CZ300629B6 - Aircraft using for flight wall jet in order to generate lifting force - Google Patents
Aircraft using for flight wall jet in order to generate lifting force Download PDFInfo
- Publication number
- CZ300629B6 CZ300629B6 CZ20070570A CZ2007570A CZ300629B6 CZ 300629 B6 CZ300629 B6 CZ 300629B6 CZ 20070570 A CZ20070570 A CZ 20070570A CZ 2007570 A CZ2007570 A CZ 2007570A CZ 300629 B6 CZ300629 B6 CZ 300629B6
- Authority
- CZ
- Czechia
- Prior art keywords
- aircraft
- rotor
- ring
- blades
- aircraft according
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/06—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings
- B64C39/062—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings having annular wings
- B64C39/064—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings having annular wings with radial airflow
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Letadlo, používající k letu stěnový proud pro vytvoření vztlakuAircraft using wall jet to create lift
Oblast technikyTechnical field
Tento vynález se týká letadla, používajícího k letu stěnový proud pro vytvoření vztlaku, se zdokonaleným řízením pohybu letadla.The present invention relates to an aircraft using a wall jet to create buoyancy with improved aircraft movement control.
io Dosavadní stav technikyBACKGROUND OF THE INVENTION
Již několik desítek let je snahou konstruktérů navrhnout nový druh letadla se schopností kolmého startu a přistání, které by bylo bezpečnější, rychlejší a tišší než vrtulníky. Jedním z takových pokusuje tzv. „kruhové letadlo“ navržené v roce 1991 v patentu US 5 054 713, které využívá stě15 nového proudu (někdy též nezývaného Coandův efekt) pro vytvoření vztlaku, přičemž změny směru pohybu letadla se dosahuje pomocí náhlého přerušení stěnového proudu na té straně letadla, na kterou se má naklonit. Nevýhodou takového řešení směrového řízení uvedeného letadla je hlavně vznik silných turbulencí a z nich vyplývající snížení stability letu, ztráta výkonu a zvýšení hlučnosti.For several decades, engineers have been trying to design a new type of aircraft with the ability to take off and land vertically, which would be safer, faster and quieter than helicopters. One such attempt is the so-called "circular aircraft" proposed in 1991 in US Patent 5,054,713, which uses a hundred -15 new current (sometimes also called the Coanda effect) to create buoyancy while changing the direction of aircraft movement by suddenly interrupting the wall current the side of the aircraft to tilt. The disadvantage of such a directional control solution of the aircraft is mainly the occurrence of severe turbulence and the resulting decrease in flight stability, loss of power and increase in noise.
Uvedená nevýhoda brání širšímu využití letadel využívajících stěnový proud. Navržení letadla s dokonalejším řízením jeho pohybu by tedy také umožnilo široké využití tohoto druhu letadla.This disadvantage prevents the wider use of wall jet aircraft. Designing an aircraft with better control of its movement would therefore also allow for widespread use of this type of aircraft.
Podstata vynálezuSUMMARY OF THE INVENTION
Výše uvedené nevýhody dosavadního stavu techniky odstraňuje letadlo, používající k letu stěnový proud pro vytvoření vztlaku, podle vynálezu, obsahující rotor, umístěný na kabině letadla, a celoobvodový nebo přerušený prstenec obklopující rotor, přičemž mezi spodní stranou prstence a protilehlým povrchem kabiny je výstupní mezera pro odvádění vzduchu, hnaného do výstupní mezery rotorem, jehož podstata spočívá v tom, že obsahuje řídicí prostředek pro plynulou změnu rozdílu rychlostí a průtokových množství vzduchu alespoň dvěma navzájem různými místy na obvodu výstupní mezery za letu letadla.The aforementioned disadvantages of the prior art are eliminated by an aircraft using a wall jet to create a buoyancy according to the invention, comprising a rotor located on the aircraft cabin and an all-round or discontinuous ring surrounding the rotor, with an outlet gap for the underside of the ring and the opposite surface. exhaust air driven into the exit gap by a rotor, comprising the means for continuously varying the difference in velocities and air flow rates through at least two mutually different points on the periphery of the exit gap in flight of the aircraft.
Podle jednoho z výhodných provedení řídicí prostředek obsahuje rotor uspořádaný tak, že za letu letadla je řízeně měnitelná poloha jeho osy vůči kabině.According to a preferred embodiment, the control means comprises a rotor arranged such that, in flight, the position of its axis relative to the cockpit is controlled.
Podle dalšího výhodného provedení řídicí prostředek obsahuje prstenec uspořádaný tak, že za letu letadla je řízeně měnitelná poloha alespoň části jeho spodního povrchu vzhledem k proti40 lehlému povrchu a tím i geometrie výstupní mezery. Toho lze dosáhnout například tak, že alespoň část vnější okrajové oblasti prstence je tvořena klapkami s řízeně měnitelnou polohou. Alternativně však může mít prstenec ve všech svých polohách stálý tvar a jeho poloha se mění nakláněním prstence. Další možností je, že alespoň část prstence je pružná a v uvedené změněné poloze je prstenec pružně deformován.According to a further preferred embodiment, the control means comprises a ring arranged such that, in flight, the position of at least a portion of its lower surface is controlled in a controlled manner relative to the counter-light surface and hence the exit gap geometry. This can be achieved, for example, in that at least a portion of the outer peripheral region of the ring is formed by flaps having a controlled position. Alternatively, however, the ring may have a constant shape in all its positions, and its position may vary by tilting the ring. Another possibility is that at least a portion of the ring is resilient and in said changed position the ring is resiliently deformed.
Podle dalšího výhodného provedení řídicí prostředek obsahuje natáčeeí lopatky rotoru uspořádané tak, že za letu letadla je řízeně měnitelný jejich relativní úhel natočení vůči rotoru, k němuž jsou uchyceny. Lopatky rotoru mohou být uspořádány pro kolektivní natáčení souboru lopatek nebo pro cyklické natáčení souboru lopatek.According to a further preferred embodiment, the control means comprises rotating blades of the rotor arranged in such a way that their relative angle of rotation relative to the rotor to which they are attached is controlled in a controlled manner. The rotor blades may be arranged to collectively rotate the blade assembly or to cyclically rotate the blade assembly.
Podle dalšího výhodného provedení řídicí prostředek obsahuje natáčeeí lopatky uspořádané pro řiditelnou změnu jejich úhlu natočení za letu letadla a umístěné ve výstupní mezeře. Tyto lopatky mohou být uspořádány pro kolektivní natáčení souboru lopatek nebo pro cyklické natáčení souboru lopatek.According to a further preferred embodiment, the control means comprises swivel vanes arranged to controlly change their angle of rotation in flight of the aircraft and located in the exit gap. These vanes may be arranged to collectively rotate the blade assembly or to cyclically rotate the blade assembly.
Přehled obrázků na výkresechBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
Vynález a jeho výhodná provedení budou dále podrobněji popsány s odkazem na připojené výkresy, na nichž zobrazuje obr. 1 schematicky celkový perspektivní pohled na letadlo podle vynálezu, obr. 2a schematický řez částí letadla využívajícího pro řízení pohybu letadla naklápění prstence, podle prvního příkladu provedení, obr. 2b schematický řez druhým příkladem provedení letadla, využívajícího pro řízení pohybu letadla deformaci pružného prstence, obr. 2c schematický řez třetím příkladem provedení letadla, využívajícího pro řízení pohybu letadla naklápění io klapek na konci prstence, obr. 3 schematický řez čtvrtým příkladem provedení letadla, využívajícího pro řízení pohybu letadla naklápění rotoru, obr. 4 schematický řez pátým příkladem provedení letadla, využívajícího pro řízení pohybu letadla cyklické a kolektivní natáčení lopatek rotoru a obr. 5 schematický řez šestým příkladem provedení letadla, využívajícího pro řízení pohybu letadla cyklické a kolektivní natáčení lopatek ve výstupní mezeře.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention and its preferred embodiments will be described in more detail below with reference to the accompanying drawings, in which FIG. 1 shows schematically an overall perspective view of an aircraft according to the invention; Fig. 2b schematic cross-section of a second exemplary embodiment of an aircraft utilizing elastic ring deformation to control aircraft movement; Fig. 2c schematic cross-section of a third exemplary embodiment of an aircraft utilizing tilting and flaps at the end of the ring; Fig. 4 is a schematic cross-sectional view of a fifth exemplary embodiment of an aircraft utilizing a rotor and collective rotation of the rotor blades to control the movement of the rotor; Aircraft management, using the cyclic and collective rotation of the blades in the exit gap to control aircraft movement.
Příklady provedení vynálezuDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Na obr. 1 je schematicky zobrazen celkový pohled na letadlo 1 používající k letu stěnový proud pro vytvoření vztlaku (dále jen „letadlo“).Figure 1 schematically shows an overall view of an aircraft 1 using a wall current to create buoyancy (hereinafter "aircraft") for flight.
Kabina 2 letadla J_ má oválný tvar podobný elipsoidu. Na připojených obrázcích je pro zjednodušení zobrazen kulový tvar kabiny 2 letadla f. Nad kabinou 2 je umístěný rotor 3 axiálního typu (může být i diagonálního nebo radiálního typu) s průměrem menším než je průměr letadla 1, těsně obklopený prstencem 4. Vstup do rotoru 3 je shora, výstup z rotoru 3 vede na horní stěnu kabiny 2 a do úzké mezery 5 vytvořené mezi spodní stranou prstence 4 a horní stěnou kabiny 2 letadla 1. Prstenec 4 má v průřezu tvar podobný křídlu. Tento tvar poskytuje prstenci 4 velmi malý odpor vzduchu při letu, zajišťuje hladký vstup proudu vzduchu do rotoru 3 a současně zajišťuje plynulý výstup proudu vzduchu na povrch kabiny 2. Prstenec 4 tohoto tvaru také účinně tlumí aerodynamický hluk způsobený rotorem 3. Podvozek letadla 1 je tvořen čtyřmi výklopnými nohami 12, aleje možné použít i např. výsuvné teleskopické nohy a podobně.The aircraft cabin 2 has an oval shape similar to an ellipsoid. For simplicity, the attached figures show the spherical shape of the aircraft cabin 2. An axial type rotor 3 (possibly diagonal or radial type) with a diameter smaller than the diameter of the aircraft 1, closely surrounded by the ring 4, is located above the cabin 2. is from above, the outlet from the rotor 3 leads to the upper wall of the cabin 2 and to the narrow gap 5 formed between the underside of the ring 4 and the upper wall of the cabin 2 of the aircraft 1. The ring 4 has a wing-like cross section. This shape provides the ring 4 with very low air resistance in flight, provides a smooth inlet of air flow to the rotor 3, while ensuring a smooth flow of air stream to the cabin surface 2. The ring 4 of this shape also effectively attenuates the aerodynamic noise caused by the rotor. however, it is also possible to use, for example, telescopic legs and the like.
Vztlak je vytvářen prouděním vzduchu nasávaného rotorem 3, které vytváří na výstupu z rotoru 3 vlivem výstupní mezery 5 tenký proud (tzv. stěnový proud), přičemž pomocí podtlaku je proud udržován u stěny kabiny 2 a plynule obtéká kabinu 2 směrem k její dolní části. V průběhu obtékání kabiny 2 se tento proud postupně směšuje s okolním vzduchem a částečně jej strhává s sebou. V blízkosti středu spodní části kabiny 2 se stěnový proud postupně oddaluje od stěny a proudí směrem dolů, do volného vzduchu.The buoyancy is created by the air flow drawn by the rotor 3, which produces a thin current (so-called wall flow) at the outlet of the rotor 3 due to the outlet gap 5, while the vacuum is maintained by the wall 2 and flows smoothly towards the bottom. During the bypassing of the cab 2, this stream gradually mixes with the ambient air and partially entrains it with it. Near the center of the lower part of the cab 2, the wall jet gradually moves away from the wall and flows downward, into the free air.
Velikost celkového vztlaku lze ovlivnit změnou rychlosti otáčení rotoru 3, čímž se změní rychlost a průtokové množství vzduchu, které je nasáváno rotorem 3, a tedy i celková rychlost a průtokové množství stěnového proudu na všech stranách současně.The amount of total buoyancy can be influenced by varying the rotational speed of the rotor 3, thereby altering the speed and flow rate of air that is drawn in by the rotor 3 and hence the total speed and flow rate of the wall flow on all sides simultaneously.
Řízení pohybu letadla 1 kolem svislé osy je zajištěno pomocí velkého počtu natáčecích lopatek 6 umístěných za výstupem z rotoru 3, na rozdíl od uvedeného dosavadního stavu techniky, kde je řízení pohybu letadla kolem svislé osy zajištěno kombinací velkého počtu pevných lopatek a několika natáěccích lopatek, které uvádějí stěnový proud do takového směru rotace, aby se letadlo otočilo žádoucím směrem.Control of the movement of the aircraft 1 about the vertical axis is provided by a large number of swivel blades 6 located downstream of the rotor 3, as opposed to the prior art, where control of the motion of the aircraft about the vertical axis is provided by a combination of a large number of fixed blades and several swivel blades. bring the wall current into a direction of rotation such that the aircraft rotates in the desired direction.
5t) Řízení směru letu letadla 1 je zajištěno nakláněním letadla I způsobeným změnou vztlakových sil na různých stranách letadla 1. Vzniklý klopný moment skloní letadlo 1 a skloněním vznikne vodorovná složka celkové vztlakové síly která uvede letadlo 1 do pohybu daným směrem.5t) Flight direction control of aircraft 1 is provided by tilting aircraft I caused by a change in buoyancy forces on different sides of aircraft 1. The resulting heeling moment tilts aircraft 1 and tilts to produce a horizontal component of total buoyancy force that moves aircraft 1 in that direction.
U letadla podle uvedeného dosavadního stavu techniky se naklánění letadla dosahuje náhlým přerušením stěnového proudu hradly, kolmými klapkami nebo přídavným proudem vzduchu zeIn the prior art aircraft, the tilt of the aircraft is achieved by abruptly interrupting the wall flow through gates, perpendicular flaps, or an additional air flow from the
-2 CZ 300629 B6 štěrbin na různých stranách letadla. Jak je zmíněno v úvodu, nevýhodou tohoto řešení řízení je hlavně vznik silných turbulencí a z nich vyplývající snížení stability letu, ztráta výkonu a zvýšení hlučnosti.The slots on the different sides of the aircraft. As mentioned in the introduction, the disadvantage of this control solution is mainly the occurrence of severe turbulence and the resulting reduction in flight stability, loss of power and noise.
Naproti tomu u letadla I podle tohoto vynálezu se řídí naklánění letadla 1 pomocí řídicího prostředku popsaného níže, přičemž řízení naklánění je založeno na plynulé změně rychlosti a průtokového množství stěnového proudu na různých stranách letadla I.In contrast, in the aircraft I according to the invention, the tilt of the aircraft 1 is controlled by the control means described below, wherein the tilt control is based on a continuous change in the velocity and flow rate of the wall current on different sides of the aircraft I.
S použitím řídicího prostředku podle tohoto vynálezu se současnou a stejnou změnou rychlosti a průtokového množství stěnového proudu na opačných či na všech stranách letadla I navíc dosáhne plynulé změny celkového vztlaku a to rychleji než změnou otáček rotoru 3.In addition, using the control means of the present invention, a simultaneous and equal variation in the velocity and flow rate of the wall current on opposite or all sides of the aircraft 1 achieves a continuous change in total buoyancy faster than the rotor speed 3.
Dále budou popsány příklady provedení letadla podle vynálezu, které využívají různá provedení řídícího prostředku, které lze však rovněž kombinovat. U těchto příkladů provedení obsahuje letadlo i na vhodných místech servomotory 11 a táhla s normálními i s kulovými čepy, které je možné napojit na mechanické či elektronické pilotní prostředky a palubní počítače. Natáčecí lopatky 6 pro řízení letadla 1 kolem svislé osy jsou mechanicky spřažené (v příkladech na obrázcích pomocí spojovacího prstence 7 spojeného s každou natáčecí lopatkou 6), aby postačilo natočit pomocí servomotoru JJ. jednu natáčecí lopatku 6 a ostatní natáčecí lopatky 6 se natočily současně (kolektivní řízení otáčení letadla J kolem svislé osy). U příkladu provedení v němž jsou lopatky 6 použity i ke směrovému řízení je spojovací prstenec 7 připojený ke čtyřem servomotorům 11 a řídí navíc natočení lopatek 6 tak, že mění rychlosti a průtokové množství stěnového proudu na různých stranách letadla (cyklické řízení směru letu letadla 1).Hereinafter, embodiments of an aircraft according to the invention will be described which utilize various embodiments of the control means, but may also be combined. In these exemplary embodiments, the aircraft also includes, at appropriate locations, servomotors 11 and rods with both normal and spherical pins that can be connected to mechanical or electronic pilot means and on-board computers. The swivel blades 6 for steering the aircraft 1 about the vertical axis are mechanically coupled (in the examples in the figures by means of a connecting ring 7 connected to each swivel blade 6) to be able to swivel by a servomotor 11. one swivel blade 6 and the other swivel vanes 6 are rotated simultaneously (collective control of the rotation of the aircraft J about a vertical axis). In the example of the embodiment in which the blades 6 are also used for directional control, the connecting ring 7 is connected to four servomotors 11 and in addition controls the rotation of the blades 6 by varying the velocities and flow rate of the wall current on different sides of the aircraft. .
Alternativou je použít pro každou natáčecí lopatku 6 samostatný malý servomotor a spřažení natáčecích lopatek 6 je možné uskutečnit elektronicky.An alternative is to use a separate small servomotor for each swivel blade 6 and the swivel blade 6 can be electronically coupled.
Dále následuje uvedený popis příkladů provedení letadla podle vynálezu:The following is an example of an embodiment of an aircraft according to the invention:
a) Letadlo s řízením směru letu plynulou změnou šířky výstupní mezery na různých stranách letadla (obr. 2a, 2b, 2c)a) Aircraft with directional control by continuously varying the exit gap width on different sides of the aircraft (Figs. 2a, 2b, 2c)
Při změně šířky výstupní mezery 5 se na různých stranách letadla 1 plynule změní příslušným způsobem rychlost a průtokové množství stěnového proudu. Prstenec 4 může být pevný a pak je šířka výstupní mezery 5 měněna naklopením a osovým posunutím celého prstence 4 - tato varianta je zobrazena na obr. 2a. Obr. 2b ukazuje prstenec 4 z pružného materiálu, přičemž šířka výstupní mezery 5 je měněna pružnou deformací oblastí prstence 4. Další variantu zobrazuje obr. 2c, kdy řídicí prostředek obsahuje klapky 9 umístěné na konci prstence 4. Pro změnu šířky výstupní mezery 5 jsou klapky 9 na konci prstence 4 plynule naklápěny vzhledem ke kabině 2 letadla 1.As the width of the outlet gap 5 changes, the velocity and flow rate of the wall flow are continuously varied on different sides of the aircraft 1. The ring 4 may be fixed and then the width of the output gap 5 is varied by tilting and axially displacing the entire ring 4 - this variant is shown in Fig. 2a. Giant. 2b shows a ring 4 of resilient material, the width of the exit gap 5 being varied by the elastic deformation of the areas of the ring 4. Another variation is shown in FIG. 2c where the control means comprises flaps 9 located at the end of the ring 4. the end of the ring 4 is continuously tilted relative to the aircraft cabin 2.
Rozdílnou změnou šířky výstupní mezery 5 na opačných stranách letadla 1 se mění příslušně i rychlosti a průtokové množství stěnového proudu a dosáhne se plynulé změny vztlaku na těchto stranách letadla J a tím i jeho naklonění.By varying the width of the exit gap 5 on the opposite sides of the aircraft 1, the velocities and the flow rate of the wall current are varied accordingly and a continuous change in the buoyancy on these sides of the aircraft J and thereby its inclination is achieved.
Současnou a stejnou změnou šířky mezery 5 na opačných či na všech stranách letadla 1 se změní stejně i rychlosti a průtokové množství stěnového proudu a dosáhne se plynulé změny celkového vztlaku.By simultaneously and equally changing the width of the gap 5 on opposite or all sides of the aircraft 1, the velocities and the flow rate of the wall current are changed equally and a continuous change of the total buoyancy is achieved.
b) Letadlo s řízením směru letu nakláněním rotoru vůči kabině letadla (obr. 3)b) Aircraft with direction control by tilting the rotor relative to the aircraft cabin (Fig. 3)
Tato varianta řízení směru letu letadla 1 využívá řídicí prostředek, kterýje zobrazen na obr. 3. Naklánění rotoru 3 uchyceného v univerzálním kloubu 13 způsobí plynulé snížení rychlosti a průtokového množství stěnového proudu na jedné straně letadla 1 a současně způsobí plynulé zvýšení rychlosti a průtokového množství stěnového proudu na opačné straně letadla 1. Tím seThis variant of the direction of flight of the aircraft 1 utilizes the control means shown in Fig. 3. Tilting the rotor 3 mounted in the universal joint 13 will cause a continuous reduction in the velocity and flow rate of the wall current on one side of the aircraft 1. current on the opposite side of the aircraft 1. This is
-3CZ 300629 B6 příslušně změní i vztlakové síly na těchto stranách letadla i a letadlo J_ se nakloní. Přenos rotace z motoru 10 na rotor 3 je zajištěn prostřednictvím dvojitého univerzálního kloubu 14.Accordingly, the buoyancy forces on these sides of the aircraft 1 will also change and the aircraft will tilt. The transfer of rotation from the motor 10 to the rotor 3 is ensured by a double universal joint 14.
c) Letadlo s řízením směru letu cyklickou a kolektivní změnou natočení lopatek rotoru (obr. 4)c) Aircraft with direction control by cyclic and collective rotation of rotor blades (Fig. 4)
Kolektivní změna nastaven úhlu lopatek 8 rotoru 3 znamená, že všechny lopatky 8 změní svůj úhel nastavení o stejnou hodnotu. Cyklická změna nastavení úhlu lopatek 8 rotoru 3 znamená, že každá lopatka 8 změní svůj úhel nastavení o hodnotu závislou na poloze lopatky 8 vůči letadlu 1.A collective change in the angle of the blades 8 of the rotor 3 means that all the blades 8 change their angle of adjustment by the same value. Cyclically changing the blade angle settings 8 of the rotor 3 means that each blade 8 changes its setting angle by a value dependent on the position of the blade 8 relative to the aircraft 1.
io Při cyklické změně úhlu natočení lopatek 8 (obr. 4) se plynule sníží rychlost a průtokové množství stěnového proudu na jedné straně letadla 1 a naopak plynule se zvýší rychlost a průtokové množství stěnového proudu na opačné straně letadla 1. Tím se příslušně změní i vztlakové síly na těchto stranách letadla 1 a letadlo 1 se nakloní. Při kolektivní změně natočení lopatek 8 se plynule a stejně změní rychlost a průtokové množství stěnového proudu na všech stranách letadla i.io In the cyclic rotation of the blades 8 (Fig. 4), the velocity and flow rate of the wall current on one side of the aircraft 1 is continuously reduced, while the velocity and flow rate of the wall current on the opposite side of the aircraft 1 is increased. forces on these sides of aircraft 1 and aircraft 1 tilt. When the rotation of the blades 8 is changed collectively, the velocity and flow rate of the wall flow on all sides of the aircraft i change smoothly and equally.
Tím se změní i celková vztlaková síla. Cyklickou a kolektivní změnu nastavení úhlu lopatek 8 je možné kombinovat. Lopatky 8 rotoru 3 jsou natáčené řídicí kruhovou deskou J_5 rotující spolu s rotorem 3 a spojenou kluzně s válcem 16, který nakloněním a osovým posunutím příslušně nakloní a osově posune uvedenou řídicí rotující desku 15. Řídicí válec 16 se neotáčí a naklání se a osově posunuje pomocí připevněných táhel řízení.This also changes the overall buoyancy force. It is possible to combine cyclic and collective change of the blade angle settings 8. The blades 8 of the rotor 3 are rotated by a control plate 15 rotating together with the rotor 3 and slidably coupled to the cylinder 16, which tilts and axially displaces respectively the control rotary plate 15. The control cylinder 16 is not rotated and tilted and axially shifted by of mounted steering rods.
d) Letadlo s řízením směru letu cyklickou a kolektivní změnou natočení lopatek ve výstupní mezeře (obr. 5)d) Aircraft with direction control by cyclic and collective change of the blades in the exit gap (Fig. 5)
Spojovací prstenec 7, řídicí cyklické i kolektivní natočení lopatek 6, je připojený ke čtyřem servomotorům 11, je otočný vzhledem k vertikální ose (čímž řídí kolektivní změnu úhlu natočení lopatek 6) a posuvný ve vodorovné rovině (čímž řídí cyklickou změnu úhlu natočení lopatek 6),The connecting ring 7, controlling the cyclic and collective rotation of the blades 6, is connected to the four servomotors 11, is rotatable relative to the vertical axis (thereby controlling the collective change of the rotation angle of the blades 6) and slidable in the horizontal plane ,
Při cyklické změně úhlu natočení lopatky 6 změní svůj úhel natočení tak, aby se rychlosti a průtokové množství stěnového proudu na jedné straně letadla 1 plynule zvýšily a na opačné straně letadla 1 se odpovídajícím způsobem plynulé snížily. Tím se příslušně změní i vztlakové síly na těchto stranách letadla i, a to se nakloní.When cyclically changing the angle of rotation of the blade 6, it changes its angle of rotation so that the velocities and flow rate of the wall current on one side of the aircraft 1 increase steadily and on the opposite side of the aircraft 1 decrease correspondingly smoothly. This will also change the buoyancy forces on these sides of the aircraft i and tilt.
Při kolektivní změně úhlu natočení lopatky 6 změní svůj úhel natočení o stejnou hodnotu. Změní se tak rotace stěnového proudu a letadlo i se natočí kolem svislé osy.When the blade angle of rotation 6 is changed collectively, it changes its rotation angle by the same value. This changes the rotation of the wall current and turns the aircraft about a vertical axis.
Cyklickou a kolektivní změnu nastavení úhlu lopatek 6 je možné kombinovat.It is possible to combine cyclic and collective change of the blade angle settings 6.
Jak bylo již výše naznačeno, využití stěnového proudu pro letadla s kolmým startem a přistáním bylo doposud velmi problematické, zejména z důvodu nedostatečných prostředků pro jeho řízení a chybějícího vhodného vyřešení tvaru prstence, který zajišťuje vstup proudu vzduchu do rotoru a výstup stěnového proudu z rotoru na stěnu kabiny.As already indicated above, the use of wall current for perpendicular take-off and landing aircraft has been very problematic so far, in particular due to insufficient means for controlling it and the lack of a suitable ring shape that provides air inlet to the rotor and wall outlet from the rotor to cab wall.
Při použití řídicího prostředku u letadla podle vynálezu, který obsahuje prstenec vhodného tvaru, sc plynule mění stěnový proud na různých stranách letadla a toto řízení je podstatně účinnější a přesnější než řízení pohybu letadla podle dosavadního stavu techniky. Vynález výrazně zlepšuje řiditelnost letadla založeného na využití stěnového proudu, protože nevznikající žádné turbulence při změnách směru letu, řízení velikosti a rozložení vztlakových sil na povrchu letadla je velmi přesné a oproti dřívějšímu řešení umožňuje snadno vyrovnat případné nerovnoměrnosti rozložení nákladu v letadle změnou rozložení vztlakové síly. Nový tvar prstence také stíní a tlumí aerodynamický hluk od rotoru.When using the control means in an aircraft according to the invention, which comprises a ring of suitable shape, sc continuously changes the wall current on different sides of the aircraft, and this control is substantially more efficient and more accurate than the control of aircraft movement according to the prior art. The invention greatly improves the control of an aircraft based on the use of wall current, since no turbulence in flight direction changes, size control and uplift on the aircraft surface is very accurate and, compared to the prior art, makes it easy to compensate for any uneven load distribution in the aircraft by changing uplift. The new ring shape also shields and attenuates the aerodynamic noise from the rotor.
Nově navržené druhy podvozku zajišťují velmi dobrou stabilitu letadla při startu i přistání a jsou při zasunutí v kabině prostorově úsporné.The newly designed landing gear ensures very good aircraft stability during take-off and landing and are space-saving when retracted in the cabin.
-4 CZ 300629 B6-4 CZ 300629 B6
Díky novému řídicímu prostředku má letadlo podle vynálezu výborné letové vlastnosti a je snadno ovladatelné. Samozřejmě může letadlo využít všech moderních druhů motorů, kromě běžných elektrických ěi spalovacích motorů je zejména vhodné použít plynovou turbínu. Pro stavu letadla je vhodné použít lehké kovové slitiny a kompozitní materiály. Pro navigaci je dnes již samozřejmé použití autopilotů a dalších palubních počítačů, které ulehčují řízení zejména při letech na velké vzdálenosti, při obtížných letových podmínkách a složitých letových manévrech.Thanks to the new control means, the aircraft according to the invention has excellent flight characteristics and is easy to operate. Of course, the aircraft can use all modern types of engines, in addition to conventional electric and internal combustion engines, it is particularly suitable to use a gas turbine. It is advisable to use light metal alloys and composite materials for aircraft condition. The use of autopilots and other on-board computers is now commonplace for navigation, which makes driving easier, especially on long-haul flights, difficult flight conditions and difficult flight maneuvers.
Letadlo s řídicím prostředkem podle vynálezu je velmi vhodné jako alternativa k vrtulníkům ať již v bezpilotní verzi nebo ve verzi s posádkou a má velmi široké možnosti využití.The aircraft with the control means according to the invention is very suitable as an alternative to helicopters, whether in unmanned or manned versions, and has a very wide range of applications.
Claims (12)
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ20070570A CZ300629B6 (en) | 2007-08-22 | 2007-08-22 | Aircraft using for flight wall jet in order to generate lifting force |
| PCT/CZ2008/000092 WO2009024101A2 (en) | 2007-08-22 | 2008-08-15 | Aircraft, using a wall jet to create a lift for flight, with advanced controls of aircraft motion |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ20070570A CZ300629B6 (en) | 2007-08-22 | 2007-08-22 | Aircraft using for flight wall jet in order to generate lifting force |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CZ2007570A3 CZ2007570A3 (en) | 2009-03-04 |
| CZ300629B6 true CZ300629B6 (en) | 2009-07-01 |
Family
ID=40378731
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CZ20070570A CZ300629B6 (en) | 2007-08-22 | 2007-08-22 | Aircraft using for flight wall jet in order to generate lifting force |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| CZ (1) | CZ300629B6 (en) |
| WO (1) | WO2009024101A2 (en) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2471663A (en) * | 2009-07-06 | 2011-01-12 | Aesir Ltd | Coanda effect vehicle |
| GB2472023A (en) * | 2009-07-21 | 2011-01-26 | Aesir Ltd | Steering flying vehicle by control of aerofoil |
| US8256705B2 (en) * | 2009-11-04 | 2012-09-04 | Raytheon Company | Torque production vehicle and method |
| CN106314777B (en) * | 2016-08-29 | 2019-12-24 | 英华达（上海）科技有限公司 | Unmanned aerial vehicle |
| KR101916159B1 (en) * | 2018-03-26 | 2018-11-07 | 홍쿠이 진 | Flying disk |
| KR102038103B1 (en) * | 2018-10-31 | 2019-10-29 | 홍쿠이 진 | Flying disk |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0534611A1 (en) * | 1991-09-24 | 1993-03-31 | A.H. Beck Foundation Co., Inc. | Improvements in or relating to aircraft |
| US6086016A (en) * | 1997-01-21 | 2000-07-11 | Meek; Stanley Ronald | Gyro stabilized triple mode aircraft |
| US6450446B1 (en) * | 2001-06-05 | 2002-09-17 | Bill Holben | Counter rotating circular wing for aircraft |
| US6581872B2 (en) * | 2001-08-08 | 2003-06-24 | Eric Ronald Walmsley | Circular vertical take off & landing aircraft |
| WO2005019027A1 (en) * | 2003-01-02 | 2005-03-03 | Dunagin Percy E Jr | Vertical lift aircraft having an enclosed rotary wing |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1219058A (en) * | 1958-03-20 | 1960-05-16 | Supporting device for supporting surfaces | |
| GB942856A (en) * | 1961-01-05 | 1963-11-27 | Wessel Johannes Olivier Wessel | Vertical-take-off and landing aircraft |
| US3397853A (en) * | 1966-10-05 | 1968-08-20 | William B. Richardson Sr. | Fluid sustained vehicle |
| US5054713A (en) * | 1989-04-03 | 1991-10-08 | Langley Lawrence W | Circular airplane |
| US5765776A (en) * | 1996-10-22 | 1998-06-16 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Omnidirectional and controllable wing using fluid ejection |
| GB2387158B (en) * | 2002-03-01 | 2005-08-10 | Robert John Collins | Aerial devices |
| US7147183B1 (en) * | 2004-01-22 | 2006-12-12 | Robert Jonathan Carr | Lift system for an aerial crane and propulsion system for a vehicle |
-
2007
- 2007-08-22 CZ CZ20070570A patent/CZ300629B6/en not_active IP Right Cessation
-
2008
- 2008-08-15 WO PCT/CZ2008/000092 patent/WO2009024101A2/en active Application Filing
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0534611A1 (en) * | 1991-09-24 | 1993-03-31 | A.H. Beck Foundation Co., Inc. | Improvements in or relating to aircraft |
| US6086016A (en) * | 1997-01-21 | 2000-07-11 | Meek; Stanley Ronald | Gyro stabilized triple mode aircraft |
| US6450446B1 (en) * | 2001-06-05 | 2002-09-17 | Bill Holben | Counter rotating circular wing for aircraft |
| US6581872B2 (en) * | 2001-08-08 | 2003-06-24 | Eric Ronald Walmsley | Circular vertical take off & landing aircraft |
| WO2005019027A1 (en) * | 2003-01-02 | 2005-03-03 | Dunagin Percy E Jr | Vertical lift aircraft having an enclosed rotary wing |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2009024101A2 (en) | 2009-02-26 |
| WO2009024101A3 (en) | 2009-11-05 |
| CZ2007570A3 (en) | 2009-03-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8448905B2 (en) | Aircraft with aerodynamic lift generating device | |
| US10562620B2 (en) | Tilt-wing aircraft | |
| US10301016B1 (en) | Stabilized VTOL flying apparatus and aircraft | |
| US8496200B2 (en) | Control flows and forces in VTOL vehicles | |
| RU2631728C1 (en) | Combined aircraft equipped with moment compensation device and method for forming additional rotation moment for mentioned aircraft | |
| US5421538A (en) | VTOL aircraft | |
| US9162764B2 (en) | Craft and method for assembling craft with controlled spin | |
| US3785592A (en) | Vtol aircraft | |
| CZ300629B6 (en) | Aircraft using for flight wall jet in order to generate lifting force | |
| KR20180099522A (en) | A thrust producing unit with at least two rotor assemblies and a shrouding | |
| JP2008542128A (en) | Apparatus and associated method for generating horizontal force in an aircraft vehicle | |
| WO2007099543A2 (en) | Ground effect vanes arrangement | |
| US6113029A (en) | Aircraft capable of hovering and conventional flight | |
| US8910464B2 (en) | Lift fan spherical thrust vectoring nozzle | |
| WO2011041991A2 (en) | Aircraft using ducted fan for lift | |
| WO2022050928A1 (en) | Wing for a vertical takeoff and landing aircraft, and aircraft having such a wing | |
| US20220281594A1 (en) | Engine comprising a movable aerodynamic component | |
| KR20230147103A (en) | aircraft wing assembly | |
| CN113002773A (en) | Novel flight mode and novel aircraft | |
| EP4086171B1 (en) | A cyclic pitch angle adjustment apparatus | |
| RU2786262C1 (en) | Convertible aircraft and corresponding control method | |
| RU2789464C1 (en) | Axisymmetric aircraft | |
| US3081963A (en) | Helicopter with central airfoil | |
| CN117015502A (en) | Flying unit for an aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | Patent lapsed due to non-payment of fee |
Effective date: 20100822 |