WO2021177862A1 - Самолет вертикального взлета и посадки - Google Patents

Самолет вертикального взлета и посадки Download PDF

Info

Publication number
WO2021177862A1
WO2021177862A1 PCT/RU2021/050054 RU2021050054W WO2021177862A1 WO 2021177862 A1 WO2021177862 A1 WO 2021177862A1 RU 2021050054 W RU2021050054 W RU 2021050054W WO 2021177862 A1 WO2021177862 A1 WO 2021177862A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fuselage
lifting power
rotation
landing
aircraft
Prior art date
Application number
PCT/RU2021/050054
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Эллина Владимировна ЗИМЕНСКАЯ
Original Assignee
Общество С Ограниченной Ответственностью "Авиастроительная Компания "Техноветер"
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 "Авиастроительная Компания "Техноветер" filed Critical Общество С Ограниченной Ответственностью "Авиастроительная Компания "Техноветер"
Priority to CN202180033198.1A priority Critical patent/CN115515853A/zh
Publication of WO2021177862A1 publication Critical patent/WO2021177862A1/ru

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
    • B64C27/30—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with provision for reducing drag of inoperative rotor

Definitions

  • the invention relates to the field of aviation, in particular to the structures of vertical take-off and landing aircraft.
  • the invention can be used in all areas of traditional use of aircraft, helicopters, convertiplanes, unmanned aerial vehicles.
  • VTOL Known aircraft vertical takeoff and landing
  • VTOL Patent RU N ° 2682756 C1, IPC ⁇ 64 ⁇ 37 / 00 - 03/21/2019, Bul. N ° 9, "Convertible”
  • a fuselage a pair of wings: front and rear, power plants, containing engines and propellers, landing gear, pylons made with the possibility of rotation, two lifting power units located on pylons with two degrees of freedom at the pitch and yaw angles on the sides of the fuselage, with the possibility of fixing the position and retracted during horizontal flight forward or backward into niches fuselage.
  • the propulsion system is located on a pylon with one degree of freedom in pitch angle, with the ability to fix the position, or fixed, in the forward or aft parts of the fuselage.
  • the vertical take-off and landing aircraft is statically unstable in the take-off and landing mode in the event of failure of the sustainer power plant or for the case when the sustainer power plant is located fixed; high technical complexity and weight of the sustainer power plant pylon due to the possibility of rotation of the sustainer power plant along the pitch angle of this pylon; when using internal combustion engines (piston or air-reactive) in a cruise power plant, due to the low throttle response of these engines and nonlinear transfer functions, it becomes necessary to use a variable pitch propeller or an adjustable nozzle in the cruise power plant, which significantly increases the technical complexity of the control system, and also adds empty weight, reduces aerodynamic quality in level flight, reduces reliability and increases the technical complexity of the cruise power plant. If the propulsion system is located on the fuselage and on the trailing edge of the keel-pylon, there is a high probability of ground damage to the sustainer propulsion system during takeoff and landing.
  • a vertical take-off and landing aircraft (Patent RU 2700154 C1, IPC ⁇ 64 ⁇ 37 / 00 - 09/12/2019, Bul. N ° 26, "Vertical take-off and landing aircraft"), containing fuselage, keel, a pair of wings: front and rear, two lifting power units located on the sides of the fuselage with two axes of rotation and with the ability to fix the position of the pylons, cruise power plant.
  • the axes of rotation of the pylons of the lifting power plants in the yaw angle are inclined relative to the associated coordinate system and are made with the possibility of laying the lifting power plants in the niches of the fuselage.
  • the axes of rotation of the lifting power plants in pitch angle are inclined relative to the pylons with the ability to rotate the lifting power plants in the takeoff and landing flight mode along the pitch angle.
  • the lifting power plant is made with the possibility of folding into the fuselage niche of the pylon, by joint rotation relative to both pylon pivot axes, and the lifting power plants are turned downward with the screws.
  • the propellers are fixed during the retraction of the lifting power units into the fuselage niche. This achieves high reliability of lifting power plants into the fuselage during horizontal flight. This patent is accepted as a prototype.
  • the disadvantages of this vertical take-off and landing aircraft are: irrational laying of the lifting power units in the fuselage, as a result, a large internal volume of the fuselage is occupied by niches intended for folding the lifting power units in horizontal flight, as a result, a large midsection of the fuselage, high fuselage weight and its resistance , as a result, we get a decrease in the range and duration of the flight; non-use of the cruise power plant in take-off and landing modes, as a result of a decrease in take-off weight, which ultimately leads to a decrease in the payload, as well as a decrease in the range and duration of the flight; insecurity of the cruise power plant from the impact of the earth, as a result, low reliability of the aircraft with vertical take-off and landing.
  • the objective of the claimed invention is to create a vertical take-off and landing aircraft designed for transportation, reliable, simple design, balanced in all flight modes, capable of horizontal flight, vertical take-off - landing and hovering in one place.
  • the utility of the declared vertical take-off and landing aircraft lies in the possibility of take-off and landing with a minimum area of the site and in reducing the transportation time due to the ability to deliver the target load as close as possible to the consumer.
  • the technical result of the claimed invention is to reduce the weight of an empty vertical take-off and landing aircraft, reduce drag, increase fuel and payload, increase the range and duration of the flight. vertical takeoff and landing aircraft, as well as increasing the reliability of vertical takeoff and landing aircraft.
  • a vertical take-off and landing aircraft comprising a fuselage, at least one keel, a pair of wings: front and rear, at least one propulsion power plant, two lifting power plants with propellers located on made on the sides of the fuselage with two axes of rotation and with the possibility of fixing the position of the pylons, while the axes of rotation of the pylons of the lifting power plants in the yaw angle are inclined relative to the associated coordinate system and are made with the possibility of laying the lifting power plants in the niche of the fuselage, and the axes of rotation of the lifting power plants are inclined relative to the pylons with the ability to rotate the lifting power plants in the takeoff and landing mode of flight along the pitch angle of the associated coordinate system, the peculiarity is that the axes of rotation of the lifting power plants in the takeoff and landing mode of flight, in the projection onto the plane of symmetry of the aircraft vertical take-off and landing, are located in the area of the center of gravity
  • the lifting power plants are made on the basis of an electric motor, or on the basis of a piston internal combustion engine, or on the basis of an air-jet engine, with folding propellers of a fixed or variable pitch.
  • the clamps of the propellers of the lifting power plants are made with the possibility of fixing in three positions: free rotation of the propeller, fixation of rotation in one direction and full fixation.
  • the propeller propeller of the lifting power plant is fixed by turning the switched off lifting power plant to a position at which the plane of rotation of the propellers crosses the stop of the lock, the subsequent rotation of the propeller shaft and the laying of the propeller blade on the stop of the lock, while the other blade or is made free, or made with the possibility of fixing with a latch, after that, by turning about both pivot axes, the lifting power plant is finally folded into the fuselage niche.
  • the cruise power plants are made on the basis of an electric motor, or on the basis of a piston internal combustion engine, or on the basis of an air-jet engine, with or without propellers, while the propellers are made in one piece or folding, variable or fixed pitch , with or without annular diffuser.
  • the cruise power plants are located in the nose of the fuselage, or are located on the wings.
  • the advantage provided by the above set of features is the improvement of the aerodynamic characteristics of the declared vertical take-off and landing aircraft, due to a more compact stacking of the propeller blades of lifting power plants, and, accordingly, a decrease in the size of the niche intended for cleaning lifting power plants and, as a consequence, a decrease in the fuselage midsection and an increase in aerodynamic quality of vertical take-off and landing aircraft in horizontal flight, this leads to an increase in the range and duration of the flight.
  • the fuel reserves and the size of the payload increase, due to the use of the main engine in the take-off and landing mode of flight, as a result, the cost of transporting goods decreases and the range and duration of the flight increase.
  • the reliability of the vertical takeoff and landing aircraft increases, due to the location of the cruise power plants in more protected places and the elimination of the interaction of propellers and nozzles of the cruise power plants with the ground.
  • Fig. 1 is a general view of a vertical take-off and landing aircraft in a take-off and landing flight mode with a pitch angle of about 0 degrees.
  • the propulsion system is located on the keel of the pylon and contains either an electric motor, or a piston internal combustion engine, or a propeller-driven jet engine. With a tail landing gear.
  • Fig. 2 General view of a vertical take-off and landing aircraft in a take-off and landing mode of flight with a pitch angle of about 90 degrees.
  • the cruise power plant is located on the keel-pylon and contains either an electric motor, or a piston internal combustion engine, or an air-jet engine with a propeller.
  • the main landing gear is made with one axis of rotation, with the possibility of fixation, made in the area of attachment of the rack to the fuselage.
  • Fig. 3 View of a general vertical take-off and landing aircraft in level flight.
  • the cruise power plant is located in the aft fuselage and contains either an electric motor, or a piston internal combustion engine, or an air-jet engine with a propeller in an annular diffuser. Without chassis.
  • Lifting power units are retracted forward.
  • the fuselage niche cover designed for folding the lifting power plants is made in conjunction with the pylon of the lifting power plants.
  • the fixation of the propeller blades of the lifting power plant is carried out with the help of the stop of the lock and the lock-latch
  • Fig. 4 General view of a vertical take-off and landing aircraft in horizontal flight.
  • the propulsion system is located in the forward fuselage.
  • the chassis is three-post.
  • the lifting power units are retracted into the fuselage niches.
  • the proposed vertical take-off and landing aircraft contains a fuselage (1), which serves to accommodate the payload, elements of the control system and other systems; front wing (2) and rear wing (3); keel (4); lifting power units (5), including the engine and the propeller, placed on rotary pylons (9) on the sides of the fuselage to create lift in take-off / landing modes; cruising power plants (6), including an engine and a propeller or without a propeller, placed either in the bow or in the aft parts of the fuselage, or on the keel-pylon, or in pairs on the wings; differential aerodynamic rudders (7) of the front wing and / or differential aerodynamic rudders (8) of the rear wing for controlling a vertical takeoff and landing aircraft in level flight; niches (10) of the fuselage for folding the lifting power units; the lock of the propeller blades of the lifting power plant (15); the pylon of the lifting power plant has two axes of rotation made with the possibility of fixing the position: the
  • the axes of rotation of the lifting power plants in the takeoff and landing mode of flight in the projection onto the axis of symmetry of the vertical takeoff and landing aircraft are located either in the region of the center of gravity of the vertical takeoff and landing aircraft or are raised above the center of gravity of the vertical takeoff and landing aircraft, which automatically provides the center of pressure of the lifting power plants above the center of gravity in the projection onto the axis of symmetry of the vertical takeoff and landing aircraft and makes the declared vertical takeoff and landing aircraft statically stable in the takeoff and landing flight mode at all pitch angles in the takeoff and landing flight mode.
  • the lifting power units are deflected forward by approximately the same angle, thereby ensuring the condition of static equilibrium: the resulting thrust vector of the lifting power plants must pass through the center of gravity of the vertical takeoff and landing aircraft.
  • the axis of rotation of the pylon (11) of the lifting power plant is inclined relative to the "U" axis of the associated coordinate system in the XOY plane at an angle alfa. Numerically, it is equal to the angle between the axis of symmetry of the pylon and the building horizontal of the fuselage in the folded position. Values range from minus 10 to 10 degrees.
  • the axis of rotation of the right pylon When viewed from behind, the axis of rotation of the right pylon is rotated counterclockwise by the date angle, the axis of rotation of the left pylon is rotated clockwise also by the date angle.
  • the date angle is equal to the angle between the axis of the pylon and the building horizontal of the fuselage in the takeoff and landing mode of flight. Values range from minus 15 to 15 degrees.
  • the axis of rotation of the lifting power plant (12) is inclined relative to the pylon so as to ensure the rotation of the lifting power plant in the takeoff and landing flight mode along the pitch angle.
  • the lifting power plant in one of the variants is retracted into the fuselage as follows: the propeller blades are fixed with a lock (15) along the pylon and by joint rotation relative to both pylon axes are retracted into the fuselage niche, and the lifting power plant, when folded into the fuselage, turns relative to the pylon so that the plane the rotation of the blades of the lifting power plant becomes approximately parallel to the theoretical contour of the fuselage in the region of the fuselage niche, the blades of the lifting power plant fit into the niche of the fuselage, the niche of the fuselage is closed with a cover.
  • the propeller propeller of the lifting power plant is fixed by turning the switched off lifting power plant to a position at which the plane of rotation of the propellers crosses the stop of the retainer, the subsequent rotation of the propeller shaft and laying the propeller blade on the stop of the retainer, while the other blade or is made free, or made with the possibility of fixing with a latch, after that, by turning relative to both pivot axes, the lifting power plant finally folds into the fuselage niche, and the lifting power plant, when folded into the fuselage, rotates relative to the pylon so that the plane of rotation of the blades of the lifting power plant becomes approximately parallel to the theoretical contour of the fuselage in the area of the fuselage niche, the blades of the lifting power plant fit into the fuselage niche, the fuselage niche is closed with a cover.
  • a single propulsion system is located either in the forward fuselage, or in the aft fuselage, or on the keel-pylon.
  • At least two cruise power plants are arranged in pairs either in the forward fuselage, or in the aft fuselage, or on the keel-pylon, or on the front wing, or on the rear wing.
  • the device works as follows: there are three flight modes of the declared vertical take-off and landing aircraft: take-off and landing mode, acceleration mode and horizontal flight.
  • the vertical take-off and landing aircraft in the take-off and landing mode of flight is controlled by lifting power units: common gas and differential thrust, movement of pylons back and forth, differential movement of pylons, general rotation of lifting power units in the pitch channel and differential rotation of lifting power units in the pitch channel, as well as the total thrust of the cruise power plant.
  • the propulsion power plant equipped with a pushing propeller, is located on the keel-pylon.
  • the rear wing is located under the keel and protects the propulsion propeller from the ground.
  • the tail landing gear is installed either on the rear wing or in the aft fuselage and protrudes down and back beyond the vertical take-off and landing aircraft.
  • the vertical take-off and landing aircraft turns on all engines, by means of lifting power units increases the pitch angle to a maximum of 90 degrees, turns on the main engine to the power required for take-off and takes off.
  • the vertical take-off and landing aircraft is controlled by lifting power units, and the cruise power plant operates at constant speed, providing additional static thrust.
  • the vertical take-off and landing aircraft is equipped with a three-post landing gear, the main landing gear at the same time has a degree of freedom in the pitch angle, with the possibility of fixation.
  • the vertical take-off and landing aircraft turns on all engines, increases the pitch angle by means of lifting power plants, while the vertical take-off and landing aircraft rotates about 90 degrees relative to the main landing gear hinge and increases the pitch angle to approximately 90 degrees, the main landing gear wheels are decelerated, the vertical take-off and landing aircraft turns on the main engine at the required power and takes off.
  • the vertical take-off and landing aircraft is controlled in the same way as in the previous case.
  • the vertical take-off and landing aircraft is equipped with a conventional tricycle landing gear with a nose wheel.
  • the vertical take-off and landing aircraft stands with braked landing gear wheels after that it turns on all engines, using lifting power units increases the pitch angle to the maximum possible design, then turns on the engine of the sustainer power plant for the required thrust, releases the wheels of the landing gear and takes off or with run, or vertical, with a small pitch angle.
  • the lifting power units compensate for the horizontal thrust component of the cruise power plant by creating a reverse thrust by deflecting the lifting power units back.
  • the pitch angle as in the previous cases, can be increased to approximately 90 degrees.
  • the maximum takeoff pitch angle is approximately 90 degrees and depends both on the design features of the vertical takeoff and landing aircraft, and the magnitude of the wind during takeoff and landing. Wind compensation is carried out both by lifting power plants and by tilting the fuselage along the pitch and yaw angles.
  • landing is carried out either in the reverse order of take-off, i.e. hovering with a given pitch angle and subsequent landing, or if the flight weight allows, the landing can be carried out at pitch angles up to 15 degrees and the cruise power is switched off or idling. installation. Also, takeoff can be carried out with pitch angles up to 15 degrees and without the aid of a cruise power plant, provided that the takeoff weight is low.
  • the pitch angle gradually decreases, so that horizontal thrust is simultaneously created and the thrust vector of the lifting power plants passes on the side projection of the vertical take-off and landing aircraft in the CG region (Fig. 2), thereby accelerating the vertical take-off and landing aircraft to the minimum speed horizontal flight.
  • the lifting power units After reaching the minimum level flight speed, the lifting power units are stopped.
  • the blades are fixed with clamps along the pylons and by joint rotation relative to both axes of rotation of each pylon, the lifting power units are retracted into the fuselage niches. Finally, the niche is closed with a lid.
  • the first option for fixing the propeller blades of the lifting power plant is as follows (see Fig. 4): the propeller lock of the lifting power plant is made in the form of a U-shaped bracket with an axis of rotation parallel to the plane of rotation of the propeller and perpendicular to the longitudinal axis of the pylon, with the possibility of fixation in three positions: free rotation of the propeller, fixation of rotation in one direction and full fixation.
  • the sequence of actions is as follows: The propeller is prevented from unscrewing by the oncoming air flow. The latch is moved to an intermediate position, in which the first latching surface (16) comes into contact with the propeller blade. Turns on the torque on the motor shaft pressing the blade to the first fixing surface of the retainer.
  • the lifting power plant finally folds into the fuselage niche, and the lifting power plant, when folded into the fuselage, rotates relative to the pylon so that the plane of rotation of the blades of the lifting power plant becomes approximately parallel to the theoretical contour of the fuselage in the fuselage niche, the lifting blade power plant fit under the niche cover, the niche is closed with a cover.
  • the propeller propeller of the lifting power plant is fixed by turning the switched off lifting power plant to a position at which the plane of rotation of the propellers intersects the detent of the retainer (see Fig), the subsequent rotation of the propeller shaft and laying the propeller blade on the retainer, when In this case, the other blade is either made free, or made with the possibility of fixing with a latch, after that, by turning relative to both pivot axes, the lifting power plant finally folds into the fuselage niche, and the lifting power plant, when folded into the fuselage, rotates relative to the pylon so that the plane of rotation of the blades of the lifting power plant becomes approximately parallel to the theoretical contour of the fuselage in the area of the fuselage niche, the blades of the lifting power plant fit under the niche cover, the niche is closed with a cover.
  • - lifting power plants are equipped with electric motors, and the propulsion power plant contains either a piston engine or an air-jet engine. Any type of chassis can be used.
  • a cruise power plant it is permissible to use both a fixed pitch propeller and variable. In the latter case, a high efficiency of the cruise power plant is achieved in the entire speed range.
  • This embodiment achieves the greatest advantage over the prototype.
  • the use of thrust from a piston internal combustion engine, even with a fixed-pitch propeller, will save power consumption by lifting power plants from 30%. Which will lead either to a decrease in the mass of batteries and an increase in fuel and payload reserves, or to an increase in hover time;
  • - all power plants are equipped with reciprocating or air-breathing internal combustion engines.
  • the propulsion system is the same as in the previous case.
  • Lifting power units are equipped with variable-pitch folding propellers. It is advisable to use a chassis to avoid dust being sucked into the air intakes; one or more propulsion power plants contain air-breathing engines without a propeller. In this case, lifting power plants are equipped with either electric motors or internal combustion engines (piston or air-reactive). For flight at supersonic flight speeds, based on aerodynamic requirements and layout considerations, a vertical take-off and landing aircraft can be made with two keels. It is advisable to use a chassis to avoid dust being sucked into the air intakes;
  • the propeller of the cruise power plant can be installed in an annular diffuser. In this case, additional protection of the cruise power plant from the action of the earth appears;
  • the first method Double-sided lock with a motor installed side by side and has three positions:
  • the second method is carried out by turning the lifting power plant relative to the pivot axis (12), followed by placing one of the blades on the stop by turning the propeller shaft, followed by fixing the other blade with a one-sided retainer having two positions: free rotation of the propeller blades and full fixation, or leaving the other the blades are free.

Abstract

Изобретение относится к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) содержит фюзеляж, киль, пару крыльев, маршевую силовую установку, две подъемные силовые установки с воздушными винтами, расположенные на, выполненных по бокам фюзеляжа с двумя осями вращения и с возможностью фиксации положения, пилонах. Оси вращения пилонов подъемных силовых установок по углу рыска наклонены и выполнены с возможностью укладки подъемных силовых установок в нишу фюзеляжа. Оси вращения подъемных силовых установок наклонены относительно пилонов с возможностью поворота подъемных силовых установок во взлетно-посадочном режиме полета по углу тангажа, и, во взлетно-посадочном режиме полета в проекции на плоскость симметрии СВВП, расположены в районе или выше центра тяжести СВВП. Подъемные силовые установки при складывании в фюзеляж поворачиваются относительно своих пилонов так, что плоскость вращения лопастей подъемной силовой установки становится примерно параллельна теоретическому контуру фюзеляжа в районе ниши фюзеляжа. Обеспечивается снижение аэродинамического сопротивления, веса, увеличение дальности, продолжительности полета СВВП.

Description

Самолет вертикального взлета и посадки Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Изобретение может быть использовано во всех областях традиционного применения самолетов, вертолетов, конвертопланов, беспилотных летательных аппаратов.
Уровень техники
Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) (Патент RU N° 2682756 С1, МПК В64С37/00 - 21.03.2019, Бюл. N° 9, «Конвертоплан»), содержащий фюзеляж, пару крыльев: переднее и заднее, силовые установки, содержащие двигатели и воздушные винты, шасси, пилоны, выполненные с возможностью вращения, две подъемные силовые установки, расположенные на пилонах с двумя степенями свободы по углам тангажа и рыска по бокам фюзеляжа, с возможностью фиксации положения и убираться при горизонтальном полете вперед или назад в ниши фюзеляжа. Маршевая силовая установка расположена на пилоне с одной степенью свободы по углу тангажа, с возможностью фиксации положения, или фиксировано, в носовой или кормовой частях фюзеляжа.
Недостатками данного технического решения являются: самолет вертикального взлета и посадки статически неустойчив во взлетно-посадочном режиме в случае отказа маршевой силовой установки или для случая если маршевая силовая установка расположена фиксировано; высокая техническая сложность и вес пилона маршевой силовой установки в силу возможности вращения маршевой силовой установки по углу тангажа у этого пилона; при использовании в маршевой силовой установке двигателей внутреннего сгорания (поршневого или воздушно-реактивного) в силу низкой приемистости этих двигателей и нелинейных передаточных функций, возникает необходимость использования в маршевой силовой установке винта изменяемого шага, или регулируемого сопла, что существенно увеличивает техническую сложность системы управления, а также добавляет вес пустого, снижает аэродинамическое качество в горизонтальном полете, снижает надежность и увеличивает техническую сложность маршевой силовой установки. В случае расположения маршевой силовой установки на фюзеляже и на задней кромке киля-пилона высока вероятность повреждения землей маршевой силовой установки на режимах взлета и посадки.
Наиболее близким к заявленному техническому решению является самолет вертикального взлета и посадки (Патент RU 2700154 С1, МПК В64С37/00 - 12.09.2019, Бюл. N°26, «Летательный аппарат вертикального взлета и посадки»), содержащий фюзеляж, киль, пару крыльев: переднее и заднее, две подъемные силовые установки, расположенные на выполненных по бокам фюзеляжа с двумя осями вращения и с возможностью фиксации положения пилонах, маршевую силовую установку. Оси вращения пилонов подъемных силовых установок по углу рыска наклонены относительно связанной системы координат и выполнены с возможностью укладки подъемных силовых установок в ниши фюзеляжа. Оси вращения подъемных силовых установок по углу тангажа наклонены относительно пилонов с возможностью обеспечения поворота подъемных силовых установок во взлетно-посадочном режиме полета по углу тангажа. Подъемная силовая установка выполнена с возможностью складывания в нишу фюзеляжа пилона, совместным поворотом относительно обеих осей поворота пилона, причем подъемные силовые установки при этом переворачиваются винтами вниз. Воздушные винты фиксируются при уборке подъемных силовых установок в нишу фюзеляжа. Этим достигается высокая надежность уборки подъемных силовых установок в фюзеляж во время горизонтального полета. Данный патент принят за прототип.
Недостатками этого самолета вертикального взлета и посадки являются: нерациональная укладка подъемных силовых установок в фюзеляж, как следствие, большой внутренний объем фюзеляжа занимают ниши, предназначенные для складывания подъемных силовых установок в горизонтальном полете, как следствие, большой мидель фюзеляжа, высокий вес фюзеляжа и его сопротивление, в итоге получаем снижение дальности и продолжительности полета; неиспользование маршевой силовой установки на режимах взлета и посадки, как результат снижение взлетной массы, что в итоге приводит к снижению величины полезной нагрузки, а также снижении дальности и продолжительности полета; незащищенность маршевой силовой установки от воздействия земли, как результат, низкая надежность самолета вертикального взлета и посадки.
Раскрытие сущности изобретения
Задачей заявляемого изобретения является создание самолета вертикального взлета и посадки, предназначенного для транспортирования, надежного, простой конструкции, сбалансированного на всех режимах полета, способного совершать горизонтальный полет, вертикальный взлет - посадку и зависать на одном месте. Полезность заявленного самолета вертикального взлета и посадки заключается в возможности взлета и посадки с минимальной по габаритам площадки и в сокращении времени транспортирования за счет возможности максимально близко доставить целевую нагрузку до потребителя.
Техническим результатом заявленного изобретения является снижение веса пустого самолета вертикального взлета и посадки, снижение сопротивления, увеличение запаса топлива и полезной нагрузки, увеличение дальности и продолжительности полета самолета вертикального взлета и посадки, а также увеличение надежности самолета вертикального взлета и посадки.
Технический результат заявленного изобретения достигается за счет того, что самолета вертикального взлета и посадки, содержащий фюзеляж, по меньшей мере один киль, пау крыльев: переднее и заднее, по меньшей мере одну маршевую силовую установку, две подъемные силовые установки с воздушными винтами, расположенные на выполненных по бокам фюзеляжа с двумя осями вращения и с возможностью фиксации положения пилонах, при этом оси вращения пилонов подъемных силовых установок по углу рыска наклонены относительно связанной системы координат и выполнены с возможностью укладки подъемных силовых установок в нишу фюзеляжа, причем оси вращения подъемных силовых установок наклонены относительно пилонов с возможностью обеспечения поворота подъемных силовых установок во взлетно- посадочном режиме полета по углу тангажа связанной системы координат, особенность заключается в том, что оси вращения подъемных силовых установок во взлетно-посадочном режиме полета, в проекции на плоскость симметрии самолета вертикального взлета и посадки, расположены в районе центра тяжести самолета вертикального взлета и посадки или выше центра тяжести самолета вертикального взлета и посадки, подъемные силовые установки при складывании в фюзеляж поворачиваются относительно своих пилонов так, что плоскость вращения лопастей подъемной силовой установки становится примерно параллельна теоретическому контуру фюзеляжа в районе ниши фюзеляжа, маршевые силовые установки с воздушными винтами или без винтов, расположены или на задней кромке киля-пилона, или в кормовой части фюзеляжа при этом заднее крыло также расположено в кормовой части фюзеляжа, при этом воздушные винты или сопла маршевых силовых установок располагаются над задним крылом, шасси или трехстоечное, при этом основная стойка шасси выполнена с одной осью вращения, с возможностью фиксации, выполненной в районе крепления стойки к фюзеляжу, или только с хвостовой опорой, установленной или на крыле, или в кормовой части фюзеляжа.
В частном случае реализации заявленного технического решения подъемные силовые установки выполнены на базе электродвигателя, или на базе поршневого двигателя внутреннего сгорания, или на базе воздушно-реактивного двигателя, со складными воздушными винтами фиксированного или изменяемого шага.
В частном случае реализации заявленного технического решения фиксаторы воздушных винтов подъемных силовых установок выполнены с возможностью фиксации в трех положениях: свободное вращение воздушного винта, фиксация вращения в одну сторону и полная фиксация.
В частном случае реализации заявленного технического решения фиксация воздушного винта подъемной силовой установки выполнена поворотом выключенной подъемной силовой установки до положения при котором плоскость вращения воздушных винтов пересекает упор фиксатора, последующего поворота вала воздушного винта и укладки лопасти воздушного винта на упор фиксатора, при этом другая лопасть или выполнена свободной, или выполнена с возможностью фиксации защелкой, после этого, поворотом относительно обеих осей поворота подъемная силовая установка окончательно складывается в нишу фюзеляжа.
В частном случае реализации заявленного технического решения две подъемные силовые установки, выполнены с возможностью складывания вперед или назад в полость фюзеляжа.
В частном случае реализации заявленного технического решения маршевые силовые установки выполнены на базе электродвигателя, или на базе поршневого двигателя внутреннего сгорания, или на базе воздушно-реактивного двигателя, с воздушными винтами или без, при этом воздушные винты выполнены цельными или складными, изменяемого или фиксированного шага, в кольцевом диффузоре или без.
В частном случае реализации заявленного технического решения маршевые силовые установки расположены в носовой части фюзеляжа, или расположены на крыльях.
В частном случае реализации заявленного технического решения выполнен с парашютом и трехстоечным шасси, или без шасси.
Преимуществом, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков, является улучшение аэродинамических характеристик заявленного самолета вертикального взлета и посадки, за счет более компактной укладки лопастей воздушных винтов подъемных силовых установок, и соответственно уменьшения размеров ниши, предназначенной для уборки подъемных силовых установок и как следствие уменьшения миделя фюзеляжа и увеличения аэродинамического качества самолета вертикального взлета и посадки в горизонтальном полете, это приводит к увеличению дальности и продолжительности полета. Также увеличиваются запасы топлива и величина полезной нагрузки, за счет использования маршевого двигателя во взлетно-посадочном режиме полета, в итоге снижается стоимость перевозки грузов и растет дальность и продолжительность полета. Также увеличивается надежность самолета вертикального взлета и посадки, за счет расположения маршевых силовых установок в более защищенных местах и исключения взаимодействия воздушных винтов и сопел маршевых силовых установок с землей. Краткое описание чертежей
Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного технического решения с использованием чертежей, на которых показано:
Фиг.1 - вид общий самолета вертикального взлета и посадки во взлетно- посадочном режиме полета при угле тангажа около 0 градусов. Маршевая силовая установка расположена на киле пилоне и содержит или электродвигатель, или поршневой двигатель внутреннего сгорания, или воздушно-реактивный двигатель с винтом. С хвостовой опорой шасси.
Фиг.2 - Вид общий самолета вертикального взлета и посадки во взлетно- посадочном режима полета при угле тангажа около 90 градусов. Маршевая силовая установка расположена на киле-пилоне и содержит или электродвигатель, или поршневой двигатель внутреннего сгорания, или воздушно-реактивный двигатель с винтом. Основная стойка шасси выполнена с одной осью вращения, с возможностью фиксации, выполненной в районе крепления стойки к фюзеляжу.
Фиг.З - Вид общий самолета вертикального взлета и посадки в горизонтальном полете. Маршевая силовая установка расположена в кормовой части фюзеляжа и содержит или электродвигатель, или поршневой двигатель внутреннего сгорания, или воздушно-реактивный двигатель с винтом в кольцевом диффузоре. Без шасси. Подъемные силовые установки убираются вперед. Крышка ниши фюзеляжа, предназначенная для складывания подъемных силовых установок выполнена совместно с пилоном подъемных силовых установок. Фиксация лопастей воздушного винта подъемной силовой установки происходит при помощи упора фиксатора и фиксатора- защелки
Фиг.4 - Вид общий самолета вертикального взлета и посадки в горизонтальном полете. Маршевая силовая установка расположена в носовой части фюзеляжа. Шасси трехстоечное. Подъемные силовые установки убраны назад в ниши фюзеляжа. П- образный фиксатор лопастей воздушного винта подъемной силовой установки.
На фигурах цифрами обозначены следующие позиции:
1 - фюзеляж; 2 - переднее крыло; 3 - заднее крыло; 4 - киль ; 5 - подъемная силовая установка; 6 - маршевая силовая установка; 7 - дифференциальный аэродинамический руль; 8 - дифференциальный аэродинамический руль; 9 - пилон подъемной силовой установки; 10 - ниша фюзеляжа для складывания подъемных силовых установок; 11 - пространственная поворотная ось пилона; 12 - пространственная поворотная ось подъемной силовой установки; 13 парашют; 14 шасси; 15 фиксатор лопастей воздушного винта подъемной силовой установки, 16 первая поверхность фиксации; 17 вторая поверхность фиксации, 18 упор, 19 основная стойка шасси, 20 передняя стойка шасси, 21 хвостовая опора шасси, а также на фиг. обозначен центр тяжести ЦТ.
Осуществление изобретения
Предлагаемый самолет вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж (1), который служит для размещения целевой нагрузки, элементов системы управления и других систем; переднее крыло (2) и заднее крыло (3); киль (4); подъемные силовые установки (5), включающие двигатель и воздушный винт, размещенные на поворотных пилонах (9) по бокам фюзеляжа для создания подъемной силы на режимах взлета/посадки; маршевые силовые установки (6), включающие двигатель и воздушный винт или без винта, размещенные или в носовой, или в кормовой частях фюзеляжа, или на киле-пилоне, или попарно на крыльях; дифференциальных аэродинамических рулей (7) переднего крыла и/или дифференциальных аэродинамических рулей (8) заднего крыла для управления самолетом вертикального взлета и посадки в горизонтальном полете; ниши (10) фюзеляжа для складывания подъемных силовых установок; фиксатор лопастей воздушного винта подъемной силовой установки (15); у пилона подъемной силовой установки две оси вращения выполненные с возможностью фиксации положения: ось вращения пилона (11) и ось вращения подъемной силовой установки (12), которые позволяют поворачивать подъемные силовые установки относительно углов рыска и тангажа во взлетно-посадочном режиме полета, а также производить уборку этих силовых установок в фюзеляж в горизонтальном полете.
Данное изобретение имеет несколько особенностей: оси вращения подъемных силовых установок во взлетно-посадочном режиме полета в проекции на ось симметрии самолета вертикального взлета и посадки расположены или в районе центра тяжести самолета вертикального взлета и посадки или подняты выше центра тяжести самолета вертикального взлета и посадки, что автоматически обеспечивает центр давления подъемных силовых установок выше центра тяжести в проекции на ось симметрии самолета вертикального взлета и посадки и делает заявленный самолет вертикального взлета и посадки статически устойчивым во взлетно-посадочном режиме полета при всех углах тангажа во взлетно-посадочном режиме полета. При увеличении угла тангажа подъемные силовые установки отклоняются вперед на приблизительно такой же угол, тем самым обеспечивая условие статического равновесия: результирующий вектор тяги подъемных силовых установок должен проходить через центр тяжести самолета вертикального взлета и посадки. Ось вращения пилона (11) подъемной силовой установки наклонена относительно оси «U» связанной системы координат в плоскости XOY на угол alfa. Численно он равен углу между осью симметрии пилона и строительной горизонталью фюзеляжа в сложенном положении. Диапазон значений от минус 10 до 10 градусов. При виде сзади ось вращения правого пилона повернута против часовой стрелки на угол дата, ось вращения левого пилона — по часовой также на угол дата. Численно угол дата равен углу между осью пилона и строительной горизонталью фюзеляжа во взлетно-посадочном режиме полета. Диапазон значений от минус 15 до 15 градусов. Ось вращения подъемной силовой установки (12) наклонена относительно пилона так, чтобы обеспечивать поворот подъемной силовой установки во взлетно-посадочном режиме полета по углу тангажа.
Подъемная силовая установка в одном из вариантов убирается в фюзеляж следующим образом: лопасти воздушного винта фиксируются фиксатором (15) вдоль пилона и совместным поворотом относительно обеих осей пилона убираются в нишу фюзеляжа, причем подъемная силовая установка при складывании в фюзеляж поворачиваются относительно пилона так, что плоскость вращения лопастей подъемной силовой установки становится примерно параллельна теоретическому контуру фюзеляжа в районе ниши фюзеляжа, лопасти подъемной силовой установки укладываются в нишу фюзеляжа, ниша фюзеляжа закрывается крышкой.
В другом варианте решения фиксация воздушного винта подъемной силовой установки осуществляется поворотом выключенной подъемной силовой установки до положения при котором плоскость вращения воздушных винтов пересекает упор фиксатора, последующего поворота вала воздушного винта и укладки лопасти воздушного винта на упор фиксатора, при этом другая лопасть или выполнена свободной, или выполнена с возможностью фиксации защелкой, после этого, поворотом относительно обеих осей поворота подъемная силовая установка окончательно складывается в нишу фюзеляжа, причем подъемная силовая установка при складывании в фюзеляж поворачиваются относительно пилона так, что плоскость вращения лопастей подъемной силовой установки становится примерно параллельна теоретическому контуру фюзеляжа в районе ниши фюзеляжа, лопасти подъемной силовой установки укладываются в нишу фюзеляжа, ниша фюзеляжа закрывается крышкой.
В варианте реализации заявленного технического решения единственная маршевая силовая установка размещена или в носовой части фюзеляжа, или в кормовой части фюзеляжа, или на киле-пилоне.
В варианте реализации заявленного технического решения по меньшей мере две маршевые силовые установки попарно размещены или в носовой части фюзеляжа, или в кормовой части фюзеляжа, или на киле-пилоне, или на переднем крыле, или на заднем крыле. Работает устройство следующим образом: различается три режима полета заявленного самолета вертикального взлета и посадки: взлетно-посадочный режим, режим разгона и горизонтальный полет.
Управлением самолетом вертикального взлета и посадки во взлетно-посадочном режиме полета осуществляется подъемными силовыми установками: общим газом и разнотягом, движением пилонов вперед-назад, дифференциальным движением пилонов, общим поворотом подъемными силовыми установками в канале тангажа и дифференциальным поворотом подъемными силовыми установками в канале тангажа, а также общей тягой маршевой силовой установки.
В одном из вариантов заявленного технического решения (Фиг. 1), маршевая силовая установка, оснащенная толкающим винтом, расположена на киле-пилоне. Заднее крыло расположено под килем и защищает воздушный винт маршевой силовой установки от воздействия земли. Хвостовая опора шасси установленная или на заднем крыле, или в кормовой части фюзеляжа и выступает вниз-назад за габарит самолета вертикального взлета и посадки. При взлете самолет вертикального взлета и посадки включает все двигатели, посредством подъемных силовых установок увеличивает угол тангажа максимально до 90 градусов, включает на требуемую для взлета мощность маршевый двигатель и осуществляет взлет. Управление самолетом вертикального взлета и посадки осуществляется при помощи подъемных силовых установок, а маршевая силовая установка работает на постоянных оборотах, обеспечивая добавочную статическую тягу.
В другом варианте решения (Фиг. 2), самолет вертикального взлета и посадки оснащен трехстоечным шасси, основная стойка шасси при этом имеет степень свободы по углу тангажа, с возможностью фиксации. При взлете, самолет вертикального взлета и посадки включает все двигатели, посредством подъемных силовых установок увеличивает угол тангажа, при этом самолет вертикального взлета и посадки проворачивается относительно шарнира основной стойки шасси приблизительно на 90 градусов и увеличивает угол тангажа до приблизительно 90 градусов, колеса основной стойки шасси заторможены, самолет вертикального взлета и посадки включает на требуемую мощность маршевый двигатель и осуществляет взлет. Управление самолетом вертикального взлета и посадки осуществляется также, как и в предыдущем случае.
В другом варианте технического решения (Фиг. 4), самолет вертикального взлета и посадки оснащен обычным трехстоечным шасси, с носовым колесом. Во время взлета самолет вертикального взлета и посадки стоит с заторможенными колесами шасси после этого включает все двигатели, при помощи подъемных силовых установок увеличивает угол тангажа до максимально возможного конструкцией, после этого включает двигатель маршевой силовой установки на требуемую тягу, растормаживает колеса шасси и осуществляет взлет или с пробегом, или вертикальный, с небольшим углом тангажа. Для осуществления висения на месте подъемные силовые установки компенсируют горизонтальную компоненту тяги маршевой силовой установки создавая реверсную тягу отклонив подъемные силовые установки назад. Кроме того, после взлета угол тангажа также, как и в предыдущих случаях может быть увеличен до приблизительно 90 градусов.
Максимальный угол тангажа при взлете составляет приблизительно 90 градусов и зависит как от конструктивных особенностей самолета вертикального взлета и посадки, так и величины ветра при взлете и посадки. Компенсирование ветра осуществляется как подъемными силовыми установками, так и наклоном фюзеляжа по углам тангажа и рыска.
Во всех вариантах технического решения посадка осуществляется либо в обратном взлету порядке, т. е. зависание с заданным углом тангажа и последующей посадкой, либо если позволяет полетный вес посадка может быть осуществлена при углах тангажа до 15 градусов и выключенной или работающей на холостом ходу маршевой силовой установки. Также и взлет может быть осуществлен с углами тангажа до 15 градусов и без помощи маршевой силовой установки при условии небольшого взлетного веса.
После взлета, угол тангажа постепенно уменьшается, так чтобы одновременно создавалась горизонтальная тяга и вектор тяги подъемных силовых установок проходил на боковой проекции самолета вертикального взлета и посадки в районе ЦТ (Фиг. 2), этим самым достигается разгон самолета вертикального взлета и посадки до минимальной скорости горизонтального полета.
После достижения минимальной скорости горизонтального полета подъемные силовые установки останавливаются. Лопасти фиксируются фиксаторами вдоль пилонов и совместным поворотом относительно обеих осей вращения каждого пилона подъемные силовые установки убираются в ниши фюзеляжа. Окончательно, ниша закрывается крышкой.
В горизонтальном полете (Фиг.З) подъемная сила создается крыльями, тяга создается маршевой силовой установкой, а управление осуществляется дифференциальными рулями (которые могут быть установлены как на переднем, так и/или на задних крыльях). При выходе из строя маршевой силовой установки возможна посадка при помощи подъемных силовых установок, либо «по-планерному» под управлением дифференциальных рулей, либо (если есть) на парашюте.
Первый вариант фиксации лопастей воздушного винта подъемной силовой установки производится следующим образом (см. фиг. 4): фиксатор воздушного винта подъемной силовой установки выполнен в виде П-образной скобы с осью вращения параллельной плоскости вращения воздушного винта и перпендикулярной продольной оси пилона, с возможностью фиксации в трех положениях: свободное вращение воздушного винта, фиксация вращения в одну сторону и полная фиксация. Последовательность действий, следующая: Воздушный винт, стопорится от раскручивания набегающим потоком воздуха. Фиксатор переводится в промежуточное положение, при котором первая поверхность фиксации (16) входит в соприкосновение с лопастью воздушного винта. Включается крутящий момент на валу двигателя прижимающий лопасть к первой поверхности фиксации фиксатора. Снимается крутящий момент с вала двигателя, вторая поверхность фиксации (17) входит в соприкосновение с лопастью воздушного винта и фиксатор окончательно фиксирует лопасти вдоль пилона. После этого, поворотом относительно обеих осей поворота подъемная силовая установка окончательно складывается в нишу фюзеляжа, причем подъемная силовая установка при складывании в фюзеляж поворачиваются относительно пилона так, что плоскость вращения лопастей подъемной силовой установки становится примерно параллельна теоретическому контуру фюзеляжа в районе ниши фюзеляжа, лопасти подъемной силовой установки укладываются под крышку ниши, ниша закрывается крышкой.
В частном случае заявленного технического решения фиксация воздушного винта подъемной силовой установки осуществляется поворотом выключенной подъемной силовой установки до положения при котором плоскость вращения воздушных винтов пересекает упор фиксатора (см. фиг), последующего поворота вала воздушного винта и укладки лопасти воздушного винта на упор фиксатора, при этом другая лопасть или выполнена свободной, или выполнена с возможностью фиксации защелкой, после этого, поворотом относительно обеих осей поворота подъемная силовая установка окончательно складывается в нишу фюзеляжа причем подъемная силовая установка при складывании в фюзеляж поворачиваются относительно пилона так, что плоскость вращения лопастей подъемной силовой установки становится примерно параллельна теоретическому контуру фюзеляжа в районе ниши фюзеляжа, лопасти подъемной силовой установки укладываются под крышку ниши, ниша закрывается крышкой.
Изобретение имеет несколько основных вариантов выполнения:
- все силовые установки укомплектованы электродвигателями. В этом случае допустимо применять воздушные винты постоянного шага. Допустимо использовать как с трехстоечным шасси, или обычным, или с одной степенью свободы у основной стойки шасси по углу тангажа, так и без основной стойки шасси, только с хвостовой опорой шасси установленного или на заднем крыле, или в корме фюзеляжа. Конструкция простая и надежная. На маршевой силовой установке возможно применения винта изменяемого шага. В этом случае, достигается больший КПД маршевой силовой установки во всем скоростном диапазоне;
- подъемные силовые установки укомплектованы электродвигателями, а маршевая силовая установка содержит или поршневой двигатель, или воздушно- реактивный двигатель. Допустимо применение любых типов шасси. На маршевой силовой установке допустимо применение как винта фиксированного шага, так и переменного. В последнем случае достигается высокий КПД маршевой силовой установки во всем скоростном диапазоне. В этом варианте исполнения достигается наибольшее преимущество относительно прототипа. Использование тяги от поршневого двигателя внутреннего сгорания даже с винтом фиксированного шага даст экономию потребления электроэнергии подъемными силовыми установками от 30 %. Что приведет или к снижению массы аккумуляторов и увеличению запасов топлива и полезной нагрузки, или к увеличению времени висения;
- все силовые установки укомплектованы двигателями внутреннего сгорания поршневыми или воздушно-реактивными. В этом случае маршевая силовая установка та же что и предыдущий случай. Подъемные силовые установки оснащены складными воздушными винтами изменяемого шага. Желательно использовать шасси во избежание засасывания пыли в воздухозаборники; одна или несколько маршевых силовых установок содержат воздушно- реактивные двигатели без винта. В этом случае, подъемные силовые установки комплектуются или электродвигателями, или двигателями внутреннего сгорания (поршневым или воздушно-реактивными). Для полета на сверхзвуковых скоростях полета исходя из требований аэродинамики и компоновочных соображений самолет вертикального взлета и посадки может быть выполнен с двумя килями. Желательно использовать шасси во избежание засасывания пыли в воздухозаборники;
Воздушный винт маршевой силовой установки может быть установлен в кольцевом диффузоре. В этом случае появляется дополнительная защита маршевой силовой установки от действия земли;
- Фиксация лопастей воздушных винтов подъемных силовых установок осуществляется двумя способами. Первый способ: Двухсторонний фиксатор установленным рядом двигателем и имеющего три положения:
1) свободное вращение лопастей воздушного винта, при котором осуществляется свободное вращение воздушного винта подъемной силовой установки;
2) односторонняя фиксация (винт ограничен только с одной стороны);
3) полная фиксация (в этом случае винт ограничен с двух сторон).
Второй способ осуществляется поворотом подъемной силовой установки относительно оси поворота (12), с последующей укладкой одной из лопастей на упор путем проворота вала воздушного винта с последующей фиксацией другой лопасти односторонним фиксатором имеющего два положения: свободное вращение лопастей воздушного винта и полная фиксация, или оставлением другой лопасти свободной.

Claims

Формула изобретения
1. Самолет вертикального взлета и посадки, содержащий фюзеляж, по меньшей мере один киль, пару крыльев: переднее и заднее, по меньшей мере одну маршевую силовую установку, две подъемные силовые установки с воздушными винтами, расположенные на выполненных по бокам фюзеляжа с двумя осями вращения и с возможностью фиксации положения пилонах, при этом оси вращения пилонов подъемных силовых установок по углу рыска наклонены относительно связанной системы координат и выполнены с возможностью укладки подъемных силовых установок в нишу фюзеляжа, причем оси вращения подъемных силовых установок наклонены относительно пилонов с возможностью обеспечения поворота подъемных силовых установок во взлетно- посадочном режиме полета по углу тангажа связанной системы координат, отличающийся тем, что оси вращения подъемных силовых установок во взлетно-посадочном режиме полета, в проекции на плоскость симметрии самолета вертикального взлета и посадки, расположены в районе центра тяжести самолета вертикального взлета и посадки или выше центра тяжести самолета вертикального взлета и посадки, подъемные силовые установки при складывании в фюзеляж поворачиваются относительно своих пилонов так, что плоскость вращения лопастей подъемной силовой установки становится примерно параллельна теоретическому контуру фюзеляжа в районе ниши фюзеляжа, маршевые силовые установки с воздушными винтами или без винтов, расположены или на задней кромке киля-пилона, или в кормовой части фюзеляжа при этом заднее крыло также расположено в кормовой части фюзеляжа, при этом воздушные винты или сопла маршевых силовых установок располагаются над задним крылом, шасси или трехстоечное, при этом основная стойка шасси выполнена с одной осью вращения, с возможностью фиксации, выполненной в районе крепления стойки к фюзеляжу, или только с хвостовой опорой, установленной или на крыле, или в кормовой части фюзеляжа.
2. Самолет по п.1 , отличающийся тем, что подъемные силовые установки выполнены на базе электродвигателя, или на базе поршневого двигателя внутреннего сгорания, или на базе воздушно-реактивного двигателя, со складными воздушными винтами фиксированного или изменяемого шага.
3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что фиксаторы воздушных винтов подъемных силовых установок выполнены с возможностью фиксации в трех положениях: свободное вращение воздушного винта, фиксация вращения в одну сторону и полная фиксация.
4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что фиксация воздушного винта подъемной силовой установки выполнена поворотом выключенной подъемной силовой до положения при котором плоскость вращения воздушных винтов пересекает упор фиксатора, последующего поворота вала воздушного винта и укладки лопасти воздушного винта на упор, при этом другая лопасть или выполнена свободной, или выполнена с возможностью фиксации защелкой, после этого, поворотом относительно обеих осей поворота подъемная силовая установка окончательно складывается в нишу фюзеляжа.
5. Самолет по п.1, отличающийся тем, что две подъемные силовые установки, выполнены с возможностью складывания вперед или назад в полость фюзеляжа.
6. Самолет по п.1 , отличающийся тем, что маршевые силовые установки выполнены на базе электродвигателя, или на базе поршневого двигателя внутреннего сгорания, или на базе воздушно-реактивного двигателя, с воздушными винтами или без, при этом воздушные винты выполнены цельными или складными, изменяемого или фиксированного шага, в кольцевом диффузоре или без.
7. Самолет по п.1, отличающийся тем, что маршевые силовые установки расположены в носовой части фюзеляжа, или расположены на крыльях.
8. Самолет по п.1, отличающийся тем, что выполнен с парашютом и трехстоечным шасси, или без шасси.
PCT/RU2021/050054 2020-03-05 2021-03-05 Самолет вертикального взлета и посадки WO2021177862A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202180033198.1A CN115515853A (zh) 2020-03-05 2021-03-05 垂直起飞和着陆的飞机

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020109802 2020-03-05
RU2020109802A RU2738746C1 (ru) 2020-03-05 2020-03-05 Самолет вертикального взлета и посадки

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2021177862A1 true WO2021177862A1 (ru) 2021-09-10

Family

ID=73835037

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2021/050054 WO2021177862A1 (ru) 2020-03-05 2021-03-05 Самолет вертикального взлета и посадки

Country Status (3)

Country Link
CN (1) CN115515853A (ru)
RU (1) RU2738746C1 (ru)
WO (1) WO2021177862A1 (ru)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2022225421A1 (ru) * 2021-04-20 2022-10-27 Общество С Ограниченной Ответственностью "Научно-Производственное Объединение Имени Петрова В.А." Летательный аппарат с вертикальными взлетом и посадкой

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2669195A1 (de) * 2012-06-01 2013-12-04 EMT Ingenieurgesellschaft Dipl.-Ing. Hartmut Euer mbH Fluggerät
CN205113706U (zh) * 2015-08-12 2016-03-30 刘十一 一种带可自动收放多旋翼的垂直起降固定翼飞机
CN107021206A (zh) * 2017-04-11 2017-08-08 深圳智航无人机有限公司 无人机
RU2682756C1 (ru) * 2018-03-05 2019-03-21 Общество с ограниченной ответственностью "Техноветер" Конвертоплан
RU2700154C1 (ru) * 2018-12-14 2019-09-12 Общество с ограниченной ответственностью "Техноветер" Летательный аппарат вертикального взлета и посадки
RU2701284C1 (ru) * 2018-11-23 2019-09-25 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Конвертируемый летательный аппарат

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2669195A1 (de) * 2012-06-01 2013-12-04 EMT Ingenieurgesellschaft Dipl.-Ing. Hartmut Euer mbH Fluggerät
CN205113706U (zh) * 2015-08-12 2016-03-30 刘十一 一种带可自动收放多旋翼的垂直起降固定翼飞机
CN107021206A (zh) * 2017-04-11 2017-08-08 深圳智航无人机有限公司 无人机
RU2682756C1 (ru) * 2018-03-05 2019-03-21 Общество с ограниченной ответственностью "Техноветер" Конвертоплан
RU2701284C1 (ru) * 2018-11-23 2019-09-25 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Конвертируемый летательный аппарат
RU2700154C1 (ru) * 2018-12-14 2019-09-12 Общество с ограниченной ответственностью "Техноветер" Летательный аппарат вертикального взлета и посадки

Also Published As

Publication number Publication date
CN115515853A (zh) 2022-12-23
RU2738746C1 (ru) 2020-12-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10538321B2 (en) Tri-rotor aircraft capable of vertical takeoff and landing and transitioning to forward flight
US11724801B2 (en) VTOL aircraft having fixed-wing and rotorcraft configurations
US11634222B2 (en) Vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle having foldable fixed wing and based on twin-ducted fan power system
US10287011B2 (en) Air vehicle
US20210206487A1 (en) Aircraft and Modular Propulsion Unit
US9387929B2 (en) Vertical takeoff and landing (“VTOL”) aircraft
US20160244158A1 (en) Vertical take-off and landing vehicle with increased cruise efficiency
US20120237341A1 (en) Lift and propulsion device, and heavier-than-air aircraft provided with such a device
RU2682756C1 (ru) Конвертоплан
US20190176981A1 (en) Vertical Takeoff and Landing ("VTOL") Aircraft
RU2700154C1 (ru) Летательный аппарат вертикального взлета и посадки
RU2635431C1 (ru) Конвертоплан
US20210331791A1 (en) Distributed Electric Propulsion Modular Wing Aircraft with Blown Wing and Extreme Flaps for VTOL and/or STOL Flight
US11970275B2 (en) Air vehicle configurations
US5372337A (en) Unmanned aerial aircraft having a single engine with dual jet exhausts
US20200354050A1 (en) Convertiplane
US11407506B2 (en) Airplane with tandem roto-stabilizers
RU2738746C1 (ru) Самолет вертикального взлета и посадки
TR201910431A2 (tr) Eği̇lebi̇len eş eksenli̇, karşit dönüşlü, katlanir pervaneli̇, çok fonksi̇yonlu bi̇r i̇nsansiz hava araci
EP4339109A1 (en) Vertical takeoff and landing aerial vehicles
RU222496U1 (ru) Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки
WO2023021054A1 (en) A compact safe efficient multi-rotor evtol airborne craft
CN117341965A (zh) 一种轴推倾转飞机
WO2019062256A1 (zh) 一种基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机
IL227275A (en) aircraft

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: 21764202

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

32PN Ep: public notification in the ep bulletin as address of the adressee cannot be established

Free format text: NOTING OF LOSS OF RIGHTS PURSUANT TO RULE 112 (1) EPC - (EPO FORM 1205A) - 27.01.2023

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 21764202

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1