RU2004106788A - Система и способ управления летательным аппаратом - Google Patents
Система и способ управления летательным аппаратом Download PDFInfo
- Publication number
- RU2004106788A RU2004106788A RU2004106788/11A RU2004106788A RU2004106788A RU 2004106788 A RU2004106788 A RU 2004106788A RU 2004106788/11 A RU2004106788/11 A RU 2004106788/11A RU 2004106788 A RU2004106788 A RU 2004106788A RU 2004106788 A RU2004106788 A RU 2004106788A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- bearing surface
- aircraft
- aerodynamic
- moment
- aileron
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/12—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders surfaces of different type or function being simultaneously adjusted
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/10—All-wing aircraft
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
- G05D1/0841—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability to prevent a coupling between different modes
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/30—Wing lift efficiency
Claims (35)
1. Система управления летательным аппаратом, содержащая корпус летательного аппарата; первую несущую поверхность, присоединенную к корпусу с первой стороны, причем по меньшей мере часть этой несущей поверхности имеет возможность управляемого отклонения для управления летательным аппаратом по крену с созданием прироста подъемной силы и обусловленного им прироста аэродинамического сопротивления по меньшей мере на участке первой несущей поверхности при совершении летательным аппаратом по меньшей мере одной эволюции по крену; вторую несущую поверхность, присоединенную к корпусу со второй стороны, причем по меньшей мере часть этой несущей поверхности имеет возможность управляемого отклонения для управления летательным аппаратом по крену с созданием отрицательной подъемной силы и обусловленного ею прироста аэродинамического сопротивления по меньшей мере на участке второй несущей поверхности при совершении летательным аппаратом по меньшей мере одной эволюции по крену; исполняемое на ЭВМ программное средство управления, имеющее возможность определения заданного положения отклонения отклоняемой части первой несущей поверхности и отклоняемой части второй несущей поверхности по условиям создания приростом подъемной силы на первой несущей поверхности и уменьшением подъемной силы на второй несущей поверхности поперечного момента, вызывающего крен летательного аппарата, и уравновешивания путевого момента, создаваемого приростом аэродинамического сопротивления на первой несущей поверхности, путевым моментом, создаваемым приростом аэродинамического сопротивления на второй несущей поверхности, так, чтобы кренение летательного аппарата не вызывало существенного изменения его путевого момента; и один или несколько силовых приводов, связанных с каждой отклоняемой частью, причем каждый силовой привод выполнен с возможностью отклонения связанной с ним отклоняемой части в заданное положение отклонения.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность определения заданного положения отклонения отклоняемой части первой несущей поверхности и заданного положения отклонения отклоняемой части второй несущей поверхности так, чтобы кренение летательного аппарата не вызывало существенного изменения его результирующей подъемной силы.
3. Система по п.1, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность определения заданного положения отклонения отклоняемой части первой несущей поверхности и заданного положения отклонения отклоняемой части второй несущей поверхности так, чтобы кренение летательного аппарата не вызывало существенного изменения его продольного момента.
4. Система по п.1, отличающаяся тем, что первая несущая поверхность представляет собой первое полукрыло, имеющее шарнирно закрепленный элерон и установленную с возможностью поворота аэродинамическую поверхность, расположенную дальше элерона по размаху крыла, а вторая несущая поверхность представляет собой второе полукрыло, имеющее шарнирно закрепленный элерон и установленную с возможностью поворота аэродинамическую поверхность, расположенную дальше элерона по размаху крыла.
5. Система по п.4, отличающаяся тем, что центр давления аэродинамической поверхности второго полукрыла и центр элерона первого полукрыла выровнены по горизонтали так, чтобы кренение летательного аппарата не вызывало существенного изменения его продольного момента.
6. Система по п.1, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность циклического определения заданного положения отклонения отклоняемой части второй несущей поверхности так, чтобы указанная отклоняемая часть создавала отрицательную подъемную силу и обусловленный ею прирост аэродинамического сопротивления при совершении летательным аппаратом эволюции с меньшей угловой скоростью крена, и управления силовым приводом в режиме циклического отклонения указанной отклоняемой части в ее заданное положение отклонения с созданием повторяющихся путевых моментов, противодействующих путевому моменту, создаваемому отклонением отклоняемой части первой несущей поверхности для совершения эволюции по крену.
7. Система по п.1, отличающаяся тем, что размер отклоняемой части второй несущей поверхности составляет приблизительно половину размера отклоняемой части первой несущей поверхности.
8. Система по п.1, отличающаяся тем, что отклоняемая часть второй несущей поверхности расположена на большем расстоянии от продольной оси летательного аппарата по размаху, чем отклоняемая часть первой несущей поверхности.
9. Система по п.1, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность управления силовыми приводами в режиме одновременного отклонения отклоняемой части первой несущей поверхности и отклоняемой части второй несущей поверхности для совершения эволюции по крену.
10. Система по п.1, отличающаяся тем, что первая несущая поверхность содержит вторую отклоняемую часть, установленную дальше первой отклоняемой части по размаху, и вторая несущая поверхность содержит вторую отклоняемую часть, установленную дальше первой отклоняемой части по размаху.
11. Система по п.10, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность определения заданных положений отклонения первой и второй отклоняемых частей первой несущей поверхности так, чтобы путевой момент, создаваемый их одновременным отклонением в противоположных направлениях, не вызывал существенного изменения поперечного момента летательного аппарата.
12. Система по п.11, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность определения заданных положений отклонения первой и второй отклоняемых частей так, чтобы их отклонение не вызывало существенного изменения продольного момента и результирующей подъемной силы летательного аппарата.
13. Система по п.10, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность определения заданных положений отклонения первой и второй отклоняемых частей первой несущей поверхности, а также первой и второй отклоняемых частей второй несущей поверхности так, чтобы их отклонение увеличивало аэродинамическое сопротивление летательного аппарата без существенного изменения путевого момента, поперечного момента, продольного момента и результирующей подъемной силы.
14. Система по п.13, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность определения заданных положений отклонения отклоняемых частей первой и второй несущих поверхностей так, чтобы одновременное отклонение первой отклоняемой части первой несущей поверхности и второй отклоняемой части второй несущей поверхности в одном направлении, а первой отклоняемой части второй несущей поверхности и второй отклоняемой части первой несущей поверхности - в другом направлении увеличивало аэродинамическое сопротивление летательного аппарата без существенного изменения путевого момента, поперечного момента, продольного момента и результирующей подъемной силы.
15. Способ управления летательным аппаратом, заключающийся в том, что определяют заданные положения отклонения отклоняемых частей первой и второй несущих поверхностей по условиям: создания по меньшей мере одной отклоняемой частью первой несущей поверхности летательного аппарата прироста подъемной силы и обусловленного им прироста аэродинамического сопротивления по меньшей мере на участке первой несущей поверхности для обеспечения эволюции летательного аппарата по крену, создания по меньшей мере одной отклоняемой частью второй несущей поверхности летательного аппарата отрицательной подъемной силы и обусловленного ею прироста аэродинамического сопротивления по меньшей мере на участке второй несущей поверхности для обеспечения указанной эволюции по крену с созданием поперечного момента приростом подъемной силы на первой несущей поверхности и уменьшением подъемной силы на второй несущей поверхности, и уравновешивания путевого момента, создаваемого приростом аэродинамического сопротивления на второй несущей поверхности, путевым моментом, создаваемым приростом аэродинамического сопротивления на первой несущей поверхности, так, чтобы кренение летательного аппарата не вызывало существенного изменения его путевого момента; и отклоняют отклоняемые части первой и второй несущих поверхностей в указанные заданные положения отклонения.
16. Способ по п.15, отличающийся тем, что заданные положения отклонения для первой и второй несущих поверхностей дополнительно определяют так, чтобы кренение летательного аппарата не вызывало существенного изменения его результирующей подъемной силы.
17. Способ по п.15, отличающийся тем, что заданные положения отклонения отклоняемых частей первой и второй несущих поверхностей дополнительно определяют так, чтобы кренение летательного аппарата не вызывало существенного изменения его продольного момента.
18. Способ по п.15, отличающийся тем, что первая несущая поверхность представляет собой первое полукрыло, имеющее шарнирно закрепленный элерон и установленную с возможностью поворота аэродинамическую поверхность, расположенную дальше элерона по размаху крыла, а вторая несущая поверхность представляет собой второе полукрыло, имеющее шарнирно закрепленный элерон и установленную с возможностью поворота аэродинамическую поверхность, расположенную дальше элерона по размаху крыла.
19. Способ по п.18, отличающийся тем, что центр давления аэродинамической поверхности второго полукрыла и центр элерона первого полукрыла выравнивают по горизонтали так, чтобы кренение летательного аппарата не вызывало существенного изменения его продольного момента.
20. Способ по п.15, отличающийся тем, что циклически определяют заданное положение отклонения отклоняемой части второй несущей поверхности и циклически отклоняют указанную отклоняемую часть с созданием отрицательной подъемной силы и обусловленного ею прироста аэродинамического сопротивления при совершении летательным аппаратом эволюции с меньшей угловой скоростью крена, причем указанными циклическими отклонениями создают повторяющиеся путевые моменты, противодействующие путевому моменту, создаваемому отклонением отклоняемой части первой несущей поверхности для совершения эволюции по крену.
21. Способ по п.15, отличающийся тем, что размер отклоняемой части второй несущей поверхности составляет приблизительно половину размера отклоняемой части первой несущей поверхности.
22. Способ по п.15, отличающийся тем, что отклоняемая часть второй несущей поверхности расположена на большем расстоянии от продольной оси летательного аппарата по размаху, чем отклоняемая часть первой несущей поверхности.
23. Способ по п.15, отличающийся тем, что отклоняемую часть первой несущей поверхности и отклоняемую часть второй несущей поверхности для совершения эволюции по крену отклоняют одновременно.
24. Способ по п.15, отличающийся тем, что определяют заданные положения отклонения первой отклоняемой части первой несущей поверхности и второй отклоняемой части первой несущей поверхности и одновременно отклоняют указанные отклоняемые части в противоположных направлениях так, чтобы создаваемый при этом путевой момент не вызывал существенного изменения поперечного момента летательного аппарата.
25. Способ по п.24, отличающийся тем, что первую и вторую отклоняемые части отклоняют так, чтобы не вызывать существенного изменения продольного момента и результирующей подъемной силы летательного аппарата.
26. Способ по п.15, отличающийся тем, что определяют заданные положения отклонения отклоняемой части первой несущей поверхности и второй отклоняемой части первой несущей поверхности и определяют заданные положения отклонения отклоняемой части второй несущей поверхности и второй отклоняемой части второй несущей поверхности так, чтобы создаваемое при этом увеличение аэродинамического сопротивления летательного аппарата не вызывало существенного изменения его путевого момента, поперечного момента, продольного момента и результирующей подъемной силы.
27. Система управления летательным аппаратом, содержащая планер летательного аппарата, включающий в себя первое полукрыло и второе полукрыло; первый элерон, расположенный на первом полукрыле и шарнирно закрепленный с возможностью отклонения для управления летательным аппаратом по крену с созданием прироста подъемной силы и обусловленного им прироста аэродинамического сопротивления по меньшей мере на участке первого полукрыла; первую аэродинамическую поверхность, расположенную на первом полукрыле дальше первого элерона по размаху крыла и установленную с возможностью отклонения для управления летательным аппаратом по крену с созданием отрицательной подъемной силы и обусловленного ею прироста аэродинамического сопротивления на первой аэродинамической поверхности; второй элерон, расположенный на втором полукрыле и шарнирно закрепленный с возможностью отклонения для управления летательным аппаратом по крену с созданием прироста подъемной силы и обусловленного им прироста аэродинамического сопротивления по меньшей мере на участке второго полукрыла; вторую аэродинамическую поверхность, расположенную на втором полукрыле дальше второго элерона по размаху крыла и установленную с возможностью отклонения для управления летательным аппаратом по крену с созданием отрицательной подъемной силы и обусловленного ею прироста аэродинамического сопротивления на второй аэродинамической поверхности; причем первый элерон и вторая аэродинамическая поверхность сопряжены с возможностью кренения летательного аппарата в первом направлении, а второй элерон и первая аэродинамическая поверхность сопряжены с возможностью кренения летательного аппарата во втором направлении; исполняемое на ЭВМ программное средство управления, имеющее возможность определения заданных положений отклонения первой аэродинамической поверхности, первого элерона, второй аэродинамической поверхности и второго элерона по условию уравновешивания путевого момента, создаваемого приростом аэродинамического сопротивления на первом и втором полукрыльях, путевым моментом, создаваемым приростом аэродинамического сопротивления на первой и второй аэродинамических поверхностях, соответственно, так, чтобы кренение летательного аппарата не вызывало существенного изменения его путевого момента; и один или несколько силовых приводов, связанных с каждым из вышеуказанных элеронов и аэродинамических поверхностей, причем соответствующий силовой привод выполнен с возможностью отклонения первого элерона, первой аэродинамической поверхности, второго элерона или второй аэродинамической поверхности в заданное положение отклонения.
28. Система по п.27, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность определения заданного положения отклонения первого элерона и второй аэродинамической поверхности так, чтобы кренение летательного аппарата не вызывало существенного изменения результирующей подъемной силы летательного аппарата.
29. Система по п.27, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность определения заданных положений отклонения первого элерона, первой аэродинамической поверхности, второго элерона и второй аэродинамической поверхности так, чтобы кренение летательного аппарата не вызывало существенного изменения продольного момента летательного аппарата.
30. Система по п.29, отличающаяся тем, что центр давления второй аэродинамической поверхности и центр первого элерона приблизительно выровнены по горизонтали и центр давления первой аэродинамической поверхности и центр второго элерона приблизительно выровнены по горизонтали так, чтобы кренение летательного аппарата не вызывало существенного изменения продольного момента летательного аппарата.
31. Система по п.27, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность циклического определения заданного положения отклонения первой аэродинамической поверхности так, чтобы указанная аэродинамическая поверхность создавала отрицательную подъемную силу и обусловленный ею прирост аэродинамического сопротивления при совершении летательным аппаратом эволюции с меньшей угловой скоростью крена во втором направлении, и управления силовым приводом в режиме циклического отклонения первой аэродинамической поверхности в ее заданное положение отклонения с созданием повторяющихся путевых моментов, противодействующих путевому моменту, создаваемому на втором полукрыле отклонением второго элерона для совершения эволюции по крену.
32. Система по п.27, отличающаяся тем, что размер первой аэродинамической поверхности составляет приблизительно половину размера второго полукрыла.
33. Система по п.27, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность определения заданных положений отклонения первого элерона и первой аэродинамической поверхности так, чтобы путевой момент, создаваемый их одновременным отклонением в противоположных направлениях, не вызывал существенного изменения поперечного момента летательного аппарата.
34. Система по п.33, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность определения заданных положений отклонения первого элерона и первой аэродинамической поверхности так, чтобы их отклонение не вызывало существенного изменения продольного момента и результирующей подъемной силы летательного аппарата.
35. Система по п.27, отличающаяся тем, что программное средство управления дополнительно имеет возможность определения заданных положений отклонения первого элерона, второго элерона, первой аэродинамической поверхности и второй аэродинамической поверхности так, чтобы их отклонение увеличивало аэродинамическое сопротивление летательного аппарата без существенного изменения поперечного момента, путевого момента, продольного момента и результирующей подъемной силы.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/930,339 | 2001-08-14 | ||
| US09/930339 | 2001-08-14 | ||
| US09/930,339 US6641086B2 (en) | 2001-08-14 | 2001-08-14 | System and method for controlling an aircraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004106788A true RU2004106788A (ru) | 2005-07-10 |
| RU2310582C2 RU2310582C2 (ru) | 2007-11-20 |
Family
ID=25459221
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004106788/11A RU2310582C2 (ru) | 2001-08-14 | 2002-08-13 | Система и способ управления летательным аппаратом |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6641086B2 (ru) |
| EP (1) | EP1417124A1 (ru) |
| JP (1) | JP2004538212A (ru) |
| AU (1) | AU2002326628B2 (ru) |
| BR (1) | BR0211931A (ru) |
| CA (1) | CA2454255A1 (ru) |
| IL (1) | IL159949A0 (ru) |
| RU (1) | RU2310582C2 (ru) |
| WO (1) | WO2003016133A1 (ru) |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2850084B1 (fr) * | 2003-01-21 | 2005-12-30 | Airbus France | Procede et systeme de commande d'une gouverne d'aeronef. |
| US6892982B2 (en) * | 2003-01-29 | 2005-05-17 | Northrop Grumman Corporation | Aircraft with forward opening inlay spoilers for yaw control |
| US20060108472A1 (en) * | 2004-11-19 | 2006-05-25 | Clark Walter D | Control system for an aircraft |
| FR2879561B1 (fr) * | 2004-12-16 | 2007-03-16 | Airbus France Sas | Procede pour ameliorer le pilotage en roulis d'un aeronef et aeronef mettant en oeuvre ce procede |
| US9671788B2 (en) * | 2007-11-27 | 2017-06-06 | The Boeing Company | Vertical path control augmentation using lateral control surfaces |
| US8024079B2 (en) * | 2008-05-20 | 2011-09-20 | The Boeing Company | Wing-body load alleviation for aircraft |
| NL2001844C2 (nl) * | 2008-07-22 | 2010-01-25 | Robertus Gerardus De Boer | Besturingsinrichting voor een vliegtuig bij dwarswindoperaties. |
| US8342445B2 (en) | 2008-09-26 | 2013-01-01 | The Boeing Company | Horizontal tail load alleviation system |
| ES2382062B1 (es) | 2008-12-04 | 2013-04-26 | Airbus Operations, S.L. | Superficie estabilizadora y de control direccional de aeronave |
| RU2482022C1 (ru) * | 2011-11-14 | 2013-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Система управления самолётом |
| US10012999B2 (en) | 2016-01-08 | 2018-07-03 | Microsoft Technology Licensing, Llc | Exploiting or avoiding air drag for an aerial vehicle |
| US10315752B2 (en) * | 2016-12-19 | 2019-06-11 | The Boeing Company | Methods and apparatus to validate an aircraft control system command |
| CN111017197A (zh) * | 2019-11-21 | 2020-04-17 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种飞机差动式方向舵伺服作动装置 |
| RU2768310C1 (ru) * | 2021-07-07 | 2022-03-23 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Система управления летательного аппарата в канале курса |
| CN114357799B (zh) * | 2022-01-17 | 2024-01-12 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质 |
| CN115783241B (zh) * | 2023-02-08 | 2023-05-16 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法 |
Family Cites Families (36)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US993724A (en) | 1910-08-13 | 1911-05-30 | Kenneth L Kintzel | Aeroplane. |
| US1334707A (en) | 1916-05-11 | 1920-03-23 | James V Martin | Aerodynamic stabilizer |
| US1600671A (en) | 1924-09-29 | 1926-09-21 | Hill Geoffrey Terence Roland | Control surfaces for aeroplanes |
| US1858259A (en) | 1928-09-22 | 1932-05-17 | Alfaro Heraclio | Airplane |
| US1890012A (en) | 1928-09-22 | 1932-12-06 | Alfaro Heraclio | Airplane |
| US1803498A (en) | 1929-04-18 | 1931-05-05 | Aeromarine Plane & Motor Compa | Airplane control |
| US1947461A (en) | 1930-08-22 | 1934-02-20 | Port Theophile De | Tip flap aileron |
| US2173538A (en) | 1937-09-04 | 1939-09-19 | Mckellar John Donald | Airplane control system |
| US2407401A (en) * | 1941-09-08 | 1946-09-10 | Douglas Aircraft Co Inc | Lateral control arrangement |
| US2417189A (en) * | 1942-07-27 | 1947-03-11 | Cornelius Aircraft Corp | Tailless airplane |
| US2416958A (en) | 1942-09-24 | 1947-03-04 | Northrop Aircraft Inc | Tailless airplane |
| US2403770A (en) * | 1942-11-04 | 1946-07-09 | Glenn L Martin Co | Aileron |
| US2369832A (en) | 1942-12-14 | 1945-02-20 | Cons Vultee Aircraft Corp | Airplane aileron system |
| US2412646A (en) | 1943-12-15 | 1946-12-17 | Northrop Aircraft Inc | Tailless aircraft |
| US2406506A (en) | 1944-02-21 | 1946-08-27 | Northrop Aircraft Inc | All-wing airplane |
| US2702172A (en) | 1952-03-25 | 1955-02-15 | Ministerio Da Aeronautica | Control system for aircraft having adjustable sustaining airfoils |
| US2820601A (en) | 1953-03-09 | 1958-01-21 | Northrop Aircraft Inc | Movable wing tip |
| US2987277A (en) * | 1958-10-14 | 1961-06-06 | North American Aviation Inc | Aircraft control system |
| US3761041A (en) * | 1971-08-02 | 1973-09-25 | Aereon Corp | Lifting body aircraft |
| US4146200A (en) * | 1977-09-14 | 1979-03-27 | Northrop Corporation | Auxiliary flaperon control for aircraft |
| US4466586A (en) * | 1980-03-10 | 1984-08-21 | The Boeing Company | Directional control device for aircraft |
| US4455004A (en) * | 1982-09-07 | 1984-06-19 | Lockheed Corporation | Flight control device for airplanes |
| US4729528A (en) * | 1983-02-28 | 1988-03-08 | Northrop Corporation | Aeroelastic control flap |
| DE3530865A1 (de) * | 1985-08-29 | 1987-03-12 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Antriebs- und fuehrungsvorrichtung fuer ein an einem flugzeugtragfluegel angeordnetes klappensystem |
| US4796192A (en) * | 1985-11-04 | 1989-01-03 | The Boeing Company | Maneuver load alleviation system |
| US4998689A (en) | 1989-07-14 | 1991-03-12 | Rockwell International Corporation | 90 degree rotation aircraft wing |
| FR2661149B1 (fr) * | 1990-04-24 | 1992-08-14 | Aerospatiale | Systeme pour le pilotage d'un avion en tangage. |
| US5156358A (en) * | 1991-04-11 | 1992-10-20 | Northrop Corporation | Aircraft outboard control |
| US5681014A (en) | 1992-05-15 | 1997-10-28 | Palmer; Harry W. | Torsional twist airfoil control means |
| FR2694738B1 (fr) * | 1992-08-14 | 1994-11-10 | Aerospatiale | Procédé de commande des gouvernes d'un avion pour compenser à basse vitesse une déviation latérale de trajectoire. |
| US5531402A (en) * | 1995-03-23 | 1996-07-02 | Dahl; Robert M. | Wireless flight control system |
| US6095459A (en) * | 1997-06-16 | 2000-08-01 | Codina; George | Method and apparatus for countering asymmetrical aerodynamic process subjected onto multi engine aircraft |
| US7455264B2 (en) | 1997-08-26 | 2008-11-25 | Mcdonnell Douglas Corporation | Reconfiguration control system for an aircraft wing |
| FR2770824B1 (fr) * | 1997-11-12 | 2000-01-28 | Aerospatiale | Procede de commande des gouvernes d'un avion pour agir contre une deviation laterale de trajectoire au sol |
| US6079672A (en) | 1997-12-18 | 2000-06-27 | Lam; Lawrence Y. | Aileron for fixed wing aircraft |
| US6098923A (en) * | 1998-03-13 | 2000-08-08 | Lockheed Martin Corporation | Aircraft structure to improve directional stability |
-
2001
- 2001-08-14 US US09/930,339 patent/US6641086B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-08-13 IL IL15994902A patent/IL159949A0/xx unknown
- 2002-08-13 RU RU2004106788/11A patent/RU2310582C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2002-08-13 CA CA002454255A patent/CA2454255A1/en not_active Abandoned
- 2002-08-13 EP EP02761352A patent/EP1417124A1/en not_active Withdrawn
- 2002-08-13 WO PCT/US2002/025731 patent/WO2003016133A1/en active IP Right Grant
- 2002-08-13 BR BR0211931-5A patent/BR0211931A/pt not_active IP Right Cessation
- 2002-08-13 JP JP2003520660A patent/JP2004538212A/ja active Pending
- 2002-08-13 AU AU2002326628A patent/AU2002326628B2/en not_active Ceased
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20030034421A1 (en) | 2003-02-20 |
| CA2454255A1 (en) | 2003-02-27 |
| EP1417124A1 (en) | 2004-05-12 |
| RU2310582C2 (ru) | 2007-11-20 |
| JP2004538212A (ja) | 2004-12-24 |
| IL159949A0 (en) | 2004-06-20 |
| US6641086B2 (en) | 2003-11-04 |
| BR0211931A (pt) | 2004-10-26 |
| AU2002326628B2 (en) | 2006-12-07 |
| WO2003016133A1 (en) | 2003-02-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2004106788A (ru) | Система и способ управления летательным аппаратом | |
| EP2864195B1 (en) | Morphing wing for an aircraft | |
| US8651431B1 (en) | Aircraft with movable winglets and method of control | |
| JP5257996B2 (ja) | 調整可能な水平尾翼 | |
| CN205131649U (zh) | 一种多轴飞行器 | |
| US6824094B2 (en) | Power assembly for ornicopter | |
| CA2264788A1 (en) | Active system for early destruction of trailing vortices | |
| CN107472511A (zh) | 基于扰流板和后缘舵面配合的飞翼布局飞机的气动舵面 | |
| US4132375A (en) | Vortex-lift roll-control device | |
| CN108622369A (zh) | 变体飞行器机翼结构 | |
| CN105270614B (zh) | 一种对称型八轴飞行器 | |
| RU2007126817A (ru) | Способ усовершенствованного управления по крену летательным аппаратом и летательный аппарат | |
| EP3617062A1 (en) | Aerodynamic surface of an aircraft | |
| US20040084570A1 (en) | Lift adjusting device for aircraft | |
| CN107352030A (zh) | 一种双翼差动拍动的微型扑旋翼飞行器 | |
| CN1321859C (zh) | 一种微型飞行器 | |
| CN105197234B (zh) | 一种带尾翼的复合型飞行器 | |
| CN105818981A (zh) | 旋翼固定翼螺旋桨直升机 | |
| CN205131641U (zh) | 一种对称型八轴飞行器 | |
| CN206344990U (zh) | 单人飞行器 | |
| CN105523172A (zh) | 迎角控制系统及迎角控制方法 | |
| CN205469774U (zh) | 具有尾翼的飞机 | |
| US20020047072A1 (en) | Lift multiplying device for aircraft | |
| CN208233345U (zh) | 变体飞行器机翼结构 | |
| CN2681998Y (zh) | 翼身融合体微型飞行器 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080814 |