WO2011014106A1 - Самолет со складываемым крылом и устройство складывания крыла самолета - Google Patents

Самолет со складываемым крылом и устройство складывания крыла самолета Download PDF

Info

Publication number
WO2011014106A1
WO2011014106A1 PCT/RU2010/000423 RU2010000423W WO2011014106A1 WO 2011014106 A1 WO2011014106 A1 WO 2011014106A1 RU 2010000423 W RU2010000423 W RU 2010000423W WO 2011014106 A1 WO2011014106 A1 WO 2011014106A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
wing
aircraft
airplane
folding
consoles
Prior art date
Application number
PCT/RU2010/000423
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Сергей Владимирович ИГНАТЬЕВ
Original Assignee
Общество С Ограниченной Ответственностью "Научно-Производственная Фирма "Сигма-Тс"
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 Общество С Ограниченной Ответственностью "Научно-Производственная Фирма "Сигма-Тс" filed Critical Общество С Ограниченной Ответственностью "Научно-Производственная Фирма "Сигма-Тс"
Publication of WO2011014106A1 publication Critical patent/WO2011014106A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/56—Folding or collapsing to reduce overall dimensions of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60F—VEHICLES FOR USE BOTH ON RAIL AND ON ROAD; AMPHIBIOUS OR LIKE VEHICLES; CONVERTIBLE VEHICLES
    • B60F5/00—Other convertible vehicles, i.e. vehicles capable of travelling in or on different media
    • B60F5/02—Other convertible vehicles, i.e. vehicles capable of travelling in or on different media convertible into aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C37/00—Convertible aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B64U30/12—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep

Definitions

  • the invention relates to aircraft manufacturing, namely to aircraft with a folding wing, and can be used in the design of vehicles for movement by air and on the ground.
  • the main task is to ensure the transport mobility of a modern person by creating a flying vehicle in the form of an airplane with a folding wing in order to reduce the transverse size of the aircraft, which will allow its transportation on public roads and convenient storage near the owner's house. It also provides the possibility of independent movement of an aircraft with a folded wing on the ground when equipping it with drives on the wheels of the landing gear or due to propeller thrust.
  • Folding the wing provides a device for swiveling the wing consoles with the center wing with fixation in the flight configuration using a lock, while solving the problem of ensuring the strength and stiffness of this device with a significant reduction in loads at the connection nodes.
  • Known road-air vehicle having an aerodynamic layout of the type "triplane", comprising a housing with a double cabin, an engine with a propeller located at the rear of the cabin, wing consoles, articulated to the housing, two-keel vertical tail, rear and front horizontal tail, four-wheeled chassis , engine with transmission for use on the ground.
  • Each wing console is made of two segments that, when folding are pressed against each other and to the sides of the cab body.
  • the wing console folding units contain hinges and locks located in the wing cross section, see www.terrafugia.com Tgapsitiop company Teggafugia.
  • the disadvantages of the vehicle are the non-traditional aerodynamic layout, which causes risks in its technical implementation, the complexity of the wing structure in the field of connections of its components, the high loads acting in the joints due to the small spacing between the axis of rotation and the locking lock, limited by the thickness of the wing profile.
  • a known aircraft having the ability to fold wing consoles by turning them about an axis located at an angle of 40 ° - 50 ° to the longitudinal and vertical axes of the aircraft closest to the proposed vehicle.
  • This aircraft is made according to the scheme of a free-carrying high-wing containing a fuselage with a cabin and a tail boom, vertical and horizontal tail mounted on a beam, a three-wheeled landing gear with a nose wheel, an engine with a propelling propeller behind the cockpit, a center section with wing consoles hinged to it with locks, fixing consoles in flight configuration.
  • When folding the wing console they turn backwards - upwards relative to the center wing and are installed along the fuselage with the toe up.
  • the ends of the consoles rest on special units mounted on a horizontal tail.
  • the flaps and ailerons can rotate parallel to the ground.
  • the aircraft can move on the ground with the wing folded due to the propeller thrust, while the wing consoles cover the rotary screw, see US JU ° 2 674422, 06/04/1954, CL.244-49.
  • the disadvantage of this method of folding the wing consoles is the structural difficulties in ensuring the strength and rigidity of the connection of the consoles with the center section, associated with the location of this node on the main spar with a small spacing of elements - the eyes of the hinged joint, limited by the thickness of the wing profile. Turning the consoles up and back for a high wing creates difficulties for manual operation by one person.
  • the support of the folded wing consoles to the ends of the horizontal tail causes additional loads acting on the horizontal tail structure when the aircraft moves on the ground.
  • the device comprises a swivel joint of the movable part of the wing with the axis of rotation located in the plane of the main spar and oblique relative to the vertical, and the locking device for fixing the wing in the unfolded position is allocated from the hinge closer to the front edge of the wing.
  • the upper surface of the moving part of the wing behind the hinge has a shield deflecting when the wing is folded and closing the recess in the fixed part of the wing when unfolding in the flight configuration, see GBJNO 627121 (A) Patent No. 1949-07-28, class B64CZ / 56.
  • a drawback of the design of such a device is its location on the main spar with a small spacing of elements — the eyes of the hinged joint, limited by the thickness of the wing profile. This causes a noticeable increase in weight and design complexity while providing wing stiffness and strength in the flight configuration. In addition, the presence of a flap on the upper surface of the wing complicates the device.
  • the technical result to which the invention is directed is to provide simplicity of folding the wing of the aircraft in order to reduce its transverse size, allowing its transportation on public roads, while the folding device of the wing consoles provides rigidity and strength of attachment of the consoles while reducing the load in the nodes in flight configurations and when folded. In addition, it is possible to move a folded aircraft on the ground due to a drive on wheels or due to propeller thrust while providing good visibility from the pilot's seat and the safety of others.
  • the hinge assemblies and the locking lock are spaced apart in the wing plane from each other by a distance not less than 1.8 times the thickness of the wing profile in the joint zone.
  • the joint of the wing consoles with the center wing is made along a broken line passing from the leading edge across the wing to the front hinge assembly, then along the wing to the locking lock, then again across the wing through the second hinge assembly to the trailing edge of the wing.
  • struts are fixed on the tail of the aircraft.
  • the struts are made telescopic with two fixed positions, which makes it possible to fix the wing consoles in the incompletely (partially) folded position and the movement of the aircraft with a rotating propeller.
  • the struts are attached to the rear of the fuselage with the possibility of laying them in the flight configuration along the rear of the aircraft and fixation on it.
  • the wing of the aircraft is equipped with ailerons and flaps.
  • the connection of the flaps with the wing consoles is made with the possibility of turning them trailing edge up.
  • the hinge assemblies are located in a plane parallel to the plane of the wing chords near the upper surface of the wing, are installed along the axis of rotation, inclined to the cross section of the wing at an angle of 30 ° - 60 ° in the direction of the trailing edge and end of the wing, and spaced apart along the axis of rotation in the plane of the wing.
  • the elements of the front hinge assembly are fixed on the side members of the wing parts, and the elements of the rear hinge assembly are fixed on the end ribs of the wing parts in their tail section.
  • the locking lock is assigned from the front hinge assembly in the direction of the wing end, the elements of this lock are fixed at the junction of the side members of the wing parts with their end ribs.
  • the spars of the wing parts in the joint zone from the front hinge assembly to the lock are made parallel to each other when the wing position is unfolded.
  • the joint of the wing parts in the plan view when the wing position is unfolded is a broken line.
  • the joint is made from the leading edge across the wing to the front hinge assembly, then along the side members of the wing parts to the lock, then again across the wing along the end ribs through the second hinge assembly to the trailing edge of the wing.
  • the bow of the center section in the joint area is made with a cutout from the leading edge of the wing to the side member, which in the flight configuration is closed by the bow of the wing console.
  • the proposed device provides a reduction in flight loads on the butt nodes due to their significant spacing from each other in the plane of the wing.
  • the transmission of the bending moment from the spar of the console to the spar of the center wing occurs by a pair of forces acting in the locking lock and the front hinge assembly, at the base equal to the distance between them.
  • Torque is transmitted from the console to the center wing by a pair of forces acting in the locking mechanism and the rear assembly at the base equal to the distance between them.
  • the wing console rests on the front and rear center section nodes, spaced from each other by a distance of 2 - 3.5 times the thickness of the wing profile in the joint zone, which ensures rigidity of this connection in this configuration as well.
  • figure 1 - is an isometric view of the aircraft in flight configuration, made in accordance with the invention, where
  • X '- X' - the axis of articulation of the center wing with the wing console of Fig.2 - shows a top view of Fig. one ;
  • FIG. 3 shows a side view of an airplane with a wing folded
  • figure 4 - shows a top view of an airplane with a folded wing
  • FIG. 5 shows a front view of an airplane with a wing folded, with the flaps of the wing consoles being further rotated;
  • FIG. 6 is an isometric view of an airplane with a wing folded and additionally turned flaps of the wing consoles;
  • FIG. 7 is a perspective view of an airplane in a folded configuration with incompletely folded wing consoles
  • FIG. 8 is a plan view of an airplane wing folding device in a flight configuration, where
  • FIG. 9 is an isometric view of an airplane wing folding device in a folded wing position, where
  • An airplane with a folding wing (see FIG. 1) is a low-wing normal plan and contains a crew cabin 1 in the front of the aircraft, a power plant with a pushing propeller 2 located behind the cockpit, a tail unit 3 located on the rear of the aircraft 4, wheeled chassis 5, center section 6 connected to the center section via two hinged assemblies rotary wing consoles 7, locking locks. Flaps 8 and ailerons 9 are installed on the wing consoles.
  • the wing consoles are connected to the center wing and can be folded by turning them up and back relative to the X '- X' axes located in a horizontal plane at an angle of 35 ° - 55 ° to the longitudinal axis of the aircraft (see FIG. T).
  • the junction of the wing console with the center wing is a broken line ABCD (see Fig. 1, 2).
  • the wing consoles are located along the aircraft with the leading edge up and to the side of the plane of symmetry of the aircraft, (see Fig. 3, 4, 5,).
  • the wing consoles in the folded position can be fixed using telescopic struts 10 (see Fig. 3, 6), which are installed on the rear of the aircraft.
  • the wing consoles are made with nodes 11 (see Fig. 1, 2), which are placed on the upper surface of the wing consoles in their middle part.
  • Telescopic struts 10 are made with the possibility of fixing two positions of the wing consoles for fully or partially folded wing (see Fig. 7).
  • telescopic struts can be removed or laid along the tail of the aircraft and fixed on it (see Fig. 1, 2).
  • the device for folding the wing of an aircraft contains a fixed part of the wing — a center section 6 with frame elements in the form of a spar ⁇ and an end rib 13, and a rotary part connected to a center section by means of two hinge assemblies — a wing console 7 with a spar 14 and an end rib 15. Swivel assemblies are mounted along the axis of rotation X '- X', inclined to the wing cross section at an angle of 30 ° - 60 ° towards the trailing edge and the end of the wing.
  • connection of the wing parts is made at three points B, C and D, at point B there is a front hinge assembly, at point D there is a rear hinge assembly, and at point C there is a lock fixing the wing parts in the flight configuration.
  • the junction of the wing console with the center wing has the shape of a broken line ABCD (see Fig. 8).
  • the joint is made passing from point A on the leading edge of the wing to the front hinge assembly at point B, then along the side members between them to point C at a distance L to the locking lock and then along the end ribs through the rear hinge assembly at point D to the trailing edge of the wing.
  • Parts of the center wing spars and wing consoles along the length L are made parallel to each other.
  • the hinge assemblies are located in a plane parallel to the plane of the wing chords near the upper surface (see Fig. 9) and are ear-to-fork joints, the elements of which are attached to the power frames of the wing parts, the connecting brackets 16 and 17 of the front hinge assembly are mounted on the side members 12 and 14 of the center section and wing consoles, butt brackets 18 and 19 are fixed on the end ribs of the wing parts in their tail parts.
  • the planes of the eyes of the butt brackets are made perpendicular to the axis of rotation X 1 - X '.
  • the response elements 21 of the lock are fixed on the spar of the wing console at the junction of it with the end rib of the console.
  • the wing console rests on the center wing at points B and D, which are 2 to 3.5 times apart from each other than the thickness of the wing profile in the joint area, which ensures high connection rigidity.
  • An airplane with a folding wing and a wing folding device are operated as follows. After performing a flight with landing at the airfield, the wing consoles are folded. To do this, open the locking lock, each console is manually manually rotated up and down by an angle of 140 ° - 150 °, while they are located along the aircraft with the front edge up and towards the plane of symmetry of the aircraft, and then they are fixed by struts. After that, the folded plane is rolled into the hangar, where it will occupy 3 to 4 times less space compared to an airplane with an uncomplicated wing. The unfolding of the wing before the flight is carried out in the reverse order, and the control system is automatically docked. The work of folding or unfolding the wing can be performed without using a tool by one person in no more than 1 minute.
  • Compact folding of the aircraft allows it to be transported along public roads, and the quick and easy procedure of folding or unfolding the wing allows you to carry out the option when the aircraft is stored in the premises of the owner’s house and transported to a take-off and landing site located near the house, for example, on the outskirts of the paragraph, using a car on a trailer or directly towing a car, with a special coupling device mounted to the nose of the aircraft, and the front strut ssi clean.
  • additional folding of the flaps of the consoles is possible by turning them with their trailing edge up.
  • the aircraft When the aircraft is equipped with an additional wheel drive, it can independently move when folded along the road, while the location of the cockpit in the front of the aircraft, and the propulsion system with a propeller behind the cockpit, provides good visibility both in flight and on the road. It is also possible the movement of a folded aircraft on the propeller thrust; for this, the wing consoles are lifted and mounted on the telescopic struts to the extended position, which ensures freedom of rotation of the propeller, while the wing consoles cover the rotary screw on the side, ensuring the safety of others. For movement on roads, the aircraft is equipped with appropriate lighting equipment.
  • the described features allow you to avoid wasting time traveling to and from the airfield and, accordingly, significantly reducing the total time spent on a planned trip.
  • the folding of the wing consoles by rotation about one axis makes it easy to lay flexible systems, for example, electric wires, in the joint area and makes it quite simple to solve the problem of automatically joining rigid control systems when folding the wing into the flight configuration.
  • the design of the aircraft can be performed using metal and plastic, the width when folded is not more than 2.5 m. It is possible to install a high-speed parachute rescue system for the aircraft along with the crew.
  • the wing console rests on the center wing at points spaced from each other by a distance 2 - 3.5 times greater than the thickness of the wing profile in the joint area, which ensures high rigidity of the connection.
  • the described device for folding the wing can be used mainly in the construction of light aircraft, as well as in the design of unmanned aerial vehicles, in the construction of aircraft based on the decks of aircraft carriers and in the designs of other aircraft, where folding of parts of the wing is required to reduce the transverse dimension of the aircraft.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Изобретение относится к самолетам со складными крыльями и может быть использовано при проектировании транспортных средств для передвижения по воздуху и по земле. Самолет содержит кабину экипажа, силовую установку с толкающим воздушным винтом, оперение, установленное в хвостовой части самолета, колесное шасси, центроплан, шарнирно соединенные с ним поворотные консоли крыла, фиксирующие замки. Соединение консолей крыла с центропланом выполнено с возможностью поворота их вверх - назад относительно осей, расположенных в горизонтальной плоскости, расходящихся под углом 35°-55° к продольной оси самолета от его передней части к хвостовой, и установкой их вдоль самолета передней кромкой вверх и в сторону плоскости симметрии самолета. Консоли крыла в сложенном положении фиксируют с помощью подкосов, закрепленных на хвостовой части самолета. Складывание крыла обеспечивает устройство шарнирного соединения консолей крыла с центропланом с фиксацией в полетной конфигурации с помощью замка. Техническим результатом изобретения является обеспечение простоты складывания крыла самолета, уменьшение его поперечного размера и обеспечение жесткости и прочности крепления консолей при снижении нагрузок в узлах в полетной конфигурации и в сложенном состоянии.

Description

САМОЛЕТ СО СКЛАДЫВАЕМЫМ КРЫЛОМ И УСТРОЙСТВО СКЛАДЫВАНИЯ КРЫЛА САМОЛЕТА.
Область техники
Изобретение относится к авиастроению, а именно к самолетам со складываемым крылом, и может быть использовано при проектировании транспортных средств для передвижения по воздуху и по земле.
Основной задачей, решение которой положено в основу изобретения, является обеспечение транспортной мобильности современного человека путем создания летающего транспортного средства в виде самолета со складываемым крылом с целью уменьшения поперечного размера самолета, что позволит его транспортировку по дорогам общего пользования и удобное хранение вблизи дома владельца. Обеспечивается также возможность самостоятельного движения самолета со сложенным крылом по земле при оборудовании его приводами на колеса шасси или за счет тяги воздушного винта.
Складывание крыла обеспечивает устройство шарнирного соединения консолей крыла с центропланом с фиксацией в полетной конфигурации с помощью замка, при этом решается задача обеспечения прочности и жесткости этого устройства при существенном снижении нагрузок в узлах соединения.
Уровень техники
Известно дорожно-воздушное транспортное средство, имеющее аэродинамическую компоновку типа «тpиплaн», содержащее корпус с двухместной кабиной, двигатель с воздушным винтом, расположенный сзади кабины, консоли крыла, шарнирно соединенные с корпусом, двухкилевое вертикальное оперение, заднее и переднее горизонтальное оперение, четырехколесное шасси, двигатель с трансмиссией для использования на земле. Каждая консоль крыла выполнена из двух сегментов, которые при складывании прижимаются друг к другу и к бокам корпуса кабины. Узлы складывания консоли крыла содержат шарнирные соединения и замки, расположенные в поперечном сечении крыла, см. www.tеrrаfugiа.соm самолет Тгапsitiоп фирмы Теггаfugiа.
Недостатками транспортного средства является нетрадиционность аэродинамической компоновки, вызывающей риски при его технической реализации, сложность конструкции крыла в области соединений его компонентов, высокие нагрузки, действующие в соединениях, связанные с малой величиной разноса между осью вращения и фиксирующим замком, ограниченной толщиной профиля крыла.
Известен самолет, имеющий возможность складывания консолей крыла путем поворота их относительно оси, расположенной под углом 40° - 50° к продольной и вертикальной осям самолета, наиболее близкого к предлагаемому транспортному средству. Этот самолет выполнен по схеме свободнонесущего высокоплана, содержащего фюзеляж с кабиной и хвостовой балкой, вертикальное и горизонтальное оперение, установленные на балке, трехколесное шасси с носовым колесом, двигатель с толкающим воздушным винтом позади кабины, центроплан с шарнирно прикрепленными к нему консолями крыла с замками, фиксирующими консоли в полетной конфигурации. При складывании консоли крыла поворачиваются назад - вверх относительно центроплана и устанавливаются вдоль фюзеляжа носком вверх. В сложенном состоянии концы консолей опираются на специальные узлы, установленные на горизонтальном оперении. Для увеличения зазора между задней кромкой сложенных консолей и землей закрылки и элероны могут поворачиваться параллельно земле. Самолет может передвигаться по земле со сложенным крылом за счет тяги воздушного винта, при этом консоли крыла прикрывают вращающийся винт, см. US JУ° 2 674422, 04.06.1954г., CL.244-49. Недостатком такого способа складывания консолей крыла являются конструктивные сложности при обеспечении прочности и жесткости соединения консолей с центропланом, связанные с расположением этого узла на главном лонжероне с малым разносом элементов - проушин шарнирного соединения, ограниченного толщиной профиля крыла. Поворот консолей вверх - назад для высоко расположенного крыла создает трудности для осуществления этой операции вручную одним человеком. Кроме того, опирание сложенных консолей крыла на концы горизонтального оперения вызывает дополнительные нагрузки, действующие на конструкцию горизонтального оперения при движении самолета по земле.
Наиболее близким к предлагаемому устройству складывания крыла самолета является устройство, использованное на палубном самолете, имеющем схему свободнонесущий низкоплан с консолями крыла, складывающимися поворотом назад - вверх. Устройство содержит шарнирное соединение подвижной части крыла с неподвижной с осью поворота, расположенной в плоскости основного лонжерона и наклонно относительно вертикали, а замковое устройство для фиксации крыла в разложенной позиции отнесено от шарнира ближе к передней кромке крыла. Верхняя поверхность подвижной части крыла позади шарнира имеет щиток, отклоняющийся при складывании крыла и закрывающий углубление в неподвижной части крыла при раскладывании в полетную конфигурацию, см. патент GBJNO 627121(A) ОТ 1949-07-28, кл.B64CЗ/56.
Недостатком конструкции такого устройства является расположение его на главном лонжероне с малым разносом элементов - проушин шарнирного соединения, ограниченного толщиной профиля крыла. Это вызывает заметное возрастание веса и сложности конструкции при обеспечении жесткости и прочности крыла в полетной конфигурации. Кроме того, наличие щитка на верхней поверхности крыла усложняет устройство. Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в обеспечении простоты складывания крыла самолета с целью уменьшения его поперечного размера, позволяющего его транспортировку по дорогам общего пользования, при этом устройство складывания консолей крыла обеспечивает жесткость и прочность крепления консолей при снижении нагрузок в узлах в полетной конфигурации и в сложенном состоянии. Кроме того, обеспечивается возможность движения сложенного самолета по земле за счет привода на колеса или за счет тяги воздушного винта при обеспечении хорошего обзора с места пилота и безопасности окружающих.
Для достижения указанного технического результата в самолете со складываемым крылом, содержащем кабину экипажа, установленную в передней части самолета, силовую установку с толкающим воздушным винтом, установленную позади кабины, оперение, установленное в хвостовой части самолета, колесное шасси, центроплан, соединенные с центропланом посредством двух шарнирных узлов поворотные консоли крыла, фиксирующие замки, соединение консолей крыла с центропланом выполнено с возможностью поворота их вверх - назад относительно осей, расположенных в горизонтальной плоскости, расходящихся под углом 35° - 55° к продольной оси самолета от передней части самолета к хвостовой, и установки их вдоль самолета передней кромкой вверх и в сторону плоскости симметрии самолета с последующей их фиксацией. При этом шарнирные узлы и фиксирующий замок разнесены в плоскости крыла друг от друга на расстояние, не менее чем в 1.8 раза больше толщины профиля крыла в зоне стыка. Стык консолей крыла с центропланом выполнен по ломаной линии, проходящей от передней кромки поперек крыла до переднего шарнирного узла, далее вдоль крыла до фиксирующего замка, затем вновь поперек крыла через второй шарнирный узел до задней кромки крыла. Кроме того, с целью упрощения крепления сложенных консолей крыла на хвостовой части самолета закреплены подкосы.
При этом подкосы выполнены телескопическими с двумя фиксированными положениями, что обеспечивает возможность фиксации консолей крыла в неполностью (частично) сложенном положении и движения самолета с вращающимся воздушным винтом.
Крепление подкосов к хвостовой части фюзеляжа выполнено с возможностью укладывания их в полетной конфигурации вдоль хвостовой части самолета и фиксации на ней.
Крыло самолета оборудовано элеронами и закрылками. Для еще большего уменьшения поперечного размера сложенного самолета соединение закрылков с консолями крыла выполнено с возможностью поворота их задней кромкой вверх.
В устройстве складывания крыла самолета, содержащем неподвижную и поворотную части крыла с элементами каркаса в виде лонжеронов и торцевых нервюр, два шарнирных узла типа ухо - вилка и фиксирующий замок, узлы шарнирного соединения расположены в плоскости, параллельной плоскости хорд крыла вблизи верхней поверхности крыла, установлены по оси поворота, наклоненной к поперечному сечению крыла под углом 30°- 60° в направлении к задней кромке и концу крыла, и разнесены между собой по оси поворота в плоскости крыла. При этом элементы переднего шарнирного узла закреплены на лонжеронах частей крыла, а элементы заднего шарнирного узла закреплены на торцевых нервюрах частей крыла в их хвостовой части. Фиксирующий замок отнесен от переднего шарнирного узла в направлении конца крыла, элементы этого замка закреплены в месте соединения лонжеронов частей крыла с их торцевыми нервюрами. Участки лонжеронов частей крыла в зоне стыка от переднего шарнирного узла до замка выполнены параллельными друг другу при разложенном положении крыла.
Стык частей крыла на виде в плане при разложенном положении крыла представляет собой ломаную линию. Стык выполнен от передней кромки поперек крыла до переднего шарнирного узла, далее вдоль лонжеронов частей крыла до замка, затем вновь поперек крыла вдоль торцевых нервюр через второй шарнирный узел до задней кромки крыла. Носовая часть центроплана в зоне стыка выполнена с вырезом от передней кромки крыла до лонжерона, который в полетной конфигурации закрывается носовой частью консоли крыла.
Таким образом, предлагаемое устройство обеспечивает снижение действующих в полете нагрузок на стыковые узлы за счет их значительного разноса друг от друга в плоскости крыла. Передача изгибающего момента от лонжерона консоли к лонжерону центроплана происходит парой сил, действующих в фиксирующем замке и переднем шарнирном узле, на базе, равной расстоянию между ними. Передача крутящего от консоли к центроплану момента происходит парой сил, действующих в запирающем механизме и заднем узле на базе, равной расстоянию между ними.
В сложенном состоянии консоль крыла опирается на передний и задний узлы центроплана, отстоящие друг от друга на расстояние в 2 - 3.5 раза большее толщины профиля крыла в зоне стыка, что обеспечивает жесткость этого соединения и в этой конфигурации.
Описание графического материала
Изобретение поясняется следующими чертежами:
фиг.1 - представляет вид самолета в изометрии в полетной конфигурации, выполненный в соответствии с изобретением, где
1 - кабина экипажа,
2 - силовая установка с воздушным винтом, 3 - оперение,
4 - хвостовая часть самолета,
5 - шасси,
6 - центроплан крыла,
7 - консоль крыла,
8 - закрылок консоли крыла,
9- элерон,
10 - телескопический подкос,
11 - узел на консоли крыла для соединения с подкосом,
ABCD - линия стыка центроплана и консоли крыла,
X' - X' - ось шарнирного соединения центроплана с консолью крыла фиг.2 - показывает вид сверху фиг. 1 ;
фиг.З- показывает вид сбоку самолета со сложенным крылом;
фиг.4 - показывает вид сверху самолета со сложенным крылом;
фиг. 5 - показывает вид спереди самолета со сложенным крылом, причем закрылки консолей крыла дополнительно повернуты;
фиг.6 - представляет вид в изометрии самолета со сложенным крылом и дополнительно повернутыми закрылками консолей крыла;
фиг.7 - представляет вид в изометрии самолета в сложенной конфигурации с неполностью сложенными консолями крыла;
фиг. 8 - показан вид сверху устройства складывания крыла самолета в полетной конфигурации, где
6 - центроплан крыла;
7 -консоль крыла;
12 -лонжерон центроплана;
13 - торцевая нервюра центроплана;
14 - лонжерон консоли;
15 - торцевая нервюра консоли; ABCD - линия стыка центроплана и консоли крыла,
X' - X' - ось шарнирного соединения центроплана с консолью крыла;
фиг. 9 - представляет вид в изометрии устройства складывания крыла самолета в сложенном положении крыла, где
6 - центроплан крыла;
7 - консоль крыла;
12 - лонжерон центроплана;
13 - торцевая нервюра центроплана;
14 - лонжерон консоли;
15 - торцевая нервюра консоли;
16 - кронштейн переднего шарнирного узла на центроплане;
17 - кронштейн переднего шарнирного узла на консоли;
18 - кронштейн заднего шарнирного узла на центроплане;
19 - кронштейн заднего шарнирного узла на консоли;
20 - элементы фиксирующего замка на центроплане;
21 - элементы фиксирующего замка на консоли.
ОПИСАНИЕ
Сведения подтверждающие возможность осуществления изобретения.
Самолет со складываемым крылом (см. фиг.l) представляет собой низ- коплан нормальной схемы и содержит кабину экипажа 1 в передней части самолета, силовую установку с толкающим воздушным винтом 2, расположенную позади кабины, оперение 3, расположенное на хвостовой части самолета 4, колесное шасси 5, центроплан 6, соединенные с центропланом посредством двух шарнирных узлов поворотные консоли крыла 7, фиксирующие замки. На консолях крыла установлены закрылки 8 и элероны 9. Соединение консолей крыла с центропланом выполнено с возможностью складывания их путем поворота вверх - назад относительно осей X' - X', расположенных в горизонтальной плоскости под углом 35° - 55° к про- дольной оси самолета (см. фиг. T). Стык консоли крыла с центропланом представляет собой ломаную линию ABCD (см. фиг. 1, 2).
В сложенном положении консоли крыла расположены вдоль самолета передней кромкой вверх и в сторону плоскости симметрии самолета, (см. фиг. 3, 4, 5,). Консоли крыла в сложенном положении могут быть зафиксированы с помощью телескопических подкосов 10 (см. фиг. 3, 6), которые устанавливают на хвостовой части самолета. Для этого консоли крыла выполнены с узлами 11 (см. фиг. 1, 2), которые размещены на верхней поверхности консолей крыла в их средней части. Телескопические подкосы 10 выполнены с возможностью фиксации двух положений консолей крыла для полностью или неполностью сложенного крыла (см. фиг. 7). В полетной конфигурации телескопические подкосы могут быть сняты или уложены вдоль хвостовой части самолета и зафиксированы на ней (см. фиг.l, 2).
Для еще большего уменьшения поперечного размера закрылки консолей выполнены с возможностью поворота задней кромкой вверх (см. фиг. 5, 6).
Устройство складывания крыла самолета (см. фиг. 8) содержит неподвижную часть крыла - центроплан 6 с элементами каркаса в виде лонжерона^ и торцевой нервюры 13, и соединенную с центропланом посредством двух шарнирных узлов поворотную часть - консоль крыла 7 с лонжероном 14 и торцевой нервюрой 15. Узлы шарнирного соединения установлены по оси поворота X' - X', наклоненной к поперечному сечению крыла под углом 30°- 60° в направлении к задней кромке и концу крыла. Соединение частей крыла выполнено в трех точках В, С и D, в точке В расположен передний шарнирный узел, в точке D задний шарнирный узел, а в точке С установлен замок, фиксирующий части крыла в полетной конфигурации. В этом положении крыла стык консоли крыла с центропланом имеет в плане форму ломаной линии ABCD (см. фиг. 8). Стык выполнен проходящим от точки А на передней кромке крыла до переднего шарнирного узла в точке В, далее вдоль лонжеронов между ними до точки С на расстояние L до фиксирующего замка и затем вдоль торцевых нервюр через задний шарнирный узел в точке D до задней кромки крыла. Части лонжеронов центроплана и консоли крыла на длине L выполнены параллельными друг другу.
Шарнирные узлы расположены в плоскости, параллельной плоскости хорд крыла вблизи верхней поверхности (см. фиг. 9), и представляют собой соединения типа ухо - вилка, элементы которых крепятся к силовым каркасам частей крыла, стыковые кронштейны 16 и 17 переднего шарнирного узла установлены на лонжеронах 12 и 14 центроплана и консоли крыла, стыковые кронштейны 18 и 19 закреплены на торцевых нервюрах частей крыла в их хвостовых частях. Плоскости проушин стыковых кронштейнов выполнены перпендикулярными оси поворота X1 - X'. На углу центроплана в месте соединения его лонжерона с торцевой нервюрой установлены элементы 20 фиксирующего замка, ответные элементы 21 замка закреплены на лонжероне консоли крыла в месте соединения его с торцевой нервюрой консоли.
Таким образом, в сложенном состоянии консоль крыла опирается на центроплан в точках В и D, отстоящих друг от друга на расстояние в 2 - 3.5 раза большее, чем толщина профиля крыла в зоне стыка, что обеспечивает высокую жесткость соединения.
За счет того, что стык частей крыла в разложенном положении выполнен в трех значительно разнесенных друг от друга точках (В, С и D) достигается эффект снижения нагрузок, действующих на элементы шарнирных узлов и фиксирующего замка в полете, при этом передача изгибающего момента от лонжерона консоли на лонжерон центроплана осуществляется парой сил на плече L, которое больше строительной высоты лонжерона в 1.8 - 2.5 раза.
Самолет со складываемым крылом и устройство складывания крыла эксплуатируют следующим образом. После выполнения полета с посадкой на аэродроме производят складывание консолей крыла. Для этого открывают фиксирующий замок, каждую консоль поочередно вручную поворачивают вверх - назад на угол 140° - 150°, при этом они располагаются вдоль самолета передней кромкой вверх и в сторону плоскости симметрии самолета, а затем их фиксируют подкосами. После этого сложенный самолет закатывают в ангар, где он будет занимать в 3 - 4 раза меньше места по сравнению с самолетом с несложенным крылом. Раскладывание крыла перед полетом производится в обратной последовательности, при этом происходит автоматическая стыковка системы управления. Работа по складыванию или раскладыванию крыла может быть выполнена без применения инструмента одним человеком за время не более 1 минуты.
Компактное складывание самолета позволяет перевозить его по дорогам общего пользования, а быстрая и простая процедура складывания или раскладывания крыла позволяет осуществить вариант, когда самолет хранится в помещении у дома владельца и транспортируется на взлетно - посадочную площадку, расположенную недалеко от дома, например, на окраине населенного пункта, с помощью автомобиля на прицепе или непосредственно буксировкой за автомобилем, при этом к носовой части самолета монтируют специальное сцепное устройство, а переднюю стойку шасси убирают. Для большей компактности самолета, существенной при движении по дороге, возможно дополнительное складывание закрылков консолей поворотом их задней кромкой вверх.
При оборудовании самолета дополнительным приводом на колеса, возможно его самостоятельное движение в сложенном состоянии по дороге, при этом расположение кабины в передней части самолета, а силовой установки с воздушным винтом позади кабины обеспечивает хороший обзор как в полете, так и при движении по дороге. Возможно также движение сложенного самолета на тяге воздушного винта, для этого консоли крыла приподнимают и устанавливают на раздвинутое положение телескопических подкосов, что обеспечивает свободу вращения воздушного винта, при этом консоли крыла прикрывают вращающийся винт сбоку, обеспечивая безопасность окружающих. Для движения по дорогам самолет оборудуют соответствующей светотехникой.
Описанные возможности позволяют избежать потерь времени на поездку до аэродрома и обратно и, соответственно, существенно снизить суммарные затраты времени на запланированное путешествие.
Складывание консолей крыла путем поворота относительно одной оси обеспечивает простоту прокладки гибких систем, например, электрических проводов, в зоне стыка и позволяет достаточно просто решить задачу автоматической стыковки жестких систем управления при раскладывании крыла в полетную конфигурацию.
Конструкция самолета может быть выполнена с применением металла и пластика, ширина в сложенном состоянии не более 2.5 м. Возможна установка быстродействующей парашютной системы спасения самолета вместе с экипажем.
В сложенном состоянии консоль крыла опирается на центроплан в точках, отстоящих друг от друга на расстояние в 2 - 3.5 раза большее, чем толщина профиля крыла в зоне стыка, что обеспечивает высокую жесткость соединения.
За счет того, что стык частей крыла в разложенном положении выполнен в трех значительно разнесенных друг от друга точках достигается эффект снижения нагрузок, действующих на элементы шарнирных узлов и фиксирующего замка в полете, при этом передача изгибающего момента от лонжерона консоли на лонжерон центроплана осуществляется парой сил на плече L, которое больше строительной высоты лонжерона в 1.8 - 2.5 раза.
Описанное устройство складывания крыла может быть использовано преимущественно в конструкциях легких самолетов, а также в конструкциях беспилотных летательных аппаратов, в конструкциях самолетов, базирующихся на палубах авианесущих кораблей и в конструкциях других летательных аппаратов, где требуется складывание частей крыла с целью уменьшения поперечного габарита летательного аппарата.

Claims

Формула
1. Самолет со складываемым крылом, содержащий кабину экипажа, установленную в передней части самолета, силовую установку с толкающим воздушным винтом, установленную позади кабины, оперение, установленное в хвостовой части самолета, колесное шасси, центроплан, соединенные с центропланом посредством двух шарнирных узлов поворотные консоли крыла, фиксирующие замки, отличающийся тем, что соединение консолей крыла с центропланом выполнено с возможностью поворота их вверх - назад относительно осей, расположенных в горизонтальной плоскости, расходящихся под углом 35° - 55° к продольной оси самолета от передней части самолета к хвостовой, и установки их вдоль самолета передней кромкой вверх и в сторону плоскости симметрии самолета с последующей их фиксацией, при этом шарнирные узлы и фиксирующий замок разнесены в плоскости крыла друг от друга на расстояние, не менее чем в 1.8 раза больше толщины профиля крыла в зоне стыка, стык консолей крыла с центропланом выполнен по ломаной линии, проходящей от передней кромки поперек крыла до переднего шарнирного узла, далее вдоль крыла до фиксирующего замка, затем вновь поперек крыла через второй шарнирный узел до задней кромки крыла.
2. Самолет со складываемым крылом по п.l, отличающийся тем, что соединение закрылков с консолями крыла выполнено с возможностью поворота их при сложенном положении крыла задней кромкой вверх.
3. Самолет со складываемым крылом по п.l, отличающийся тем, что на хвостовой части самолета закреплены подкосы для фиксации консолей крыла в сложенном положении.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
4. Самолет со складываемым крылом по п.З, отличающийся тем, что подкосы выполнены телескопическими с двумя фиксированными положениями.
5. Самолет со складываемым крылом по п.З, отличающийся тем, что крепление подкосов к хвостовой части фюзеляжа выполнено с возможностью укладывания их в полетной конфигурации вдоль хвостовой части самолета и фиксации на ней.
6. Устройство складывания крыла самолета, содержащее неподвижную и поворотную части крыла с элементами каркаса в виде лонжеронов и торцевых нервюр, два шарнирных узла типа ухо - вилка и фиксирующий замок, отличающееся тем, что узлы шарнирного соединения расположены в плоскости, параллельной плоскости хорд крыла вблизи верхней поверхности крыла, установлены по оси поворота, наклоненной к поперечному сечению крыла под углом 30°- 60° в направлении к задней кромке и концу крыла, и разнесены между собой по оси поворота в плоскости крыла, при этом элементы переднего шарнирного узла закреплены на лонжеронах частей крыла, а элементы заднего шарнирного узла закреплены на торцевых нервюрах частей крыла в их хвостовой части, фиксирующий замок отнесен от переднего шарнирного узла в направлении конца крыла, элементы этого замка закреплены в месте соединения лонжеронов частей крыла с их торцевыми нервюрами, участки лонжеронов частей крыла в зоне стыка от переднего шарнирного узла до фиксирующего замка выполнены параллельными друг другу при разложенном положении крыла, стык частей крыла на виде в плане при разложенном положении крыла представляет собой ломаную линию и выполнен от передней кромки поперек крыла до переднего шарнирного узла, далее вдоль лонжеронов частей крыла до фиксирующего замка, затем вновь поперек крыла вдоль
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) торцевых нервюр через второй шарнирный узел до задней кромки крыла.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
PCT/RU2010/000423 2009-07-31 2010-07-29 Самолет со складываемым крылом и устройство складывания крыла самолета WO2011014106A1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009129493/11A RU2403177C1 (ru) 2009-07-31 2009-07-31 Самолет со складываемым крылом и устройство складывания крыла самолета
RU2009129493 2009-07-31

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2011014106A1 true WO2011014106A1 (ru) 2011-02-03

Family

ID=43529549

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2010/000423 WO2011014106A1 (ru) 2009-07-31 2010-07-29 Самолет со складываемым крылом и устройство складывания крыла самолета

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2403177C1 (ru)
WO (1) WO2011014106A1 (ru)

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102602529A (zh) * 2011-12-30 2012-07-25 北京理工大学 折叠式全动平尾机构
WO2013032409A1 (en) * 2011-08-30 2013-03-07 Aeromobil, S.R.O. Transformation method of hybrid transportation vehicle for ground and air, and hybrid transportation vehicle itself
CN107107690A (zh) * 2014-10-08 2017-08-29 航空移动有限公司 用于飞行式运载工具的中央翼板及其控制方法
CN109592034A (zh) * 2019-01-31 2019-04-09 上海交通大学 一种潜水飞机及其机翼收纳方法
CN109649636A (zh) * 2019-01-15 2019-04-19 四川天砺航空科技有限公司 一种基于齿轮传动的机翼折叠展开装置
CN112874758A (zh) * 2021-02-08 2021-06-01 曾昭达 一种膜翼折叠系统及其膜翼飞机
CN114348238A (zh) * 2021-12-23 2022-04-15 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种拉杆式飞机折叠翼梢及其操作方法
CN114394223A (zh) * 2021-12-28 2022-04-26 中国航天空气动力技术研究院 一种无人机机翼折叠机构及无人机
CN114379767B (zh) * 2022-01-14 2023-11-10 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于中大型无人机机翼的双铰链机构及角度指示方法

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2542855C1 (ru) * 2013-08-30 2015-02-27 Сергей Владимирович Игнатьев Устройство складывания крыла и транспортное средство с таким устройством
RU173480U1 (ru) * 2016-10-27 2017-08-29 Общество с ограниченной ответственностью "ПЛАЗ" (ООО "ПЛАЗ") Сборно-разборный беспилотный летательный аппарат блочной конструкции
US10252798B2 (en) 2017-04-27 2019-04-09 Pterodynamics Vertical takeoff and landing airframe
CN114421123B (zh) * 2022-02-15 2023-10-13 长沙天仪空间科技研究院有限公司 一种可二次调整的折展驱动控制系统

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU86966A1 (ru) * 1948-07-09 1949-11-30 Симон Альберт Механизм дл складывани крыла самолета
US5050817A (en) * 1989-10-16 1991-09-24 Miller Harvey R Combined road and aircraft vehicle
WO1994000346A1 (en) * 1992-06-30 1994-01-06 Aktsionernoe Obschestvo 'aviatika' Aeroplane and method of its transforming into parking configuration
RU2183182C1 (ru) * 2000-12-08 2002-06-10 Буданов Станислав Васильевич Устройство для перемещения в воздушной среде

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU86966A1 (ru) * 1948-07-09 1949-11-30 Симон Альберт Механизм дл складывани крыла самолета
US5050817A (en) * 1989-10-16 1991-09-24 Miller Harvey R Combined road and aircraft vehicle
WO1994000346A1 (en) * 1992-06-30 1994-01-06 Aktsionernoe Obschestvo 'aviatika' Aeroplane and method of its transforming into parking configuration
RU2183182C1 (ru) * 2000-12-08 2002-06-10 Буданов Станислав Васильевич Устройство для перемещения в воздушной среде

Cited By (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013032409A1 (en) * 2011-08-30 2013-03-07 Aeromobil, S.R.O. Transformation method of hybrid transportation vehicle for ground and air, and hybrid transportation vehicle itself
EP2977239A1 (en) * 2011-08-30 2016-01-27 Aeromobil S.r.o. Hybrid transportation vehicle for ground and air, and method of transforming such a vehicle
EA025479B1 (ru) * 2011-08-30 2016-12-30 Аэромобиль, С.Р.О. Способ трансформации гибридного транспортного средства для земли и воздуха и само гибридное транспортное средство
US9555681B2 (en) 2011-08-30 2017-01-31 Aeromobil, S.R.O. Transformation method of hybrid transportation vehicle for ground and air, and hybrid transportation vehicle itself
US9815345B2 (en) 2011-08-30 2017-11-14 Aeromobil, S.R.O. Transformation method of hybrid transportation vehicle for ground and air, and hybrid transportation vehicle itself
CN102602529A (zh) * 2011-12-30 2012-07-25 北京理工大学 折叠式全动平尾机构
CN107107690B (zh) * 2014-10-08 2019-10-08 航空移动有限公司 用于飞行式运载工具的中央翼板及其控制方法
CN107107690A (zh) * 2014-10-08 2017-08-29 航空移动有限公司 用于飞行式运载工具的中央翼板及其控制方法
US10611459B2 (en) 2014-10-08 2020-04-07 Aeromobil, S.R.O. Central wing panel for a flying vehicle and method of its control
CN109649636A (zh) * 2019-01-15 2019-04-19 四川天砺航空科技有限公司 一种基于齿轮传动的机翼折叠展开装置
CN109649636B (zh) * 2019-01-15 2021-07-23 四川天砺航空科技有限公司 一种基于齿轮传动的机翼折叠展开装置
CN109592034A (zh) * 2019-01-31 2019-04-09 上海交通大学 一种潜水飞机及其机翼收纳方法
CN109592034B (zh) * 2019-01-31 2023-12-19 上海交通大学 一种潜水飞机及其机翼收纳方法
CN112874758A (zh) * 2021-02-08 2021-06-01 曾昭达 一种膜翼折叠系统及其膜翼飞机
CN112874758B (zh) * 2021-02-08 2023-10-13 曾昭达 一种膜翼飞机
CN114348238A (zh) * 2021-12-23 2022-04-15 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种拉杆式飞机折叠翼梢及其操作方法
CN114348238B (zh) * 2021-12-23 2024-01-16 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种拉杆式飞机折叠翼梢及其操作方法
CN114394223A (zh) * 2021-12-28 2022-04-26 中国航天空气动力技术研究院 一种无人机机翼折叠机构及无人机
CN114379767B (zh) * 2022-01-14 2023-11-10 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于中大型无人机机翼的双铰链机构及角度指示方法

Also Published As

Publication number Publication date
RU2403177C1 (ru) 2010-11-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2403177C1 (ru) Самолет со складываемым крылом и устройство складывания крыла самолета
US11142312B2 (en) Flying vehicle retractable wing hinge and truss
US8162253B2 (en) Convertible vehicle for road, air, and water usage
US6619584B1 (en) Road/air vehicle
US8371520B2 (en) Rapidly convertible hybrid aircraft and manufacturing method
US9908612B2 (en) Fold wing tip having stub spar
EP2857309B1 (en) Swing Wing Tip System, Assembly and Method with Dual Load Path Structure
US4881701A (en) Combination automobile and airplane
US7874512B2 (en) System and method for a flyable and roadable vehicle
US5201478A (en) Airplane efficiency, safety and utilization
RU2687543C2 (ru) Центральная панель крыла для летательного аппарата и способ для ее управления
US20150069178A1 (en) Fuselage-mounted landing gear assembly for use with a low wing aircraft
RU2662311C1 (ru) Трансформируемый самолет-амфибия вертикального взлета и посадки
SK500352017A3 (sk) Spôsob transformácie motorového dopravného prostriedku na transport na zemskom povrchu a vo vzduchu a motorový dopravný prostriedok
US3439890A (en) Folding wing airplane
RU2743310C1 (ru) Трехсредное транспортное средство
CN114746334A (zh) 折叠机翼飞机和机翼折叠装置
US20230007869A1 (en) Electric-propulsion aircraft comprising a central wing and two rotatable lateral wings
US4706907A (en) Aircraft
DE202006017959U1 (de) Verwandlungsflugzeug mit Tragflächentransport-System
RU147931U1 (ru) Складываемый аэроплан
RU2005663C1 (ru) Самолет и способ его преобразования в стояночное положение
RU2791582C1 (ru) Пятнадцатиместное трёхсредное транспортное средство
SK7493Y1 (sk) Centroplán lietajúceho vozidla a spôsob jeho ovládania
Isikveren Design and Optimisation of a 19 Passenger Turbofan Regional Transport

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 10804784

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 10804784

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1