RU2611296C2 - Helicopter with an asymmetrical wing - Google Patents

Helicopter with an asymmetrical wing Download PDF

Info

Publication number
RU2611296C2
RU2611296C2 RU2015130993A RU2015130993A RU2611296C2 RU 2611296 C2 RU2611296 C2 RU 2611296C2 RU 2015130993 A RU2015130993 A RU 2015130993A RU 2015130993 A RU2015130993 A RU 2015130993A RU 2611296 C2 RU2611296 C2 RU 2611296C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
helicopter
planes
rotor
plane
Prior art date
Application number
RU2015130993A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2015130993A (en
Inventor
Лев Федорович Ростовщиков
Original Assignee
Лев Федорович Ростовщиков
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Лев Федорович Ростовщиков filed Critical Лев Федорович Ростовщиков
Priority to RU2015130993A priority Critical patent/RU2611296C2/en
Publication of RU2015130993A publication Critical patent/RU2015130993A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2611296C2 publication Critical patent/RU2611296C2/en

Links

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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: helicopter with asymmetric wing comprises a wing with mechanization, including turnable planes executed entirely or partially. The left and right planes are spaced along the length of the fuselage and are arranged outside the rotor downward air flow. Wing planes have different drag and lift. The helicopter has the ability to change the ratio of drag and lift of the right and left wing planes for the full or partial compensation of reactive and heeling rotor moments.
EFFECT: reduction of energy consumption in all flight modes.
2 dwg

Description

Изобретение относится к механике, в частности к авиационной технике.The invention relates to mechanics, in particular to aircraft.

В качестве аналога и прототипа можно представить вертолет МИ-24 с крылом без традиционной механизации, создающей совместно с несущим винтом подъемную силу. Крыло расположено в зоне нисходящего воздушного потока несущего винта.As an analogue and prototype, one can imagine the MI-24 helicopter with a wing without traditional mechanization, which together with the rotor creates lift. The wing is located in the area of the downward flow of the rotor.

Задачей изобретения является применение крыла с механизацией, обеспечивающей горизонтальное снижение и подъем, удаление его из зоны нисходящего воздушного потока несущего винта. Указанный технический результат достигается тем, что применяется частично или полностью цельноповоротное крыло или с традиционной механизацией, в любом случае по типу, предложенному патентом РФ №2288141, при этом одна плоскость крыла располагается перед несущим винтом, а другая плоскость за несущим винтом вне зоны нисходящего воздушного потока несущего винта.The objective of the invention is the use of a wing with mechanization, providing horizontal lowering and lifting, removing it from the area of the downward air flow of the rotor. The specified technical result is achieved by the fact that a partially or fully all-turning wing is used or with traditional mechanization, in any case, according to the type proposed by RF patent No. 2288141, with one plane of the wing located in front of the main rotor, and the other plane behind the main rotor outside the downward air zone rotor flow.

Сопоставимый анализ с прототипом позволяет сделать вывод, что заявляемый ВЕРТОЛЕТ С АСИММЕТРИЧНЫМ КРЫЛОМ по типу, предложенному патентом РФ №2288141, позволяет осуществить горизонтальный режим, наряду с традиционным, взлета и посадки с пробегом, подъема и снижения при совместном действии подъемных сил крыла и несущего винта. При этом плоскости крыла располагаются вне зоны нисходящего воздушного потока несущего винта. Автору неизвестна конструкция вертолета с подобным расположением крыла. Следовательно, заявляемое решение соответствует критерию «новизна».A comparable analysis with the prototype allows us to conclude that the inventive HELICOPTER WITH AN ASYMMETRIC WING according to the type proposed by RF patent No. 2288141 allows for horizontal mode, along with the traditional take-off and landing with mileage, lifting and lowering under the combined action of the lifting forces of the wing and the rotor . In this case, the wing planes are located outside the area of the downward air flow of the rotor. The author is not aware of the design of a helicopter with a similar wing arrangement. Therefore, the claimed solution meets the criterion of "novelty."

Сравнение заявляемого решения с прототипом позволило выявить в нем признаки, отличающие заявляемое решение от прототипа, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию «Изобретательский уровень».Comparison of the proposed solutions with the prototype allowed us to identify signs that distinguish the claimed solution from the prototype, which allows us to conclude that the criterion of "Inventive step".

Сущность технического решения подтверждается чертежом (фиг. 1), на котором представлен вариант конструкции ВЕРТОЛЕТА С АСИММЕТРИЧНЫМ КРЫЛОМ, где фюзеляж вертолета 1, двигатель 2, несущий винт 3, рулевой винт 4, киль 9, хвостовая плоскость крыла 6 с цельноповоротной частью его 5, носовая плоскость крыла 8 с цельноповоротной частью его 7. Хвостовая 6 и носовая 8 плоскости крыла располагаются вне зоны нисходящего воздушного потока несущего винта. Подъемная сила летательного аппарата слагается из подъемной силы, раздвинутых по длине фюзеляжа плоскостей крыла и несущего винта вертолета, а разное лобовое сопротивление носовой и хвостовой плоскости крыла, на фиг. 1 это размах хвостовой плоскости 6 больше размаха носовой плоскости 8, определит полную или частичную компенсацию реактивного момента несущего винта на фюзеляж вертолета. Появляется возможность создавать разное лобовое сопротивление носовой и хвостовой плоскости крыла для полной или частичной компенсации реактивного момента с помощью механизации крыла. Когда вертолет летит вперед, лопасти, движущиеся вперед, имеют большую скорость относительно воздуха, чем движущиеся назад. Вследствие этого одна из половин винта создает большую подъемную силу, чем другая, и возникает дополнительный кренящий момент. При этом половина винта с наступающими лопастями по отношению к набегающему воздушному потоку под действием этого потока стремится совершить взмах вверх в горизонтальном шарнире. При наличии жесткой связи с автоматом перекоса это ведет к уменьшению угла атаки и, следовательно, к уменьшению подъемной силы. На другой же половине винта лопасти испытывают гораздо меньшее давление воздуха, угол установки лопастей увеличивается, увеличивается и подъемная сила. Это классический способ уменьшение влияния кренящего момента.The essence of the technical solution is confirmed by the drawing (Fig. 1), which shows a design variant of a HELICOPTER WITH AN ASYMMETRIC WING, where the fuselage of the helicopter 1, engine 2, the main rotor 3, the tail rotor 4, the keel 9, the tail plane of the wing 6 with its all-turning part 5, the nose plane of the wing 8 with the all-turning part of it 7. The tail 6 and nose 8 of the wing plane are located outside the area of the downward air flow of the rotor. The lifting force of an aircraft is composed of the lifting force spread along the length of the fuselage of the wing planes and the rotor of the helicopter, and the different drag of the nose and tail plane of the wing, in FIG. 1 this is the magnitude of the tail plane 6 greater than the magnitude of the bow plane 8, will determine the full or partial compensation of the reactive moment of the main rotor on the fuselage of the helicopter. It becomes possible to create different head drags of the nose and tail planes of the wing to completely or partially compensate for the reactive moment with the help of wing mechanization. When a helicopter flies forward, forward-moving blades have a greater speed relative to air than backward-moving blades. As a result, one of the screw halves creates more lift than the other, and an additional heeling moment occurs. At the same time, half of the screw with advancing blades in relation to the incoming air flow under the influence of this flow tends to swing upward in a horizontal hinge. In the presence of a rigid connection with the swashplate, this leads to a decrease in the angle of attack and, consequently, to a decrease in lift. On the other half of the screw, the blades experience much lower air pressure, the angle of installation of the blades increases, and the lifting force also increases. This is a classic way to reduce the influence of heeling moment.

На фиг. 1 представляется другой способ уменьшения влияния кренящего момента, размах и площадь несущей плоскости крыла 8, соответственно, подъемная сила, со стороны набегающего потока должна быть меньше, чем плоскости крыла 6 со стороны сопутствующего потока. Следовательно, площадь несущей плоскости крыла 8 и поверхность ее лобового сопротивления заявляемого вертолета со стороны наступающих лопастей, по отношению к набегающему потоку, будет меньше, чем площадь несущей плоскости крыла 6 и поверхность ее лобовому сопротивлению со стороны сопутствующих лопастей, по отношению к набегающему потоку, для полной или частичной компенсации реактивного момента и кренящего момента несущего винта. Следовательно, уменьшается мощность рулевого винта, появляется режим, совместно с классическим, горизонтального, с разбегом, взлета и посадки, подъема и снижения при движении по маршруту совместным действием подъемной силы крыла и несущего винта, что снижает расход топлива. Следовательно, заявляемый вертолет экономичнее прототипа. Для вертолетов с соосными несущими винтами, где реактивный и кренящий моменты уравновешены, носовая и хвостовая плоскости крыла будут иметь равные величины лобового сопротивления и равные удельные нагрузки на площади несущих поверхностей. При этом носовая и хвостовая плоскости крыла расположены за габаритами несущих винтов для уменьшения влияния их на нисходящий воздушный поток. Для вертолетов продольного типа расположения двух несущих винтов, где реактивный и кренящий моменты уравновешены, носовая и хвостовая плоскости крыла будут иметь равные величины лобового сопротивления и равные удельные нагрузки на площади несущих поверхностей. Носовая и хвостовая плоскости крыла расположены за габаритами несущих винтов для уменьшения влияния их на нисходящий воздушный поток.In FIG. 1, another way is presented to reduce the influence of heeling moment, the span and the area of the bearing plane of the wing 8, respectively, the lifting force from the incoming flow side should be less than the plane of the wing 6 from the side of the accompanying flow. Therefore, the area of the bearing plane of the wing 8 and the surface of its frontal resistance of the inventive helicopter from the side of the approaching blades, with respect to the incoming flow, will be less than the area of the bearing plane of the wing 6 and the surface of its frontal resistance from the side of the accompanying blades, with respect to the incident flow, for full or partial compensation of the reactive moment and the heeling moment of the rotor. Consequently, the power of the tail rotor decreases, a mode appears, together with the classic horizontal, take-off, take-off and landing, rise and fall when moving along the route by the combined action of the lifting force of the wing and the rotor, which reduces fuel consumption. Therefore, the inventive helicopter is more economical than the prototype. For helicopters with coaxial rotors, where the reactive and heeling moments are balanced, the nose and tail planes of the wing will have equal drag and equal specific loads on the area of the bearing surfaces. In this case, the nose and tail planes of the wing are located beyond the dimensions of the rotors to reduce their influence on the downward air flow. For helicopters of the longitudinal type, the location of two rotors, where the reactive and heeling moments are balanced, the nose and tail planes of the wing will have equal drag and equal specific loads on the area of the bearing surfaces. The nose and tail planes of the wing are located beyond the dimensions of the rotors to reduce their influence on the downward air flow.

Для понимания сущности технического решения, предлагаемого автором, приведем подробное описание вариантов конструкций (фиг. 1, фиг. 2) ВЕРТОЛЕТА С АСИММЕТРИЧНЫМ КРЫЛОМ. На фиг. 1 фюзеляж вертолета 1, двигатель 2, несущий винт 3, рулевой винт 4, киль 9, хвостовая плоскость крыла 6 с цельноповоротной частью его 5, носовая плоскость крыла 8 с цельноповоротной частью его 7. Хвостовая 6 и носовая 8 плоскости крыла располагаются вне зоны нисходящего воздушного потока в режиме висения. Подъемная сила летательного аппарата слагается из подъемной силы, раздвинутых по длине фюзеляжа плоскостей крыла и несущего винта вертолета, а разное лобовое сопротивление носовой и хвостовой плоскости крыла, на фиг. 1 это размах хвостовой плоскости 6 больше размаха носовой плоскости 8, определит полную или частичную компенсацию реактивного момента несущего винта на корпус вертолета. Появляется возможность создавать разное лобовое сопротивление носовой и хвостовой плоскости крыла для полной или частичной компенсации реактивного момента с помощью механизации крыла. Когда вертолет летит вперед, лопасти, движущиеся вперед, имеют большую скорость относительно воздуха, чем движущиеся назад. Вследствие этого одна из половин винта создает большую подъемную силу, чем другая, и возникает дополнительный кренящий момент. При этом половина винта с наступающими лопастями по отношению к набегающему воздушному потоку под действием этого потока стремится совершить взмах вверх в горизонтальном шарнире. При наличии жесткой связи с автоматом перекоса это ведет к уменьшению угла атаки и, следовательно, к уменьшению подъемной силы. На другой же половине винта лопасти испытывают гораздо меньшее давление воздуха, угол установки лопастей увеличивается, увеличивается и подъемная сила. Это классический уменьшения влияния кренящего момента. На фиг. 1 представляется другой способ уменьшения влияния кренящего момента, размах и площадь несущей плоскости крыла 8, соответственно, подъемная сила, со стороны набегающего потока должна быть меньше, чем размах и площадь плоскости крыла 6 со стороны сопутствующего потока.To understand the essence of the technical solution proposed by the author, we give a detailed description of the design options (Fig. 1, Fig. 2) of an HELICOPTER WITH AN ASYMMETRIC WING. In FIG. 1 helicopter fuselage 1, engine 2, rotor 3, tail rotor 4, keel 9, tail plane of wing 6 with all-turning part of it 5, bow plane of wing 8 with all-turning part of it 7. Tail 6 and bow 8 of the wing plane are located outside the downward zone air flow in hover mode. The lifting force of an aircraft is composed of the lifting force spread along the length of the fuselage of the wing planes and the rotor of the helicopter, and the different drag of the nose and tail plane of the wing, in FIG. 1, this is the magnitude of the tail plane 6 greater than the magnitude of the bow plane 8, will determine the full or partial compensation of the reactive moment of the main rotor on the helicopter body. It becomes possible to create different head drags of the nose and tail planes of the wing to completely or partially compensate for the reactive moment with the help of wing mechanization. When a helicopter flies forward, forward-moving blades have a greater speed relative to air than backward-moving blades. As a result, one of the screw halves creates more lift than the other, and an additional heeling moment occurs. At the same time, half of the screw with advancing blades in relation to the incoming air flow under the influence of this flow tends to swing upward in a horizontal hinge. In the presence of a rigid connection with the swashplate, this leads to a decrease in the angle of attack and, consequently, to a decrease in lift. On the other half of the screw, the blades experience much lower air pressure, the angle of installation of the blades increases, and the lifting force also increases. This is a classic reduction in the influence of heeling moment. In FIG. 1, another way is presented to reduce the influence of the heeling moment, the span and the area of the bearing plane of the wing 8, respectively, the lifting force, from the side of the incoming flow, should be less than the span and the area of the plane of the wing 6 from the side of the accompanying stream.

Следовательно, площадь несущей плоскости крыла 8 и поверхность ее лобового сопротивления заявляемого вертолета со стороны наступающих лопастей, по отношению к набегающему потоку, будет меньше, чем площадь несущей плоскости крыла 6 и поверхность ее лобового сопротивления со стороны сопутствующих лопастей, по отношению к набегающему потоку, для полной или частичной компенсации реактивного момента и кренящего момента несущего винта. У заявляемого вертолета появилась возможность изменять соотношение лобового сопротивления и подъемной силы носовой и хвостовой плоскостей крыла использованием цельноповоротной части или классической механизации крыла для компенсации реактивного и кренящего моментов при одновинтовой схеме вертолета. Следовательно, уменьшается мощность рулевого винта, появляется режим, совместно с классическим, горизонтального, с разбегом, взлета и посадки, подъема и снижения при движении по маршруту совместным действием подъемной силы крыла и несущего винта, что снижает расход топлива. Следовательно, вертолет с асимметричным крылом экономичнее прототипа. Для вертолетов с соосными несущими винтами, где реактивный и кренящий моменты уравновешены, носовая и хвостовая плоскости крыла будут иметь равные величины лобового сопротивления и равные удельные подъемные силы несущих поверхностей. При этом носовая и хвостовая плоскости крыла расположены за габаритами несущих винтов для уменьшения влияния их на нисходящий воздушный поток от несущего винта. Для вертолетов продольного типа расположения двух несущих винтов, где реактивный и кренящий моменты уравновешены, носовая и хвостовая плоскости крыла будут иметь равные величины лобового сопротивления и равные удельные подъемные силы несущих поверхностей. При этом носовая и хвостовая плоскости крыла расположены за габаритами несущих винтов для уменьшения влияния их на нисходящий воздушный поток несущего винта. Отдельный случай на фиг. 2 для вертолета с фюзеляжем 10 продольного типа расположения двух несущих винтов. В этом случае одна плоскость крыла 13 расположена после носового несущего винта 11, а другая плоскость крыла 14 перед хвостовым несущим винтом 12, при уравновешенных реактивных и кренящих моментах несущих винтов плоскости крыла будут иметь равные величины лобового сопротивления и равные удельные подъемные силы несущих поверхностей, крыло превращается в симметричное, при этом крыло расположено за габаритами несущих винтов для уменьшения влияния их на нисходящий воздушный поток несущих винтов.Therefore, the area of the bearing plane of the wing 8 and the surface of its frontal resistance of the inventive helicopter from the side of the approaching blades, with respect to the incoming flow, will be less than the area of the bearing plane of the wing 6 and the surface of its frontal resistance from the side of the accompanying blades, with respect to the incident flow, for full or partial compensation of the reactive moment and the heeling moment of the rotor. The inventive helicopter has the opportunity to change the ratio of drag and lift of the nose and tail planes of the wing using the all-turning part or the classic mechanization of the wing to compensate for reactive and heeling moments with a single-rotor helicopter design. Consequently, the power of the tail rotor decreases, a mode appears, together with the classic horizontal, take-off, take-off and landing, rise and fall when moving along the route by the combined action of the lifting force of the wing and the rotor, which reduces fuel consumption. Therefore, a helicopter with an asymmetric wing is more economical than the prototype. For helicopters with coaxial rotors, where the reactive and heeling moments are balanced, the nose and tail planes of the wing will have equal drag and equal specific lifting forces of the bearing surfaces. In this case, the nose and tail planes of the wing are located beyond the dimensions of the rotors to reduce their influence on the downward air flow from the rotor. For longitudinal type helicopters, the location of two rotors, where the reactive and heeling moments are balanced, the nose and tail planes of the wing will have equal drag and equal specific lifting forces of the bearing surfaces. In this case, the nose and tail planes of the wing are located beyond the dimensions of the rotors to reduce their effect on the downward air flow of the rotor. The individual case of FIG. 2 for a helicopter with a fuselage 10 of a longitudinal type of arrangement of two rotors. In this case, one wing plane 13 is located after the nose rotor 11, and the other wing plane 14 in front of the tail rotor 12, with balanced reactive and heeling moments of the rotors, the wing planes will have equal drag and equal specific lifting forces of the bearing surfaces, the wing turns into symmetrical, while the wing is located beyond the dimensions of the main rotors to reduce their influence on the downward air flow of the main rotors.

Техническим результатом изобретения является появление кроме вертикального режима горизонтального, с пробегом, взлета и посадки, горизонтального подъема и снижения без изменения угла тангажа, движение по маршруту при совместном действии подъемной силы крыла и несущего винта и, как следствие, уменьшение энергопотребления при движении по маршруту, при взлете и посадке. Плоскости крыла меньше влияют на нисходящий воздушный поток от несущего винта, чем у прототипа, появляется дополнительная возможность для компенсации реактивного и кренящего моментов при одновинтовой схеме. Следовательно, производство ВЕРТОЛЕТА С АСИММЕТРИЧНЫМ КРЫЛОМ экономически эффективно.The technical result of the invention is the appearance, in addition to the vertical horizontal mode, with mileage, takeoff and landing, horizontal rise and fall without changing the pitch angle, movement along the route under the combined action of the lifting force of the wing and the main rotor and, as a result, reduction of energy consumption when moving along the route, during takeoff and landing. The wing planes less affect the downward air flow from the rotor than the prototype, there is an additional opportunity to compensate for reactive and heeling moments in a single-rotor circuit. Consequently, the production of an ASYMMETRIC WING HELICOPTER is economically efficient.

Источники информацииInformation sources

1. Г.И. Сыпачев. Патент РФ №2288141.1. G.I. Sypachev. RF patent No. 2288141.

2. Н.А. Секач. Боевой вертолет МИ 24-М. ООО "Издательский центр "Экспринт" 2001 г. 64 с.2. N.A. Cleaver. Combat helicopter MI 24-M. LLC "Publishing center" Exprint "2001, 64 p.

Claims (1)

Вертолет с асимметричным крылом, отличающийся тем, что содержит крыло с механизацией, включающей выполненные цельно или частично поворотными плоскости, при этом левая и правая плоскости разнесены по длине фюзеляжа и располагаются вне зоны нисходящего воздушного потока несущего винта, имеют разные лобовое сопротивление и подъемную силу и возможность изменения соотношения лобового сопротивления и подъемной силы левой и правой плоскости крыла для полной или частичной компенсации реактивного и кренящего моментов.A helicopter with an asymmetric wing, characterized in that it contains a wing with mechanization, including fully or partially rotary planes, while the left and right planes are spaced along the length of the fuselage and are located outside the region of the downward flow of the rotor, have different drag and lift and the ability to change the ratio of drag and lift of the left and right wing planes for full or partial compensation of reactive and heeling moments.
RU2015130993A 2015-07-24 2015-07-24 Helicopter with an asymmetrical wing RU2611296C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015130993A RU2611296C2 (en) 2015-07-24 2015-07-24 Helicopter with an asymmetrical wing

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015130993A RU2611296C2 (en) 2015-07-24 2015-07-24 Helicopter with an asymmetrical wing

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015130993A RU2015130993A (en) 2017-01-30
RU2611296C2 true RU2611296C2 (en) 2017-02-21

Family

ID=58453680

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015130993A RU2611296C2 (en) 2015-07-24 2015-07-24 Helicopter with an asymmetrical wing

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2611296C2 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2693895C1 (en) * 2018-08-06 2019-07-05 Лев Федорович Ростовщиков Helicopter with centrifugal compressor
RU2778159C1 (en) * 2021-08-16 2022-08-15 Дмитрий Сергеевич Дуров Attack weapon aviation complex

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0254605A1 (en) * 1986-06-16 1988-01-27 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Directional and stabilizing device with a tilted shrouded tail rotor and "V" shaped asymmetric tail unit, and helicopter so equipped
RU2288141C1 (en) * 2005-05-03 2006-11-27 Герман Иванович Сыпачев Flying vehicle
US20110272519A1 (en) * 2005-10-27 2011-11-10 Douglas Challis Aircraft with Helicopter Rotor, Thrust Generator and Assymetric Wing Configuration

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0254605A1 (en) * 1986-06-16 1988-01-27 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Directional and stabilizing device with a tilted shrouded tail rotor and "V" shaped asymmetric tail unit, and helicopter so equipped
RU2288141C1 (en) * 2005-05-03 2006-11-27 Герман Иванович Сыпачев Flying vehicle
US20110272519A1 (en) * 2005-10-27 2011-11-10 Douglas Challis Aircraft with Helicopter Rotor, Thrust Generator and Assymetric Wing Configuration

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2693895C1 (en) * 2018-08-06 2019-07-05 Лев Федорович Ростовщиков Helicopter with centrifugal compressor
RU2778159C1 (en) * 2021-08-16 2022-08-15 Дмитрий Сергеевич Дуров Attack weapon aviation complex

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015130993A (en) 2017-01-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ATE552171T1 (en) FLYING WING PLANE
WO2010024593A3 (en) Vtol aircraft using variable rotor
CN204250356U (en) New fan wing aircraft
CN103600835A (en) Aerodynamic configuration of bionic flying wing unmanned aerial vehicle (UAV)
CN204399465U (en) A kind of anury all-wing aircraft many controlsurfaces unmanned plane
US10011350B2 (en) Vertical take-off and landing drag rudder
CN108045575A (en) A kind of short takeoff vertical landing aircraft
CN105818980A (en) Novel large-lift-force vertical take-off and landing aircraft
WO2011021206A3 (en) Wing and propeller system, method of optimizing wing and propeller/rotor system and method of reducing induced drag
CN104443353B (en) A kind of variable wing plane
CN205022854U (en) Deformable compound aircraft
RU2611296C2 (en) Helicopter with an asymmetrical wing
CN106081063A (en) Horizontally rotate diamond wing supersonic plane
CN203740128U (en) Wave-rider aircraft
CN105460202A (en) Variable-wing unmanned aerial vehicle
CN103171758A (en) Lift-rising method of flying wing type airplane
CN202481307U (en) Four-propeller aircraft taking off and landing vertically
CN205602117U (en) Novel high lift VTOL aircraft
RU2467924C1 (en) Transport aircraft
CN205819544U (en) Horizontally rotate diamond wing supersonic plane
CN204297059U (en) A kind of variable wing plane
CN205131627U (en) Double -oar aircraft
RU2540040C1 (en) Aircraft with flapping wings (beetle craft)
RU2601998C1 (en) Tandem type airframe
RU2288141C1 (en) Flying vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200725