EA030859B1 - Способ и устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов (бла) с применением гироскопического эффекта - Google Patents
Способ и устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов (бла) с применением гироскопического эффекта Download PDFInfo
- Publication number
- EA030859B1 EA030859B1 EA201600501A EA201600501A EA030859B1 EA 030859 B1 EA030859 B1 EA 030859B1 EA 201600501 A EA201600501 A EA 201600501A EA 201600501 A EA201600501 A EA 201600501A EA 030859 B1 EA030859 B1 EA 030859B1
- Authority
- EA
- Eurasian Patent Office
- Prior art keywords
- gyroscope
- rotor
- moment
- rotation
- ufv
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Предлагаемое изобретение (способ и устройство) относится к системам управления и предназначено для повышения устойчивости и маневренности БЛА и может быть использовано для управления и коррекции различных динамических объектов, в том числе и малогабаритных спутников. Целью изобретения является уменьшение чувствительности БЛА к влиянию ветра и турбулентности без увеличения скорости полета, а также повышение устойчивости и одновременно маневренности. Для улучшения указанных параметров БЛА наряду с компенсацией гироскопического и реакции моментов винта необходимо увеличивать кинетический момент с помощью гироскопа. Это достигается тем, что гироскоп устанавливается относительно центра тяжести БЛА напротив винта (при заднем расположении винта гироскоп устанавливается в передней части), вращение ротора гироскопа направлено против вращения винта (ось вращения ротора гироскопа и винта находятся на одной прямой); устройство, обладающее высоким кинетическим моментом, становится менее чувствительным к влиянию ветра и турбулентности, повышается устойчивость полета; для изменения траектории полета ось вращения ротора гироскопа поворачивается с помощью электрических двигателей (двигатели стабилизации и моментов) и редукторов, находящихся на осях вращения поворотных рам, таким образом, чтобы направления созданных гироскопических моментов совпадали с направлением поворота БЛА. Совпадение направлений гироскопических моментов с моментами руля высоты и руля направления способствует повышению маневренности БЛА. Стабилизация и изменение углового положения крена БЛА вокруг продольной оси осуществляются увеличением или уменьшением скорости вращения ротора гироскопа с регулируемым инерционным моментом.
Description
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ЕВРАЗИЙСКОМУ ПАТЕНТУ (45) Дата публикации и выдачи патента
2018.10.31 (21) Номер заявки
201600501 (22) Дата подачи заявки
2016.02.25 (51) Int. Cl. В64С17/06 (2006.01)
В64С19/00 (2006.01)
В64С19/02 (2006.01) (54) СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ПОВЫШЕНИЯ СТАБИЛИЗАЦИИ И МАНЕВРЕННОСТИ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ (БЛА) С ПРИМЕНЕНИЕМ ГИРОСКОПИЧЕСКОГО ЭФФЕКТА (43) 2017.08.31 (96) 2016/005 (AZ) 2016.02.25 (71) (73) Заявитель и патентовладелец:
НАЦИОНАЛЬНАЯ АКАДЕМИЯ АВИАЦИИ (AZ) (72) Изобретатель:
Пашаев Ариф Мир Джалал оглы, Каримли Тогрул Иса оглы (AZ) (56) US-B2-7051608
US-B2-6729580
RU-C1-2084826
SU-A1-355494 (74) Представитель:
Нифталиев Г.В. (AZ)
030859 Bl (57) Предлагаемое изобретение (способ и устройство) относится к системам управления и предназначено для повышения устойчивости и маневренности БЛА и может быть использовано для управления и коррекции различных динамических объектов, в том числе и малогабаритных спутников. Целью изобретения является уменьшение чувствительности БЛА к влиянию ветра и турбулентности без увеличения скорости полета, а также повышение устойчивости и одновременно маневренности. Для улучшения указанных параметров БЛА наряду с компенсацией гироскопического и реакции моментов винта необходимо увеличивать кинетический момент с помощью гироскопа. Это достигается тем, что гироскоп устанавливается относительно центра тяжести БЛА напротив винта (при заднем расположении винта гироскоп устанавливается в передней части), вращение ротора гироскопа направлено против вращения винта (ось вращения ротора гироскопа и винта находятся на одной прямой); устройство, обладающее высоким кинетическим моментом, становится менее чувствительным к влиянию ветра и турбулентности, повышается устойчивость полета; для изменения траектории полета ось вращения ротора гироскопа поворачивается с помощью электрических двигателей (двигатели стабилизации и моментов) и редукторов, находящихся на осях вращения поворотных рам, таким образом, чтобы направления созданных гироскопических моментов совпадали с направлением поворота БЛА. Совпадение направлений гироскопических моментов с моментами руля высоты и руля направления способствует повышению маневренности БЛА. Стабилизация и изменение углового положения крена БЛА вокруг продольной оси осуществляются увеличением или уменьшением скорости вращения ротора гироскопа с регулируемым инерционным моментом.
030859 В1
Предлагаемые изобретения (способ и устройство) относятся к системам управления и предназначены для увеличения устойчивости и маневренности беспилотных летательных аппаратов (БЛА) и могут быть использованы для управления и коррекции различных динамических объектов, в том числе и малогабаритных спутников.
Все самолеты в пространстве маневрируют управляющими поверхностями за счет создания аэродинамических моментов. Для обеспечения максимального момента управления управляющие поверхности располагаются по мере возможности на максимально отдаленных расстояниях от центра масс самолетов. Управляющими поверхностями (киль, стабилизатор, рули направления и высоты, элероны, предкрылки, спойлеры) осуществляются угловые стабилизации воздушных судов (ВС) и создаются аэродинамические моменты. Летательные аппараты определенных конструкций могут маневрировать по двум осям одной управляющей поверхностью, такой как, например, элевоны (комбинация руля высоты и элеронов), руль V-образного оперения (функции рулей направления и высоты), дифференциальный стабилизатор [1]. При проектировании БЛА и ВС безопасность полетов и быстрота маневрирования, устойчивость и управляемость считаются основными задачами.
В зависимости от технической задачи для увеличения маневренности БЛА известно использование различных конструкций, основанных на аэродинамических способах [2].
Во многих конструкциях БЛА, состоящих из планера и силовой установки (авиационный двигатель и винт) с горизонтальным взлетом и посадкой (ГВП), винтовой двигатель, создающий тягу, находится за центром массы. (Жирным шрифтом выделены признаки, присущие предмету заявляемого изобретения.) Если винт вращается по часовой стрелке, то на БЛА действует равный по величине и противоположный по направлению левый кренящий момент; если винт вращается против часовой стрелки, то на БЛА действует равный по величине и противоположный по направлению правый кренящий момент реакции винта. При малой скорости БЛА и больших оборотах винта кренящий момент реакции винта достигает максимального значения. Кроме этого, если у БЛА винт вращается по часовой стрелке и установлен спереди от центра масс, то при правом вираже созданный гироскопический момент отклоняет БЛА вниз, а при левом вираже гироскопический момент отклоняет БЛА вверх. При расположении винта в хвостовой части гироскопический момент отклоняет БЛА в противоположную сторону.
Если винт вращается против часовой стрелки и установлен спереди от центра масс, при правом вираже созданный гироскопический момент отклоняет БЛА вверх, а при левом вираже гироскопический момент отклоняет БЛА вниз. При расположении винта в хвостовой части гироскопический момент отклоняет БЛА в противоположную сторону. При кабрировании или пикировании гироскопические моменты создают нежелательные моменты рыскания БЛА влево или вправо [1]. В условиях взлета или посадки с боковым ветром на БЛА ГВП действуют гироскопические моменты винта, отклоняющие траектории полетов вверх или вниз, вследствие чего может произойти опасный аварийный режим. Недостатком известного способа и устройства является то, что БЛА, осуществляющие полеты в условиях ветра при низких значениях скоростей, на малых и больших высотах (близких к практическому статическому потолку полета), не обеспечены достаточной устойчивостью полета.
Известен малогабаритный летательный аппарат с самостабилизирующимися аэродинамическими поверхностями, состоящий из фюзеляжа, аэродинамических поверхностей с возможностью вращения относительно продольной оси летательного аппарата и хвостового оперения, предназначенного для осуществления стабилизации малогабаритного летательного аппарата в плоскости траектории и управления при полете по баллистической траектории, основанный на аэродинамическом способе управления [3]. (Жирным шрифтом выделены признаки, присущие предмету заявляемого изобретения.) Недостатком известного способа и устройства является бесполезность его использования в БЛА с винтовыми двигателями, осуществляющими полеты на малых скоростях при критических режимах устойчивости, так как при полетах, выполняемых на малых скоростях в условиях турбулентности, эффективность аэродинамических поверхностей, создающих управляющие моменты, имеет малые значения. Для предотвращения сваливания, вызванного изменением горизонтального положения БЛА, необходимо увеличить скорость полета, но при этом не следует превышать допустимую скорость во избежание чрезмерной перегрузки.
Известен также газодинамический способ управления БЛА, выполняющим полеты в диапазоне высот 35-45км [4]. В системах ориентации больших космических аппаратов (КА) применяется газодинамический способ, включающий в себя двигатель коррекции траектории и системы микродвигателей стабилизации, каждая из которых состоит из 4-х двигателей стабилизации КА в канале крена и 4-х двигателей стабилизации в каналах тангажа и рыскания. (Жирным шрифтом выделены признаки, присущие предмету заявляемого изобретения.) Кратковременный режим работы и невозможность применения на малогабаритных БЛА ГВП являются недостатками известного способа; избыточность конструктивных элементов и массогабаритных показателей являются также недостатками известного устройства.
Известны силовые гироскопические комплексы (СГК), создающие гироскопические моменты в системах стабилизации и ориентации тяжелых и средних КА. СГК создают управляющие моменты в режимах стабилизации и программных поворотов КА относительно опорной системы координат [5]. (Жирным шрифтом выделены признаки, присущие предмету заявляемого изобретения.) Невозможность применения на малогабаритных БЛА ГВП является недостатком известного способа; избыточность конст
- 1 030859 руктивных элементов и массогабаритных показателей являются недостатками известного устройства.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту (способу) является способ использования гироскопического момента для управления летательным аппаратом (транспортным средством) [6]. Создание гироскопического момента, являющегося основой способа, осуществляется с помощью нескольких гироскопов. Гироскопический момент возникает, когда на ось гироскопа начинает действовать сила, стремящаяся привести ее в движение, т.е. создающая вращающий момент относительно центра подвеса. Под действием этого вращающего момента возникают силы Кориолиса, поэтому конец оси гироскопа будет отклоняться не в сторону действия силы, а в направлении, перпендикулярном к этой силе, и в результате гироскоп начнет вращаться вокруг оси с постоянной угловой скоростью. (Жирным шрифтом выделены признаки, присущие предмету заявляемого изобретения.) Неучет направления вращения винта на малогабаритных БЛА ГВП и, вследствие этого, невыполнение компенсации момента реакции и гироскопического момента винта при эволюциях БЛА являются недостатком известного способа.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту (устройству) является устройство управления летательным аппаратом (транспортным средством) [6]. Устройство позволяет технически осуществить способ использования гироскопического момента для управления летательным аппаратом (транспортным средством) и содержит корпус, центральную ось со штангами, гироскопы с системами крепления к штангам. Система крепления содержит раму, систему крепления, наклона и поворота рамы, держатель гироскопа. Корпус и центральная ось закреплены через систему дополнительного момента. (Жирным шрифтом выделены признаки, присущие предмету заявляемого изобретения.) Наличие дополнительного второго гироскопа для нейтрализации возникающих моментов инерции и реакции (момента обратного действия) при раскручивании гироскопа (ротора) или его торможении, относительно большие массогабаритные показатели, избыточное время запуска и торможения гироскопов из-за больших моментов инерции гироскопов являются недостатками устройства.
Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение чувствительности БЛА к влиянию ветра и турбулентности без увеличения скорости полета, а также повышение устойчивости и одновременно маневренности.
Технический результат достигается тем, что гироскоп устанавливается относительно центра тяжести БЛА напротив винта (при заднем расположении винта гироскоп устанавливается в передней части), вращение ротора гироскопа направлено против вращения винта (ось вращения ротора гироскопа и винта находятся на одной прямой); устройство, обладающее высоким кинетическим моментом, становится менее чувствительным к влиянию ветра и турбулентности, увеличивается устойчивость полета; для изменения траектории полета ось вращения ротора гироскопа поворачивается с помощью электрических двигателей (двигатели стабилизации и моментов) и редукторов, находящихся на осях вращения поворотных рам таким образом, чтобы направления созданных гироскопических моментов совпадали с направлением поворота БЛА. Совпадение направлений гироскопических моментов с моментами рулей высоты и направления способствует увеличению маневренности и уменьшению времени переходного режима пилотирования БЛА. Стабилизация и изменение углового положения крена БЛА вокруг продольной оси осуществляется увеличением или уменьшением скорости вращения ротора (момента реакции) гироскопа с регулируемым инерционным моментом.
Преимуществами способа и устройства повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов гироскопическим эффектом следует считать:
1) увеличение диапазона режимов полета, ограниченного низкой эффективностью аэродинамических рулей при полетах БЛА на малых скоростях в условиях ветра, турбулентности и высотах, близких к практическому потолку;
2) увеличение быстроты маневрирования БЛА;
3) уменьшение чувствительности к влиянию ветра и повышение устойчивости траектории движения, необходимые при аэрофотосъемке, уменьшение амплитуды и времени переходного режима пилотирования БЛА, способствующие полету с экономным расходом топлива.
Способ повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов с применением гироскопического эффекта, заключающийся в использовании гироскопического момента, показан на схеме (фиг. 1). Схема состоит из корпуса гироскопа 1, фюзеляжа 2, ротора гироскопа 3, внутренней рамы гироскопа 4, внешней рамы гироскопа 5, электрических двигателей 6, редукторов 7, руля направления 8 и руля высоты 9, создающих аэродинамические моменты элеронов 10. К аэродинамическим моментам добавляются дополнительно созданные гироскопические моменты. Корпус гироскопа 1 жестко соединен в точке А фюзеляжа 2 на одной линии с осью винта. Напротив винта в подвижной (вверх или вниз) внутренней раме 4 установлен вращающийся с большой скоростью ротор гироскопа 3. Внутренняя рама устанавливается во внешней раме 5. Эта рама может поворачиваться влево или вправо и устанавливается в корпусе гироскопа. На внешней раме установлен электрический двигатель 6 (двигатель стабилизации и момента) и редуктор 7, поворачивающий ось вращения внутренней рамы. Например, если ротор гироскопа вращается по часовой стрелке (против направления вращения винта), то при отклонении внутренней рамы электрическим двигателем и редуктором вверх созданный гироскопический момент отклоняет БЛА вправо, а при отклонении внутренней рамы вниз - отклоняет БЛА влево, что способствует уве
- 2 030859 личению эффективности руля направления 8, особенно на малых скоростях полета и в критических режимах устойчивости. Установленный в корпусе гироскопа электрический двигатель 6 (двигатель стабилизации и момента), редуктор 7 и поворачивающаяся ось вращения внешней рамы обеспечивают стабилизацию и момент управления тангажом БЛА. Например, если ротор гироскопа вращается по часовой стрелке (против направления вращения винта), то при отклонении внешней рамы электрическим двигателем и редуктором влево созданный гироскопический момент отклоняет БЛА вверх, а при отклонении внешней рамы вправо - отклоняет БЛА вниз, что способствует увеличению эффективности руля высоты 9, особенно на малых скоростях полета и в критических режимах устойчивости. Если направления вращения ротора и винта противоположны, а моменты инерции ротора гироскопа и винта равны и при этом положения элеронов нейтральны, то БЛА не кренится. Для стабилизации траектории полета БЛА по крену и создания кренящего момента за счет увеличения (по часовой стрелке) скорости вращения ротора гироскопа с регулируемым инерционным моментом БЛА кренится влево, а за счет уменьшения скорости вращения ротора - БЛА кренится вправо. Таким образом достигается улучшение эффективности элеронов 10, особенно на малых скоростях полета и в критических режимах устойчивости.
На фиг. 2 показаны направления созданных управляющих гироскопических моментов (если винт установлен в хвостовой части, а гироскоп в носовой части) изменением плоскости вращения ротора гироскопа. При отклонении ротора гироскопа (фиг. 2а) вправо гироскопический момент создает пикирующий момент БЛА. При отклонении ротора гироскопа (фиг. 2б) влево гироскопический момент создает кабрирующий момент БЛА. При отклонении ротора гироскопа (фиг. 2в) вниз гироскопический момент отклоняет БЛА влево. При отклонении ротора гироскопа (фиг. 2г) вверх гироскопический момент отклоняет БЛА вправо. Эти управляющие гироскопические моменты добавляются к аэродинамическим моментам рулей направления 8 и высоты 9 и способствуют увеличению быстроты маневрирования БЛА.
На фиг. 3 изображено устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов с применением гироскопического эффекта на базе гироскопа с регулируемым инерционным моментом ротора.
Устройство состоит из оси 11, внутреннего диска 12, направляющих трубок 13, пружин 14, тяжелых шариков 15, регулировочных винтов 16 и внешнего диска 17. Установленный на оси ротор состоит из внутреннего диска 12, направляющих трубок 13, внутри которых находятся пружины 14, способствующие увеличению динамичности ротора, перемещающиеся в зависимости от управляемого числа оборотов оси, подвижных шариков 15 и предназначенных для балансировки ротора регулировочных винтов 16. Направляющие трубки вдоль радиуса закреплены на внешнем диске 17. Ось ротора вращается с помощью двигателя с регулируемым числом оборотов (на схеме не изображено). Регулировочными винтами также можно выполнить наладку момента инерции ротора. При запуске ротора гироскопа с регулируемым инерционным моментом из-за расположения тяжелых шариков массой m вблизи радиуса Ri минимальное значение момента инерции J (J=mR1 2) способствует увеличению разгона ротора, т.е. уменьшается время запуска ротора гироскопа. С увеличением оборотов ротора гироскопа под действием центробежных сил тяжелые шарики, изготовленные из тантала или из тяжелых сплавов стали, преодолевая силу упругости пружин, перемещаются к внешнему диску, увеличивая момент инерции ротора. Одновременно с увеличением оборотов ротора увеличение массы во внешнем диске увеличивает нарастание момента реакции ротора. С увеличением момента инерции в зависимости от оборотов ротора увеличивается его кинетический момент, при этом можно получить большой управляющий гироскопический момент ротора гироскопа (создается электрическими двигателями 6 и редукторами 7). При максимальном значении оборотов ротора из-за расположения шариков около внешнего диска управляющий гироскопический момент и момент обратной реакции ротора имеют максимальные значения (J=mR22), что важно на малых скоростях полета и критических режимах устойчивости БЛА [7]. С уменьшением оборотов ротора сила упругости пружины, преобладая над центробежной силой, способствует перемещению шариков к центру ротора. В результате этого уменьшается момент инерции ротора, который вызывает быстрое торможение ротора. Быстрый разгон и быстрое торможение ротора позволяют управлять противодействующим по направлению моментом реакции ротора, что используется при управлении БЛА по крену вокруг оси X. Таким образом, повышение устойчивости и стабилизация траектории полета, а также быстрое маневрирование БЛА относительно осей X, Y, Z осуществляются одним гироскопическим устройством с регулируемым моментом инерции.
Источники информации
1. Principles of Flight. JAA ATPL. Theoretical knowledge manual. Oxford Aviation, Frankfurt, Germany, 2001. p.366, p.561.
2. Unmanned aircraft systems. UAVS design, development and deployment. Reg Austin. 2010 John Wiley & Sons Ltd, United Kingdom, p. 34-37, figure 3.7.
3. Патент RU № 2489313, МПК: В64С 5/00, F42B 10/62. Борисенко А.Б., Лазаренков СМ., Никитенко А.В. Малогабаритный летательный аппарат с самостабилизирующимися аэродинамическими поверхностями. 10.08.2013, Бюл. № 22.
4. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. Учебное пособие для вузов. М., Машиностроение, 1973. стр. 44-47.
- 3 030859
5. Бортовые системы управления космическими аппаратами. Учебное пособие. Бровкин А.Г., Бурдыгов Б.Г., Гордийко С.В. и др. Под редакцией Сырова А.С. М. МАИ, 2010. стр. 80-98.
6. Патент RU № 2495789, МПК: В64С 17/06. Тарасов А.А. Способ использования гироскопического момента для управления летательным аппаратом (транспортным средством) и устройство управления летательным аппаратом. 20.10.2013, Бюл. №29.
7. Курс физики. Учебное пособие для вузов. Трофимова Т.И. 11-е издание. М., Академия, 2006. стр. 34-35.
Claims (2)
- ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ1. Способ повышения стабилизации и маневренности беспилотного летательного аппарата, снабженного винтом вращения, с применением гироскопического эффекта, состоящего из корпуса, гироскопа, рамы, системы наклона и поворота рам, включающей внутреннюю и внешнюю рамы, двигатели стабилизации и моментов, отличающийся тем, что стабилизация и управление осуществляются одним гироскопом, причем направления осей вращения ротора гироскопа и винта летательного аппарата совпадают, а направление вращения указанного винта и ротора гироскопа противоположны, при этом стабилизация и управление летательного аппарата (по углу крена) выполняется созданием дополнительного момента инерции за счет увеличения или уменьшения скорости вращения ротора гироскопа в результате регулирования момента инерции.
- 2. Устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов с применением гироскопического эффекта, работа которого осуществляется с применением способа по п.1 и использованием ротора гироскопа с регулируемым моментом инерции, состоящее из дискового ротора, отличающееся тем, что направляющие ротора представляют собой радиально размещенные трубки в диске, причем каждая трубка содержит подвижный шарик, пружину и регулировочный винт, установленный в плоскости вращения ротора для изменения момента инерции ротора.y 1Фиг. 1- 4 030859 а б в гФиг. 2Фиг. 3О
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EA201600501A EA030859B1 (ru) | 2016-02-25 | 2016-02-25 | Способ и устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов (бла) с применением гироскопического эффекта |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EA201600501A EA030859B1 (ru) | 2016-02-25 | 2016-02-25 | Способ и устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов (бла) с применением гироскопического эффекта |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| EA201600501A1 EA201600501A1 (ru) | 2017-08-31 |
| EA030859B1 true EA030859B1 (ru) | 2018-10-31 |
Family
ID=59686681
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| EA201600501A EA030859B1 (ru) | 2016-02-25 | 2016-02-25 | Способ и устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов (бла) с применением гироскопического эффекта |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| EA (1) | EA030859B1 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU355494A1 (ru) * | Б. Вересова, А. П. Гурь нов, М. К. Петрочук , Б. В. Уткин | Двухосный гиростабилизатор | ||
| RU2084826C1 (ru) * | 1992-04-13 | 1997-07-20 | Олег Петрович Домашкевич | Гироскопическо-центробежное устройство |
| US6729580B2 (en) * | 2001-04-05 | 2004-05-04 | Northrop Grumman Corporation | Method and system for directing an object using gyroscopes |
| US7051608B2 (en) * | 2001-10-17 | 2006-05-30 | Ingenieria, Diseno Y Analisis, S.L. | Gyroscopic actuator |
-
2016
- 2016-02-25 EA EA201600501A patent/EA030859B1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU355494A1 (ru) * | Б. Вересова, А. П. Гурь нов, М. К. Петрочук , Б. В. Уткин | Двухосный гиростабилизатор | ||
| RU2084826C1 (ru) * | 1992-04-13 | 1997-07-20 | Олег Петрович Домашкевич | Гироскопическо-центробежное устройство |
| US6729580B2 (en) * | 2001-04-05 | 2004-05-04 | Northrop Grumman Corporation | Method and system for directing an object using gyroscopes |
| US7051608B2 (en) * | 2001-10-17 | 2006-05-30 | Ingenieria, Diseno Y Analisis, S.L. | Gyroscopic actuator |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EA201600501A1 (ru) | 2017-08-31 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11433999B2 (en) | Vehicle capable of taking off and landing vertically and operating in water, land, air and submarine environments | |
| WO2017020097A2 (ru) | Способ и устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов (бла) с применением гироскопического эффекта | |
| US7520466B2 (en) | Gyro-stabilized air vehicle | |
| CN107639984B (zh) | 一种可垂直起降的海陆空潜四栖倾转三旋翼无人机 | |
| EP3188966B1 (en) | Tilt winged multi rotor | |
| US11305873B2 (en) | Air, sea and underwater tilt tri-rotor UAV capable of performing vertical take-off and landing | |
| EP3033272B1 (en) | Convertiplane with new aerodynamic and technical solutions which make the aircraft safe and usable | |
| US5289994A (en) | Equipment carrying remote controlled aircraft | |
| US11485477B2 (en) | Flying apparatus | |
| US8561937B2 (en) | Unmanned aerial vehicle | |
| NL2017971B1 (en) | Unmanned aerial vehicle | |
| RU2769822C1 (ru) | Летательные аппараты с несвязанными степенями свободы | |
| CN106114853B (zh) | 一种无人驾驶航空器 | |
| JP2015501751A (ja) | 垂直／短距離離着陸のための方法及び装置 | |
| JP2012111475A (ja) | Ｗｉｎｇ−Ｒｏｔｏｒによる垂直離着陸無人航空機 | |
| WO2000015497A2 (en) | Gyrostabilized self propelled aircraft | |
| JP2004503430A (ja) | 航空機に関する改良 | |
| JP2010254264A (ja) | Ｔｉｌｔ翼機構による垂直離発着無人航空機 | |
| GB2553604B (en) | Aerodynamically fully actuated drone (Sauceron) and drone chassis aerodynamic supporting trusses (Lings) | |
| WO2007108794A1 (en) | Gyro-stabilized air vehicle | |
| EP3904204B1 (en) | Manned aircraft | |
| CN111098649A (zh) | 一种飞行汽车控制系统、方法及飞行汽车 | |
| JP2009234551A (ja) | 主翼取り付け角変更装置を備えた垂直離着陸航空機 | |
| US20190077498A1 (en) | Aircraft Including Inclined Rotor Array | |
| US10908618B2 (en) | Rotor control law for multi-rotor vehicles systems and methods |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 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 TJ TM RU |
|
| NF4A | Restoration of lapsed right to a eurasian patent |
Designated state(s): AZ BY RU |
|
| 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): AZ BY RU |