RU2639352C1 - Aircraft - Google Patents
Aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2639352C1 RU2639352C1 RU2016127892A RU2016127892A RU2639352C1 RU 2639352 C1 RU2639352 C1 RU 2639352C1 RU 2016127892 A RU2016127892 A RU 2016127892A RU 2016127892 A RU2016127892 A RU 2016127892A RU 2639352 C1 RU2639352 C1 RU 2639352C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- sweep
- consoles
- aircraft
- changing
- Prior art date
Links
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 96
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 14
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 13
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 9
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- 241000272525 Anas platyrhynchos Species 0.000 description 1
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 241000894007 species Species 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
- B64C3/40—Varying angle of sweep
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION
Изобретение имеет отношение к летательным аппаратам (ЛА) и касается в частности самолетов с крылом изменяемой стреловидности.The invention relates to aircraft (LA), and relates in particular to aircraft with a variable sweep wing.
Уровень техникиState of the art
На многих пассажирских и транспортных самолетах используется переставной стабилизатор (горизонтальное оперение). Изменение угла установки стабилизатора (в определенных пределах), по отношению к углу установки крыла, осуществляется посредством механизма управления стабилизатором.On many passenger and transport aircraft, a variable stabilizer (horizontal tail) is used. Changing the angle of installation of the stabilizer (within certain limits), relative to the angle of installation of the wing, is carried out by means of the control mechanism of the stabilizer.
Из (Кестельман В.Н., Федоров А.В. Механизмы управления самолетом. М.: Машиностроение, 1987, с. 114÷417, рис. 3.50, [1]) известен механизм управления переставным стабилизатором отечественного транспортного самолета Ил-76. Переставной стабилизатор управляется винтовым механизмом (подъемником) с верхним и нижним приводами. Винтовой подъемник состоит из ходового винта, одинаковых верхнего и нижнего приводов, верхнего и нижнего узлов подвески. Корпус нижнего привода с помощью карданного подвеса крепится к переднему лонжерону киля, а корпус верхнего привода с помощью карданного подвеса крепится к переднему лонжерону стабилизатора. Каждый привод состоит из гайки, редуктора, электромеханизма управления стабилизатором и механизма концевых выключателей. В крайних положениях электромеханизмы управления стабилизатором останавливаются концевыми выключателями. Ход винта ограничивается также механическими упорами. Положение стабилизатора фиксируется благодаря самоторможению резьбы винта и тормозами в муфтах сцепления-торможения. Управляют отклонением стабилизатора две системы, получающие электропитание от разных источников. Внутри винта находится стержень, который при необходимости может воспринять всю внешнюю нагрузку.From (Kestelman V.N., Fedorov A.V. Mechanisms for controlling an airplane. M: Mashinostroenie, 1987, pp. 114–417, Fig. 3.50, [1]), a control mechanism for the interchangeable stabilizer of a domestic transport aircraft Il-76 is known. The interchangeable stabilizer is controlled by a screw mechanism (hoist) with upper and lower drives. The helical elevator consists of a lead screw, identical upper and lower drives, upper and lower suspension units. The lower drive housing with a gimbal is attached to the front spar of the keel, and the upper drive housing with a gimbal is attached to the front spar of the stabilizer. Each drive consists of a nut, gearbox, stabilizer control electromechanism and limit switch mechanism. In extreme positions, the stabilizer control mechanisms are stopped by limit switches. The travel of the screw is also limited by mechanical stops. The position of the stabilizer is fixed due to the self-braking of the screw thread and the brakes in the clutch-brake. Two systems that receive power from different sources control the deviation of the stabilizer. Inside the screw there is a rod, which, if necessary, can absorb all the external load.
Преимущества вышеуказанного механизма управления переставным стабилизатором: малый вес; компактность; простота конструкции; высокая надежность.Advantages of the above control mechanism of the adjustable stabilizer: low weight; compactness; simplicity of construction; high reliability.
В 60÷80-е годы 20-го века на сверхзвуковых военных самолетах «нормальной» аэродинамической схемы довольно широко использовали крыло с изменяемой стреловидностью. Это позволяло самолету, с одной стороны, иметь хорошие взлетно-посадочные характеристики (путем уменьшения стреловидности крыла) и высокое аэродинамическое качество на дозвуковой скорости полета, а, с другой стороны, снизить аэродинамическое сопротивление (а следовательно, увеличить аэродинамическое качество) при полете с максимальной сверхзвуковой скоростью (путем увеличения стреловидности крыла).In the 60–80s of the 20th century, on a supersonic military aircraft of the “normal” aerodynamic design, a wing with a variable sweep was widely used. This allowed the aircraft, on the one hand, to have good takeoff and landing characteristics (by reducing the sweep of the wing) and high aerodynamic quality at subsonic flight speeds, and, on the other hand, to reduce aerodynamic drag (and therefore increase aerodynamic quality) when flying with maximum supersonic speed (by increasing the sweep of the wing).
Типичным самолетом с изменяемой стреловидностью крыла является американский истребитель F-111 (Бауэрс П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М.: Мир, 1991, с. 130÷134, [2]). У F-111 обе (левая и правая) консоли крыла имеют прямую стреловидность (изменяемую, в зависимости от режима полета).A typical aircraft with variable sweep of the wing is an American F-111 fighter (Bowers P. Aircraft of unconventional designs. M: Mir, 1991, pp. 130 ÷ 134, [2]). In the F-111, both (left and right) wing consoles have a direct sweep (variable, depending on the flight mode).
У самолета с изменяемой стреловидностью крыла механизм изменения стреловидности консолей крыла состоит из двух механизмов: силового механизма изменения стреловидности консолей крыла (который, собственно, обеспечивает поворот консолей крыла); механизма синхронизации поворота левой и правой консолей крыла (который обеспечивает равенство углов стреловидности левой и правой поворотных консолей крыла при любом угле их стреловидности).In an aircraft with variable wing sweep, the mechanism for changing the sweep of the wing consoles consists of two mechanisms: the power mechanism for changing the sweep of the wing consoles (which, in fact, ensures rotation of the wing consoles); a mechanism for synchronizing the rotation of the left and right wing consoles (which ensures equality of the sweep angles of the left and right rotary wing consoles at any angle of their sweep).
У всех известных самолетов с изменяемой стреловидностью крыла, таких как, F-111, Tornado, Cy-24, В-1B, F-14 (Современные военные самолеты с 1945 г. по настоящее время. М.: Астрель, 2012, с. 26-27, с. 48-49, с. 54-55, с. 84-85, с. 188-189, [3]), силовой механизма изменения стреловидности консолей крыла состоял из двух силовых механизмов - из силового механизма изменения стреловидности левой консоли крыла и из силового механизма изменения стреловидности правой консоли крыла. Это увеличивает вес силового механизма изменения стреловидности консолей крыла. Кроме того, силы аэродинамического сопротивления левой и правой поворотных консолей крыла, действующие в силовых механизма изменения стреловидности левой и правой поворотной консоли крыла, замыкались между собой через промежуточную конструкцию центроплана крыла самолета, что увеличивало вес конструкции центроплана крыла.All known aircraft with variable sweep of the wing, such as F-111, Tornado, Cy-24, B-1B, F-14 (Modern military aircraft from 1945 to the present. M: Astrel, 2012, p. 26-27, p. 48-49, p. 54-55, p. 84-85, p. 188-189, [3]), the power mechanism for changing the sweep of the wing consoles consisted of two power mechanisms - the power mechanism for changing the sweep left wing console and from the power mechanism to change the sweep of the right wing console. This increases the weight of the power mechanism for changing the sweep of the wing consoles. In addition, the aerodynamic drag forces of the left and right rotary wing consoles, acting in the power mechanism for changing the sweep of the left and right rotary wing console, were closed to each other through the intermediate wing center section of the aircraft, which increased the weight of the wing center section.
Из (RU №2577824, В64С, 3/38, опубл. 20.03.2016, [4]) известен самолет аэродинамической схемы «бесхвостка», имеющий, фюзеляж, два ТРДД, размещенные в общей мотогондоле друг над другом в плоскости симметрии самолета, крыло, состоящее из центроплана и левой и правой консолей. Центроплан крыла выполнен с возможностью изменения угла его установки по отношению к фюзеляжу (в продольной плоскости). Левая и правая консоли крыла шарнирно прикреплены к центроплану крыла и имеют возможность изменять свой угол стреловидности в определенных пределах, поворачиваясь в своих вышеуказанных шарнирах. Данный самолет имеет высокоэффективную взлетно-посадочную механизацию, что позволяет устранить все недостатки аэродинамической схемы «бесхвостка» (уменьшить площадь крыла и уменьшить его аэродинамическое сопротивление). Все это повышает аэродинамическое качество самолета. У данного самолета центр давления крыла и в крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета находится в одном и том же положении, по отношению к центру масс самолета.From (RU No. 2577824, B64C, 3/38, published March 20, 2016, [4]), a tailless aircraft with a fuselage, two turbofan engines, located in a common engine nacelle one above the other in the plane of symmetry of the aircraft, is known as a wing consisting of a center section and left and right consoles. The wing center section is made with the possibility of changing the angle of its installation with respect to the fuselage (in the longitudinal plane). The left and right wing consoles are pivotally attached to the wing center section and have the ability to change their sweep angle within certain limits, turning in their above hinges. This aircraft has a highly efficient take-off and landing mechanization, which eliminates all the shortcomings of the tailless aerodynamic design (reduce the wing area and reduce its aerodynamic drag). All this increases the aerodynamic quality of the aircraft. In this aircraft, the center of pressure of the wing both in cruising flight and in take-off and landing flight modes is in the same position relative to the center of mass of the aircraft.
Наиболее близким к заявляемому изобретению является самолет с изменяемой стреловидностью крыла, известный из ([1], с. 170÷178, рис. 3.94). Он имеет механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла, состоящий из следующих агрегатов: гидропривода; редуктора привода крыла; двух винтовых преобразователей; карданных шарниров, с помощью которых соединены между собой гидропривод, редуктор и винтовые преобразователи. В редукторе имеется дифференциал, суммирующий скорость двух одновременно работающих гидродвигателей. Частота вращения дифференциала через карданный шарнир передается редуктору, выходные валы которого соединены с помощью аналогичных карданных шарниров с винтовыми преобразователями. Последние, благодаря передаче винт-гайка качения, преобразуют вращательное движение вала редуктора в поступательное перемещение гайки, которое через шток передается на рычаг поворота консоли крыла. Надежность функционирования системы обеспечивается двумя одинаковыми подканалами, каждый из которых получает питание от независимой гидросистемы самолета. В случае отказа одной из гидросистем, выходной вал отказавшего гидродвигателя стопорится тормозом, и дифференциал воспринимает крутящий момент только от выходного вала работающего гидродвигателя с функционирующей гидросистемой. Редуктор гидропривода предназначен для передачи крутящего момента от гидропривода к винтовым преобразователям. Карданные шарниры обеспечивают передачу крутящего момента при перекосах и смещениях валов от гидропривода к редуктору, и от редуктора к винтовым преобразователям. Винтовой преобразователь преобразует вращательное движение вала редуктора поворота крыла в поступательное перемещение штока, изменяющего угол стреловидности крыла. Винтовой преобразователь состоит из гайки и винта. Один конец винтового преобразователя шарнирно соединен с неподвижной частью крыла, а другой его конец соединен с поворотной консолью крыла. Вращение от вала редуктора передается гайке. Каждая поворотная консоль крыла имеет свой винтовой преобразователь.Closest to the claimed invention is an aircraft with variable sweep of the wing, known from ([1], S. 170 ÷ 178, Fig. 3.94). It has a mechanism for changing the sweep of the left and right wing consoles, consisting of the following units: hydraulic drive; wing drive gearbox; two screw converters; cardan joints with which the hydraulic actuator, gearbox and screw converters are interconnected. The gearbox has a differential that sums up the speed of two simultaneously operating hydraulic motors. The differential speed through the cardan joint is transmitted to the gearbox, the output shafts of which are connected by means of similar cardan joints to screw converters. The latter, due to the transmission of the rolling screw-nut, transform the rotational movement of the gearbox shaft into the translational movement of the nut, which is transmitted through the rod to the lever of rotation of the wing console. The reliability of the system is ensured by two identical subchannels, each of which receives power from an independent hydraulic system of the aircraft. In the event of a failure of one of the hydraulic systems, the output shaft of the failed hydraulic motor is braked, and the differential senses torque only from the output shaft of the working hydraulic motor with a functioning hydraulic system. The hydraulic drive gearbox is designed to transmit torque from the hydraulic drive to screw converters. Cardan joints provide torque transmission during skews and shifts of the shafts from the hydraulic drive to the gearbox, and from the gearbox to the screw converters. A screw transducer converts the rotational movement of the shaft of the wing rotation reducer into the translational movement of the rod, which changes the angle of sweep of the wing. The screw converter consists of a nut and a screw. One end of the screw transducer is pivotally connected to the fixed part of the wing, and its other end is connected to the rotary console of the wing. Rotation from the gear shaft is transmitted to the nut. Each rotary wing console has its own screw converter.
Таким образом, у прототипа механизм изменения стреловидности консолей крыла состоит из двух механизмов: силового механизма изменения стреловидности консолей крыла (два винтовых преобразователя - силовые механизмы изменения стреловидности левой и правой консолей крыла, собственно изменяющих стреловидность левой и правой консолей крыла); механизма синхронизации поворота левой и правой консолей крыла (редуктора, два выходных вала которого соединены с помощью карданных шарниров с двумя винтовыми преобразователями).Thus, the prototype mechanism for changing the sweep of the wing consoles consists of two mechanisms: the power mechanism for changing the sweep of the wing consoles (two screw converters - power mechanisms for changing the sweep of the left and right wing consoles, actually changing the sweep of the left and right wing consoles); the mechanism for synchronizing the rotation of the left and right wing consoles (gearbox, two output shafts of which are connected using cardan joints with two screw converters).
Недостаток прототипа: большие сложность и вес механизма изменения стреловидности консолей крыла.The disadvantage of the prototype: the large complexity and weight of the mechanism for changing the sweep of the wing consoles.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Задачей заявляемого изобретения является устранение недостатков прототипа.The task of the invention is to eliminate the disadvantages of the prototype.
Очевидно, если такая задача может быть решена, то это "неочевидное" решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техники, поскольку у прототипа она не решена.Obviously, if such a problem can be solved, then this is a "non-obvious" solution for a specialist who is knowledgeable in the relevant field of technology, since the prototype has not solved it.
Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат, имеет, фюзеляж, крыло, левая и правая консоли крыла выполнены с возможностью изменения угла их стреловидности, механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла, состоящий из силового механизма изменения стреловидности левой и правой консолей крыла и механизма синхронизации изменения стреловидности левой и правой консолей крыла.The invention, in one of the possible variants of its execution, has the following essential features in common with the prototype: the aircraft, has, fuselage, wing, left and right wing consoles are configured to change the angle of their sweep, the mechanism for changing the sweep of the left and right wing consoles, consisting of a power mechanism for changing the sweep of the left and right wing consoles and a synchronization mechanism for changing the sweep of the left and right wing consoles.
Отличительными от прототипа существенными признаками является: вышеуказанный силовой механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла выполнен в виде единого силового механизма для левой и правой консолей крыла; при этом, вышеуказанный силовой механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла одним своим концом выполнен с возможностью взаимодействия с левой консолью крыла, а другим своим концом выполнен с возможностью взаимодействия с правой консолью крыла, вышеуказанный механизм синхронизации изменения стреловидности левой и правой консолей крыла выполнен, например, в виде рычажного механизма, состоящего из двуплечей качалки и двух тяг, при этом, ось вращения вышеуказанной качалки закреплена вне левой и правой консолей крыла, например, на центроплане крыла, один конец одной из вышеуказанных тяг шарнирно закреплен на левой поворотной консоли крыла, а другой конец этой тяги шарнирно закреплен на одном из плеч вышеуказанной качалки, один конец второй из вышеуказанных тяг шарнирно закреплен на правой поворотной консоли крыла, а другой конец второй тяги шарнирно закреплен на втором из плеч вышеуказанной качалки.Distinctive features from the prototype are: the above power mechanism for changing the sweep of the left and right wing consoles is made in the form of a single power mechanism for the left and right wing consoles; at the same time, the above power mechanism for changing the sweep of the left and right wing consoles with one end is able to interact with the left wing console, and the other with its end is capable of interacting with the right wing console, the above mechanism for synchronizing changes in sweep of the left and right wing consoles, for example, in the form of a lever mechanism consisting of a two-shouldered rocking chair and two rods, while the axis of rotation of the above rocking chair is fixed outside the left and right wing consoles, n For example, on the wing center wing, one end of one of the above rods is pivotally mounted on the left rotary wing console, and the other end of this rod is pivotally mounted on one of the shoulders of the above rocking chair, one end of the second of the above rods is pivotally mounted on the right rotary wing console, and the other the end of the second rod is pivotally mounted on the second of the shoulders of the above rocking chair.
За счет такого конструктивного исполнения заявляемого изобретения усилия от левой и правой поворотных консолей крыла замыкаются кратчайшим путем непосредственно на силовом механизме изменения стреловидности левой и правой консолями крыла, а в механизме синхронизации изменения стреловидности левой и правой консолей крыла действуют лишь незначительные усилия от разности аэродинамических сопротивлений левой и правой консолей крыла. Все это снижает относительный вес конструкции механизма изменения стреловидности левой и правой консоли крыла и повышает его надежность.Due to such a design of the claimed invention, efforts from the left and right rotary wing consoles are closed by the shortest route directly to the power mechanism for changing the sweep of the left and right wing consoles, and in the synchronization mechanism of changing the sweep of the left and right wing consoles, only insignificant forces from the difference in aerodynamic drags of the left and right wing consoles. All this reduces the relative weight of the design of the mechanism for changing the sweep of the left and right wing console and increases its reliability.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
На ФИГ. 1÷3 показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, где цифрами обозначено: 1 и 1а - центроплан крыла в его положении при горизонтальном крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета, соответственно; 2 и 2а - правая поворотная консоль крыла в ее положении при горизонтальном крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета, соответственно; 3 и 3a - левая поворотная консоль крыла в ее положении при горизонтальном крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета, соответственно; 4 - общая мотогондола двигателей; 5 и 6 - верхний и нижний двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД), соответственно; 7 - фюзеляж; 8-13 - элевоны крыла; 14 и 15 - расщепляющиеся щитки крыла; 16 и 17 - воздухозаборники верхнего ТРДД 5 и нижнего ТРДД 6, соответственно; 18 - разделительная щека; 19 - ходовой винт; 20 и 21 - одинаковые левый и правый приводы; 22 и 23 - одинаковые левый и правый узлы подвески (карданные подвесы); 24 - двуплечая качалка; 25 и 26 - две одинаковые тяги; 27 - шарнир правой поворотной консоли крыла 2; 28 - шарнир левой поворотной консоли крыла 3; 29 - механизм изменения угла установки центроплана крыла 1. Стрелкой с надписью Н.П. на ФИГ. 1 показано направление полета самолета. Положения центроплана крыла 1, правой 2 и левой 3 консолей крыла в горизонтальном крейсерском полете на ФИГ. 1÷3 показано сплошными линиями. Положения механизма изменения угла установки центроплана крыла 1 и механизма синхронизации изменения стреловидности правой 2 и левой 3 консолей крыла в горизонтальном крейсерском полете на ФИГ. 1÷3 показано пунктирными линиями. Положения центроплана крыла 1а, правой 2а и левой 3a консолей крыла на взлетно-посадочных режимах полета на ФИГ. 1÷3 показано штрихпунктирными линиями. Положения механизма изменения угла установки центроплана крыла 1а и механизма синхронизации изменения стреловидности правой 2а и левой 3a консолей крыла на взлетно-посадочных режимах полета на ФИГ. 1÷3 показано штрихпунктирными линиями.In FIG. 1 ÷ 3 shows one of the possible embodiments of the claimed invention, where the numbers indicate: 1 and 1a - the center section of the wing in its position during horizontal cruise flight and take-off and landing flight modes, respectively; 2 and 2a - the right rotary wing console in its position during horizontal cruise flight and takeoff and landing flight modes, respectively; 3 and 3a - the left rotary wing console in its position during horizontal cruise flight and takeoff and landing flight modes, respectively; 4 - general engine nacelle; 5 and 6 - upper and lower double-circuit turbojet engines (turbofan engines), respectively; 7 - fuselage; 8-13 - wing elevons; 14 and 15 - fissile flaps of the wing; 16 and 17 - air intakes of the upper turbofan 5 and
На ФИГ. 1 показан вид заявляемого самолета сбоку (слева).In FIG. 1 shows a side view of the claimed aircraft (left).
На ФИГ. 2 показан вид заявляемого самолета сверху. Показано место выносного вида A.In FIG. 2 shows a top view of the claimed aircraft. The location of the remote species A. is shown.
На ФИГ. 3 показан выносной вид A узла поворота левой и правой консолей крыла при виде сверху.In FIG. 3 shows a remote view A of a rotation unit of the left and right wing consoles in a plan view.
Осуществление изобретенияThe implementation of the invention
Заявляемый самолет, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте дозвукового административного самолета, представляет собой следующее. Имеется, стреловидное (прямой стреловидности) крыло (ФИГ. 1÷3) изменяемой стреловидности, состоящее из центроплана 1, правой 2 и левой 3 поворотных консолей. Имеются, два ТРДД (верхний 5 и нижний 6), размещенные в общей мотогондоле 4 друг над другом в плоскости симметрии самолета, фюзеляж 7. Центроплан крыла 1 шарнирно (ось вышеуказанного шарнира перпендикулярна плоскости симметрии самолета) прикреплено к мотогондоле 4 (мотогондола 4 расположена с нижней стороны центроплана крыла 1). Таким образом, центроплан крыла 1 выполнен с возможностью изменения угла его установки по отношению к мотогондоле 4 и фюзеляжу 7 (в продольной плоскости). Правая 2 и левая 3 поворотные консоли крыла шарнирно прикреплены к центроплану крыла 1. При этом, правая 2 и левая 3 поворотные консоли крыла имеют возможность изменять свой угол стреловидности в определенных пределах, поворачиваясь в своих вышеуказанных шарнирах 27 и 28, соответственно. Узел крепления правой 2 и левой 3 поворотных консолей крыла к центроплану крыла 1 (на ФИГ. 2 и 3 показан схематично) выполнен, например, как у известных самолетов с изменяемой стреловидностью крыла, например, как у вышеуказанного самолета F-111 (но может быть выполнен любым иным приемлемым образом).The inventive aircraft, in one of the possible variants of its execution, in a variant of a subsonic administrative aircraft, is the following. There is a swept (direct sweep) wing (FIG. 1 ÷ 3) of variable sweep, consisting of a
Механизм изменения стреловидности правой 2 и левой 3 поворотных консолей крыла состоит из: собственно силового механизма, изменяющего стреловидность правой 2 и левой 3 поворотных консолей крыла; механизма синхронизации изменения стреловидности правой 2 и левой 3 поворотных консолей крыла.The mechanism for changing the sweep of the right 2 and left 3 rotary wing consoles consists of: the actual power mechanism that changes the sweep of the right 2 and left 3 rotary wing consoles; the mechanism for synchronizing sweep changes of the right 2 and left 3 rotary wing consoles.
Силовой механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла у заявляемого изобретения аналогичен по устройству вышеуказанному механизму переставного стабилизатора отечественного транспортного самолета Ил-76, известного из ([1], с. 114-117, рис. 3.50). Он состоит из ходового винта 19, одинаковых левого 20 и правого 21 приводов, одинаковых левого 22 и правого 23 узлов подвески (карданные подвесы). Тоесть, силовой механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла у заявляемого изобретения выполнен в виде винтового домкрата. Корпус левого привода 20 с помощью карданного подвеса 22 крепится к левой консоли крыла 3 (на некотором расстоянии от оси шарнира 28 левой поворотной консоли крыла 3 - чтобы было плечо для поворота консоли 3 вполне конкретной величины), а корпус правого привода 21 с помощью карданного подвеса 23 крепится к правой консоли крыла 2 (на некотором расстоянии от оси шарнира 27 правой поворотной консоли крыла 2 - чтобы было плечо для поворота консоли 2 вполне конкретной величины). Каждый из приводов 20 и 21 состоит из гайки, редуктора, электромеханизма управления поворотом левой и правой консолями крыла и механизма концевых выключателей (на ФИГ. 1÷3 не показаны). В крайних положениях электромеханизмы управления поворотом левой и правой консолей крыла останавливаются концевыми выключателями. Ход ходового винта 19 ограничивается также механическими упорами (на ФИГ. 1÷3 не показаны). Положения левой и правой поворотных консолей крыла фиксируется благодаря самоторможению резьбы ходового винта и тормозами в муфтах сцепления-торможения (на ФИГ. 1÷3 не показаны). Управляют изменением стреловидности левой и правой поворотных консолей крыла две системы, получающие электропитание от разных источников (на ФИГ. 1÷3 не показаны). Внутри ходового винта находится стержень (на ФИГ. 1÷3 не показан), который при необходимости может воспринять всю внешнюю нагрузку. Силовой механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла на ФИГ. 1÷3 показан схематично.The power mechanism for changing the sweep of the left and right wing consoles of the claimed invention is similar in structure to the above mechanism of the interchangeable stabilizer of the domestic transport aircraft Il-76, known from ([1], pp. 114-117, Fig. 3.50). It consists of a
Механизм синхронизации изменения стреловидности левой 3 и правой 2 консолей крыла (служит для обеспечения равенства углов стреловидности левой 3 и правой 2 поворотных консолей крыла в любом их положении) выполнен в виде двуплечей качалки 24 (с равным размером плеч) и двух одинаковых тяг 25 и 26. При этом ось вращения вышеуказанной качалки 24 закреплена на центроплане крыла 1 (то есть закреплена вне левой 3 и правой 2 поворотных консолей крыла). Один конец тяги 25 шарнирно (например, посредством сферического (или карданного) шарнира или любым иным приемлемым способом) закреплен на левой поворотной консоли крыла 3 (на некотором расстоянии от оси шарнира 28 левой консоли крыла 3 - чтобы было плечо вполне конкретной величины), а другой конец тяги 25 шарнирно (например, посредством сферического (или карданного) шарнира или любым иным приемлемым способом) закреплен на одном из плеч вышеуказанной качалки 24, Один конец тяги 26 шарнирно (например, посредством сферического (или карданного) шарнира или любым иным приемлемым способом) закреплен на правой поворотной консоли крыла 2 (на некотором расстоянии от оси шарнира 27 правой консоли крыла 2 - чтобы было плечо вполне конкретной величины), а другой конец тяги 26 шарнирно (например, посредством сферического (или карданного) шарнира или любым иным приемлемым способом) закреплен на втором из плеч вышеуказанной качалки 24. Ось вращения качалки 24 и оси крепления тяг 25 и 26 к качалке 24 лежат на одной прямой - для того чтобы при изменении стреловидности левой 3 и правой 2 консолей крыла их углы стреловидности были равны. Расстояние (плечо) между шарниром крепления качалки 25 к левой консоли крыла 3 и шарниром 28, с одной стороны, и расстояние (плечо) между шарниром крепления качалки 26 к правой консоли крыла 2 и шарниром 27, с другой стороны, равны между собой (ось шарнира крепления качалки 25 к левой консоли крыла 3 и ось шарнира крепления качалки 26 к правой консоли крыла 2 расположены симметрично относительно плоскости симметрии самолета) - для того чтобы при изменении стреловидности левой 3 и правой 2 консолей крыла их углы стреловидности были равны.The synchronization mechanism for changing the sweep of the
Механизм изменения угла установки центроплана крыла 29 выполнен также, как вышеуказанный силовой механизм изменения стреловидности левой 3 и правой 2 консолей крыла (но может быть выполнен любым иным приемлемым образов). Он состоит из ходового винта, одинаковых переднего и заднего приводов, одинаковых переднего и заднего узлов подвески (карданные подвесы). Корпус переднего привода с помощью карданного подвеса крепится к центроплану крыла 1, а корпус заднего привода с помощью карданного подвеса крепится к неподвижной части самолета (к мотогондоле 4 двигателей). То есть механизм изменения угла установки центроплана крыла 29 у заявляемого изобретения выполнен в виде винтового домкрата.The mechanism for changing the installation angle of the
Фюзеляж 7 прикреплен к центроплану крыла 1 посредством общей мотогондолы 4 (воздухозаборников 16 и 17). То есть фюзеляж 7 прикреплен к нижней стороне мотогондолы 4, причем фюзеляж 7 и мотогондола 4 соединены между собой неподвижно.The fuselage 7 is attached to the
Таким образом, центроплан крыла 1 (а, следовательно, и все крыло, включая левую 3 и правую 2 поворотные консоли крыла) выполнен с возможностью изменения угла установки (в продольной плоскости) по отношению к мотогондоле 4 и фюзеляжу 7. На левой 3 и правой 2 поворотных консолях крыла имеются элевоны 8÷13 и расщепляющиеся щитки 14 и 15 (расположенные на концах правой 2 и левой 3 поворотных консолях крыла).Thus, the center wing of wing 1 (and, therefore, the entire wing, including the
Крыло в заявляемом изобретении имеет отрицательную геометрическую крутку и отрицательный угол поперечного V. В передней части мотогондолы 4 имеются воздухозаборники 16 и 17 верхнего 5 и нижнего 6 двигателей, соответственно. Каналы воздухозаборников 16 и 17 разделены между собой горизонтальной перегородкой и имеют разделительную щеку 18 (служит для исключения влияния течения воздуха в одном воздухозаборнике (например, при помпаже в нем) на течение воздуха в другом воздухозаборнике). Между центропланом крыла 1 и мотогондолой 4 имеется щель для слива погранслоя.The wing in the claimed invention has a negative geometric twist and a negative angle to the transverse V. In front of the nacelle 4 there are
У заявляемого самолета нет ни горизонтального оперения, ни вертикального оперения - он выполнен по схеме бескилевая «бесхвостка».The inventive aircraft has neither horizontal plumage nor vertical plumage - it is made according to the scheme tailless "tailless".
Остальные агрегаты заявляемого самолета не влияют на получаемый технический результат, а поэтому на фигурах и в описании не указаны.The remaining units of the claimed aircraft do not affect the obtained technical result, and therefore are not indicated in the figures and in the description.
В горизонтальном крейсерском полете (с дозвуковой скоростью) у заявляемого самолета центроплан крыла 1, посредством вышеуказанного механизм изменения угла установки центроплана крыла 29, устанавливается на крейсерский (например, минимальный) угол установки (крейсерский угол атаки). Левая 3 и правая 2 поворотные консоли крыла устанавливаются, посредством вышеуказанного силового (поворотного) механизма изменения стреловидности консолей крыла, на крейсерский (например, максимальный) угол стреловидности (равный по величине для левой 3 и правой 2 консолей крыла), например, равный 30° (по передней кромке крыла) - как у известных дозвуковых реактивных административных самолетов. В крейсерском полете левая 3 и правая 2 поворотные консоли крыла имеют прямую стреловидность. При этом, синхронность (одинаковый угол стреловидности) левой 3 и правой 2 поворотных консолей крыла обеспечивается посредством вышеуказанного механизма синхронизации изменения стреловидности левой 3 и правой 2 консолей крыла (выполнен в виде двуплечей качалки 24 (плечи расположены симметрично относительно оси вращения качалки) и двух одинаковых тяг 25 и 26, при этом, ось вращения вышеуказанной качалки 24 закреплена (неподвижно) на центроплане крыла 1). Один конец тяги 25 шарнирно закреплен на левой поворотной консоли крыла 3, а другой конец тяги 25 шарнирно закреплен на одном из плеч вышеуказанной качалки 24, Один конец тяги 26 шарнирно закреплен на правой поворотной консоли крыла 2, а другой конец тяги 26 шарнирно закреплен на втором из плеч вышеуказанной качалки 24. Центр давления крыла у заявляемого самолета находится в таком положении, по отношению к центру масс самолета, которое обеспечивает требуемую степень статической устойчивости заявляемого самолета по тангажу. Фюзеляж 7 и мотогондола 4 сохраняют свои горизонтальные положения.In a horizontal cruise flight (with subsonic speed) of the claimed aircraft, the
При посадке (и при взлете) у заявляемого самолета центроплан крыла, посредством вышеуказанного механизм изменения угла установки центроплана крыла 29, устанавливается на взлетно-посадочный (например, максимальный) угол установки (взлетно-посадочный угол атаки - который больше чем крейсерский угол атаки) и занимает положение 1а. Левая и правая поворотные консоли крыла устанавливаются, посредством вышеуказанного силового (поворотного) механизма изменения стреловидности консолей крыла, на взлетно-посадочный (например, минимальный - меньший, чем при крейсерском полете) угол стреловидности (одинаковый по величине для правой и левой консоли крыла - что обеспечивается механизмом синхронизации изменения стреловидности левой и правой консолей крыла), и занимают положения 3a и 2a (на ФИГ. 1÷3 показано штрихпунктирной линией), соответственно. При посадке (и взлете) заявляемого самолета его левая 3a и правая 2а консоли крыла имеют прямую стреловидность. Элевоны 8÷13 откланяются на положительные углы атаки, таким образом, выполняя функцию взлетно-посадочной механизации (увеличивая коэффициент подъемной силы крыла). При посадке (и взлете) правая 2а и левая 3a консоли крыла, поворачиваясь относительно осей своих шарниров 27 и 28, соответственно, уменьшают свой угол стреловидности до нужной величины, которая определяется тем, чтобы центр давления крыла (с работающей механизацией крыла) находился в том же положении, по отношению к центру масс самолета, что и в крейсерском полете, обеспечивая, таким образом, нужную степень статической устойчивости заявляемого самолета по тангажу. Фюзеляж 7 и мотогондола 4 сохраняют свои горизонтальные положения. При этом, стреловидность левой и правой консолей крыла нужно будет изменять (уменьшать) на величину угла ~8° (по сравнению с их крейсерским положением). Это объясняется тем, что при изменении стреловидности консолей крыла центр масс самолета перемещается (в направлении продольной оси самолета) на незначительную величину (~ на 2% от средней аэродинамической хорды), в то время как центр давления крыла перемещается (в направлении продольной оси самолета) на гораздо большую величину (при изменении угла стреловидности консолей крыла на ~ 8° - на 25% от средней аэродинамической хорды).During landing (and during take-off) of the claimed aircraft, the wing center wing, by means of the above mechanism for changing the wing center
Таким образом, у заявляемого самолета левая и правая поворотные консоли крыла, посредством ершового механизма изменения стреловидности крыла, непосредственно соединены между собой. Тоесть, для левой и правой поворотных консолей крыла используется один и тот же силовой механизм изменения стреловидности консоли крыла. При этом, если бы не было механизма синхронизации изменения стреловидности левой и правой консолей крыла, то левая и правая поворотные консоли крыла могли бы занимать произвольное (неопределенное) положение (например, левая поворотная консоль крыла могла бы иметь больший угол стреловидности, чем угол стреловидности правой поворотной консоли крыла, или наоборот). Для того, чтобы этого не происходило - для того чтобы углы стреловидности левой и правой поворотных консолей крыла на любом режиме полета самолета были одинаковы, на заявляемом самолете имеется механизм синхронизации изменения стреловидности левой и правой поворотных консолей крыла. При этом на него действует сила только когда сила аэродинамического сопротивления левой и правой поворотных консолей крыла не равны между собой, например, при разворотах самолета по курсу, причем, величина этой силы в несколько раз меньше, чем сила, действующая в вышеуказанном силовом механизме изменения стреловидности консолей крыла. Основная сила от аэродинамического сопротивления правой и левой консолей крыла воспринимается (замыкается на) силовым механизмом изменения стреловидности консолей крыла.Thus, in the inventive aircraft, the left and right rotary wing consoles, by means of the ruffle mechanism for changing the sweep of the wing, are directly interconnected. That is, for the left and right rotary wing consoles, the same power mechanism for changing the sweep of the wing console is used. Moreover, if there were no synchronization mechanism for changing the sweep of the left and right wing consoles, the left and right rotary wing consoles could occupy an arbitrary (indefinite) position (for example, the left rotary wing console could have a greater sweep angle than the right sweep angle rotary wing console, or vice versa). In order to prevent this from happening - in order for the sweep angles of the left and right rotary wing consoles to be the same in any flight mode of the aircraft, the claimed aircraft has a mechanism for synchronizing changes in sweep of the left and right rotary wing consoles. Moreover, the force acts on it only when the aerodynamic drag of the left and right rotary wing consoles are not equal to each other, for example, when the aircraft turns in the course, moreover, the magnitude of this force is several times smaller than the force acting in the above power mechanism of sweep change wing consoles. The main force from the aerodynamic drag of the right and left wing consoles is perceived (locked on) by the force mechanism for changing the sweep of the wing consoles.
Таким образом, у заявляемого самолета механизм изменения угла установки центроплана крыла и силовой механизм изменения стреловидности консолей крыла выполнены одинаковыми. При этом, эти механизмы хорошо отработаны (они используются на переставных стабилизаторах у существующих самолетов, в том числе, пассажирских). Такое исполнение вышеуказанных механизма изменения угла установки центроплана крыла и силового механизма изменения стреловидности консолей крыла у заявляемого изобретения позволяет упростить конструкцию, снизить массу и повысить надежность вышеуказанных механизмов и крыла.Thus, the claimed aircraft, the mechanism for changing the angle of the wing center section and the power mechanism for changing the sweep of the wing consoles are the same. At the same time, these mechanisms are well-developed (they are used on interchangeable stabilizers for existing aircraft, including passenger ones). This embodiment of the above mechanism for changing the angle of the wing center section and the power mechanism for changing the sweep of the wing consoles of the claimed invention allows to simplify the design, reduce weight and increase the reliability of the above mechanisms and wing.
В заявляемом изобретении силовой механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла представляет собой плоский механизм (при деформациях конструкции левой и правой консолей крыла и центроплана крыла он будет, на самом деле, пространственным механизмом, нормальная работа которого обеспечивается наличием у него двух карданных подвесов (22 и 23)).In the claimed invention, the power mechanism for changing the sweep of the left and right wing consoles is a flat mechanism (in case of deformations in the structure of the left and right wing consoles and wing center section, it will be, in fact, a spatial mechanism, the normal operation of which is ensured by the presence of two cardan suspensions (22 and 23)).
В заявляемом изобретении механизм синхронизации поворота левой и правой консолей крыла представляет собой плоский рычажный механизм (при деформациях конструкции консолей крыла и центроплана крыла он будет, на самом деле, пространственным механизмом, нормальная работа которого обеспечивается наличием у него сферических шарниров (подшипников)), состоящий из одного двуплечего рычага с равными величинами плеч (одной двуплечей качалки) и двух тяг равной длины. При этом этот механизм имеет простейшую форму, что повышает его надежность и снижает его вес.In the claimed invention, the rotation synchronization mechanism of the left and right wing consoles is a flat lever mechanism (in case of deformation of the wing consoles and wing center section design, it will be, in fact, a spatial mechanism, the normal operation of which is ensured by the presence of spherical hinges (bearings)), consisting from one two-shoulder lever with equal sizes of shoulders (one two-shoulder rocking chair) and two rods of equal length. Moreover, this mechanism has the simplest form, which increases its reliability and reduces its weight.
Заявляемый самолет управляется: по тангажу и крену - посредством отклонения элевонов 8÷13; по курсу - путем отклонения расщепляющихся щитков 14 и 15, расположенных на концах консолей 2 и 3 крыла (например, как это имеет место у известного американского бомбардировщика В-2, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло»). При этом, возможен вариант управления заявляемым самолетом по тангажу, когда передние (внутренние) элевоны 12 и 13, с одной стороны, и задние (внешние) элевоны 8 и 9, с другой стороны, отклоняются дифференцировано (отклоняются в разные стороны).The inventive aircraft is controlled by: pitch and roll - by deflecting the elevons 8 ÷ 13; at the rate - by deflecting the
В заявляемом изобретении могут использоваться воздушно-реактивные двигатели (ВРД) любого типа: одноконтурные турбореактивные двигатели (ТРД); двухконтрурные ТРД; прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) и др.In the claimed invention can be used air-jet engines (WFD) of any type: single-circuit turbojet engines (turbojet engines); double-circuit turbojet engines; ramjet engines (ramjet), etc.
В заявляемом изобретении в качестве движителя может использоваться один (или более) воздушный винт (тянущий или толкающий), приводимый в действие двигателем (или двигателями) любого приемлемого типа (поршневым, турбовальным, электрическим и др.).In the claimed invention, one (or more) propeller (pulling or pushing) driven by an engine (or engines) of any acceptable type (piston, turboshaft, electric, etc.) can be used as a propulsor.
В заявляемом изобретении могут использоваться другие приемлемые типы двигателей, например, жидкостные ракетные двигатели и др.Other suitable types of engines may be used in the claimed invention, for example, liquid rocket engines, etc.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него вообще нет двигателя (или движителя), при этом, у него крыло прикреплено шарнирно непосредственно к фюзеляжу, при прочих равных условиях.An embodiment of the claimed invention is possible when it does not have an engine (or propulsion) at all, while it has a wing pivotally attached directly to the fuselage, all other things being equal.
В заявляемом изобретении крыло может иметь любую приемлемую форму в плане: прямую или обратную стреловидность; малого удлинения; большого удлинения; и др. Например, возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него в крейсерском полете крыло имеет прямую стреловидность, а на взлетно-посадочных режимах полета крыло имеет обратную стреловидность.In the claimed invention, the wing can have any acceptable shape in terms of: direct or reverse sweep; small elongation; high elongation; etc. For example, an embodiment of the claimed invention is possible when the wing has a direct sweep in cruising flight, and the wing has a reverse sweep in take-off and landing flight modes.
Заявляемый самолет может быть выполнен по любой приемлемой аэродинамической схеме: «бесхвостка» (как рассмотрено выше), «утка», «нормальная», «летающее крыло» (имеется только крыло, состоящее из центроплана крыла и двух поворотных консолей крыла, выполненных с возможностью изменения угла их стреловидности); и др.The inventive aircraft can be performed according to any acceptable aerodynamic scheme: tailless (as discussed above), duck, normal, flying wing (there is only a wing consisting of a wing center section and two rotary wing consoles, made with the possibility of changes in the angle of their sweep); and etc.
Заявляемое изобретение может быть использовано: в качестве пилотируемого ЛА любого типа (например, в варианте пассажирского самолета); в качестве беспилотного ЛА.The claimed invention can be used: as a manned aircraft of any type (for example, in the embodiment of a passenger aircraft); as an unmanned aerial vehicle.
Заявляемый самолет может иметь любую приемлемую скорость полета: дозвуковую; сверхзвуковую; гиперзвуковую.The inventive aircraft can have any acceptable flight speed: subsonic; supersonic; hypersonic.
Заявляемое изобретение может быть использовано как в варианте самолета обычного взлета и посадки, так и в варианте самолета вертикального взлета и посадки.The claimed invention can be used both in the version of the plane of ordinary take-off and landing, and in the version of the plane of vertical take-off and landing.
В заявляемом изобретении силовой механизм изменения стреловидности консолей крыла может быть любого приемлемого типа: винтовой домкрат (как рассмотрено выше); гидропривод (например, гидроцилиндр); пневмопривод (например, пневмоцилиндр); электропривод и др. При этом, он выполнен в виде единого силового механизма для левой и правой консолей крыла, одним своим концом взаимодействуя с левой поворотной консолью крыла, а другим своим концом взаимодействуя с правой поворотной консолью крыла.In the claimed invention, the power mechanism for changing the sweep of the wing consoles can be of any acceptable type: a screw jack (as discussed above); hydraulic drive (e.g. hydraulic cylinder); pneumatic actuator (e.g. pneumatic cylinder); electric drive, etc. At the same time, it is made in the form of a single power mechanism for the left and right wing consoles, with one end interacting with the left rotary wing console, and with its other end interacting with the right rotary wing console.
В заявляемом изобретении механизм синхронизации изменения стреловидности консолей крыла может быть любого приемлемого типа: рычажного механизма (как рассмотрено выше); и др.In the claimed invention, the synchronization mechanism for changing the sweep of the wing consoles can be of any acceptable type: lever mechanism (as discussed above); and etc.
В заявляемом изобретении центроплан крыла может быть выполнен как с возможностью изменения его угла установки, так и неподвижным (относительно фюзеляжа).In the claimed invention, the center section of the wing can be made as with the possibility of changing its installation angle, and stationary (relative to the fuselage).
В заявляемом изобретении оси шарниров крепления правой и левой консолей крыла 27 и 28 к центроплану крыла 1 могут быть расположены как симметрично относительно плоскости симметрии самолета (как показано на ФИГ 1 и 2), так и любым иным приемлемым образом.In the claimed invention, the axis of the hinges of fastening of the right and left wing consoles 27 and 28 to the
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016127892A RU2639352C1 (en) | 2016-07-12 | 2016-07-12 | Aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016127892A RU2639352C1 (en) | 2016-07-12 | 2016-07-12 | Aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2639352C1 true RU2639352C1 (en) | 2017-12-21 |
Family
ID=63857260
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016127892A RU2639352C1 (en) | 2016-07-12 | 2016-07-12 | Aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2639352C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2748043C1 (en) * | 2020-03-10 | 2021-05-19 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Watercraft aviation and rocket anti-satellite system |
| CN114954910A (en) * | 2021-02-18 | 2022-08-30 | 海鹰航空通用装备有限责任公司 | Sweep-back-adjustable aileron control mechanism and unmanned aerial vehicle with same |
| CN115743519A (en) * | 2022-10-07 | 2023-03-07 | 北京工业大学 | Variable-wing aircraft wing sweepback angle mechanism |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3426983A (en) * | 1967-02-01 | 1969-02-11 | Dassault Avions | Control transmission device for variable-geometry aircraft |
| US3469806A (en) * | 1968-02-09 | 1969-09-30 | Hewitt Robins Inc | Drive mechanism operating against variable resistance |
| RU2407674C1 (en) * | 2009-08-31 | 2010-12-27 | Юлия Алексеевна Щепочкина | Aircraft |
-
2016
- 2016-07-12 RU RU2016127892A patent/RU2639352C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3426983A (en) * | 1967-02-01 | 1969-02-11 | Dassault Avions | Control transmission device for variable-geometry aircraft |
| US3469806A (en) * | 1968-02-09 | 1969-09-30 | Hewitt Robins Inc | Drive mechanism operating against variable resistance |
| RU2407674C1 (en) * | 2009-08-31 | 2010-12-27 | Юлия Алексеевна Щепочкина | Aircraft |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2748043C1 (en) * | 2020-03-10 | 2021-05-19 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Watercraft aviation and rocket anti-satellite system |
| CN114954910A (en) * | 2021-02-18 | 2022-08-30 | 海鹰航空通用装备有限责任公司 | Sweep-back-adjustable aileron control mechanism and unmanned aerial vehicle with same |
| CN114954910B (en) * | 2021-02-18 | 2024-06-11 | 海鹰航空通用装备有限责任公司 | Aileron operating mechanism with adjustable sweepback angle and unmanned aerial vehicle with aileron operating mechanism |
| CN115743519A (en) * | 2022-10-07 | 2023-03-07 | 北京工业大学 | Variable-wing aircraft wing sweepback angle mechanism |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10661884B2 (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
| CN111498109B (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| EP1999016B1 (en) | Convertible aircraft | |
| US9180974B2 (en) | Aircraft with an integral aerodynamic configuration | |
| US5681014A (en) | Torsional twist airfoil control means | |
| US4998689A (en) | 90 degree rotation aircraft wing | |
| CN108082466A (en) | A kind of tilting duct connection wing layout vertically taking off and landing flyer | |
| US8056852B1 (en) | Longitudinal flying wing aircraft | |
| US20180029704A1 (en) | Vtol aircraft with tiltable propellers | |
| RU2639352C1 (en) | Aircraft | |
| RU2657706C1 (en) | Convertiplane | |
| RU2652863C1 (en) | High-speed hybrid helicopter-aircraft | |
| WO2019172804A1 (en) | Convertiplane | |
| RU139040U1 (en) | AIRCRAFT "LANNER" | |
| US11834168B2 (en) | Convertiplane and related control method | |
| US11685516B2 (en) | Passive gust-load-alleviation device | |
| RU2653953C1 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
| RU127364U1 (en) | SPEED COMBINED HELICOPTER | |
| US3313500A (en) | Flight control means for aircraft | |
| WO2019125198A1 (en) | Aircraft | |
| RU2664024C2 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
| RU2577824C1 (en) | Aircraft | |
| RU2650258C1 (en) | Multi-purpose two-fuselage helicopter aircraft | |
| RU2607037C1 (en) | Aircraft | |
| RU2812162C1 (en) | Aircraft for local airlines |