EA014867B1 - Летательный аппарат - Google Patents

Летательный аппарат Download PDF

Info

Publication number
EA014867B1
EA014867B1 EA200901189A EA200901189A EA014867B1 EA 014867 B1 EA014867 B1 EA 014867B1 EA 200901189 A EA200901189 A EA 200901189A EA 200901189 A EA200901189 A EA 200901189A EA 014867 B1 EA014867 B1 EA 014867B1
Authority
EA
Eurasian Patent Office
Prior art keywords
wing
fuselage
aircraft
thrust
axis
Prior art date
Application number
EA200901189A
Other languages
English (en)
Other versions
EA200901189A1 (ru
Inventor
Харри Джордж Деннис Гоуслинг
Original Assignee
Гоу Сайнс Лимитед
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Гоу Сайнс Лимитед filed Critical Гоу Сайнс Лимитед
Publication of EA200901189A1 publication Critical patent/EA200901189A1/ru
Publication of EA014867B1 publication Critical patent/EA014867B1/ru

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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B64C39/024—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use of the remote controlled vehicle type, i.e. RPV
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/26—Ducted or shrouded rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
    • B64U50/14—Propulsion using external fans or propellers ducted or shrouded
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/18—Thrust vectoring
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Air-Flow Control Members (AREA)
  • Blow-Moulding Or Thermoforming Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Air-Conditioning For Vehicles (AREA)
  • General Factory Administration (AREA)
  • Ink Jet Recording Methods And Recording Media Thereof (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Fittings On The Vehicle Exterior For Carrying Loads, And Devices For Holding Or Mounting Articles (AREA)

Abstract

Летательный аппарат, имеющий крыло-фюзеляж, которое определяет ось крыла-фюзеляжа и представляется, в основном, кольцевым, если смотреть на него вдоль оси крыла-фюзеляжа, внутреннее кольцевое пространство, определяющее канал, открытый на обоих концах. Система тяги имеет одну или несколько пар двигательных установок, при этом каждая пара имеет первую двигательную установку, установленную на крыле-фюзеляже и расположенную на первой стороне плоскости, включающей ось крыла-фюзеляжа, и вторую двигательную установку, установленную на крыле-фюзеляже, и позиционирующуюся на второй стороне плоскости, включающей ось крыла-фюзеляжа. Направление тяги первой двигательной установки может регулироваться независимо от направления тяги второй двигательной установки, и/или величина тяги первой двигательной установки может быть отрегулирована независимо от величины тяги второй двигательной установки. В некоторых примерах осуществления крыло-фюзеляж представляется крылом обратной стреловидности, если смотреть на него под первым углом обзора, и крылом прямой стреловидности, если смотреть на него со второй позиции просмотра под прямым углом к первому углу обзора.

Description

Настоящее изобретение относится к кольцевому летательному аппарату, т.е. к транспортному средству, имеющему внешнее крыло-фюзеляж, которое определяет ось крыла-фюзеляжа и представляется в основном кольцеобразным, если смотреть на него вдоль оси крыла-фюзеляжа, причем внутреннее кольцеобразное пространство определяет канал, открытый на обоих концах.
Хорошо известно, что самолет должен быть спроектирован с характеристиками минимального сопротивления воздуха и собственной массы при максимальной грузоподъемности и аэродинамической упругости, чтобы фундаментальные параметры проектирования самолета обеспечили бы достижение определенных целей, включая хорошие аэродинамические отношения, высокую топливную эффективность, длительный срок службы и высокую полезную грузоподъёмность.
Эти фундаментальные цели проектирования остаются неизменными, будь то самолет небольшим беспилотным самолетом (НБС), планером или пассажирским самолетом, или большим транспортным самолетом.
Целью применения небольших беспилотных самолетов (НБС) во многих случаях является обеспечить укороченный взлёт и посадку (УВП) или вертикальный взлет и посадку (ВВП) с тем, чтобы эти устройства без труда могли быть развернуты и свернуты, когда взлетно-посадочные полосы, возможно, недоступны. Также желательно, чтобы он включал бы средства парения, когда наблюдение, локализация или связь могут потребовать небольшого перемещения самолета относительно земли. По таким сценариям также желательно, чтобы беспилотный самолет был способен к переходу в эффективную фазу горизонтального полёта и, наоборот, с тем, чтобы продолжительность полёта самолета не обязательно поставила бы под угрозу безрезультатность полета во время движения ВВП или фазы парения. В некоторых случаях выгодно развернуть такой беспилотный самолет не только с земли, но также и из самолета, который может уже быть в полете, или с наземных транспортных средств, которые сами находятся в движении, и, следовательно, беспилотный самолет требует специальных характеристик, чтобы отвечать требованиям, налагаемым такими системами развертывания.
Большие беспилотные самолеты используются на большой высоте по сценариям большой длительности, когда могут потребоваться разведка или наблюдение либо отображение местности или функции связи для достижения нужных целей. По таким сценариям продолжительность полета беспилотных самолетов становится более важной, чем вопросы взлета или приземления, где аэродинамические отношения должны быть высокими, масса должна быть низкой и весовое отношение также должно быть высоким. Это следует из аэродинамических принципов, по которым индуцированное сопротивление может быть минимизировано, увеличивая отношение длины крыла к ширине (площади ЛК) крыла, где
ЛК = В2/8, где В - размах;
- спроектированная горизонтальная проекция, по которой создаются длинные тонкие крылья, где максимальная эффективность должна быть уравновешена ограниченной аэродинамической упругостью и где конструкция крыла также должна выдерживать другие усилия, вызванные штормовой погодой или условиями взлета или приземления. Следовательно, такие беспилотные самолеты требуют улучшенных форм, чтобы обеспечить хорошие рабочие характеристики в отношении продолжительности полета, или дальности полета, или топливной эффективности, или полезной грузоподъемности.
Следовательно, целью настоящего изобретения является раскрытие формы кольцевого летательного аппарата, который может быть эффективно использован во множестве применений беспилотных самолетов, включая небольшие, манёвренные самолеты, большие высотные самолеты и планеры с большой продолжительностью полета.
Другой целью настоящего изобретения является раскрытие формы кольцевого летательного аппарата общего назначения, который может быть эффективно использован в ряде пилотируемых самолетов, включая планеры, легкие самолеты, тяжелые транспортные самолеты и пассажирские самолеты.
Первая цель настоящего изобретения состоит в создании летательного аппарата, имеющего крылофюзеляж, которое определяет ось крыла-фюзеляжа и представляется в основном кольцевым, если смотреть на него вдоль оси крыла-фюзеляжа, при этом внутреннее кольцевое пространство определяет канал, открытый на обоих концах; систему тяги, содержащую одну или несколько пар двигательных установок, при этом каждая пара имеет первую двигательную установку, установленную на крыле-фюзеляже и расположенную на первой стороне плоскости, включающую ось крыла-фюзеляжа, и вторую двигательную установку, которая установлена на крыле-фюзеляже на второй стороне плоскости, включающую ось крыла-фюзеляжа и действующую независимо от первой двигательной установки, в котором направление тяги первой двигательной установки может регулироваться независимо от направления тяги второй двигательной установки, например, путем поворота двигательной установки.
Альтернативно, каждая двигательная установка включает генератор тяги и множество каналов, предназначенных для приема движущего газа от генератора тяги, и направление тяги от каждой двигательной установки может регулироваться независимо от направления тяги другой двигательной установки, регулируя поток движущего газа в каналах. В этом случае, как правило, каждый канал находится внутри крыла-фюзеляжа и, по меньшей мере, некоторые из каналов имеют впускное и выпускное отвер
- 1 014867 стия в крыле-фюзеляже.
В некоторых примерах осуществления вектор тяги каждой двигательной установки может изменяться между первой конфигурацией, в которой векторы тяги действуют в одном направлении, и второй конфигурацией, в которой векторы тяги действуют в противоположных направлениях.
В одном примере достижения первой цели изобретения величина тяги первой двигательной установки может изменяться независимо от величины тяги второй двигательной установки, но не от направления тяги.
Таким образом, двигательные установки действуют независимо в том смысле, что любое направление тяги первой двигательной установки может изменяться независимо от направления тяги второй двигательной установки; или величина тяги первой двигательной установки может изменяться независимо от величины тяги второй двигательной установки.
Предпочтительно в системе используется контроллер, который служит для независимого управления двигательными установками, выдавая соответствующие управляющие сигналы на двигательные установки.
Вторая цель изобретения состоит в создании летательного аппарата, имеющего крыло-фюзеляж, которое определяет ось крыла-фюзеляжа и представляется в основном кольцевым, если смотреть на него вдоль оси крыла-фюзеляжа; внутреннее кольцевое пространство, определяющее канал, открытый на обоих концах, в котором крыло-фюзеляж представляется крылом обратной стреловидности, если смотреть на него под первым углом обзора, и крылом прямой стреловидности, если смотреть на него со второй позиции обзора под прямым углом к первому углу обзора.
В некоторых примерах осуществления изобретения конфигурация двойной стреловидности по второй цели изобретения обеспечивает несколько преимуществ:
это позволяет легче отделить центр тяжести кольцевого летательного аппарата от его центра давления и, следовательно, обеспечивает лучшие статические и динамические пределы устойчивости по тангажу;
снизить лобовое сопротивление аэродинамической поверхности, которое в противном случае подвергли бы обычные крылья обратной стреловидности чрезмерной растягивающей и колебательной нагрузке, путем эффективного демпфирования упругой кольцевой конструкцией крыла-фюзеляжа;
элемент обратной стреловидности делает летательный аппарат более устойчивым к относительно высоким углам атаки с более низкой подверженностью к сваливанию, что является важным при выполнении приземления, отрыве от земли или при других маневрах;
элемент обратной стреловидности при некоторых обстоятельствах улучшает подъем при повышенной силе лобового сопротивления.
Предпочтительно крыло-фюзеляж имеет переднюю кромку с двумя или несколькими носовыми частями и заднюю кромку с двумя или несколькими хвостовыми частями, которые могут быть повернуты относительно носовых частей (например, на 90°).
Как правило, по меньшей мере часть передней и/или задней кромки крыла-фюзеляжа следует в основном за спиральной кривой.
Третей целью изобретения является создание летательного аппарата, имеющего крыло-фюзеляж, которое определяет ось крыла-фюзеляжа и представляется в основном кольцевым, если смотреть на него вдоль оси крыла-фюзеляжа, при этом внутреннее кольцевое пространство определяет канал, открытый на обоих концах, в котором крыло-фюзеляж несет по меньшей мере один руль на своей левой стороне и по меньшей мере один руль на своей правой стороне.
В некоторых примерах осуществления крыло-фюзеляж несет два или несколько рулей на своей левой стороне и два или несколько рулей на своей правой стороне и крыло-фюзеляж имеет паз между каждой смежной парой рулей.
Предпочтительно крыло-фюзеляж имеет выступающую часть формы 8 и максимальный наружный диаметр В перпендикулярно к оси крыла-фюзеляжа и в котором отношению В2/§ больше 0,5. Крылофюзеляж относительно большого диаметра позволяет разместить два или несколько датчиков, которые будут расположены на расстоянии друг от друга на крыле-фюзеляже в виде большой матрицы датчиков. Таким образом, эффективная чувствительность матрицы датчиков увеличивается пропорционально длине матрицы датчиков. Кроме того, относительно высокое отношение В2/8 дает высокое отношение подъема по сопротивлению воздуха, позволяя эффективно эксплуатировать летательный аппарат как планер.
Канал может быть полностью закрыт по всей его длине или части длины или может быть частично открыт пазом, проходящим по длине канала. Канал также может включать щели или отверстия, помогающие изменить его аэродинамические характеристики при определенных условиях работы.
Ниже будут описаны различные примеры осуществления изобретения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых фиг. 1а - вид спереди на первый летательный аппарат, снабженный воздушными винтами;
фиг. 1Ь - поперечное сечение правой стороны летательного аппарата, вид по оси крыла-фюзеляжа и по линии А-А на фиг. 1;
фиг. 1с - поперечный разрез правой стороны второго летательного аппарата, воздушные винты ко
- 2 014867 торого расположены в передней половине канала;
фиг. 2а - поперечный разрез правой стороны летательного аппарата, снабженного воздушными винтами, вид по оси крыла-фюзеляжа и по линии В-В на фиг. 2Ь, где воздушные винты расположены в задней половине канала;
фиг. 2Ь - вид сверху на третий летательный аппарат, снабженный воздушными винтами;
фиг. 2с - поперечный разрез правой стороны четвертого летательного аппарата, снабженного воздушными винтами, вид по оси крыла-фюзеляжа и по линии С-С на фиг. 2, где воздушные винты расположены в передней половине канала;
фиг. 26 - вид сверху на четвертый летательный аппарат, снабженный воздушными винтами;
фиг. 3 а - вид спереди на четвертый летательный аппарат, снабженный воздушными винтами, с воздушными винтами в положении тяги;
фиг. 3Ь - поперечный разрез правой стороны четвертого летательного аппарата, снабженного воздушными винтами, вид по оси крыла-фюзеляжа и по линии Ό-Ό на фиг. 3а;
фиг. 3 с - вид спереди на четвертый летательный аппарат, снабженный воздушными винтами, с его воздушными винтами в положении создания противотока воздуха;
фиг. 36 - поперечный разрез правой стороны четвертого летательного аппарата, снабженного воздушными винтами, вид по оси крыла-фюзеляжа и по линии Ό-Ό на фиг. 3с;
фиг. 4а - вид спереди на пятый летательный аппарат с воздушными винтами в положении тяги вперед и расположенными за задней половиной канала;
фиг. 4Ь - поперечный разрез правой стороны пятого летательного аппарата, снабженного воздушными винтами, вид по оси крыла-фюзеляжа и по линии Е-Е на фиг. 4а;
фиг. 4с - вид сверху в поперечном разрезе пятого летательного аппарата, снабженного воздушными винтами, по линии Е-Е на фиг. 4а;
фиг. 5а - вид спереди на шестой летательный аппарат, снабженный воздушными винтами, с воздушными винтами, конформно установленными в кольцевом крыле-фюзеляже;
фиг. 5Ь - поперечный разрез правой стороны шестого летательного аппарата, снабженного воздушными винтами, вид по линии С-С на фиг. 5а;
фиг. 5с - вид сзади на летательный аппарат фиг. 5а;
фиг. 56 - вид с нижней стороны летательного аппарата фиг. 5а;
фиг. 6а - вид спереди на планер;
фиг. 6Ь - поперечный разрез правой стороны планера, вид по оси крыла-фюзеляжа и по линии Н-Н на фиг. 6а;
фиг. 6с - вид сверху на планер;
фиг. 7а - вид спереди на седьмой летательный аппарат, снабженный воздушными винтами;
фиг. 7Ь - вид сбоку на летательный аппарат фиг. 7а и фиг. 7с - вид сверху на летательный аппарат фиг. 7а.
Как показано на фиг. 1а и 1Ь, летательный аппарат 1 имеет внешнее крыло-фюзеляж 2, которое развито из профиля крыла ламинарного потока (показанного на фиг. 1Ь) как тело вращения вокруг оси крыла-фюзеляжа 3. Таким образом, внешнее крыло-фюзеляж 2 представляется кольцевым, если смотреть на него вдоль оси крыла-фюзеляжа, как показано на фиг. 1а. Внутренняя стенка 4 кольца определяет канал 5, который открыт спереди и сзади с тем, чтобы воздух протекал по мере движения летательного аппарата, обеспечивая аэродинамический подъем за счет дифференциального потока воздуха через верхние и нижние поверхности крыла, который в этом примере возникает всякий раз, когда ось кольца находится под углом падения к его траектории.
Как показано на фиг. 1Ь, аэродинамический профиль постепенно сужается наружу от узкого носового конца 6 к самой широкой точке 7, затем быстро сужается к хвостовой части 8. В этом конкретном примере осуществления самая широкая часть 7 расположена примерно на две трети расстояния между носовой и хвостовой частями. Описываемый конкретный аэродинамический профиль имеет симметричные верхние и нижние поверхности, которые в этом примере обеспечивают низкое минимальное сопротивление при условиях полёта в крейсерском режиме, и может быть изменен в вариантах этого и других летательных аппаратов, чтобы изменить коэффициенты подъема, сопротивления и момента тангажа и обеспечить конкретную зону полёта и связанный с ним режим потока текучей среды, как это определено подходящим диапазоном чисел Рейнольдса.
Два двигателя 9, 10 установлены симметрично на противоположных сторонах вертикальной плоскости, включающей ось крыла-фюзеляжа 3. В этом конкретном примере осуществления двигатели показаны как туннельные электродвигатели, имеющие воздушные винты (или крыльчатки) 11, 12, которые установлены на Ь-образных опорных валах 13, 14, которые, в свою очередь, установлены на крылефюзеляже на самом широком участке 7, как показано на фиг. 1Ь. Воздушные винты установлены в бандажах 15, 16 так, что их эффективность увеличивается пропорционально рабочему диапазону двигателя. Каждый Ь-образный вал шарнирно прикреплен к крылу-фюзеляжу так, что он может вращаться независимо от другого вала на 360° относительно крыла-фюзеляжа по оси, параллельной оси тангажа летательного аппарата, обеспечивая, таким образом, направленную тягу. Бандаж и Ь-образный вал имеют аэро
- 3 014867 динамическое сечение, используя отношение между длиной хорды и высотой, подобно описанному выше для внешнего крыла-фюзеляжа, где оптимальная зависимость между высотой и хордой снова определяется режимом потока среды, как описано соответствующим числом Рейнольдса для этих элементов. Таким образом, например, двигатели 9, 10 могут вращаться в конфигурации, показанной на фиг. 1а и 1Ь, где они обеспечивают силу тяги, достаточную для движения летательного аппарата вперед и вдоль оси крыла-фюзеляжа, к противоположно направленной конфигурации (не показана), в которой они вызывают непрерывное вращение летательного аппарата вокруг оси крыла-фюзеляжа.
В силовой установке летательного аппарата используются четыре независимо действующих двигателя (не показано): два бесщеточных электродвигателя постоянного тока, вращающие воздушные винты, и два бесщеточных электродвигателя постоянного тока привода Ь-образных опорных валов, на которых установлены движители воздушных винтов, где используется механический редуктор с червячной передачей для передачи крутящего момента и нагрузки между двигателем и Ь-образными валами. Могут использоваться альтернативные типы двигателей, например шаговые двигатели для последней схемы, если рабочие нагрузки совместимы с мощностью двигателей. Аналогичным образом, могут быть приняты альтернативные типы двигателей, включая двигатели внутреннего сгорания, газовые турбины или двигатели на твердом топливе.
Двигатели с управляемым вектором тяги обеспечивают средство движения вдоль оси крылафюзеляжа в прямом или обратном направлении, и вращение вокруг оси крыла-фюзеляжа, а также тангаж вокруг центра тяжести летательного аппарата, который в этом примере осуществления расположен ниже оси крыла-фюзеляжа, выше нижнего сечения кольца, в вертикальной плоскости, которая включает ось крыла-фюзеляжа и приблизительно в 15-23% длины хорды при измерении от носовой части. Как упомянуто выше, эти два двигателя могут создать тягу в противоположных направлениях, чтобы вызвать вращение летательного аппарата. Эти два двигателя могут также действовать в одном направлении. Например, когда тяга обоих двигателей направлена вниз так, чтобы их вектор тяги был бы выше центра тяжести для наклона летательного аппарата носом вниз. Аналогичным образом, когда эти два двигателя направлены так, чтобы их вектор тяги был ниже центра тяжести, летательный аппарат поднимает нос вверх. Понятно, что изменения степени тяги могут быть использованы для тангажа летательного аппарата, вращения и отклонения от курса. Тангаж также может быть вызван различным приложением тяги, когда воздушные винты вращаются с различной скоростью. Таким образом, можно отметить, что летательный аппарат может двигаться по земле, поворачиваться и взлетать под его собственным автономным управлением, поскольку летательный аппарат имеет систему управления, которая включает контроллер со средством измерения линейного ускорения по трем ортогональным осям и угловые ускорения по трем ортогональным осям, и использует способы обработки данных, чтобы вычислить требования к управлению системой тяги.
Таким образом, направление тяги двигателя 9 может регулироваться контроллером независимо от направления тяги двигателя 10, подавая управляющие сигналы на электродвигатели, которые приводят в действие Ь-образные опорные валы. Кроме того, величина тяги двигателя 9 может изменяться контроллером независимо от величины тяги двигателя 10, подавая управляющие сигналы на электродвигатели, которые вращают воздушные винты.
Летательный аппарат имеет высокую степень маневренности, так как при динамическом управлении движение с регулируемым вектором тяги может быть приспособлено для высоких угловых скоростей вращения. Также ясно, что летательный аппарат обладает высокой степенью устойчивости. Прежде всего, когда движение происходит вдоль оси крыла-фюзеляжа, могут быть достигнуты относительно высокие скорости с воздушными винтами, вращающимися в противоположных направлениях, которые гасят созданный крутящий момент, в то время как противоположно направленная тяга двигателей обеспечивает дополнительную устойчивость вращения. Во втором образце, когда имеет место вращение вокруг оси крыла-фюзеляжа, увеличивается угловой момент, и это повышает устойчивость летательного аппарата, которая может быть измерена как снижение высоты летательного аппарата или как ошибка положения в результате воздействия внешних сил.
Значительное преимущество этой системы тяги состоит в обеспечении эффективного регулирования высоты полета при малой скорости по сравнению с известными альтернативными поверхностями управления высотой. Следовательно, можно эффективно использовать большие векторы тяги на малых скоростях при взлете и посадке, в то время как требования к низкому вектору тяги удовлетворяют большинство требований предельных боевых возможностей при полете на большой скорости. Другое значительное преимущество этой установки заключается в относительной легкости, с которой летательный аппарат может перейти от запуска к полету по прямой или зависать на высоте или при укороченном взлёте и посадке и наоборот. Еще одно значительное преимущество этой конструкции заключается в низком коэффициенте сопротивления кольцевого крыла-фюзеляжа, которое обеспечивает высокую скорость при нормальном полете в прямом направлении.
В носовой части летательного аппарата укреплены две видеокамеры 17, 18 для предотвращения столкновений и создания изображений. Относительно большой диаметр крыла-фюзеляжа позволяет разнести камеры на достаточное расстояние, создавая, таким образом, хороший стереоскопический эффект,
- 4 014867 который обеспечивает точную оценку дальности полета измерением параллакса между объектами, расположенными в поле зрения обеих камер. Ультразвуковой датчик 20 и два приемника 21, 22 служат для акустического отображения и ощущения пространства. Широкая базовая линия является преимуществом, поскольку точность локализации будет улучшена различным временем обработки данных полета между отделенными приемниками. Внешнее крыло-фюзеляж 2 содержит внутреннее пространство, которое показано на фиг. 1а. Это внешнее крыло-фюзеляж предпочтительно изготовлено из жесткого композитного материала, в котором используются стеклянные или углеродные волокна, распределенные поочередно между слоями эпоксидной смолы. Альтернативно, более дешевое и менее упругое крылофюзеляж может быть отформовано из подходящего твердого полимера, такого как полиэтилен высокой плотности или полиуретан. При определенных условиях, когда массовое производство является наиболее важным, внешняя оболочка крыла-фюзеляжа может быть сформировано из жесткой полимерной пленки, такой как Майлар. Также можно изготовить внешнюю оболочку крыла-фюзеляжа из алюминия, если крыло-фюзеляж должно быть достаточно прочным. Внутреннее пространство может быть герметичным, и пара батарей 21, 22, пара хвостовых датчиков 23, 24 и четыре тороидальных емкости 25-28 расположены на расстоянии друг от друга по оси крыла-фюзеляжа. Емкости могут содержать электронику летательного аппарата, некоторые элементы подсистемы тяги и другие элементы и соединены осевыми или трехсторонними балками (не показаны), которые следуют способам конструирования, принятым для тороидальных оболочек. В этом конкретном примере осуществления тороидальные емкости предпочтительно изготовлены из жестких композитных материалов с использованием стеклянных или углеродных волокон, намотанных спирально вокруг тороида и поочередно расположенных между слоями эпоксидной смолы. Альтернативно, тороидальные емкости могут быть изготовлены из металла подходящей марки, такого как алюминий, нержавеющая сталь, оцинкованная сталь или титан. Раскрытые здесь тороидальные и кольцевые структуры разработаны с расчетом обеспечения хороших аэроупругих характеристик вокруг крыла-фюзеляжа так, что масса могла быть эффективно и безопасно уменьшена без риска концентрации механических напряжений в любом сечении кольца.
Отношение размаха к хорде (площадь АР.) кольцевого крыла-фюзеляжа определяется следующим образом:
АР = 2В2/8, где В - размах крыла-фюзеляжа (определенный максимальным наружным диаметром крылафюзеляжа) и
- выступающая площадка крыла-фюзеляжа.
В летательном аппарате фиг. 1а площадь АР приблизительно равна 2, хотя это число может быть изменено в других примерах осуществления, где практическое применение может потребовать других отношений. Очевидно, что форма летательного аппарата может изменяться простым изменением ее тороидального диаметра, что относится к узким самолетам, в которых отношением размаха к хорде является низким, или к широким самолетам, в которых отношение размаха к хорде является высоким. В любом случае, при определенных условиях могут быть получены конкретные преимущества, так как относительно высокий коэффициент подъёмной силы крыла может быть достигнут, используя тороидальную форму с низким отношением размаха к хорде, в то время как оптимальные отношения наклона, скольжения или эквивалентные отношения подъема по сопротивлению могут быть достигнуты, используя тороидальную форму с высоким отношением размаха к хорде.
В примере осуществления фиг. 1а и 1Ь двигательные установки расположены в хвосте летательного аппарата, т.е. по направлению к правой стороне фиг. 1Ь. Во втором примере осуществления, показанном на фиг. 1с, двигательные установки расположены в носовой части летательного аппарата, т.е. по направлению к левой стороне фиг. 1с. Вид спереди летательного аппарата фиг. 1с идентичен виду летательного аппарата на фиг. 1Ь.
На фиг. 2а и 2Ь показан летательный аппарат со стреловидным крылом. Вид спереди на летательный аппарат на фиг. 2а и 2Ь идентичен виду летательного аппарата фиг. 1Ь.
Передняя кромка 30 крыла-фюзеляжа летательного аппарата описывают форму спиральной кривой вокруг одной четверти круга крыла-фюзеляжа, где такая спираль подразумевает угол +θ с вертикальной линией 3у, перпендикулярной оси крыла-фюзеляжа 3, если смотреть на него в вертикальной проекции, как показано на фиг. 2а. Эта спиральная кривая используется аналогично вокруг третьей четверти круга передней кромки крыла-фюзеляжа, в то время как его зеркальное отображение используется для формирования второй и третьей четверти круга передней кромки. Четыре спиральных элемента объединены так, что передняя кромка формирует замкнутую двойную дугу вокруг передней окружности крылафюзеляжа. В этом конкретном примера осуществления задняя кромка формирует идентичную замкнутую двойную дугу, которая проходит вдоль оси 3 по длине хорды крыла. В других примерах осуществления зависимость между передними и задними двойными дугами может быть изменена, например, путем изменения взаимосвязи между ортогональным подъемом и поверхностями стабилизации руля.
Аналогичным образом, задняя кромка 31 крыла-фюзеляжа летательного аппарата подразумевает положительный угол (не обозначен) с линией 3у. Таким образом, поскольку середина линии хорды крыла-фюзеляжа (т. е. линия между передней и задней кромками) подразумевает положительный угол с ли
- 5 014867 нией 3у на обеих верхней и нижней сторонах крыла-фюзеляжа, крыло-фюзеляж представляется как крыло с прямой стреловидностью, если смотреть на него сверху. Напротив, передняя кромка 30 крылафюзеляжа летательного аппарата подразумевает угол -θ с горизонтальной линией 3Х перпендикулярно оси крыла-фюзеляжа 3, если смотреть на него в плане, как показано на фиг. 2Ь. Аналогичным образом, задняя кромка 31 крыла-фюзеляжа летательного аппарата подразумевает отрицательный угол (не обозначен) с линией 3Х. Таким образом, поскольку середина хорды крыла-фюзеляжа (т.е. линии между передней и задней кромками) подразумевает отрицательный угол с линией 3Х как на левой, так и на правой сторонах крыла-фюзеляжа, причем при виде сверху крыло-фюзеляж представляется крылом обратной стреловидности.
Угол стреловидности δ описан на фиг. 7с (и также обозначен цифрой 69) в альтернативном примере осуществления и может изменяться от 0 до 60° и от 0 до -60°, где δ определен как угол, описанный спиралью Нху (т.е. середина хорды крыла-фюзеляжа) и любой плоскостью, которая перпендикулярна оси кольцевого крыла-фюзеляжа, и где Нху транскрибируется средней линией хорды вокруг кольцевого крыла-фюзеляжа, причем угол δ ограничен осевым смещением 11 между двумя хордами, тангенциальные плоскости которых являются вертикалями (т.е. левые и правые стороны) по отношению к хордам, тангенциальные плоскости которых являются горизонталями (т.е. верхние и нижние сечения). В этом примере и других примерах осуществления среднее значение δ может быть определено в каждом из четырех сечений, ограниченных двумя ортогональными плоскостями, которые совпадают с осью 3 крылафюзеляжа, в которых пределы δ становятся нулем. Осевое смещение 11 превышает или равно 0,1 хорды кольца. Эти зависимости снова описаны на фиг. 7с.
В примере осуществления фиг. 2а и 2Ь двигательные установки установлены в хвостовой части летательного аппарата, т.е. по направлению к правой стороне на фиг. 2а и 2Ь. В примере осуществления, показанном в фиг. 2с и 26, двигательные установки установлены в носовой части летательного аппарата, т.е. по направлению к левой стороне на фиг. 2с и 26. Вид спереди летательного аппарата фиг. 2с и 26 идентичен виду летательного аппарата фиг. 1Ь.
На фиг. 3 а и 3Ь показан летательный аппарат фиг. 2с и 26 с воздушными винтами в положении тяги, и на фиг. 3 с и 36 показан летательный аппарат фиг. 2с и 26 с воздушными винтами в положении реверсивной тяги.
На фиг. 4а-4с показан вариант летательного аппарата фиг. 2а и 2Ь. Принимая во внимание, что крыло-фюзеляж в летательном аппарате фиг. 2а и 2Ь имеет обратную стреловидность при рассмотрении в плане, крыло-фюзеляж на фиг. 4а-4с имеет прямую стреловидность при рассмотрении в плане. В этой конфигурации статические и динамические пределы устойчивости по тангажу снижены по сравнению со схемой крыла-фюзеляжа, описанного на фиг. 2, однако двигатели имеют большую степень свободы при регулировании вектора тяги с более низким сопротивлением воздуха, действующего на подъемные поверхности. Как следствие, эта схема предлагает дальнейшие усовершенствования в отношении маневренности летательного аппарата.
Фиг. 5а - вид спереди шестого летательного аппарата, снабженного воздушными винтами, используя конформную систему тяги. Воздушный винт правого борта (импеллер) 40 установлен во входном отверстии 44 главного канала 42 правого борта, который проходит по стороне правого борта корпуса к главному выходному отверстию 45, и входной воздушный винт 41 (импеллер) установлен во входном отверстии главного канала 43, который проходит по стороне корпуса к главному выходному отверстию (не показано).
Сеть каналов системы тяги является симметричной так, что только элементы правого борта будут описаны подробно со ссылкой на фиг. 5Ь. Главный канал 42 правого борта соединен с передним каналом 46 на входе 47 и с задним каналом 48 на входе 49. Передний канал 46 имеет вход и выпускные отверстия с нижней стороны правого борта 52, 50 на нижней стороне корпуса, и задний канал 48 имеет вход и выпускные отверстия с нижней стороны правого борта 53, 51 на нижней стороне корпуса.
Главный канал 43 также соединен с каналами 46, 48 через входные отверстия (не показаны) с левого борта летательного аппарата, подобно входам 47, 49.
Отметим, что все описанные выше каналы находятся внутри кольцевого крыла-фюзеляжа.
Клапаны (например, дроссельные клапаны или скользящие плоские задвижки) установлены во входах 47, 49 (и на эквивалентных входах на правом борту летательного аппарата), в выпускных отверстиях нижней стороны 50-53, в главном выходном канале 45 (и эквивалентном главном выходном канале правого борта летательного аппарата), и в передних и задних каналах 46, 48 между входом и выпускными отверстиями на нижней стороне правого борта. Клапаны могут открываться и закрываться устройством управления путем широтно-импульсной модуляции управляющих импульсов.
Клапаны могут работать независимо, чтобы регулировать поток тягового газа в каналах и, таким образом, установить величину и направление тяги, произведенной на входе и системами тяги правого борта. Например, прямая тяга может быть достигнута, закрывая клапаны на входах 47, 49 (и эквивалентных входах по правому борту летательного аппарата) и открывая клапаны в главных выпускных отверстиях правого борта. Фазы вертикального взлёта и посадки, укороченного взлёта и посадки или парения
- 6 014867 могут быть достигнуты, закрывая (полностью или частично) клапаны на входе главного канала правого борта и открывая все другие клапаны.
Нижние выпускные отверстия 50-53 включают вертикальную ось, которая определяет центр тяжести летательного аппарата в горизонтальной плоскости. Следовательно, во время ВВП и УВП или в фазе парения воздушные винты, двигатели, каналы и клапаны могут управляться подходящим устройством с тем, чтобы тяга могла регулироваться между этими четырьмя отверстиями 50-53 таким способом, которым можно точно управлять ориентацией летательного аппарата и соответствующим ускорением и скоростями летательного аппарата. Это контроллер описано выше для более ранних вариантов этого кольцевого крыла-фюзеляжа. Еще раз отметим, что пример осуществления описан с электродвигателями в кольцевом обтекателе, хотя они могут быть заменены подходящими альтернативными двигателями, включая двигатели внутреннего сгорания, газовые турбины или двигатели на твердом топливе.
Летательный аппарат типа планера показан на фиг. 6а-с. Крыло-фюзеляж летательного аппарата имеет кольцеобразную конструкцию, как показано на фиг. 6а, и имеет стреловидную форму, подобную крылу-фюзеляжу на фиг. 2а и 2Ь. Крыло-фюзеляж использует подобную конструкцию для размещения различных датчиков, аккумуляторных батарей и тороидальных емкостей, как и в летательном аппарате, показанном на фиг. 1-4.
Поскольку планер не содержит двигательной установки, он имеет полностью конформный внешний вид без суперструктуры либо внутри канала, либо выступающей из внешней поверхности летательного аппарата, кроме его двух рулей высоты 32, 33 и двух рулей поворота 30, 31, которые конформно и ортогонально установлены в задней части крыла-фюзеляжа. Рули высоты и поворота прикреплены к крылуфюзеляжу через рычажные механизмы, которые обеспечивают вращение рулей по дуге +/-30°. Рули высоты и поворота приводятся в действие механизмами червячной передачи, как показано на фиг. 1-5, иллюстрирующих средства управления двигателем.
На фиг. 7а-7с показан летательный аппарат согласно еще одному примеру осуществления изобретения в соответствии с описанием летательных аппаратов, раскрытых в фиг. 2-6, этот конкретный пример осуществления кольцевого крыла-фюзеляжа также имеет стреловидное крыло и, в частности, симметрическую двойную шевронную стреловидность, как было описано для летательных аппаратов, показанных на фиг. 2, только в этом примере осуществления угол стреловидности δ 69 составляет примерно 21°.
Летательный аппарат имеет двойную систему тяги 70, 71 подобную той, которая показана на фиг. 2а/2Ь, хотя в этом конкретном примере осуществления двигатели установлены на нижней половине кольца. Кроме того, в отличие от системы тяги на фиг. 2а/2Ь (в котором направление и величина тяги каждой двигательной установки могут изменяться независимо от направления и величины тяги другой двигательной установки) элементы управления вектором тяги не включены в пример осуществления, показанный на фиг. 7а-7с, так что в этом случае только величина тяги каждой двигательной установки может изменяться независимо от величины тяги другой двигательной установки, а не направлением тяги (отличным от переключения между прямым и обратным режимом). Отметим также, что в еще одном примере осуществления (не показан) система тяги на фиг. 2а/2Ь может быть приспособлена к летательному аппарату на фиг. 7а-7с.
Расположение двигателей вокруг кольца может регулироваться симметрично вокруг вертикальной плоскости, которая включает ось крыла-фюзеляжа, где абсолютные векторы тяги должны были быть приспособлены к режимам дальности полета. Рули высоты 74, 75 и элероны 72, 73 включены в верхнее криволинейное сечение крыла-фюзеляжа, в то время как рули высоты 78, 79 и элероны 76, 77 включены в нижнее криволинейное сечение крыла-фюзеляжа, и рули 80-82 включены в левую сторону крылафюзеляжа, в то время как рули 83-85 включены в правую сторону крыла-фюзеляжа. Форма этого кольцевого летательного аппарата особенно подходит для больших, высокопрочных платформ, в которых стремятся минимизировать массу и максимизировать эксплуатационные характеристики и где проблемы маневренности не являются превалирующими. Еще раз отметим, что кольцевая форма крыла-фюзеляжа стремится увеличить дальность полета и улучшить критерии работы, включая упругость и аэродинамические свойства, которые становятся доминирующими, когда отношение размаха к хорде становится большим.
В отличие от круглого кольца, показанного на фиг. 1а, на фиг. 7а показано кольцо шире по длине, чем по высоте в виде спереди. В этом примере осуществления зависимость между расстоянием В и хордой составляет от 8 до 1, в то время как отношение размаха В к высоте крыла-фюзеляжа Н составляет от 5 до 1. Отношение размаха к хорде (АВ) в этом примере получено из
АВ = 217/5.
где АВ = 16.
Это конкретное отношение размаха к хорде подходит для операций с большим радиусом действия, где требуется хорошее планирование.
Крыло-фюзеляж состоит из четырех криволинейных секций 94-97, соединенных четырьмя изогнутыми элементами 90-93, которые обеспечивают структурное крепление и конформный корпус для двой
- 7 014867 ных двигателей, топлива, батарей, шасси, систем управления, емкостей для хранения и предметов полезного груза. Конструкция крыла-фюзеляжа основана на способах и материалах, описанных для крыльевфюзеляжей, показанных на фиг. 1-6, где в конструкциях экстенсивно используются композитные технологии. Аналогичным образом, двигатели могут быть основаны на туннельных электродвигателях или на двигателях внутреннего сгорания или газовых турбинах на основе технологии тяни-толкай или в конфигурации гибридных источников энергии, включая технологии фотогальванических и топливных элементов.
Летательный аппарат с удлиненным крылом-фюзеляжем имеет три элемента шасси 40 для обеспечения устойчивости при взлете и посадке. Каждая из верхней и нижней секций кольцевого крылафюзеляжа имеет два руля высоты и два элерона 72-79, соединенных с рычажной системой крепления этих элементов, подобной системе ранее описанного летательного аппарата, показанного на фиг. 6Ь, в то время как в механизме управления используется червячная передача, раскрытая в летательном аппарате, показанном на фиг. 1-6. Множество элементов руля 80-85 может быть установлено на любой вертикальной стороне кольца, используя рычажный механизм, снова подобный описанному на фиг. 6Ь, и механизм управления, снабженный червячной передачей, подобно летательным аппаратам, описанным на фиг. 1-6, вместе с расширяющимися пазами 86-89 между каждой смежной парой рулей, которые обеспечивают продольное разделение ί2 между двумя элементами руля, где отношение 8 между расстоянием разделения 12 и серединой длины хорды элемента руля Стг может изменяться от 0,5 до 5, так что
8Г = и где вертикальная высота Н8Г, определяемая пазами, может изменяться между 0,3 и 0,8 высоты Н кольца. Каждый элемент руля включает соответствующий аэродинамический профиль, обеспечивающий плавный аэродинамический поток вдоль их поверхностей, где точная форма этого профиля аналогична форме, принятой для других секций кольцевого крыла-фюзеляжа, с необходимыми настройками изменения числа Рейнольдса, связанного с уменьшением хорды руля.
В этом конкретном примере осуществления три элемента руля 80-82 и 83-85 показаны на каждой из левой и правой сторон кольцевого крыла-фюзеляжа и два расширяющихся паза 86, 87 и 88, 89 также показаны между элементами руля на каждой из левых и правых сторон. Каждый руль содержит механизм безопасности, который связывает верхние и нижние секции крыла-фюзеляжа, чтобы гарантировать прочность конструкции и вращение в пределах заданной дуги вокруг вертикальной оси, где дуга, как правило, не превышает ±30°.
В этом примере осуществления кольцевого крыла-фюзеляжа комбинация кольца, пазов и множества рулей служит для сведения к минимуму индуцированного сопротивления, вредного сопротивления, эффекта массы и поперечного потока для всего летательного аппарата с крылом-фюзеляжем, обеспечивая устойчивость и контроль отклонения от курса. Двойная шевронная стреловидная конфигурация также улучшает высокую несущую способность кольцевого крыла-фюзеляжа, где отношение подъема к сопротивлению повышается эффективной обратной стреловидностью верхней и нижней криволинейных подъемных секций кольцевого крыла-фюзеляжа.
Описанная здесь высокая осевая симметрия многих форм крыла-фюзеляжа (при рассмотрении вдоль оси крыла-фюзеляжа) дает другие преимущества при эксплуатации летательного аппарата в непрерывном или переходном режиме. При этом изобретение также охватывает альтернативные примеры осуществления (не показаны на чертежах), включая примеры осуществления, в которых канал разделен на два или несколько отдельных каналов соот ветствующими перегородками;
примеры осуществления, в которых само внешнее крыло-фюзеляж определяет два или несколько отдельных каналов;
пример осуществления, в котором внешнее крыло-фюзеляж развито из аэродинамической поверхности как тело вращения вокруг оси крыла-фюзеляжа под углом менее чем 360°. В этом случае, канал вместо закрытого типа будет частично открыт с пазом, проходящим по его длине. Используя угол больше 180° и предпочтительно вблизи 360°, крыло-фюзеляж остается в основном кольцевым, чтобы обеспечить аэродинамический подъем по любому углу поворота вокруг продольной оси.
Описанные выше кольцевые летательные аппараты представляют собой значительные усовершенствования по общим рабочим характеристикам при измерении в широком диапазоне дальности полета целых по всем показателям летательного аппарата, включая аэродинамические отношения, маневренность, устойчивость, срок службы, взлет или приземление, отношение мощности к весу, коэффициент полезного действия по топливу и стойкость к аэродинамической нагрузке.

Claims (21)

  1. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
    1. Летательный аппарат, имеющий крыло-фюзеляж, которое определяет ось крыла-фюзеляжа и представляется в основном кольцевым, если смотреть на него вдоль оси крыла-фюзеляжа, внутреннее кольцевое пространство, определяющее канал, открытый на обоих концах; систему тяги, содержащую одну или несколько пар двигательных установок, при этом каждая пара имеет первую двигательную ус
    - 8 014867 тановку, установленную на крыле-фюзеляже и расположенную на первой стороне плоскости, включающей ось крыла-фюзеляжа, и вторую двигательную установку, которая установлена на крыле-фюзеляже, расположена на второй стороне плоскости, включающей ось крыла-фюзеляжа, и действует независимо от первой двигательной установки, в котором направление тяги первой двигательной установки выполнено с возможностью регулирования независимо от направления тяги второй двигательной установки.
  2. 2. Летательный аппарат по п.1, в котором направление тяги первой двигательной установки регулируется независимо от направления тяги второй двигательной установки путем поворота указанной двигательной установки.
  3. 3. Летательный аппарат по п.1, в котором каждая двигательная установка содержит генератор тяги и множество каналов, предназначенных для приема движущего газа от генератора тяги, и в котором направление тяги первой двигательной установки регулируется независимо от направления тяги второй двигательной установки, регулируя поток движущего газа в каналах.
  4. 4. Летательный аппарат по п.3, в котором каждый канал находится в крыле-фюзеляже.
  5. 5. Летательный аппарат по любому предыдущему пункту, в котором вектор тяги каждой двигательной установки отрегулирован в диапазоне между первой конфигурацией, в которой векторы тяги действуют в одном направлении, и второй конфигурацией, в которой векторы тяги действуют в противоположных направлениях.
  6. 6. Летательный аппарат по любому предыдущему пункту, в котором по меньшей мере часть крылафюзеляжа стреловидна относительно оси крыла-фюзеляжа.
  7. 7. Летательный аппарат по п.6, в котором крыло-фюзеляж представляется крылом обратной стреловидности, если смотреть на него под первым углом обзора, и крылом прямой стреловидности, если смотреть на него со второй позиции обзора под прямым углом к первому углу обзора.
  8. 8. Летательный аппарат по п.7, в котором внешнее крыло-фюзеляж представляется крылом обратной стреловидности, если смотреть на него сверху, и крылом прямой стреловидности, если смотреть на него в плане.
  9. 9. Летательный аппарат по любому предыдущему пункту, в котором первая двигательная установка расположена на первой стороне вертикальной плоскости, включающей ось крыла-фюзеляжа, а вторая двигательная установка расположена на второй стороне вертикальной плоскости, включающей ось крыла-фюзеляжа.
  10. 10. Летательный аппарат по любому предыдущему пункту, дополнительно содержащий контроллер, выполнен с возможностью управления двигательной установкой путем подачи соответствующих управляющих сигналов на двигательные установки.
  11. 11. Летательный аппарат, имеющий крыло-фюзеляж, которое определяет ось крыла-фюзеляжа и представляется в основном кольцевым, если смотреть на него вдоль оси крыла-фюзеляжа, при этом внутренняя часть кольца определяет канал, открытый на обоих концах, в котором крыло-фюзеляж представляется крылом обратной стреловидности, если смотреть на него под первым углом обзора, и крылом прямой стреловидности, если смотреть на него под вторым углом обзора под прямым углом к первому углу обзора.
  12. 12. Летательный аппарат по п.11, в котором крыло-фюзеляж представляется крылом обратной стреловидности, если смотреть на него в плане, и крылом прямой стреловидности, если смотреть на него сверху.
  13. 13. Летательный аппарат по пп.11 и 12, в котором крыло-фюзеляж имеет переднюю кромку с двумя или несколькими носовыми частями и заднюю кромку с двумя или несколькими хвостовыми частями.
  14. 14. Летательный аппарат по п.13, в котором носовые части вращательно смещены относительно хвостовых частей.
  15. 15. Летательный аппарат по любому из пп.11-14, в котором по меньшей мере часть передней и/или задней кромки крыла-фюзеляжа следует в основном за спиральной кривой.
  16. 16. Летательный аппарат, имеющий крыло-фюзеляж, которое определяет ось крыла-фюзеляжа и представляется в основном кольцевым, если смотреть на него вдоль оси крыла-фюзеляжа, при этом внутренняя часть кольца определяет канал, открытый на обоих концах, в котором крыло-фюзеляж несет по меньшей мере один руль на своей левой стороне и по меньшей мере один руль на своей правой стороне.
  17. 17. Летательный аппарат по п.16, в котором крыло-фюзеляж несет два или несколько рулей на своей левой стороне и два или несколькими рулей на своей правой стороне.
  18. 18. Летательный аппарат по п.17, в котором крыло-фюзеляж имеет паз между каждой смежной парой рулей.
  19. 19. Летательный аппарат по любому предыдущему пункту, в котором крыло-фюзеляж имеет выступающую площадку 8 и максимальный наружный диаметр В перпендикулярно к оси крыла-фюзеляжа и в котором отношение В2/8 больше 0,5.
  20. 20. Летательный аппарат по любому предыдущему пункту, дополнительно содержащий по меньшей мере три элемента шасси для обеспечения устойчивости во время взлета и посадки.
    - 9 014867
  21. 21. Летательный аппарат по любому предыдущему пункту, дополнительно содержащий источник энергии, размещенный, по меньшей мере, частично на внешнем крыле-фюзеляже.
EA200901189A 2007-04-18 2008-04-16 Летательный аппарат EA014867B1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GBGB0707512.0A GB0707512D0 (en) 2007-04-18 2007-04-18 Annular airborne vehicle
PCT/GB2008/001329 WO2008129244A2 (en) 2007-04-18 2008-04-16 Annular airborne vehicle

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EA200901189A1 EA200901189A1 (ru) 2010-02-26
EA014867B1 true EA014867B1 (ru) 2011-02-28

Family

ID=38135027

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EA200901189A EA014867B1 (ru) 2007-04-18 2008-04-16 Летательный аппарат

Country Status (10)

Country Link
US (3) US8262016B2 (ru)
EP (3) EP2308754B1 (ru)
JP (1) JP5205447B2 (ru)
CN (1) CN101765540B (ru)
AT (3) ATE556931T1 (ru)
DE (1) DE602008003110D1 (ru)
EA (1) EA014867B1 (ru)
ES (1) ES2359455T3 (ru)
GB (1) GB0707512D0 (ru)
WO (1) WO2008129244A2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2475417C1 (ru) * 2011-07-07 2013-02-20 Николай Борисович Болотин Летательный аппарат "летающая тарелка"

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0521292D0 (en) * 2005-10-19 2005-11-30 Go Science Ltd Submersible vehicle
GB2455132A (en) * 2007-11-30 2009-06-03 Fergus Johnathan Ardern Dodgem hovercraft
DE102011000651A1 (de) * 2011-02-11 2012-08-16 Andreas Voss Flugkörper
ES2674731T3 (es) * 2011-03-09 2018-07-03 Gunnar Rosenlund Sistema de propulsión
FR2997681B1 (fr) * 2012-11-08 2015-05-15 Snecma Avion propulse par un turboreacteur a soufflantes contrarotatives
CN103010464A (zh) * 2012-12-14 2013-04-03 中国航空工业空气动力研究院 一种带动力的环形飞行器
US9731811B2 (en) * 2013-12-13 2017-08-15 Aai Corporation Payload shroud for air vehicle
CN108137150B (zh) 2015-09-02 2021-07-06 杰托普特拉股份有限公司 流体推进系统
US10464668B2 (en) 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US11001378B2 (en) 2016-08-08 2021-05-11 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US10040547B1 (en) 2015-11-18 2018-08-07 Samuel Pedigo Unmanned aerial vehicle
US10669023B2 (en) 2016-02-19 2020-06-02 Raytheon Company Tactical aerial platform
EP3445650A4 (en) * 2016-04-19 2019-11-13 Advanced Aircraft Company UNMANUFACTURED AIRCRAFT
USD798794S1 (en) 2016-05-13 2017-10-03 Bell Helicopter Textron Inc. Closed wing aircraft
USD798795S1 (en) 2016-05-13 2017-10-03 Bell Helicopter Textron Inc. Ring wing and spokes for a closed wing aircraft
US10737786B2 (en) 2016-05-13 2020-08-11 Bell Helicopter Textron Inc. Distributed propulsion system for vertical take off and landing closed wing aircraft
USD796414S1 (en) 2016-05-13 2017-09-05 Bell Helicopter Textron Inc. Sinusoidal circular wing and spokes for a closed wing aircraft
US10486809B2 (en) * 2016-10-13 2019-11-26 The Boeing Company Unmanned aerial system targeting
ES2664393B1 (es) * 2016-10-18 2019-01-30 Lopez Lopez Jose Manuel Dron multirotor con ala cilíndrica
US10518880B2 (en) 2017-02-16 2019-12-31 Amazon Technologies, Inc. Six degree of freedom aerial vehicle with a ring wing
JP7155174B2 (ja) 2017-06-27 2022-10-18 ジェトプテラ、インコーポレイテッド 航空機の垂直離着陸システムの構成
JP6989832B2 (ja) * 2018-05-09 2022-01-12 株式会社Acsl 移動体、及びこれを用いる方法
GB201810554D0 (en) * 2018-06-27 2018-08-15 Macdonald Andrew Norman Autonomous aerial vehicle with compactible fender cage rotatable about at least two perpendicular axes
US11142330B2 (en) * 2018-08-30 2021-10-12 Aurora Flight Sciences Corporation Mechanically-distributed propulsion drivetrain and architecture
US11136119B2 (en) 2018-09-17 2021-10-05 Amazon Technologies, Inc. Six degree of freedom aerial vehicle having reconfigurable motors
US11249477B2 (en) 2018-09-17 2022-02-15 Amazon Technologies, Inc. Six degree of freedom aerial vehicle having reconfigurable propellers
US11014669B2 (en) * 2018-09-17 2021-05-25 Amazon Technologies, Inc. Six degree of freedom aerial vehicle having pivoting wing sections
US11130568B2 (en) 2018-11-08 2021-09-28 Textron Innovations Inc. Autonomous thrust vectoring ring wing pod
IT202200000590A1 (it) * 2022-05-24 2023-11-24 Giovanni Granati Drone con esoscheletro resistente agli urti ad uso plurivalente

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3000593A (en) * 1957-06-18 1961-09-19 Snecma Carrier aircraft having an annular wing
US3252673A (en) * 1964-06-26 1966-05-24 James B Reichert Supersonic vtol aircraft and launch vehicle
US3350035A (en) * 1964-08-19 1967-10-31 Ernest W Schlieben Vtol with cylindrical wing
US5595358A (en) * 1992-07-08 1997-01-21 Demidov; German V. Multipurpose airborne vehicle

Family Cites Families (46)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR528041A (fr) * 1920-10-15 1921-11-05 Valentine Vercell De Saint Poi Avion ou machine volante, à turbine moto-propulsive
US2510959A (en) * 1942-04-16 1950-06-13 Willard R Custer Airplane with high-lift channeled wings
US2907536A (en) * 1950-10-04 1959-10-06 Helmut Ph G A R Von Zborowski Annular wing flying machine and method of flying same
US2971724A (en) * 1952-02-19 1961-02-14 Helmut Ph G A R Von Zborowski Annular wing flying machines
GB795048A (en) 1955-11-22 1958-05-14 Snecma Improvements in vertical take-off and landing aircraft
FR1145863A (fr) 1956-03-17 1957-10-30 Perfectionnements apportés aux aérodynes à décollage vertical, notamment à ceuxà aile annulaire
GB865524A (en) 1956-07-02 1961-04-19 Snecma Improvements in or relating to annular-wing aircraft
FR1193847A (fr) 1958-03-26 1959-11-05 Perfectionnements apportés aux aérodynes à voilure en forme de tunnel, notamment à ceux à aile annulaire
US3017139A (en) * 1959-02-02 1962-01-16 Binder Wilhelm Ring airfoil aircraft
US3198459A (en) * 1961-06-30 1965-08-03 Geary Milford Imposion thrust engine and vehicle
US3437290A (en) * 1967-04-24 1969-04-08 Francis A Norman Vertical lift aircraft
US3572603A (en) * 1968-05-09 1971-03-30 Reynolds Metals Co Electrical coil winding device
US3834654A (en) 1973-03-19 1974-09-10 Lockheed Aircraft Corp Boxplane wing and aircraft
US3987981A (en) * 1973-12-20 1976-10-26 Dornier System Gmbh Roll control for aircraft, particularly flying barrels, adapted to be driven by means of ducted fans
US4307856A (en) 1978-02-24 1981-12-29 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics & Space Administration Annular wing
US4560358A (en) 1984-05-10 1985-12-24 Adler Alan John Gliding ring
CN86105611A (zh) * 1986-07-23 1988-03-30 海斯塔航天发展公司 飞行器
US4726546A (en) * 1986-11-17 1988-02-23 Angelis Lawrence J De Semi-venturi airfoil aircraft
US4804155A (en) 1987-03-02 1989-02-14 Strumbos William P VTOL aircraft
US5082206A (en) * 1988-07-25 1992-01-21 General Electric Company Hypersonic flight vehicle
US5046684A (en) * 1989-02-09 1991-09-10 Julian Wolkovitch Airplane with braced wings and pivoting propulsion devices
US4967983A (en) 1989-06-02 1990-11-06 Motts Brian C Airship
US5115996A (en) * 1990-01-31 1992-05-26 Moller International, Inc. Vtol aircraft
RU2001842C1 (ru) * 1991-11-27 1993-10-30 Владимир Сергеевич Егер Легкий многоцелевой самолет
DE69332506T2 (de) 1992-06-22 2003-07-10 United Technologies Corp Koaxiale Übersetzungs-/Zentriernaben-Unteranordnung für Rotoranordnung
FR2697794B1 (fr) * 1992-11-10 1995-01-20 Gilles Durand Hydravion - Voilier destiné à voler au ras des flots, propulsé par la force du vent.
DE19540272A1 (de) 1995-10-28 1997-04-30 Johannes Schier Ringflügel-Flugkörper
US6068219A (en) * 1998-04-13 2000-05-30 Northrop Grumman Corporation Single surface multi axis aircraft control
US6079398A (en) 1999-02-04 2000-06-27 Oddzon Ring airfoil and launcher
US6474604B1 (en) 1999-04-12 2002-11-05 Jerry E. Carlow Mobius-like joining structure for fluid dynamic foils
US6270038B1 (en) 1999-04-22 2001-08-07 Sikorsky Aircraft Corporation Unmanned aerial vehicle with counter-rotating ducted rotors and shrouded pusher-prop
US6170778B1 (en) 1999-04-22 2001-01-09 Sikorsky Aircraft Corporation Method of reducing a nose-up pitching moment on a ducted unmanned aerial vehicle
DE19919626B4 (de) 1999-04-29 2008-05-29 Furmanek, Andreas, Dr.-Ing. Flugzeug mit Verbundflächen
GB2351271B (en) 1999-06-21 2002-02-13 Charles John Cochrane A wing and a lift device using the wing
EP1289830A2 (en) * 2000-05-24 2003-03-12 LIOTTA, Lance A. Lightweight remotely controlled aircraft
GB0014064D0 (en) * 2000-06-10 2001-05-02 Bae Systems Plc Improvements relating to aircraft
AU2002354809A1 (en) 2001-07-06 2003-01-21 The Charles Stark Draper Laboratory, Inc. Vertical takeoff and landing aerial vehicle
ITMI20012170A1 (it) * 2001-10-18 2003-04-18 Aermacchi S P A Configurazione velivolo a prestazioni aerodinamiche migliorate
USD543928S1 (en) 2003-01-23 2007-06-05 Ufoz, Llc Hovercraft with stacked rotor thruster and winglets
US6845941B2 (en) 2002-06-04 2005-01-25 Bret D. Pica Rotary/fixed wing aircraft
WO2004033292A2 (en) * 2002-10-10 2004-04-22 The Boing Company Integrated aircraft windshields and their manufacture methods
CN1530288A (zh) * 2003-03-12 2004-09-22 秦为国 环形磁悬浮飞行器
WO2004098992A1 (de) * 2003-05-05 2004-11-18 Team Smartfish Gmbh Fluggerät mit auftrieb erzeugendem rumpf
US7100867B2 (en) * 2004-02-09 2006-09-05 Houck Ii Ronald G Lifting foil
GB0521292D0 (en) * 2005-10-19 2005-11-30 Go Science Ltd Submersible vehicle
US7988088B2 (en) * 2008-06-05 2011-08-02 Konstantinovskiy Alexandr Tubular air transport vehicle

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3000593A (en) * 1957-06-18 1961-09-19 Snecma Carrier aircraft having an annular wing
US3252673A (en) * 1964-06-26 1966-05-24 James B Reichert Supersonic vtol aircraft and launch vehicle
US3350035A (en) * 1964-08-19 1967-10-31 Ernest W Schlieben Vtol with cylindrical wing
US5595358A (en) * 1992-07-08 1997-01-21 Demidov; German V. Multipurpose airborne vehicle

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2475417C1 (ru) * 2011-07-07 2013-02-20 Николай Борисович Болотин Летательный аппарат "летающая тарелка"

Also Published As

Publication number Publication date
US8262016B2 (en) 2012-09-11
JP5205447B2 (ja) 2013-06-05
DE602008003110D1 (de) 2010-12-02
US20120305714A1 (en) 2012-12-06
GB0707512D0 (en) 2007-05-30
US20120256043A1 (en) 2012-10-11
ES2359455T3 (es) 2011-05-23
EP2308754A1 (en) 2011-04-13
EA200901189A1 (ru) 2010-02-26
ATE556931T1 (de) 2012-05-15
ATE485218T1 (de) 2010-11-15
US8328131B2 (en) 2012-12-11
US20100044496A1 (en) 2010-02-25
JP2010524765A (ja) 2010-07-22
EP2137069B1 (en) 2010-10-20
CN101765540B (zh) 2013-03-27
WO2008129244A3 (en) 2008-12-11
ATE556930T1 (de) 2012-05-15
EP2308754B1 (en) 2012-05-09
EP2277775A1 (en) 2011-01-26
US8408489B2 (en) 2013-04-02
CN101765540A (zh) 2010-06-30
EP2137069A2 (en) 2009-12-30
EP2277775B1 (en) 2012-05-09
WO2008129244A2 (en) 2008-10-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EA014867B1 (ru) Летательный аппарат
US10301016B1 (en) Stabilized VTOL flying apparatus and aircraft
JP5421503B2 (ja) 自家用航空機
US10967964B2 (en) Air wheel rotor, a gyro stabilized aircraft and a wind-driven power generator using the air wheel rotor, and a stationary launching device
EP0661206B1 (en) An unmanned vertical take-off and landing, horizontal cruise, air vehicle
US20190071174A1 (en) Vertical take off and landing aircraft with four tilting wings and electric motors
US20190291860A1 (en) Vertical take-off and landing aircraft and control method
US9669924B2 (en) Unmanned aerial vehicle
US7032861B2 (en) Quiet vertical takeoff and landing aircraft using ducted, magnetic induction air-impeller rotors
KR20150086398A (ko) 2개의 덕트 로터와 1개의 수평 팬이 각각 날개 끝과 동체에 장착된 전환식 항공기
US11597512B2 (en) Aircraft having VTOL, translational and traverse flight
US10336450B2 (en) Enhanced net pitching moment multi-wing VTOL compact personal aircraft
CA3057560A1 (en) Vertical takeoff and landing aircraft
US5405104A (en) Stopped rotor aircraft utilizing a flipped airfoil X-wing
WO2004031876A1 (en) Flight control system for vtol aircraft
CN219523598U (zh) 飞行装置

Legal Events

Date Code Title Description
PC4A Registration of transfer of a eurasian patent by assignment
MM4A Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s)

Designated state(s): AM AZ BY KZ KG MD TJ TM RU