RU180939U1 - HELICOPTER STEERING DEVICE - Google Patents
HELICOPTER STEERING DEVICE Download PDFInfo
- Publication number
- RU180939U1 RU180939U1 RU2018100201U RU2018100201U RU180939U1 RU 180939 U1 RU180939 U1 RU 180939U1 RU 2018100201 U RU2018100201 U RU 2018100201U RU 2018100201 U RU2018100201 U RU 2018100201U RU 180939 U1 RU180939 U1 RU 180939U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- helicopter
- nozzle
- tail rotor
- rotor
- tunnel
- Prior art date
Links
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 claims abstract description 12
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 8
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 35
- 239000003570 air Substances 0.000 description 11
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000008569 process Effects 0.000 description 4
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 230000009471 action Effects 0.000 description 2
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 2
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 241000721701 Lynx Species 0.000 description 1
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000005381 potential energy Methods 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- ZZYSLNWGKKDOML-UHFFFAOYSA-N tebufenpyrad Chemical compound CCC1=NN(C)C(C(=O)NCC=2C=CC(=CC=2)C(C)(C)C)=C1Cl ZZYSLNWGKKDOML-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области авиации и может быть использована в качестве транспортного средства в народном хозяйстве. Техническим результатом является расширение арсенала технических средств компенсации момента несущего винта и путевого управления. Технический результат достигается тем, что предложенное устройство рулевого винта вертолета характеризуется тем, что в туннеле фюзеляжа вертолета расположен рулевой винт, соосная с ним турбина, связанная своим входом с выходом составного реактивного сопла с эжекторной насадкой, вход реактивного сопла соединен через циклический клапан с трактом горячего сжатого газа компрессора двигателя вертолета, а вход насадки соединен каналом с атмосферой.The utility model relates to the field of aviation and can be used as a vehicle in the national economy. The technical result is the expansion of the arsenal of technical means for compensating the rotor moment and directional control. The technical result is achieved by the fact that the proposed device for the tail rotor of a helicopter is characterized by the fact that in the tunnel of the fuselage of the helicopter there is a tail rotor, a turbine coaxial with it, connected by its input to the output of the composite jet nozzle with an ejector nozzle, the input of the jet nozzle is connected through a cyclic valve to the hot path compressed gas of the helicopter engine compressor, and the nozzle inlet is connected to the atmosphere by a channel.
Description
Полезная модель относится к области авиации и может быть использована в качестве транспортного средства в народном хозяйстве. Соблюдение всех норм авиаперевозки позволит использование предложенной модели как транспортного авиаперевозчика в более узком диапазоне, не расширяя ее возможности эксплуатации в целях безопасности.The utility model relates to the field of aviation and can be used as a vehicle in the national economy. Compliance with all air transportation standards will allow the use of the proposed model as a transport air carrier in a narrower range, without expanding its operational capabilities for security purposes.
Известны вертолеты традиционной, наиболее распространенной в мире, одновинтовой классической схемы- это российские модели МИ- 2, МИ- 8, иностранного производства, например, США модель фирмы Bell типа UH-1 Iroquois, модель 407, модели фирмы Сикорского S-70C, S-76 Spirit, производства Великобритании- Westland Lynx, Италии- Agusta А. 109 и другие.There are known helicopters of the traditional, most widespread in the world, single-rotor classic design - these are Russian models of MI-2, MI-8, of foreign manufacture, for example, the USA model of the company Bell type UH-1 Iroquois, model 407, models of the company Sikorsky S-70C, S -76 Spirit, manufactured in Great Britain - Westland Lynx, Italy - Agusta A. 109 and others.
Традиционный рулевой винт расположенный на балке обладает целым рядом недостатков. Недостатками машин классической схемы являются во-1х, затраты мощности для компенсации реактивного момента, которые составляют около 10% мощности, потребной для вращения несущего винта на режиме висения. При разворотах на висении, особенно на высотах статического потолка и режимах вертикального подъема эти затраты могут достигать 20% и более. Для разгрузки рулевого винта в горизонтальном полете и повышения транспортной эффективности, а также для повышения путевой устойчивости применяют киль, имеющий несимметричный профиль. Но обдувка киля и хвостовой балки потоком от рулевого винта увеличивает потребную тягу. Вредная поперечная сила, создаваемая килем, может достигать 10-15% тяги рулевого винта. В результате влияния оперения растут затраты мощности, необходимые для обеспечения путевой балансировки вертолета. Плюс прочностные ограничения, накладываемые на рулевой винт и его трансмиссию, приводят к ограничениям по скорости разворота на висении и бокового полета. На высоких скоростях рулевой винт создает значительное вредное сопротивление. В горизонтальном полете рулевой винт работает в сложных условиях, когда помимо внешнего воздушного потока на него воздействует спутная струя и вихри несущего винта и фюзеляжа, что приводит к появлению знакопеременных нагрузок. Кроме того, традиционный рулевой винт является источником звуковых колебаний повышенной частоты. Наконец, размещение рулевого винта оказалось небезопасным при полетах вблизи препятствий и во время вращения винтов на земле. По разным источникам, каждая седьмая авария (катастрофа) происходит из-за повреждений рулевого винта при столкновении с препятствиями (провода, ЛЭП, деревья, кустарники, здания и т.п.) или попадании посторонних предметов. (См. Вертолетные заметки Евгения Матвеева. Livejournal, October 3rd, 2013).A traditional beam-mounted tail rotor has a number of disadvantages. The disadvantages of the machines of the classical scheme are: 1x, power consumption for reactive torque compensation, which is about 10% of the power required to rotate the rotor in hover mode. When hovering, especially at heights of the static ceiling and vertical lift modes, these costs can reach 20% or more. To unload the tail rotor in horizontal flight and increase transport efficiency, as well as to increase the directional stability, a keel with an asymmetric profile is used. But blowing the keel and tail boom from the tail rotor increases the required thrust. The harmful lateral force generated by the keel can reach 10-15% of the tail rotor thrust. As a result of the influence of plumage, the power costs necessary to ensure the directional balancing of the helicopter are increasing. Plus, the strength limitations imposed on the tail rotor and its transmission lead to restrictions on the speed of rotation on hovering and side flight. At high speeds, the tail rotor creates significant harmful resistance. In horizontal flight, the tail rotor operates in difficult conditions when, in addition to the external air flow, it is affected by a satellite jet and rotors of the rotor and fuselage, which leads to the appearance of alternating loads. In addition, the traditional tail rotor is a source of high frequency sound vibrations. Finally, the placement of the tail rotor was unsafe when flying near obstacles and during the rotation of the propellers on the ground. According to various sources, every seventh accident (disaster) occurs due to damage to the tail rotor in the event of a collision with obstacles (wires, power lines, trees, shrubs, buildings, etc.) or the ingress of foreign objects. (See Helicopter Notes by Evgeny Matveev. Livejournal, October 3rd, 2013).
Известны вертолеты одновинтовой схемы с рулевым винтом производства Франции такие модели как Eurocopter ТС 135/ ЕС 120, российский вертолет КА-62, американский RAH-66, японский ОН-Х, у которых рулевой винт расположен в кольце на хвостовой балке.Famous single-rotor helicopters with a tail rotor made in France are such models as the Eurocopter TS 135 / EC 120, the Russian helicopter KA-62, the American RAH-66, the Japanese OH-X, in which the tail rotor is located in the ring on the tail boom.
Расположенный в кольце рулевой винт обеспечивает безопасность на висении у земли для работ обслуживающего персонала, особенно в условиях плохой видимости (ночью, в туман, дождь, снег); отсутствие вибраций во всем диапазоне высот и скоростей полета. По результатам многочисленных научных исследований расположенный в кольце рулевой винт эффективен при оптимальном выборе параметров кольца, его кпд значительно выше, чем кпд традиционного рулевого винта, а габариты меньше. В горизонтальном полете без угла скольжения винт в кольце работает практически в условиях работы на месте и некоторая доля боковой силы создается профилированной входной частью туннеля кольца. В горизонтальном полете винт в кольце значительно разгружается и потребляет меньшую мощность, чем традиционный рулевой винт (выигрыш - около 2% полной мощности). Основное преимущество «винта в кольце» - уменьшение турбулентности и срыва вихрей, которые происходят на лопастях винта. Сам агрегат винт в кольце становится более аэродинамически эффективным путем уменьшения сопротивления и шума, а также значительного снижения вибраций. Модель «вертолета-стелс» RAH-66 Comanche оборудована «винтом в кольце», чтобы максимально затруднить обнаружение, поскольку основной шум, создаваемый вертолетом, как правило, приходит от рулевого винта.The steering screw located in the ring ensures safety when hanging off the ground for maintenance personnel, especially in conditions of poor visibility (at night, in fog, rain, snow); lack of vibration over the entire range of altitudes and flight speeds. According to the results of numerous scientific studies, the tail rotor located in the ring is effective with the optimal choice of ring parameters, its efficiency is much higher than that of the traditional tail rotor, and the dimensions are smaller. In a horizontal flight without a sliding angle, the screw in the ring works practically under on-site conditions and a certain proportion of lateral force is created by the profiled inlet of the ring tunnel. In horizontal flight, the screw in the ring is significantly unloaded and consumes less power than a traditional tail rotor (gain - about 2% of full power). The main advantage of the “screw in the ring” is the reduction of turbulence and disruption of the vortices that occur on the blades of the screw. The screw assembly in the ring itself becomes more aerodynamically efficient by reducing drag and noise, as well as significantly reducing vibration. The stealth helicopter model RAH-66 Comanche is equipped with a “screw in the ring” to make detection as difficult as possible, since the main noise generated by a helicopter usually comes from the tail rotor.
Известен одновинтовой вертолет HI 55, принятый за прототип, который конструктивно имеет хвостовую балку с рулевым винтом в кольце.Known single-rotor helicopter HI 55, adopted for the prototype, which structurally has a tail boom with a tail rotor in the ring.
Недостатком устройства в известных схемах вертолета с рулевым винтом в кольце является расположение винта на конце хвостовой балки. Такое расположение не позволяет получить толщину кольца с аэродинамическим профилированием эффективной компенсации боковой силы, а также достичь оптимального выбора параметров (глубина, расположение плоскости винта в туннеле кольца, геометрия тоннеля до и после плоскости винта). Спутная струя и вихри несущего винта и фюзеляжа полем высокочастотных скоростей ухудшают характеристики винта в кольце при обдуве, что приводит к появлению знакопеременных нагрузок. Перечисленные недостатки можно в значительной степени преодолеть изменением расположения рулевого винта в кольце, однако этому препятствует нецелесообразность общей компоновки и отсутствие достаточной мощности силовой установки для компенсации реактивного момента несущего винта вертолета.The disadvantage of the device in the known schemes of a helicopter with a tail rotor in the ring is the location of the screw at the end of the tail boom. This arrangement does not allow to obtain the thickness of the ring with aerodynamic profiling of effective compensation of lateral force, as well as to achieve the optimal choice of parameters (depth, location of the plane of the screw in the tunnel of the ring, the geometry of the tunnel before and after the plane of the screw). A satellite stream and rotors of the rotor and the fuselage by the field of high-frequency speeds worsen the characteristics of the rotor in the ring when blowing, which leads to the appearance of alternating loads. These shortcomings can be largely overcome by changing the location of the tail rotor in the ring, however, this is hindered by the inappropriateness of the general layout and the lack of sufficient power of the power plant to compensate for the reactive moment of the rotor of the helicopter.
Техническим результатом является расширение арсенала технических средств компенсации момента несущего винта и путевого управления, правильный выбор и расположение агрегатов составного реактивного сопла увеличивает импульс силы и присоединенную массу, используя сумму сил давления скоростного напора несущего винта и выхлопных газов в сумме с пониженным давлением (часть вакуумного разрежения) в тракте составного реактивного сопла при работе циклического клапана, и в конечном счете увеличению тяги рулевого винта. Перечисленные параметры позволяют изменить расположение рулевого винта относительно оси несущего винта.The technical result is the expansion of the arsenal of technical means for compensating the rotor moment and directional control, the correct selection and arrangement of the components of the composite jet nozzle increases the force momentum and the attached mass, using the sum of the pressure forces of the main rotor pressure and exhaust gases in total with reduced pressure (part of the vacuum ) in the path of the composite jet nozzle during operation of the cyclic valve, and ultimately increase the tail rotor thrust. These parameters allow you to change the location of the tail rotor relative to the axis of the rotor.
Технический результат достигается тем, что предложенное устройство рулевого винта вертолета характеризуется тем, что в туннеле фюзеляжа вертолета расположен рулевой винт, соосная с ним турбина, связанная своим входом с выходом составного реактивного сопла с эжекторной насадкой, вход реактивного сопла соединен через циклический клапан с трактом горячего сжатого газа компрессора двигателя вертолета, а вход насадки соединен каналом с атмосферой.The technical result is achieved by the fact that the proposed device for the tail rotor of a helicopter is characterized by the fact that in the tunnel of the fuselage of the helicopter there is a tail rotor, a turbine coaxial with it, connected by its input to the output of the composite jet nozzle with an ejector nozzle, the input of the jet nozzle is connected through a cyclic valve to the hot path compressed gas of the helicopter engine compressor, and the nozzle inlet is connected to the atmosphere by a channel.
На фиг. 1 приведено расположение агрегатов устройства рулевого винта в фюзеляже вертолета (вид сзади в разрезе а-а). Пунктиром показан циклический клапан в положении «закрыто».In FIG. 1 shows the location of the tail rotor device assemblies in the fuselage of the helicopter (rear view in section aa). The dashed line shows the cyclic valve in the closed position.
На фиг. 2 представлена модель вертолета (вид спереди и вид сверху), у которого устройство рулевого винта расположено в туннеле фюзеляжа вертолета.In FIG. 2 shows a helicopter model (front view and top view), in which the tail rotor device is located in the helicopter fuselage tunnel.
В туннеле 1 фюзеляжа 2 вертолета (фиг. 2) расположен рулевой винт 3 соосная с ним турбина 4 (фиг. 1), связанная своим входом 5 с выходом 6 составного реактивного сопла 7 (СРС) с эжекторной насадкой 8, вход 9 реактивного сопла 7 соединен через циклический клапан 10 с трактом 11 горячего сжатого газа 12 компрессора двигателя 13 вертолета (фиг. 2), а вход 14 насадки 8 соединен каналом 15 с атмосферой 16. К рулевому винту 3 подключен укороченный вал 17 привода от двигателя 2.In the
При работе силовой установки, когда прокручивается несущий винт, сжатый горячий газ 12 компрессора левого двигателя 2 (фиг. 1) проходит агрегаты и направляется в конце концов на турбину 4, которая помогает раскручивать винт 3 в туннеле 1 вместе с валом привода 17 от двигателя 13, работает циклический клапан 10, создается тяга рулевого винта 3 в туннеле 1, компенсируется реактивный момент несущего винта (НВ) и имеется запас мощности для путевого управления вертолетом.During operation of the power plant, when the main rotor is scrolled, the compressed
Цикличность работы клапана 10 можно рассмотреть так, что, начиная с некоторого момента скорость движения воздуха в канале 15 и сжатого газа 12 в эжекторной насадке 8 не поддерживается подачей газа 12 клапаном 10 из сопла 7, которая к концу истечения уменьшается, и удаление из насадки массы газа происходит быстрее, чем поступление сжатого газа 12 из сопла 7. Тогда под действием разрежения, образующегося на входной кромке эжекторной насадки 8 и в полости 18, в насадок 8 через вход 14 устремляется масса воздуха 16 по каналу 15, которая движется вслед за удаляющимися порциями 19 газа из эжекторной насадки 8. Кроме того, действие скоростного напора НВ дополнительно «проталкивает» по каналу 15 массу смешанного газа с другими термодинамическими параметрами относительно сжатого газа 12 из окружающего атмосферного воздуха 16 и выхлопных газов двигателей 13. Последовательное присоединения масс по каналу 15 к массе сжатого газа 12, которое по своему механизму принципиально отличается от эжекции в виде турбулентного захвата и дальнейшего смешения и представляет собой взаимодействие разделенных масс типа газового поршня и выталкиваемого или втекающего воздуха. Такой процесс не основан на трении газовых потоков с большими потерями, однако он связан с образованием волн давления и разрежения и волновыми потерями (см. открытие В.Н. Челомей, О.И. Кудрин, А.В. Квасников. Номер и дата приоритета: №314 от 2 июля 1951 г.).The cyclicity of the
В номинальном режиме работы несущий винт вертолета создает скоростной напор и перепад давления на входе в диффузор эжекторной насадки 8, который при переходе конечной величины массы (порций) смеси выхлопных газов и атмосферного воздуха 16 внутрь диффузора эжекторной насадки 8 добавляет скорость движения к порциям горячей массы 12 компрессора двигателя 13 и циклическая струя приобретает суммарный импульс силы на выходе 6 СРС и входе 5 в турбину 4, которая придает винту 3 требуемую тягу, превышающую тягу традиционого рулевого винта.In the nominal operating mode, the rotor of the helicopter creates a high-pressure head and a pressure drop at the inlet of the
В процессе с циклической активной струей ускорение присоединяемой массы воздуха обеспечивает неуравновешенная сила давления атмосферы при восстановлении равновесного состояния в эжекторной насадке 8, нарушаемого воздействием газовой массы 12 каждого импульса циклической активной струи. Причем присоединяемый воздух 16 по каналу 15 в этом процессе ускоряется вслед за массой импульсов сжатого газа 12, практически, без смешения с ними.In the process with a cyclic active jet, acceleration of the attached mass of air provides an unbalanced pressure force of the atmosphere when the equilibrium state is restored in the
В предлагаемой схеме траектории движения масса воздуха, отбрасываемая НВ вертолета, уже не уравновешена, двигается с ускорением при проходе в эжекторную насадку 8. Получаемая в результате последовательного присоединения к массе газа 12 и ускорения массы 16 атмосферного воздуха объединенная масса реактивной струи, истекающая из эжекторной насадки 8, воздействует на лопатки турбины 4, создавая на ее валу суммарный момент, требуемый от активной струи с потенциальной энергией рабочего тела при расширении.In the proposed scheme of the trajectory of motion, the air mass discharged by the NV helicopter is no longer balanced, it moves with acceleration when passing into the
Внешние газовые массы 16 по каналу 15 при восстановлении равновесного состояния, нарушенного «газовым поршнем», «вдавливаются» в эжекторную насадку 8, ускоряясь вслед за ним. При этом тепловая энергии внешних газовых масс (находящихся вне насадка в равновесном состоянии) преобразуется в кинетическую энергию газового потока, состоящего из этих масс. Причем «газовый поршень» 19 не тратит своей энергии на ускорение присоединяемых газовых масс, потому что при оптимальных геометрических пропорциях и термодинамических параметрах процесса они движутся раздельно - вслед друг за другом практически без смешения и трения. Кроме того, истечение газовой массы «поршней» 19 происходит в область с пониженным давлением (по сравнению с давлением газовых масс вне эжекторной насадки 8), которая образуется в эжекторной насадке 8 за счет ускорения внешних газовых масс атмосферы 16, уже присоединенных в предыдущем периоде, при этом тяга реактивного сопла СРС 7 увеличивается (см. RU 2188960. БИ 2002, №25. Б.М. Кондратов или Ф.А. Слободкина, А.В. Евтюхин. Теоретическое исследование импульсного эжектора как устройства увеличения тяги авиационного двигателя, ж. Авиационно-космическая техника и технология. 2003. Вып. 8 (43) с. 31-34) или Ханталин Д.С. Влияние взаимодействия масс газа на тяговую эффективность пульсирующих двигателей pdf.technomag.bmstu.ru>doc/522954.html)
Расположение агрегатов 8, 7, 10, 14 составного реактивного сопла СРС позволяет иметь присоединенную массу, используя сумму сил давления сжатого газа 12 компрессора двигателя 13 силовой установки вертолета, от скоростного напора канала 15 несущего винта и от пониженного давления (часть вакуумного разрежения) в полости 18 между газовыми поршнями 19, в тракте составного реактивного сопла при работе циклического клапана 10. При этом улучшается общий термодинамический цикл расширения объемов поступающего горячего сжатого газа 12 непосредственно по выходному тракту 11 из компрессора левого двигателя 13, но и свободной присоединяемой выхлопной горячей массы газа двигателей. Общая масса газа от этого суммирования приводит к приросту тяги винта 3 в туннеле 1 по сравнению с наличием массы и тягой только за счет пониженного давления 18 между циклическими поршнями 19.The location of the
Отбираемая мощность компрессора двигателя 13 используется при преобразовании массы газа 12 с ее термодинамическими параметрами в тягу винта 3 в туннеле 1 для компенсации реактивного момента НВ и рулевого управления потоком 20 через туннель 1.The selected power of the compressor of the
Кроме компенсации реактивного момента, винт в туннеле используется для путевого управления через механизм изменения шага (углов установки лопастей) винта, изменяется величина силы относительно вертикальной оси, осуществляется путевое управление. При необходимости пилот может воспользоваться управлением поворотного киля 21.In addition to reactive moment compensation, the screw in the tunnel is used for directional control through a mechanism for changing the pitch (installation angles of the blades) of the screw, the magnitude of the force changes relative to the vertical axis, and the directional control is carried out. If necessary, the pilot can use the control of the
Предложенная модель позволяет получить сопутствующие расширению арсенал технических средств компенсации момента несущего винта и путевого управления преимущества такие свойства, как расположение рулевого винта в туннеле фюзеляжа (фиг. 2), обеспечение необходимой глубины тоннеля для оптимального расположения винта внутри тоннеля с минимальными гидравлическими потерями входа и выхода из туннеля, уменьшение знакопеременных нагрузок на рулевой винт в туннеле, расположенного на меньшем радиусе от оси общей тяги, в поле меньших скоростей несущего винта.The proposed model makes it possible to obtain advantages related to expanding the arsenal of main rotor torque compensation and track control advantages such properties as the location of the tail rotor in the fuselage tunnel (Fig. 2), providing the necessary tunnel depth for the optimal position of the screw inside the tunnel with minimal hydraulic input and output losses from the tunnel, reducing alternating loads on the steering rotor in a tunnel located at a smaller radius from the axis of the general thrust, in the field of lower speeds rotor.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018100201U RU180939U1 (en) | 2018-01-10 | 2018-01-10 | HELICOPTER STEERING DEVICE |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018100201U RU180939U1 (en) | 2018-01-10 | 2018-01-10 | HELICOPTER STEERING DEVICE |
Related Parent Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017117654U Division RU178120U1 (en) | 2017-05-23 | 2017-05-23 | Helicopter with tail rotor in the fuselage |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU180939U1 true RU180939U1 (en) | 2018-06-29 |
Family
ID=62813358
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018100201U RU180939U1 (en) | 2018-01-10 | 2018-01-10 | HELICOPTER STEERING DEVICE |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU180939U1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU1609036C (en) * | 1989-02-28 | 1995-08-27 | Анатолий Трофимович Белобаба | Helicopter |
RU146302U1 (en) * | 2014-05-06 | 2014-10-10 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | SPEED COMBINED HELICOPTER |
US9409643B2 (en) * | 2013-05-30 | 2016-08-09 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | Helicopter with cross-flow fan |
RU168483U1 (en) * | 2016-06-28 | 2017-02-06 | Николай Алексеевич Цуриков | Helicopter Tracking Device |
-
2018
- 2018-01-10 RU RU2018100201U patent/RU180939U1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU1609036C (en) * | 1989-02-28 | 1995-08-27 | Анатолий Трофимович Белобаба | Helicopter |
US9409643B2 (en) * | 2013-05-30 | 2016-08-09 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | Helicopter with cross-flow fan |
RU146302U1 (en) * | 2014-05-06 | 2014-10-10 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | SPEED COMBINED HELICOPTER |
RU168483U1 (en) * | 2016-06-28 | 2017-02-06 | Николай Алексеевич Цуриков | Helicopter Tracking Device |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3363732B1 (en) | Ejector and airfoil configurations | |
US6464459B2 (en) | Lifting platform with energy recovery | |
US6616094B2 (en) | Lifting platform | |
US7147182B1 (en) | Gas-powered tip-jet-driven tilt-rotor compound VTOL aircraft | |
US5039031A (en) | Turbocraft | |
US9908613B2 (en) | Propulsion system for aircraft, in particular lightweight aircraft | |
RU2636826C1 (en) | High-speed helicopter with crossed screws | |
US20030168552A1 (en) | Aircraft propulsion system and method | |
CN113697097B (en) | Fixed wing aircraft overall aerodynamic layout with tiltable outer wings and rotor wings | |
CN103419923B (en) | The thrust gain device of high speed jet attached flow | |
US20180186449A1 (en) | Annular lift fan vtol aircraft | |
RU178120U1 (en) | Helicopter with tail rotor in the fuselage | |
RU180939U1 (en) | HELICOPTER STEERING DEVICE | |
US9849975B2 (en) | Deflection cone in a reaction drive helicopter | |
RU183800U1 (en) | ROPE WING BEZRUKOV | |
RU2673317C1 (en) | Multi-purpose high-speed helicopter aircraft | |
US6565038B2 (en) | Supersonic propellers for aircrafts | |
US10577086B2 (en) | High efficiency stall proof airfoil and means of control | |
CN107745818B (en) | Aircraft propulsion system and vertical take-off and landing aircraft with same | |
Saeed et al. | An evaluation of the historical issues associated with achieving non-helicopter V/STOL capability and the search for the flying car | |
RU63772U1 (en) | REACTIVE AIR SCREW | |
RU2457153C2 (en) | "maxinio" standard technology of vehicle manufacturing and operation, no-run take-off and landing electric aircraft (versions), lifting device, turbo-rotary engine (versions), multistep compressor, fan cowling, turbo-rotary engine operation method and method of electric aircraft lifting force creation method | |
JP2022506861A (en) | Adaptive vertical takeoff and landing propulsion system | |
CN2557421Y (en) | Inner wing for helicopter | |
RU2244661C2 (en) | Vertical takeoff and landing flying vehicle |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20200524 |