aircraft at all possible angles of attack, including supercritical, in addition, the claimed device will ensure the safety of an emergency landing in case of engine failure.
- the technical task was to create a lifting force on the main plane of the steering wheel, depending only on the magnitude of the impact on the control plane of the steering wheel and independent of the angle of attack of the entire aircraft.
- This goal is achieved in that the rotation of the control plane can be carried out by any known method of influencing the control plane (mechanical, electric, hydraulic, jet), which does not create additional torque along the axis of attachment of the feathering rudder of Kiryushin to the fuselage of the aircraft, which is a fundamental difference between the invention from traditional aircraft control devices.
- the essence of the claimed device lies in the fact that the Kiryushin’s feathering rudder consists of two aerodynamic planes that change their relative position, while the main plane rotates freely on the axis of attachment to the fuselage, and the control plane is hinged to the main plane, and there is a force on the axis of attachment rudder to the fuselage by creating an angle of attack of the main plane of the rudder by changing the angle of attack of the control plane, that is, by changing the angle between the chord of the main plane and the chord of control Aveling plane of the Kiryushin’s feathering rudder.
- the aircraft of FIG. 2 contains the fuselage 1 with two feathering rudders of Kiryushin 2, freely rotating on the axes of attachment to the fuselage and controlling the aircraft.
- Kiryushin’s feathering steering wheel of Fig. L consists of a main plane 3, two rigidly attached to the main plane of the consoles 4, the control plane 5, which rotates in the hinges of the consoles due to the action of M on the lever 6 deflecting the control plane, that is, by changing the angle between the control chord plane and the chord of the main plane of the Kiryushin’s feathering rudder.
- the technical solution for the Kiryushin’s feathering rudder can be a rudder consisting of the primary and secondary planes that change their relative position.
- the deviation of the main plane of the steering wheel from a neutral position in the incoming air flow is carried out by changing the relative position of its components, and in particular by changing the position of the secondary plane and the subsequent change of the angle of attack of the main plane of the steering wheel.
- the inventive device operates as follows:
- the pilot controls the steering mechanisms acting on the drive lever 6, which deflects the control plane of the feathering steering wheel Kiryushin 2, i.e. the angle between the chords of the main and control planes changes.
- This will change the aerodynamic quality of the steering wheel 2, will cause a change in the lifting force P in the incoming air flow, which, when applied to the axis of attachment of the steering wheel to the fuselage 1, will allow controlling the aircraft by changing the angle of attack or the angle of heel of the aircraft itself.
- Such an impact is possible with the use of radio-controlled electric drives, hydraulic and pneumatic drives, which will not create a mechanical moment along the axis of attachment of the steering wheel 2 to the fuselage 1 of the aircraft.
- the technical result of the application of the claimed technical solution is the control device of the aircraft with a fully-winging Kiryushin rudder, the creation of a lifting force on the main plane of which depends only on the magnitude of the impact on the control plane of the steering wheel and does not depend on the angle of attack of the entire aircraft.
- this aircraft control device will ensure the safety of an emergency landing in the event of an engine failure.
- the effectiveness of the proposed technical solution will be especially noticeable when creating small-sized manned and unmanned vehicles, when landing can be done at large angles of attack of the aircraft and the most effective angles of attack of the steering wheel, which in turn reduces landing speed, improves landing safety, significantly reduces size requirements and surface quality of the runway.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
The inventive feathering control surface relates to aircraft engineering, in particular to aircraft control means and can be used for designing pilot-controlled and pilotless airborne vehicles of any type and size provided with adjustable control surfaces in the form of feathering controls. The aim of the invention is to design a feathering control surface which makes it possible to efficiently control an aircraft at all possible angles of attack, including supercritical and to ensure a safe emergency landing under any kind of engine failure. The technical problem consists in producing an ascentional force on the main plane of a control surface dependent only on the quantity of the force applied to the control plane of the control surface and independent of the angle of attack of the entire aircraft. The inventive feathering control surface comprises two aerodynamic planes which make it possible to modify the mutual position thereof, the main plane being freely rotatable about the axis used for fixing it to a fuselage, the control plane being connected by means of pin joints to the main plane and a force being produced on the axis used for fixing the control surface to the fuselage by forming an angle of attack of the main plane of the control surface modifying the angle of attack of the control plane, i.e. by changing an angle between the chord line of the main plane and the chord line of the control plane of the feathering control surface.
Description
Флюгирующий узел Feathering unit
Заявляемый флюгирующий руль Кирюшина относится к авиационной технике, а именно к средствам управления летательными аппаратами и может быть использован при создании пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов любых типов и размеров с регулируемыми поверхностями управления в виде флюгирующих рулей.The inventive feathering steering wheel Kiryushin relates to aircraft, and in particular to aircraft controls, and can be used to create manned and unmanned aerial vehicles of any type and size with adjustable control surfaces in the form of feathering rudders.
В специальной литературе есть упоминания флюгирующих рулей, однако в уровне техники не обнаружено предложенных в заявляемом техническом решении полностью флюгирующих рулей. В заявляемом техническом решении управление летательным аппаратом осуществляется полностью флюгирующими рулями, в дальнейшем называемыми флюгирующими рулями Кирюшина, каждый из которых изменяет взаимное расположение своих элементов и свободно вращается вокруг оси крепления руля к фюзеляжу.In the specialized literature there are references to the feathering rudders, however, in the prior art, the completely feathering steering wheels proposed in the claimed technical solution were not found. In the claimed technical solution, the aircraft is controlled by fully feathering rudders, hereinafter referred to as Kiryushin feathering rudders, each of which changes the relative position of its elements and rotates freely around the axis of the steering wheel to the fuselage.
Известно изобретение по патенту Российской Федерации JVЬ2O87381Known invention according to the patent of the Russian Federation JV2O87381
(ПРОТОТИП), MПK-6: B64C13/28; 39/12, от 11.06.1993 г., опубликованному 20.08.1997г., в котором описан летательный аппарат по схеме «yткa» с флюгирующими рулями, где используется воздействие на рули через пружинный привод, создающий крутящий момент вдоль оси руля, что делает эти рули «пceвдoфлюгиpyющими», а руль представляет собой одну аэродинамическую плоскость.(PROTOTYPE), MPK-6: B64C13 / 28; 39/12, dated 06/11/1993, published on 08/20/1997, which describes an aircraft according to the “ytka” scheme with feathering rudders, where the influence on the rudders through a spring drive that creates torque along the axis of the rudder is used, which makes these the steering wheels are “fully feathering”, and the steering wheel is one aerodynamic plane.
Недостатками прототипа являются: управление флюгирующими рулями производится не на всех углах атаки летательного аппарата; воздействие на руль через пружины ведет к смещению фокуса летательного аппарата ближе к центру масс, что снижает устойчивость летательного аппарата по сравнению с полностью флюгирующим рулем; использование пружинного привода может привести к возникновению вибрации летательного аппарата. Основными недостатками являются, в частности, неполное флюгирование, сложность и громоздкость конструкции.The disadvantages of the prototype are: control of feathering rudders is not carried out at all angles of attack of the aircraft; the impact on the steering wheel through the springs leads to a shift in the focus of the aircraft closer to the center of mass, which reduces the stability of the aircraft compared to a fully feathering wheel; Using a spring drive may cause vibration of the aircraft. The main disadvantages are, in particular, incomplete feathering, complexity and cumbersome construction.
Общими признаками прототипа и заявляемого технического решения является наличие флюгирования, хотя в прототипе оно ограничено узким диапазоном вращения руля, что связано с работой устройства воздействия на руль в виде пружинного привода.
Отличия заявляемого технического решения от прототипа состоят в том, что устройство-прототип реализовано с помощью усовершенствованной традиционной схемы руля, без использования эффекта полного флюгирования и без применения полностью флюгирующих рулей. В заявляемом техническом решении флюгирование осуществлено во всем диапазоне вращения руля.The common features of the prototype and the claimed technical solution is the presence of feathering, although in the prototype it is limited to a narrow range of rotation of the steering wheel, which is associated with the operation of the steering device in the form of a spring drive. The differences of the claimed technical solution from the prototype are that the prototype device is implemented using an improved traditional steering scheme, without using the full feathering effect and without using fully feathering steering wheels. In the claimed technical solution, feathering is carried out in the entire range of rotation of the steering wheel.
Цель разработки заявляемого технического решения - создание флюгирующего руля, который позволит обеспечить эффективное управление летательным аппаратом на всех возможных углах атаки, в том числе закритических, кроме того, заявляемое устройство обеспечит безопасность вынужденной посадки при аварийном отказе двигателей.The purpose of the development of the claimed technical solution is the creation of a feathering rudder, which will ensure effective control of the aircraft at all possible angles of attack, including supercritical, in addition, the claimed device will ensure the safety of an emergency landing in case of engine failure.
Технической задачей являлось создание подъемной силы на основной плоскости руля, зависящей только от величины воздействия на управляющую плоскость руля и не зависящей от угла атаки всего летательного аппарата.The technical task was to create a lifting force on the main plane of the steering wheel, depending only on the magnitude of the impact on the control plane of the steering wheel and independent of the angle of attack of the entire aircraft.
Поставленная цель достигается тем, что поворот управляющей плоскости может осуществляться любым известным способом воздействия на управляющую плоскость (механическим, электрическим, гидравлическим, реактивным), не создающим дополнительного крутящего момента вдоль оси крепления флюгирующего руля Кирюшина к фюзеляжу летательного аппарата, что и является принципиальным отличием изобретения от традиционных устройств управления летательными аппаратами.This goal is achieved in that the rotation of the control plane can be carried out by any known method of influencing the control plane (mechanical, electric, hydraulic, jet), which does not create additional torque along the axis of attachment of the feathering rudder of Kiryushin to the fuselage of the aircraft, which is a fundamental difference between the invention from traditional aircraft control devices.
Сущность заявляемого устройства состоит в том, что флюгирующий руль Кирюшина состоит из двух аэродинамических плоскостей, изменяющих свое взаимное расположение, при этом основная плоскость свободно вращается на оси крепления к фюзеляжу, а управляющая плоскость присоединена шарнирами к основной плоскости, при этом возникает сила на оси крепления руля к фюзеляжу за счет создания угла атаки основной плоскости руля путем изменения угла атаки управляющей плоскости, то есть за счет изменения угла между хордой основной плоскости и хордой управляющей плоскости флюгирующего руля Кирюшина.The essence of the claimed device lies in the fact that the Kiryushin’s feathering rudder consists of two aerodynamic planes that change their relative position, while the main plane rotates freely on the axis of attachment to the fuselage, and the control plane is hinged to the main plane, and there is a force on the axis of attachment rudder to the fuselage by creating an angle of attack of the main plane of the rudder by changing the angle of attack of the control plane, that is, by changing the angle between the chord of the main plane and the chord of control Aveling plane of the Kiryushin’s feathering rudder.
Сущность заявляемого технического решения поясняется чертежами фиг.1 и фиг.2, где:The essence of the proposed technical solution is illustrated by the drawings of figure 1 and figure 2, where:
V-поток набегающего воздуха;V-air flow;
Р-подъемная сила;
М-управляющий момент; Ml -управляющий момент левым рулем M2-yпpaвляющий момент правым рулемP-lift; M-control moment; ML left-hand drive torque M2-right-hand drive torque
1 - фюзеляж;1 - fuselage;
2 - флюгирующий руль Кирюшина;2 - Kiryushin feathering wheel;
3 - основная плоскость;3 - the main plane;
4 - консоли с шарнирами;4 - consoles with hinges;
5 - управляющая плоскость;5 - control plane;
6 - рычаг привода.6 - drive lever.
Летательный аппарат фиг.2 содержит фюзеляж 1 с двумя флюгирующими рулями Кирюшина 2, свободно вращающимися на осях крепления к фюзеляжу и управляющими летательным аппаратом. Флюгирующий руль Кирюшина фиг.l состоит из основной плоскости 3, двух жестко прикрепленных к основной плоскости консолей 4, управляющей плоскости 5, которая вращается в шарнирах консолей за счет воздействия M на рычаг 6, отклоняющий управляющую плоскость, то есть путем изменения угла между хордой управляющей плоскости и хордой основной плоскости флюгирующего руля Кирюшина.The aircraft of FIG. 2 contains the fuselage 1 with two feathering rudders of Kiryushin 2, freely rotating on the axes of attachment to the fuselage and controlling the aircraft. Kiryushin’s feathering steering wheel of Fig. L consists of a main plane 3, two rigidly attached to the main plane of the consoles 4, the control plane 5, which rotates in the hinges of the consoles due to the action of M on the lever 6 deflecting the control plane, that is, by changing the angle between the control chord plane and the chord of the main plane of the Kiryushin’s feathering rudder.
Техническим решением флюгирующего руля Кирюшина может быть руль, состоящий из основной и вторичной плоскостей, изменяющих свое взаимное расположение. Отклонение основной плоскости руля от нейтрального положения в набегающем потоке воздуха осуществляется путем изменения взаимного расположения его компонентов, а в частности за счет изменения положения вторичной плоскости и последующего изменения угла атаки основной плоскости руля.The technical solution for the Kiryushin’s feathering rudder can be a rudder consisting of the primary and secondary planes that change their relative position. The deviation of the main plane of the steering wheel from a neutral position in the incoming air flow is carried out by changing the relative position of its components, and in particular by changing the position of the secondary plane and the subsequent change of the angle of attack of the main plane of the steering wheel.
Заявляемое устройство работает следующим образом: Пилот рычагами управления приводит в движение рулевые механизмы, воздействующие на рычаг привода 6, который отклоняет управляющую плоскость флюгирующего руля Кирюшина 2, т.е. меняется угол между хордами основной и управляющей плоскостей. Это изменит аэродинамическое качество руля 2, вызовет изменение подъемной силы P в набегающем потоке окружающего воздуха, которая, будучи приложенной, к оси крепления руля к фюзеляжу 1 , позволит управлять летательным аппаратом за счет изменения угла атаки или угла крена самого летательного аппарата. Такое воздействие возможно при применении радиоуправляемых электроприводов, гидро- и пневмоприводов, которые не будут
создавать механический момент вдоль оси крепления флюrирующего руля 2 к фюзеляжу 1 летательного аппарата.The inventive device operates as follows: The pilot controls the steering mechanisms acting on the drive lever 6, which deflects the control plane of the feathering steering wheel Kiryushin 2, i.e. the angle between the chords of the main and control planes changes. This will change the aerodynamic quality of the steering wheel 2, will cause a change in the lifting force P in the incoming air flow, which, when applied to the axis of attachment of the steering wheel to the fuselage 1, will allow controlling the aircraft by changing the angle of attack or the angle of heel of the aircraft itself. Such an impact is possible with the use of radio-controlled electric drives, hydraulic and pneumatic drives, which will not create a mechanical moment along the axis of attachment of the steering wheel 2 to the fuselage 1 of the aircraft.
В данном случае показана схема летательного аппарата по схеме «yткa» с флюгирующими рулями Кирюшина и расположением управляющей плоскости сзади основной.In this case, the scheme of the aircraft according to the “ytka” scheme with Kiryushin's feathering rudders and the location of the control plane behind the main one is shown.
Техническим результатом применения заявляемого технического решения является устройство управления летательным аппаратом полностью флюгирующим рулем Кирюшина, создание подъемной силы на основной плоскости которого зависит только от величины воздействия на управляющую плоскость руля и не зависит от угла атаки всего летательного аппарата. Таким образом, обеспечивается эффективное управление летательным аппаратом на всех возможных углах атаки, в том числе закритических, путем создания оптимальной подъемной силы на руле, что позволит обеспечить устойчивый полет. Кроме того, данное устройство управления летательным аппаратом обеспечит безопасность вынужденной посадки при аварийном отказе двигателей. Эффективность предлагаемого технического решения будет особенно ощутима при создании малоразмерных пилотируемых и беспилотных аппаратов, когда посадку можно производить на больших углах атаки летательного аппарата и максимально эффективных углах атаки руля, что в свою очередь снижает посадочную скорость, повышает безопасность посадки, существенно снижает требования к размеру и качеству поверхности посадочной полосы.The technical result of the application of the claimed technical solution is the control device of the aircraft with a fully-winging Kiryushin rudder, the creation of a lifting force on the main plane of which depends only on the magnitude of the impact on the control plane of the steering wheel and does not depend on the angle of attack of the entire aircraft. Thus, it provides effective control of the aircraft at all possible angles of attack, including supercritical, by creating optimal lift on the steering wheel, which will ensure a stable flight. In addition, this aircraft control device will ensure the safety of an emergency landing in the event of an engine failure. The effectiveness of the proposed technical solution will be especially noticeable when creating small-sized manned and unmanned vehicles, when landing can be done at large angles of attack of the aircraft and the most effective angles of attack of the steering wheel, which in turn reduces landing speed, improves landing safety, significantly reduces size requirements and surface quality of the runway.
Из анализа уровня техники можно сделать вывод о том, что заявляемое техническое решение соответствует критериям патентоспособности изобретения «нoвизнa», «изoбpeтaтeльcкий ypoвeнь» и ((промышленная применимость)).
From the analysis of the prior art, we can conclude that the claimed technical solution meets the patentability criteria of the invention of “novelty”, “inventive step” and ((industrial applicability)).
Claims
Ф О Р М У Л А И З О Б Р Е Т Е Н И ЯCLAIM
Флюгирующий руль Кирюшина, включающий устройство воздействия на руль, отличающийся тем, что состоит из двух аэродинамических плоскостей, выполненных с возможностью изменения своего взаимного расположения, при этом основная плоскость выполнена свободно вращающейся на оси крепления к фюзеляжу летательного аппарата, а управляющая плоскость присоединена шарнирами к основной плоскости, при этом возникает сила на оси крепления руля к фюзеляжу за счет создания угла атаки основной плоскости руля путем изменения угла атаки управляющей плоскости, то есть за счет изменения угла между хордой основной плоскости и хордой управляющей плоскости флюгирующего руля Кирюшина, а в качестве устройства воздействия на руль применен рычаг привода.Kiryushin’s feathering rudder, including a steering wheel impact device, characterized in that it consists of two aerodynamic planes made with the possibility of changing their relative position, the main plane being freely rotating on the axis of attachment to the aircraft fuselage, and the control plane is hinged to the main plane, while there is a force on the axis of attachment of the steering wheel to the fuselage by creating an angle of attack of the main plane of the steering wheel by changing the angle of attack of the control plane STI, i.e. by changing the angle between the chord and the chord plane of the main control plane flyugiruyuschego Kiryushina booster and as a device to impact applied steering lever.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
1/2SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) 1/2
Фиг.1Figure 1
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
SUBSTITUTE SHEET (RULE 26)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2007/000164 WO2008123789A1 (en) | 2007-04-06 | 2007-04-06 | Feathering control surface |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2007/000164 WO2008123789A1 (en) | 2007-04-06 | 2007-04-06 | Feathering control surface |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2008123789A1 true WO2008123789A1 (en) | 2008-10-16 |
Family
ID=39831173
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2007/000164 WO2008123789A1 (en) | 2007-04-06 | 2007-04-06 | Feathering control surface |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| WO (1) | WO2008123789A1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2609620C1 (en) * | 2015-12-21 | 2017-02-02 | Юрий Константинович Краснов | Aircraft with feathered horizontal tail |
| RU2651959C1 (en) * | 2017-02-06 | 2018-04-24 | Юрий Константинович Краснов | Feathering horizontal fins (krasnov-fluger) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU7254A1 (en) * | 1926-09-06 | 1928-12-31 | Г. Юнкерс | Aircraft Steering Device |
| US2325548A (en) * | 1939-11-20 | 1943-07-27 | Roos Helmut | Control means for rudders and the flaps thereon |
| RU2087381C1 (en) * | 1993-06-11 | 1997-08-20 | Кирюшкин Герольд Анатольевич | Canard vehicle with feathering surfaces and drive through dead zone |
-
2007
- 2007-04-06 WO PCT/RU2007/000164 patent/WO2008123789A1/en active Application Filing
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU7254A1 (en) * | 1926-09-06 | 1928-12-31 | Г. Юнкерс | Aircraft Steering Device |
| US2325548A (en) * | 1939-11-20 | 1943-07-27 | Roos Helmut | Control means for rudders and the flaps thereon |
| RU2087381C1 (en) * | 1993-06-11 | 1997-08-20 | Кирюшкин Герольд Анатольевич | Canard vehicle with feathering surfaces and drive through dead zone |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2609620C1 (en) * | 2015-12-21 | 2017-02-02 | Юрий Константинович Краснов | Aircraft with feathered horizontal tail |
| RU2651959C1 (en) * | 2017-02-06 | 2018-04-24 | Юрий Константинович Краснов | Feathering horizontal fins (krasnov-fluger) |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3121117B1 (en) | Control system and strategy for tail sitter | |
| RU2700084C2 (en) | Multi-rotor with rotary wing | |
| US8757538B2 (en) | Aircraft having a variable geometry | |
| US8684314B2 (en) | Emergency piloting by means of a series actuator for a manual flight control system in an aircraft | |
| JP5676824B2 (en) | Private aircraft | |
| US7701161B2 (en) | Motor balanced active user interface assembly | |
| EP0202020B1 (en) | Super agile aircraft and method of flying it in supernormal flight | |
| US8002220B2 (en) | Rate limited active pilot inceptor system and method | |
| US9150306B2 (en) | Control lever for controlling a rotary wing, a mechanical control system including said control lever, and an aircraft | |
| CN103803078A (en) | Flying saucer type helicopter utilizing active airflow to generate lifting power | |
| RU2310582C2 (en) | System and method for control of flying vehicle | |
| JP2009528202A (en) | Electrical control system for aircraft control wing | |
| EP1787907A2 (en) | Emergency anti-torque device for a helicopter | |
| EP2081823B1 (en) | Compact ultralight aircraft of reduced dimensions, with vertical take-off and landing | |
| WO2008123789A1 (en) | Feathering control surface | |
| EP3878739B1 (en) | Bidirectional aircraft rotor | |
| US9038943B1 (en) | Safety aileron system | |
| WO2008099192A1 (en) | Thrust vectoring in aerial vehicles | |
| WO2009002206A1 (en) | Feathering control surface | |
| US1842250A (en) | Aeroplane | |
| RU2593178C1 (en) | Aerodynamic rudder | |
| US2369859A (en) | System of airplane control | |
| KR101625148B1 (en) | A dual type flight control system | |
| RU2539620C1 (en) | Aircraft landing control by heading | |
| WO2009113914A1 (en) | Method for controlling regime of the flow about a wing and an aircraft with a wing for carrying out said method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 07834937 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 07834937 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |