WO2021066681A1 - Rotary-wing aircraft - Google Patents
Rotary-wing aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- WO2021066681A1 WO2021066681A1 PCT/RU2020/050226 RU2020050226W WO2021066681A1 WO 2021066681 A1 WO2021066681 A1 WO 2021066681A1 RU 2020050226 W RU2020050226 W RU 2020050226W WO 2021066681 A1 WO2021066681 A1 WO 2021066681A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- wing
- propeller
- rotary
- tail boom
- wings
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
Abstract
A rotary-wing aircraft comprises: a fuselage including a rotatable tail boom; a front wing and a rear wing, which are fastened to the fuselage; and propulsion units, each comprising a motor and a propeller, wherein the propulsion units are mounted in a tricopter configuration, two propellers being fastened to the ends of the front wing, and one propeller being attached to the tail boom. The front and rear wings are arranged in a tandem configuration and are negatively staggered. The tail boom propeller is mounted on the topside or underside of the tail boom. The result is an improvement in the aerodynamic properties of the aircraft.
Description
Винтокрылый летательный аппарат Rotorcraft
Техническое решение относится к области авиации, в частности, к конструкциям винтокрылов. The technical solution relates to the field of aviation, in particular, to the designs of rotorcraft.
Из уровня техники известны подобные гибридные решения, например, квадплейн, представляющий собой самолет, на который установлены четыре воздушных винта с вертикальной тягой, обеспечивающие только вертикальный полет. Основным недостатком квадплейновой схемы является неустойчивость при боковом и заднем ветре на малых скоростях ввиду высокой парусности крыльев и слабой винтомоторной группы вертикального полета, у которой не хватает мощности парировать изменению воздушной среды. From the prior art, such hybrid solutions are known, for example, a quad-plane, which is an airplane, on which four propellers with vertical thrust are installed, providing only vertical flight. The main disadvantage of the quad-plane scheme is instability with side and rear wind at low speeds due to the high windage of the wings and the weak propeller-driven vertical flight group, which does not have enough power to fend off changes in the air environment.
Известен беспилотный винтокрылый летательный аппарат, содержащий две консоли переднего крыла, каждая из которых включает подвижную и неподвижную части и две консоли заднего крыла. На подвижных частях переднего крыла установлены два винта, оси которых направлены горизонтально, и в хвостовой части установлен один винт с вертикально направленной осью. Основной корпус аппарата вмещает блок управления, блок связи, систему датчиков, GPS-приемник. Патент US на изобретение N° 9709993, МИК В64С39/02; G05D1/00; G05D1/10, опубликован 18.07.2017. Known unmanned rotorcraft containing two consoles of the front wing, each of which includes a movable and fixed parts and two consoles of the rear wing. On the moving parts of the front wing there are two propellers, the axes of which are directed horizontally, and one propeller with a vertically directed axis is installed in the tail part. The main body of the device contains a control unit, a communication unit, a sensor system, and a GPS receiver. US patent for invention N ° 9709993, MIC B64C39 / 02; G05D1 / 00; G05D1 / 10, published 18.07.2017.
Недостатками данного технического решения являются отсутствие функции поворота хвостовой балки (такой аппарат не обладает достаточной маневренностью) и конструкция крыльев, при которой аппарат не обладает достаточно высокими аэродинамическими качествами. The disadvantages of this technical solution are the absence of the function of turning the tail boom (such an apparatus does not have sufficient maneuverability) and the design of the wings, in which the apparatus does not have sufficiently high aerodynamic qualities.
Кроме того, для вертикального взлета аппарата, чтобы все винты приняли вертикальную ось, необходимо повернуть подвижные части крыльев на 90°. Конструкция при этом теряет часть своей подъемной силы. In addition, for vertical takeoff of the vehicle, so that all the propellers take the vertical axis, it is necessary to turn the movable parts of the wings by 90 °. In this case, the structure loses some of its lifting force.
Известно техническое решение, выбранное в качестве ближайшего аналога, представляющее собой летательный аппарат вертикального взлета и
посадки, включающий фюзеляж с хвостовой балкой, винты, подключенные к двигателям, образующие трикоптерную схему. Данный аппарат также включает переднее и заднее крылья, при этом заднее крыло установлено ниже переднего. В аппарате предусмотрены автоматический блок управления винтами для обеспечения маневренности, система обеспечения безопасной посадки. Заявка FR на патент 2830839, МПК: В64С29/00, опубликована 18.04.2003. Known technical solution, selected as the closest analogue, which is a vertical takeoff aircraft and landing, including a fuselage with a tail boom, propellers connected to the engines, forming a tricopter circuit. This unit also includes front and rear fenders, with the rear fender mounted below the front. The device provides an automatic control unit for propellers to ensure maneuverability, a system to ensure a safe landing. Patent application FR 2830839, IPC: B64C29 / 00, published on April 18, 2003.
Отличительными признаками заявляемого решения являются тандемная схема расположения переднего и заднего крыльев, при отрицательном значении выноса крыла. Distinctive features of the proposed solution are the tandem layout of the front and rear wings, with a negative wing offset.
В известном техническом решении, заднее крыло, по габаритам и конструктивно, значительно отличается от переднего и за счет своей конструкции не участвует в создании подъемной силы. Кроме того, оно находится ниже уровня переднего крыла. Такая конструкция крыльев не обеспечивает достаточно высоких аэродинамических показателей. In the known technical solution, the rear wing, in terms of dimensions and design, is significantly different from the front one and, due to its design, does not participate in the creation of lift. In addition, it is located below the level of the front wing. This wing design does not provide sufficiently high aerodynamic performance.
Технический результат заявляемого технического решения проявляется в улучшении аэродинамических свойств аппарата за счет схемы тандемных крыльев, в которой, благодаря размещению переднего крыла ниже уровня заднего, уменьшается взаимное влияние крыльев друг на друга, что обеспечивает увеличение подъемной силы аппарата. The technical result of the proposed technical solution is manifested in the improvement of the aerodynamic properties of the apparatus due to the scheme of tandem wings, in which, due to the placement of the front wing below the level of the rear, the mutual influence of the wings on each other is reduced, which provides an increase in the lifting force of the apparatus.
Технический результат достигается тем, что в винтокрылом летательном аппарате, содержащем фюзеляж, включающий хвостовую балку, выполненную поворотной, переднее и заднее крылья, закрепленные на фюзеляже, винтомоторные группы, каждая из которых включает мотор и воздушный винт, установленные в трикоптерной конфигурации, при этом два воздушных винта закреплены на концах переднего крыла, один воздушный винт закреплен на хвостовой балке, переднее и заднее крылья выполнены по тандемной схеме, при этом значение выноса крыла является отрицательным.
Вынос крыла может быть равен от -90% до -400% от средней аэродинамической хорды. Угол установки переднего и заднего крыльев может быть равен от 2° до 10°. Удлинение переднего крыла может быть равно не менее 3, удлинение заднего крыла может быть равно не менее 4. Угол выкоса моторов винтомоторной группы переднего крыла может быть равен от 10° до 45°. Воздушный винт может быть установлен на хвостовой балке сверху или снизу от нее. The technical result is achieved by the fact that in a rotary-wing aircraft containing a fuselage, including a tail boom made of a rotary, front and rear wings fixed on the fuselage, propeller groups, each of which includes a motor and a propeller installed in a tricopter configuration, with two the propellers are fixed at the ends of the front wing, one propeller is fixed on the tail boom, the front and rear wings are made in a tandem scheme, with the wing offset being negative. The wing extension can be from -90% to -400% of the mean aerodynamic chord. The installation angle of the front and rear fenders can be from 2 ° to 10 °. The aspect ratio of the front wing may be at least 3, the aspect ratio of the rear wing may be not less than 4. The angle of skew of the motors of the propeller-driven group of the front wing may be from 10 ° to 45 °. The propeller can be mounted on the tail boom above or below it.
В целях описания заявляемого технического решения использованы следующее определения. In order to describe the proposed technical solution, the following definitions are used.
Винтомоторная группа - воздушный винт, установленный на оси вращения мотора и приводимый в действие путем вращения оси мотора. Propeller-driven group - a propeller mounted on the axis of rotation of the motor and driven by the rotation of the axis of the motor.
Тандемная схема крыльев - схема, при которой два крыла, предназначенных для создания подъемной силы, расположены одно за другим и разнесены по высоте фюзеляжа. Tandem wing scheme - a scheme in which two wings, designed to create lift, are located one after the other and spaced apart along the height of the fuselage.
Трикоптерная конфигурация - конфигурация летательного аппарата, который выполняет полёт и маневрирование в воздухе с помощью трех несущих винтов, каждый из которых приводится в движение отдельным мотором (двигателем). Tricopter configuration - a configuration of an aircraft that performs flight and maneuvering in the air using three rotors, each of which is driven by a separate motor (engine).
Несущий винт воздушный винт с вертикальной осью вращения, либо с осью вращения, приближенной к вертикали (с отклонением на угол, не превышающий 45°), обеспечивающий подъёмную силу винтокрылому летательному аппарату, позволяющий выполнять управляемый горизонтальный и вертикальный полёт и совершать вертикальный взлёт и посадку. The main rotor is a propeller with a vertical axis of rotation, or with an axis of rotation close to the vertical (with a deviation by an angle not exceeding 45 °), providing lift to the rotorcraft, allowing controlled horizontal and vertical flight and vertical takeoff and landing.
Вынос крыла - размещение одного крыла перед другим. Вынос крыла считается положительным, когда верхнее крыло находится впереди, и отрицательным, когда вперед выступает нижнее крыло. Вынос крыла
измеряется в процентах САХ (средняя аэродинамическая хорда), выступающего вперед крыла. Wing out - placing one wing in front of the other. The wing is considered positive when the upper wing is in front and negative when the lower wing is protruding forward. Stagger measured as a percentage of the MAC (mean aerodynamic chord) of the forward wing.
Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) - хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки. The average aerodynamic chord of a wing (MAR) is a chord of such a rectangular wing, which has the same area as the given wing, the magnitude of the total aerodynamic force and the position of the center of pressure (CP) at equal angles of attack.
Центральная хорда крыла - хорда крыла в базовой плоскости летательного аппарата. Wing central chord - the wing chord in the base plane of the aircraft.
Базовая: плоскость аппарата - плоскость базовой системы координат· летательного аппарата, относительно которой большинство элементов летательного аппарата расположено симметрично слева и справа. Basic: plane of the vehicle - the plane of the basic coordinate system of the aircraft, relative to which most of the elements of the aircraft are located symmetrically to the left and right.
Угол установки крыла - угол между центральной хордой крыла и базовой осью летательного аппарата. Wing angle - the angle between the central chord of the wing and the base axis of the aircraft.
Удлинение крыла - отношение размаха крыла к его средней аэродинамической хорде. Wing aspect ratio is the ratio of the wingspan to its mean aerodynamic chord.
Угол выкоса мотора - угол продольного наклона оси мотора (совпадает с осью воздушного винта), относительно вертикали. Motor skew angle - the angle of the longitudinal tilt of the motor axis (coincides with the axis of the propeller), relative to the vertical.
Винтокрылые летательные аппараты, являясь гибридами коптеров и самолетов, сочетают в себе преимущества и тех, и других. Имеют возможность зависать над объектом, маневренны в полете, при этом имеют большую дальность, по сравнению с коптерами. Rotary-wing aircraft, being hybrids of copters and aircraft, combine the advantages of both. They have the ability to hover over an object, are maneuverable in flight, while having a greater range compared to copters.
Переднее и заднее крылья, расположенные по тандемной схеме, способствуют достижению оптимальных аэродинамических параметров, позволяют получить большую площадь несущей поверхности. Преимуществом тандемных крыльев по сравнению с не тандемными крыльями (обычным бипланом) является сниженное взаимное влияние крыльев друг на друга (снижение негативного перераспределения давления воздушного потока и влияния спутного потока с переднего крыла на заднее,
которое снижает подъемную силу задних крыльев). В результате, подъёмная сила, действующая на аппарат существенно выше, а аэродинамическое сопротивление существенно ниже, по сравнению с бипланом. Благодаря поворотной хвостовой балке, аппарат может выполнять повороты и маневрирование в полете по дуге с малым радиусным расстоянием за счет изменения вектора тяги хвостового воздушного винта. The front and rear fenders, located in tandem configuration, contribute to the achievement of optimal aerodynamic parameters, allowing a large bearing surface area to be obtained. The advantage of tandem wings in comparison with non-tandem wings (conventional biplane) is the reduced mutual influence of the wings on each other (reduction of the negative redistribution of air flow pressure and the influence of the concurrent flow from the front wing to the rear, which reduces the lift of the rear fenders). As a result, the lifting force acting on the vehicle is significantly higher, and the aerodynamic drag is significantly lower than in a biplane. Thanks to the rotatable tail boom, the vehicle can perform turns and maneuvering in flight along an arc with a short radius distance by changing the thrust vector of the tail rotor.
При отрицательном выносе крыла, то есть когда переднее крыло размещено ниже уровня заднего, обеспечивается уменьшение взаимного влияния крыльев друг на друга, минимизация интерференции набегающего на заднее крыло потока и спутного потока переднего крыла. Экспериментально установлено, что оптимальные и допустимые значения этого показателя находятся в диапазоне от -90% до -400%. В модели конструкции с выносом крыла, равном ниже предела -90% возникла интерференция, которая привела к ухудшению аэродинамических качеств аппарата, при этом вынос крыла выше предела -400% привел к необоснованному превышению длины фюзеляжа перед размахом крыла, и как следствие, к утяжелению аппарата и к ухудшению его аэродинамических характеристик. При выносе крыла в -115% летательный аппарат показал стабильный полет на летных испытаниях. Угол установки переднего и заднего крыла, равный от 2° до 10°, обеспечивает достижение максимального аэродинамического качества переднего и заднего крыла, соответственно, на скоростях, близких к крейсерской. Экспериментально установлено, что угол установки любого из крыльев менее 2° приведет к недостатку подъемной силы аппарата, при этом увеличение этого угла до более чем 10° станет причиной большого лобового сопротивления летательного аппарата и срыва потока с крыла. With a negative wing offset, that is, when the front wing is located below the level of the rear wing, the mutual influence of the wings on each other is reduced, and the interference of the flow running on the rear wing and the concurrent flow of the front wing is minimized. It has been experimentally established that the optimal and permissible values of this indicator are in the range from -90% to -400%. In the design model with a wing extension below the -90% limit, interference arose, which led to a deterioration in the aerodynamic qualities of the aircraft, while the wing extension above the -400% limit led to an unreasonable excess of the fuselage length before the wing span, and, as a consequence, to the weight of the aircraft and to the deterioration of its aerodynamic characteristics. With a wing extension of -115%, the aircraft showed a stable flight during flight tests. The angle of installation of the front and rear wings, equal to 2 ° to 10 °, ensures the achievement of the maximum aerodynamic quality of the front and rear wings, respectively, at speeds close to cruising. It has been experimentally established that the angle of installation of any of the wings less than 2 ° will lead to a lack of lift of the vehicle, while an increase in this angle to more than 10 ° will cause a large drag of the aircraft and stall flow from the wing.
Значение удлинения переднего крыла не менее 3, а заднего не менее 4, способствует уменьшению индуктивного сопротивления, а также обеспечивает оптимальный размер концевых хорд переднего крыла, для
установки кронштейнов двигателей. Важным в конструкции аппарата является угол выкоса моторов переднего крыла. Нахождение его показателя в пределах от 10° до 45°, позволяет достичь оптимальных аэродинамических характеристик аппарата. Экспериментально установлено, что угол установки воздушного винта менее 10° приводит к недостаточной горизонтальной тяге аппарата, а более 45° приводит к ухудшению эффективности воздушного винта, связанном с увеличением влияния набегающего потока. The elongation value of the front wing is not less than 3, and that of the rear wing is not less than 4, helps to reduce the inductive resistance, and also provides the optimal size of the end chords of the front wing, for installation of engine brackets. An important aspect in the design of the vehicle is the miter angle of the front wing motors. Finding its indicator in the range from 10 ° to 45 °, allows you to achieve optimal aerodynamic characteristics of the device. It has been experimentally established that an angle of installation of the propeller less than 10 ° leads to insufficient horizontal thrust of the apparatus, and more than 45 ° leads to a deterioration in the efficiency of the propeller, associated with an increase in the influence of the incoming flow.
Трикоптерная схема винтов в сочетании с тандемным расположением крыльев с выкосом моторов в заявленном диапазоне позволяет выполнять вертикальный взлет и посадку аппарата, зависание на месте, а также горизонтальный полет на крыльях, создавая горизонтальную проекцию вектора тяги за счет выкоса оси воздушных винтов вперед, что не требует наличия дополнительных горизонтальных толкающих либо тянущих воздушных винтов, а также механического поворота винтов, крыльев или гондол, не требует наличия автомата перекоса. The tricopter propeller configuration in combination with the tandem arrangement of the wings with the motors tilting in the declared range allows the aircraft to take off and land vertically, hover in place, as well as horizontal flight on the wings, creating a horizontal projection of the thrust vector due to the propeller axis tilting forward, which does not require the presence of additional horizontal pushing or pulling propellers, as well as mechanical rotation of propellers, wings or nacelles, does not require a swash plate.
Установка воздушного винта на хвостовой балке сверху от нее дает большую безопасность воздушного винта при взлете и посадке за счет того, что снижается риск контакта винта с окружающими предметами. Установка воздушного винта на хвостовой балке снизу от нее дает большую подъемную силу, по причине отсутствия экранирования отбрасываемого винтом потока самой балкой. The installation of the propeller on the tail boom from above it provides greater safety of the propeller during takeoff and landing due to the fact that the risk of contact of the propeller with surrounding objects is reduced. The installation of the propeller on the tail boom below it gives a large lifting force, due to the lack of shielding of the propeller flux by the boom itself.
Заявляемое техническое решение далее поясняется с помощью фигур, на которых условно представлен один из возможных вариантов исполнения винтокрылого летательного аппарата. The claimed technical solution is further explained with the help of figures, which conditionally represent one of the possible versions of the rotorcraft.
На фиг. 1 представлен вид винтокрылого летательного аппарата сверху.FIG. 1 shows a top view of a rotorcraft.
На фиг. 2 представлен боковой вид винтокрылого летательного аппарата.
На фиг. 3 представлен вид переднего крыла винтокрылого летательного аппарата в плане. FIG. 2 shows a side view of a rotorcraft. FIG. 3 is a plan view of the front wing of a rotorcraft.
На фиг. 4 представлен вид заднего крыла винтокрылого летательного аппарата в плане. FIG. 4 is a plan view of the rear wing of a rotorcraft.
На фиг. 1-4 изображен винтокрылый летательный аппарат (1), содержащий фюзеляж (2), хвостовую балку (3), переднее крыло (4) и заднее крыло (5), закрепленные на фюзеляже (2), два воздушных винта (6) винтомоторных групп переднего крыла (4), один воздушный винт (7) винтомоторной группы хвостовой балки (3). FIG. 1-4 shows a rotorcraft (1), containing a fuselage (2), a tail boom (3), a front wing (4) and a rear wing (5), mounted on the fuselage (2), two propellers (6) of propeller-driven groups front wing (4), one propeller (7) of the rotor group of the tail boom (3).
На фигурах отмечены характеристики винтокрылого летательного аппарата (1): The figures show the characteristics of the rotorcraft (1):
- вынос крыла - Т; - wing extension - T;
- угол установки переднего крыла (4) - Штк.; - угол установки заднего крыла (5) - (Хз.к.; - angle of installation of the front wing (4) - pcs.; - angle of installation of the rear wing (5) - (Xz.k .;
- размах переднего крыла (4) - Ьп.к.; - the span of the front wing (4) - bpc;
- средняя хорда переднего крыла (4) - bp.k ; - the middle chord of the front wing (4) - bp.k;
- размах заднего крыла (5) - Ьз.к.; - the span of the hind wing (5) - bz.k .;
- средняя хорда заднего крыла (5) - b3.k.; - угол выкоса переднего мотора (6) - (Хд; - the middle chord of the hind wing (5) - b3.k .; - angle of inclination of the front motor (6) - (Xd;
- угол выкоса заднего мотора (7) - (Хз.д. - angle of slope of the rear motor (7) - (Xz.d.
Далее со ссылками на фигуры описана конструкция винтокрылого летательного аппарата (1).
Винтокрылый летательный аппарат (1) содержит фюзеляж (2), хвостовую балку (3), переднее (4) и заднее (5) крылья, закрепленные на фюзеляже (2). На концах переднего крыла (4) установлены воздушные винтыNext, with reference to the figures, the structure of the rotary-wing aircraft (1) is described. The rotorcraft (1) contains a fuselage (2), a tail boom (3), front (4) and rear (5) wings, fixed to the fuselage (2). Propellers are installed at the ends of the front wing (4)
(6). На поворотной хвостовой балке (3) установлен воздушный винт (7). При этом воздушные винты (6) и (7) установлены в трикоптерной конфигурации. (6). An air propeller (7) is installed on the rotary tail boom (3). In this case, the propellers (6) and (7) are installed in a tricopter configuration.
Крылья (4) и (5) аппарата (1) выполнены по тандемной схеме, при этом переднее крыло (4) расположено ниже заднего крыла (5), то есть вынос крыла отрицателен и равен от -90% до -400%. Предпочтительной является конструкция с выносом крыла, равным -109%. The wings (4) and (5) of the apparatus (1) are made according to a tandem scheme, while the front wing (4) is located below the rear wing (5), that is, the wing extension is negative and is equal to -90% to -400%. A design with a wing overhang of -109% is preferred.
Угол (Хп.к. установки переднего крыла (4) заявляемого аппарата (1) равен от 2 до 10°. Такой же диапазон имеет угол (Хз.к. установки заднего крыла (5). В преимущественном варианте, угол (Хп.к установки переднего крыла (4) равен 4.8°, угол (Хз.к. установки заднего крыла (5) равен 4°. The angle (Hp.c. installation of the front wing (4) of the inventive device (1) is from 2 to 10 °. The same range has the angle (Xz.c. installation of the rear wing (5). In the preferred embodiment, the angle (Xp.k the installation of the front wing (4) is 4.8 °, the angle (Xz.c. of the installation of the rear wing (5) is 4 °.
Удлинение переднего крыла (4), то есть, отношение размаха LTI. K. переднего крыла (4) к средней хорде bp.k. переднего крыла (4) не менее 3. Удлинение заднего крыла (5), соответственно, не менее 4. Углы (Хд, (Хз.д. продольных наклонов осей воздушных винтов (6), (7) относительно вертикали равны от 10° до 45°. Оптимальна конструкция аппарата с углами (Хд, (Хз.д. продольных наклонов осей воздушных винтов (6),The aspect ratio of the front wing (4), that is, the span ratio LTI. K. fore wing (4) to the middle chord bp.k. front wing (4) not less than 3. Elongation of the rear wing (5), respectively, not less than 4. Angles (Xd, (Xz.d. longitudinal inclination of the propeller axes (6), (7) relative to the vertical are equal from 10 ° to 45 °. The design of the apparatus with angles (Xd, (Xz.d. longitudinal inclination of the propeller axes (6),
(7) относительно вертикали, равными 15°. (7) relative to the vertical, equal to 15 °.
Винтокрылый летательный аппарат (1) может также включать шасси и средства крепления полезной нагрузки, такой как камера, тепловизор и т. д. The rotorcraft (1) may also include landing gear and payload attachments such as a camera, thermal imager, etc.
Все заявляемые параметры и характеристики аппарата (1) были установлены экспериментальным и теоретическим методами. Допустимые пределы выбраны исходя из условия достижений наилучших аэродинамических характеристик при сохранении общих конструктивных
особенностей (трикоптерная конфигурация воздушных винтов (6), (7) в совокупности с тандемной схемой крыльев (4) и (5)). Установленные необходимые данные занесены в Таблицу 1. All the claimed parameters and characteristics of the apparatus (1) were established by experimental and theoretical methods. The permissible limits are selected based on the conditions for achieving the best aerodynamic characteristics while maintaining the general design features (tricopter configuration of propellers (6), (7) in conjunction with tandem wings (4) and (5)). The established required data are listed in Table 1.
Таблица 1
Table 1
Один из предпочтительных вариантов использования заявленного винтокрылого летательного аппарата (1) продемонстрирован далее на примере. One of the preferred options for using the claimed rotary-wing aircraft (1) is shown below by way of example.
Аппарат (1) может использоваться в промышленности для аэрофото- и видеосъемки, тепловизионной съемки с воздуха в качестве беспилотного летательного аппарата. С его помощью можно проводить мониторинг территорий и рабочих процессов, диагностировать состояние объектов инфраструктуры и промышленности: зданий и сооружений, трубопроводов, ЛЭП, дорог, техники и т.д. The device (1) can be used in industry for aerial photography and video filming, thermal imaging from the air as an unmanned aerial vehicle. It can be used to monitor territories and work processes, diagnose the state of infrastructure and industrial facilities: buildings and structures, pipelines, power lines, roads, equipment, etc.
Благодаря вертикальному взлету и посадке аппарату (1) не требуются специальная площадка или устройство для взлета, достаточно площадки 2 кв. м. Возможность зависать над точкой помогает рассмотреть объект более детально. Маневренность позволяет летать в ограниченном пространстве и не тратить заряд на дополнительные расстояния в разворотах. Дальность полета
аппарата позволяет совершать облеты больших территорий и протяженных объектов. В горизонтальном полете аппарат (1) наклоняется вперед, чтобы угол между плоскостью вращения воздушных винтов (6), (7) и вектором скорости становился больше. Так воздушные винты (6), (7) создают горизонтальную проекцию тяги и аппарат (1) летит горизонтально. Due to vertical take-off and landing, the vehicle (1) does not require a special platform or device for take-off, a 2 square meter area is sufficient. m. The ability to hover over a point helps to examine the object in more detail. Maneuverability allows you to fly in tight spaces and not waste charge for extra distances in turns. Range of flight the device allows you to fly over large areas and extended objects. In horizontal flight, the vehicle (1) tilts forward so that the angle between the plane of rotation of the propellers (6), (7) and the velocity vector becomes greater. So the propellers (6), (7) create a horizontal projection of thrust and the apparatus (1) flies horizontally.
При этом сопротивление набегающих потоков на заднее крыло (5) минимизировано за счет его расположения, выше уровня переднего крыла (4). At the same time, the resistance of the incoming flows on the rear wing (5) is minimized due to its location, above the level of the front wing (4).
С помощью вращения хвостовой балки (3), аппарат (1) выполняет повороты и маневрирование в полете. За счет увеличения или снижения скорости вращения винтов (6) и (7) относительно друг друга, аппарат (1) изменяет угол тангажа. Представленные фигуры, описание конструкции и использования винтокрылого летательного аппарата не исчерпывают возможные варианты исполнения и не ограничивают каким-либо образом объем заявляемого технического решения. Возможны иные варианты исполнения и использования в объеме заявляемой формулы. В зависимости от назначения, винтокрылый летательный аппарат (1) может быть изготовлен разных размеров, цветов и конфигураций. By rotating the tail boom (3), the vehicle (1) makes turns and maneuvers in flight. By increasing or decreasing the speed of rotation of the screws (6) and (7) relative to each other, the apparatus (1) changes the pitch angle. The presented figures, description of the design and use of the rotary-wing aircraft do not exhaust the possible variants of execution and do not in any way limit the scope of the proposed technical solution. Other variants of execution and use are possible within the scope of the claimed formula. Depending on the purpose, the rotorcraft (1) can be manufactured in different sizes, colors and configurations.
Винтокрылый летательный аппарат имеет по параметрам минимальную шумность, минимальные электромагнитные наводки, относительную простоту расположения высокочастотных элементов за счет заднего крыла, не имеющего силовых токоведущих элементов. Так же упрощается оптимизация под различные схемы работы аэродинамических плоскостей и повышается доступность вариаций конструктивно -силовых схем агрегатов. Заявляемая трикоптерная аэродинамическая схема винтокрылого летательного аппарата с неподвижными тандемными крыльями является наиболее оптимальной для
260 использования в проекте гибридного летательного аппарата при переходном и гибридном режимах.
The rotorcraft has a minimum noise, minimum electromagnetic interference, relative simplicity of the arrangement of high-frequency elements due to the rear wing, which does not have power current-carrying elements. It also simplifies optimization for various schemes of the operation of aerodynamic planes and increases the availability of variations in the structural and power schemes of units. The claimed tricopter aerodynamic design of a rotorcraft with fixed tandem wings is the most optimal for 260 use in the project of a hybrid aircraft in transient and hybrid modes.
Claims
1. Винтокрылый летательный аппарат, содержащий фюзеляж, включающий хвостовую балку, выполненную поворотной, переднее и заднее крылья, закрепленные на фюзеляже, винтомоторные группы, каждая из которых включает мотор и воздушный винт, установленные в трикоптерной конфигурации, при этом два воздушных винта закреплены на концах переднего крыла, один воздушный винт закреплен на хвостовой балке, отличающийся тем, что переднее и заднее крылья выполнены по тандемной схеме, при этом значение выноса крыла является отрицательным. 1. Rotary-wing aircraft containing a fuselage, including a tail boom made of a rotary, front and rear wings, mounted on the fuselage, propeller groups, each of which includes a motor and a propeller mounted in a tricopter configuration, with two propellers fixed at the ends front wing, one propeller is fixed on the tail boom, characterized in that the front and rear wings are made in a tandem scheme, while the wing offset value is negative.
2. Винтокрылый летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что вынос крыльев равен от -90% до -400% от средней аэродинамической хорды. 2. Rotary-wing aircraft according to claim 1, characterized in that the wing extension is from -90% to -400% of the average aerodynamic chord.
3. Винтокрылый летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что угол установки переднего и заднего крыльев равен от 2° до 10°. 3. Rotary-wing aircraft according to claim. 1, characterized in that the angle of installation of the front and rear wings is from 2 ° to 10 °.
4. Винтокрылый летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что удлинение переднего крыла равно не менее 3, удлинение заднего крыла не менее 4. 4. Rotary-wing aircraft according to claim 1, characterized in that the aspect ratio of the front wing is not less than 3, the aspect ratio of the rear wing is not less than 4.
5. Винтокрылый летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что угол выкоса моторов винтомоторных групп переднего крыла равен от 10° до5. Rotary-wing aircraft according to claim 1, characterized in that the angle of slope of the motors of the propeller-driven groups of the front wing is from 10 ° to
45°. 45 °.
6. Винтокрылый летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что воздушный винт хвостовой балки установлен сверху. 6. Rotary-wing aircraft according to claim 1, characterized in that the tail boom propeller is mounted on top.
7. Винтокрылый летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что воздушный винт хвостовой балки установлен снизу.
7. Rotary-wing aircraft according to claim. 1, characterized in that the tail boom propeller is installed from below.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019130666A RU2720746C1 (en) | 2019-09-30 | 2019-09-30 | Rotorcraft |
| RU2019130666 | 2019-09-30 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2021066681A1 true WO2021066681A1 (en) | 2021-04-08 |
Family
ID=70735449
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2020/050226 WO2021066681A1 (en) | 2019-09-30 | 2020-09-14 | Rotary-wing aircraft |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2720746C1 (en) |
| WO (1) | WO2021066681A1 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2771195C1 (en) * | 2021-12-17 | 2022-04-28 | Кирилл Николаевич Яковченко | Rotary-wing unmanned aerial vehicle of tandem scheme |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2830839A1 (en) * | 2001-10-12 | 2003-04-18 | Jean Joseph Picq | Vertical take off and landing aircraft has three propellers mounted at wing tips and on tail respectively |
| RU152795U1 (en) * | 2015-01-28 | 2015-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научно-исследовательский институт прикладных проблем" (ФГУП "ГосНИИПП) | AIRCRAFT |
| US20150344134A1 (en) * | 2014-06-03 | 2015-12-03 | Juan Gabriel Cruz Ayoroa | High Performance VTOL Aircraft |
| US20170369161A1 (en) * | 2016-06-28 | 2017-12-28 | Saeid A. ALZAHRANI | Multi-mode aerial vehicle |
| CN107697279A (en) * | 2017-10-16 | 2018-02-16 | 江富余 | Vert afterbody high-speed helicopter |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20180297695A1 (en) * | 2015-10-16 | 2018-10-18 | 4Front Robotics Ltd. | Rotary wing aircraft |
| RU2656957C1 (en) * | 2017-05-22 | 2018-06-07 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Калмыцкий государственный университет имени Б.Б. Городовикова" | Triple-screw convertiplane |
-
2019
- 2019-09-30 RU RU2019130666A patent/RU2720746C1/en active
-
2020
- 2020-09-14 WO PCT/RU2020/050226 patent/WO2021066681A1/en active Application Filing
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2830839A1 (en) * | 2001-10-12 | 2003-04-18 | Jean Joseph Picq | Vertical take off and landing aircraft has three propellers mounted at wing tips and on tail respectively |
| US20150344134A1 (en) * | 2014-06-03 | 2015-12-03 | Juan Gabriel Cruz Ayoroa | High Performance VTOL Aircraft |
| RU152795U1 (en) * | 2015-01-28 | 2015-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научно-исследовательский институт прикладных проблем" (ФГУП "ГосНИИПП) | AIRCRAFT |
| US20170369161A1 (en) * | 2016-06-28 | 2017-12-28 | Saeid A. ALZAHRANI | Multi-mode aerial vehicle |
| CN107697279A (en) * | 2017-10-16 | 2018-02-16 | 江富余 | Vert afterbody high-speed helicopter |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2720746C1 (en) | 2020-05-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN111619785B (en) | Multi-rotor aircraft suitable for vertical take-off and landing | |
| CN107639984B (en) | Sea, land, air and water amphibious four-purpose tilting three-rotor unmanned aerial vehicle capable of taking off and landing vertically | |
| RU2670356C2 (en) | Aircraft capable of vertical take-off | |
| EP3098161B1 (en) | Vertical take-off aircraft | |
| US9499266B1 (en) | Five-wing aircraft to permit smooth transitions between vertical and horizontal flight | |
| EP2902319B1 (en) | Unmanned aerial vehicle | |
| US5145129A (en) | Unmanned boom/canard propeller v/stol aircraft | |
| US20060113425A1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft with adjustable center-of-gravity position | |
| CN202728574U (en) | Composite aircraft with fixed wing and electric multiple propellers combined and with helicopter function | |
| RU2682756C1 (en) | Convertible plane | |
| EP3299280B1 (en) | Foldable aircraft with anhedral stabilizing wings | |
| JP7104427B2 (en) | Winged drone | |
| WO2017042291A1 (en) | Aircraft for transport and delivery of payloads | |
| EP0533915B1 (en) | Rotor flap apparatus and method | |
| US11407506B2 (en) | Airplane with tandem roto-stabilizers | |
| RU2017143420A (en) | Unmanned aerial vehicle vertical takeoff and landing | |
| WO2021066681A1 (en) | Rotary-wing aircraft | |
| US20200387170A1 (en) | System and method for enhanced altitude control of an autogyro | |
| EP0960812A1 (en) | Vertical/short take-off and landing (V/STOL) air vehicle capable of providing high speed horizontal flight | |
| JP6027939B2 (en) | airplane | |
| RU2771195C1 (en) | Rotary-wing unmanned aerial vehicle of tandem scheme | |
| US20240002078A1 (en) | Rotorcraft | |
| KR101697681B1 (en) | Fixed Rotor type dron | |
| RU2579235C1 (en) | Light convertible high-speed helicopter | |
| CN113443138A (en) | Vertical take-off and landing capability aircraft with inclined propellers |
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: 20870739 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: 20870739 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |