RU2066285C1 - Aircraft transportation system - Google Patents
Aircraft transportation system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2066285C1 RU2066285C1 SU3177280A RU2066285C1 RU 2066285 C1 RU2066285 C1 RU 2066285C1 SU 3177280 A SU3177280 A SU 3177280A RU 2066285 C1 RU2066285 C1 RU 2066285C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- control system
- aircraft
- aerospace plane
- aerospace
- fuselage
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к транспортным системам, предназначенным для перебазирования летательных аппаратов без двигательной установки и обладающим низким аэродинамическим качеством. The invention relates to aircraft, and in particular to transport systems designed to relocate aircraft without a propulsion system and having low aerodynamic quality.
Известна транспортная система, содержащая воздушно-космический самолет с системой управления и носитель, включающий крыло, фюзеляж с топливным баком, воздушно-реактивные двигатели и систему управления (Техническая информация, ЦАГИ, 12, 1975, стр. 1-23). A known transport system comprising an aerospace plane with a control system and a carrier including a wing, a fuselage with a fuel tank, jet engines and a control system (Technical Information, TsAGI, 12, 1975, pp. 1-23).
Транспортировка воздушно-космического самолета с помощью самолета-носителя связана с большими финансовыми затратами. Transportation of an aerospace aircraft using a carrier aircraft is associated with high financial costs.
Целью изобретения является повышение экономичности путем снижения расхода горючего при перебазировании с одного аэродрома на другой. The aim of the invention is to increase efficiency by reducing fuel consumption when moving from one airfield to another.
Эта цель достигается тем, что фюзеляж носителя размещен в грузовом отсеке воздушно-космического самолета, система управления носителя соединена с системой управления воздушно-космическим самолетом, а ось воздушно-реактивных двигателей проходит через центр тяжести авиационной транспортной системы. This goal is achieved by the fact that the carrier fuselage is located in the cargo compartment of the aerospace aircraft, the media control system is connected to the aerospace aircraft control system, and the axis of the jet engines passes through the center of gravity of the aircraft transport system.
На фиг. 1 показан вид авиационной транспортной системы (АТС) сбоку, на фиг. 2 вид АТС спереди, на фиг. 3 выполнение модуля с вспомогательным крылом. In FIG. 1 shows a side view of an aviation transport system (ATS), in FIG. 2 is a front view of the telephone exchange, in FIG. 3 execution of the module with auxiliary wing.
Авиационная транспортная система содержит вспомогательное крыло 1, воздушно-реактивные двигатели 2, бак горючего 3, воздушно-космический самолет 4, систему управления 5 воздушно-реактивного двигателя 2, створки отсека полезной нагрузки 6. The aviation transport system comprises an
Воздушно-реактивные двигатели 2 устанавливаются так, чтобы вектор тяги его проходил через центр тяжести авиационной транспортной системы, а последовательность выработки горючего обеспечивала практически постоянное положение центра тяжести авиационной транспортной системы. При этом отношение расстояния от центра тяжести авиационной транспортной системы до линии приложения силы сопротивления вспомогательного крыла 1 к расстоянию от центра тяжести авиационной транспортной системы до центра давления вспомогательного крыла 1 равно величине аэродинамического качества вспомогательного крыла 1, соответствующего крейсерскому режиму полета конкретного типа авиационной транспортной системы.
Управление воздушно-реактивного двигателя 2 может осуществляться с пульта управления воздушно-космического самолета 4 с использованием каналов управления тягой ЖРД воздушно-космического самолета 4 системой управления 5 воздушно-реактивного двигателя 2. The control of the
Для удобства эксплуатации вспомогательное крыло 1 воздушно-реактивного крыла 2, баки горючего 3, система управления 5 выполнены в виде крыльевого модуля, а подключение системы управления 5 воздушно-реактивного двигателя 2 к пульту управления воздушно-космического самолета осуществляется с помощью разъема например, электрического. For ease of operation, the
Для установки крыльевого модуля снимаются крышки отсека полезной нагрузки 6 воздушно-космического самолета 4 и размещаются внутри отсека и фиксируются с помощью замков полезной нагрузки. Крыльевой модуль устанавливается вместо створок 5 и в зависимости от конструкции фюзеляжа воздушно-космического самолета может быть включен в его силовую схему. To install the wing module, the covers of the payload compartment 6 of the
Передача перерезывающей силы вспомогательного крыла к фюзеляжу и количество узлов его крепления зависит также от конструкции фюзеляжа. The transmission of the cutting force of the auxiliary wing to the fuselage and the number of its attachment points also depends on the design of the fuselage.
Для обеспечения условия управления авиационной транспортной системы по тангажу и крену с помощью органов управления воздушно-космического самолета необходимо, чтобы установка крыльевого модуля на воздушно-космическом самолете не изменяла положения центра тяжести по длине фюзеляжа. Правда, это может привести к смещению центра тяжести воздушно-космического самолета вверх и снижению запаса поперечной устойчивости, однако это можно компенсировать выбором соответствующего поперечного вспомогательного крыла. To ensure the control of the aircraft transport system by pitch and roll using the controls of the aerospace plane, it is necessary that the installation of the wing module on the aerospace plane does not change the center of gravity along the length of the fuselage. True, this can lead to a shift in the center of gravity of the aerospace aircraft upwards and a decrease in the lateral stability margin, however, this can be compensated by the choice of the corresponding transverse auxiliary wing.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU3177280 RU2066285C1 (en) | 1987-05-08 | 1987-05-08 | Aircraft transportation system |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU3177280 RU2066285C1 (en) | 1987-05-08 | 1987-05-08 | Aircraft transportation system |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2066285C1 true RU2066285C1 (en) | 1996-09-10 |
Family
ID=20928776
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU3177280 RU2066285C1 (en) | 1987-05-08 | 1987-05-08 | Aircraft transportation system |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2066285C1 (en) |
-
1987
- 1987-05-08 RU SU3177280 patent/RU2066285C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ТИЦАГИ, N 12, 1975, c.1-23. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9221532B2 (en) | Multi-role aircraft with interchangeable mission modules | |
EP3045383B1 (en) | Multi-role aircraft with interchangeable mission modules | |
US7234667B1 (en) | Modular aerospace plane | |
CN104670503A (en) | Aircraft | |
EP2834152B1 (en) | An aerospace plane system | |
CN109573025A (en) | It is a kind of quickly to support the land-effect plane ensured for marine | |
US3289975A (en) | Aircraft | |
WO2007133182A2 (en) | Modular aerospace plane | |
US3493197A (en) | Translating horizontal tail | |
RU2066285C1 (en) | Aircraft transportation system | |
RU2227106C2 (en) | Hybrid vertical take-off and landing aeroplane of aerodynamically self-supported horizontal flight | |
GB1300423A (en) | An all-wing aircraft having ground-effect take-off and landing | |
US3270989A (en) | Variable sweep aircraft | |
HENDERSON | Boeing Condor raises UAV performance levels | |
US2982501A (en) | Aircraft | |
RU2807624C1 (en) | Multi-functional two-seat stealth aircraft | |
US3698659A (en) | Ferry system | |
RU2194653C1 (en) | Orbital aircraft | |
CN115520382A (en) | Tailstock type vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle | |
GB1302228A (en) | ||
HOLT | C-17 transport employs externally blown flap system | |
Schwab et al. | Optimisation of hybrid propulsion systems | |
CN118163943A (en) | Distributed hybrid power vertical take-off and landing aircraft and vertical take-off and landing control method thereof | |
RU2385257C1 (en) | Hybrid aircraft | |
Posnett III et al. | Multimission STOVL application of a hybrid powered-lift system |