WO2021188011A1 - Квадрокоптер с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей - Google Patents
Квадрокоптер с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей Download PDFInfo
- Publication number
- WO2021188011A1 WO2021188011A1 PCT/RU2020/050366 RU2020050366W WO2021188011A1 WO 2021188011 A1 WO2021188011 A1 WO 2021188011A1 RU 2020050366 W RU2020050366 W RU 2020050366W WO 2021188011 A1 WO2021188011 A1 WO 2021188011A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- hydraulic
- hydraulic pump
- drive
- internal combustion
- inlet
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 24
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 15
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 abstract description 3
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 abstract 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 4
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 2
- YXIWHUQXZSMYRE-UHFFFAOYSA-N 1,3-benzothiazole-2-thiol Chemical compound C1=CC=C2SC(S)=NC2=C1 YXIWHUQXZSMYRE-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
- B64D35/04—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission driving a plurality of propellers or rotors
Definitions
- the invention relates to the field of aviation, in particular to the design of the rotor drives of a multi-rotor aircraft.
- a known analogue is a multi-rotor aircraft - GB2566095B, 09/04/2017, containing at least two propellers that create aerodynamic thrust for the aircraft, a source of mechanical energy, for example, an internal combustion engine, an output shaft driven by a mechanical energy source, at least one a variable pump mechanically connected to the output shaft, at least two hydraulic motors, each of which drives a corresponding propeller, at least two hydraulic motors are hydraulically connected to one variable pump.
- a regulated pump implies the use of a gearbox, which is heavy. This reduces the useful mass of the aircraft, and for some aircraft makes it impossible to take off, for example, for a quadcopter circuit, since it requires the use of at least two variable pumps.
- the disadvantage of the analogue is the large mass of the fluid flow regulator, since the regulator is included in the high pressure line, which increases the weight of the aircraft and reduces the useful weight of the aircraft.
- an adjustable hydraulic drive consisting of independent hydraulic circuits equal in number to the rotors, each independent the hydraulic circuit contains an adjustable hydraulic pump, which supplies a high-pressure working fluid through a pressure line to the inlet of an executive hydraulic motor, the outlet from which through a low-pressure drain line is connected to the inlet of a variable pump, an air-oil heat exchanger is located on the drain line in the area of the rotor air flow, on rotational speed sensors are located on the output shafts of the main engine and executive hydraulic motors.
- the disadvantage of the prototype is the increased weight of the aircraft due to the use of a variable pump.
- a regulated pump implies the use of a gearbox, which is heavy. This reduces the useful mass of the aircraft, reduces the maneuverability of the aircraft, reduces its flight stability, and reduces flight safety. In some cases, this makes takeoff impossible.
- Another disadvantage is the location of the pumps on one side relative to the internal combustion engine, which worsens the balancing of the aircraft, negatively affecting flight safety and maneuverability, and also increases the requirements for the distribution of the payload mass to ensure stability and flight capability.
- the technical result of the invention consists in increasing the safety of the aircraft flight, increasing the useful take-off weight of the aircraft, increasing its maneuverability and stability in flight, ensuring optimal balancing, which reduces the requirements for the distribution of the payload mass on board the aircraft, and increases the transmission efficiency.
- a quadrocopter with a hydraulic drive of fixed-pitch rotor blades contains an internal combustion engine, four main rotor with a fixed blade pitch and a hydraulic rotor drive that transfers energy from the internal combustion engine to the rotor, containing a hydraulic circuit, in which includes a hydraulic pump that supplies working fluid through the high-pressure pressure line to the inlet of the executive hydraulic motor, the outlet from which through the low drain line pressure is connected to the inlet of the hydraulic pump, the hydraulic drive contains two gear hydraulic pumps having a direct drive without reduction from the internal combustion engine, each of the hydraulic pumps has two independent inputs and two independent outputs, feeds two executive hydraulic motors, in front of each hydraulic pump inlet in the low pressure drain line is installed working fluid flow regulator, the pumps are located on opposite sides of the internal combustion engine, the ratio of the hydraulic pump performance to the hydraulic motor performance is in the range from 1: 1.5 to 1: 3.
- the drawing shows a diagram of a quadrocopter with a hydraulic drive of rotors with a fixed pitch of the blades.
- a quadrocopter with a hydraulic drive of fixed-pitch rotor blades contains an internal combustion engine 1, four main rotor 2 with a fixed blade pitch and a hydraulic drive 3 of the main rotor 2, which transfers energy from the internal combustion engine 1 to the rotor 2, containing a hydraulic circuit 4, which includes a hydraulic pump 5, which supplies the working fluid through the high pressure line 6 to the inlet 7 of the actuator motor 8, the outlet 9 of which is connected via the low pressure drain line 10 to the inlet 11 of the hydraulic pump 5, the hydraulic drive 3 contains two gear hydraulic pumps 5 having a straight line drive without reduction from the internal combustion engine 1, each of the hydraulic pumps 5 has two independent inputs 11 and two independent outputs
- the pumps 5 are located on opposite sides of the internal combustion engine 1, the ratio of the performance of the hydraulic pump 5 to the performance of the hydraulic motor 8 is in the range from 1: 1.5 to 1: 3.
- a two-stroke two-cylinder Rotax 503 / MZ202 is used as a sustainer internal combustion engine 1.
- the tandems of Hill 6 gear pumps are used as hydraulic pumps 5.
- the use of gear pumps provides greater power with small dimensions and weight, which makes it possible to increase the useful weight of the aircraft.
- the simplicity of the pump design ensures reliable operation. This type of pump works in large ranges of speed, required for this application.
- Gear pumps allow the manufacture of tandem pumps to provide the desired flow characteristics for the aircraft.
- Axial-piston hydraulic motors 310.12.01 are used as hydraulic motors 8.
- each hydraulic pump 5 is connected to the shaft of the internal combustion engine 1 through a clutch 14, without a gearbox.
- the ratio of the performance of the hydraulic pump 5 to the performance of the hydraulic motor 8 is in the range from 1: 1.5 to 1: 3. This ratio achieves a reduction - the difference between the engine speed of the internal combustion engine and the speed of the propellers 2 is achieved, at which the aircraft has the maximum lifting force and therefore it can rise into the air. Due to this ratio, it is possible to use hydraulic pumps 5 with direct drive without reduction from the internal combustion engine 1, which reduces the weight of the aircraft, increases the useful take-off weight of the aircraft. The absence of a gearbox increases the reliability of the aircraft. When the reduction is less than 1: 1.5, it is necessary to reduce the diameter of the propellers 2.
- the location of the hydraulic pumps 5 on both sides of the internal combustion engine 1 allows the load to be distributed on the shaft of the hydraulic pumps 5, and ensures optimal weight balancing of the aircraft. Due to this arrangement of the hydraulic pumps 5, the distance from the hydraulic pump 5 to the hydraulic motor 8 decreases, which leads to a decrease in losses in the high-pressure pressure line 6 and to a higher transmission efficiency.
- the regulator of the flow rate of the working fluid 13 is a remotely adjustable valve.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Motor Power Transmission Devices (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции приводов несущих винтов многовинтового летательного аппарата. Квадрокоптер с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей содержит маршевый двигатель внутреннего сгорания, четыре несущих винта с фиксированным шагом лопастей и гидравлический привод несущего винта, передающий энергию от двигателя к несущим винтам. Привод содержит гидравлический контур, в который входит гидронасос, подающий рабочую жидкость на вход исполнительного гидромотора, выход из которого по сливной магистрали низкого давления связан со входом гидронасоса. Гидравлический привод содержит два тандема шестеренчатых гидронасосов, имеющих прямой привод без редукции от двигателя. Каждый из тандема гидронасосов имеет по два независимых входа и выхода, питает два исполнительных гидромотора. Перед каждым входом гидронасоса в сливной магистрали низкого давления установлен регулятор расхода рабочей жидкости. Отношение производительности гидронасоса к производительности гидромотора находится в диапазоне от 1:1,5 до 1:3. Изобретение позволяет повысить безопасность полета, маневренность и устойчивость в полёте, повысить КПД трансмиссии.
Description
KB АДРОКОПТЕР С ГИДРАВЛИЧЕСКИМ ПРИВОДОМ НЕСУЩИХ ВИНТОВ С ФИКСИРОВАННЫМ ШАГОМ ЛОПАСТЕЙ
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции приводов несущих винтов многовинтового летательного аппарата.
Известен аналог - многовинтовой летательный аппарат - GB2566095B, 04.09.2017, содержащий по меньшей мере два пропеллера, которые создают аэродинамическую тягу летательному аппарату, источник механической энергии, например, двигатель внутреннего сгорания, выходной вал с приводом от источника механической энергии, по меньшей мере один регулируемый насос, механически соединенный с выходным валом, по меньшей мере два гидромотора, каждый из которых приводит в движение соответствующий пропеллер, по меньшей мере два гидромотора гидравлически соединены с одним регулируемым насосом.
Недостатком аналога является повышенная масса летательного аппарата, обусловленная применением регулируемого насоса. Регулируемый насос подразумевает применение редуктора, который имеет большой вес. Это снижает полезную массу летательного аппарата, а для некоторых летательных аппаратов делает взлет невозможным, например, для схемы квадрокоптера, так как в нём необходимо применение как минимум двух регулируемых насосов.
Известен аналог - многовинтовой летательный аппарат - WO2016068767A1, дата приоритета 30.10.2014, содержащий по меньшей мере три пропеллера с фиксированным шагом, каждый из которых имеет привод от отдельного гидромотора, имеются гидронасосы, гидравлически соединенные с гидромоторами, имеется регулятор расхода жидкости, который установлен на выходе из гидронасоса, имеется двигатель внутреннего сгорания, имеется вал с приводом от двигателя внутреннего сгорания, механически соединенный с гидронасосами, гидронасосы расположены с одной стороны относительно двигателя внутреннего сгорания.
Недостатком аналога является большая масса регулятора расхода жидкости, так как регулятор включён в магистраль высокого давления , что увеличивает массу летательного аппарата и снижает полезную массу летательного аппарата.
Известен аналог - квадрокоптер с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей - RU181367, дата приоритета 26.12.2017, принятый в
качестве прототипа, содержащий маршевый двигатель внутреннего сгорания, четыре несущих винта с фиксированным шагом лопастей и привод, передающий энергию от двигателя к несущим винтам, отличающийся тем, что использован регулируемый гидравлический привод, состоящий из независимых гидравлических контуров, равных по количеству несущим винтам, каждый независимый гидравлический контур содержит регулируемый гидронасос, подающий рабочую жидкость высокого давления по напорной магистрали на вход исполнительного гидромотора, выход из которого по сливной магистрали низкого давления связан со входом регулируемого насоса, на сливной магистрали в области воздушного потока несущего винта расположен воздушно-масляный теплообменный аппарат, на выходных валах маршевого двигателя и исполнительных гидромоторов расположены датчики частоты вращения.
Недостатком прототипа является повышенная масса летательного аппарата, обусловленная применением регулируемого насоса. Регулируемый насос подразумевает применение редуктора, который имеет большой вес. Это снижает полезную массу летательного аппарата, снижает маневренность летательного аппарата, снижает его устойчивость полете, снижает безопасность полёта. В некоторых случаях это делает взлет невозможным. Другим недостатком является расположение насосов с одной стороны относительно двигателя внутреннего сгорания, что ухудшает балансировку летательного аппарата, негативно влияя на безопасность полёта и маневренность, а также повышает требования к распределению массы полезного груза для обеспечения устойчивости и возможности полета.
Технический результат изобретения заключается в повышении безопасности полета летательного аппарата, повышении полезной взлетной массы летательного аппарата, повышении его маневренности и устойчивости в полёте, обеспечении оптимальной балансировки, при которой снижаются требования по распределению массы полезного груза на борту летательного аппарата, повышении КПД трансмиссии.
Технический результат достигается тем, что квадрокоптер с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей содержит маршевый двигатель внутреннего сгорания, четыре несущих винта с фиксированным шагом лопастей и гидравлический привод несущего винта, передающий энергию от двигателя внутреннего сгорания к несущим винтам, содержащий гидравлический контур, в который входит гидронасос, подающий рабочую жидкость по напорной магистрали высокого давления на вход исполнительного гидромотора, выход из которого по сливной магистрали низкого
давления связан со входом гидронасоса, гидравлический привод содержит два шестеренчатых гидронасоса, имеющих прямой привод без редукции от двигателя внутреннего сгорания, каждый из гидронасосов имеет два независимых входа и два независимых выхода, питает два исполнительных гидромотора, перед каждым входом гидронасоса в сливной магистрали низкого давления установлен регулятор расхода рабочей жидкости, насосы расположены по разные стороны относительно двигателя внутреннего сгорания, отношение производительности гидронасоса к производительности гидромотора находится в диапазоне от 1:1,5 до 1:3.
На чертеже изображена схема квадрокоптера с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей.
Квадрокоптер с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей содержит маршевый двигатель внутреннего сгорания 1, четыре несущих винта 2 с фиксированным шагом лопастей и гидравлический привод 3 несущего винта 2, передающий энергию от двигателя внутреннего сгорания 1 к несущим винтам 2, содержащий гидравлический контур 4, в который входит гидронасос 5, подающий рабочую жидкость по напорной магистрали высокого давления 6 на вход 7 исполнительного гидромотора 8, выход 9 из которого по сливной магистрали низкого давления 10 связан со входом 11 гидронасоса 5, гидравлический привод 3 содержит два шестеренчатых гидронасоса 5, имеющих прямой привод без редукции от двигателя внутреннего сгорания 1 , каждый из гидронасосов 5 имеет два независимых входа 11 и два независимых выхода
12, питает два исполнительных гидромотора 8, перед каждым входом 11 гидронасоса 5 в сливной магистрали низкого давления 10 установлен регулятор расхода рабочей жидкости
13, насосы 5 расположены по разные стороны относительно двигателя внутреннего сгорания 1, отношение производительности гидронасоса 5 к производительности гидромотора 8 находится в диапазоне от 1:1,5 до 1:3.
Рассмотрим пример конкретной реализации квадрокоптера с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей. В примере конкретной реализации в качестве маршевого двигателя внутреннего сгорания 1 применён двухтактный двухцилиндровый Rotax 503/MZ202. В качестве гидронасосов 5 применены тандемы шестеренчатых насосов Hill 6. Применение шестерёнчатых насосов обеспечивает достижение большей мощности при малых габаритах и весе, что позволяет повысить полезную массу летательного аппарата. Простота конструкции насоса обеспечивает его надежную работу. Данный тип насоса работает в больших диапазонах частоты вращения,
необходимых для данного применения. Шестеренчатые насосы позволяют изготовление тандема насосов для создания требуемых для летательного аппарата характеристик расхода. В качестве гидромоторов 8 применены аксиально-поршневые гидромоторы 310.12.01. Вал каждого гидронасоса 5 соединен с валом двигателя внутреннего сгорания 1 через муфту 14, без редуктора. Отношение производительности гидронасоса 5 к производительности гидромотора 8 находится в диапазоне от 1:1,5 до 1:3. Этим отношением достигается редукция - достигается разница между оборотами двигателя ДВС и оборотами винтов 2, при которых летательный аппарат имеет максимальную подъёмную силу и поэтому он может подняться в воздух. За счет этого соотношения обеспечивается возможность применения гидронасосов 5 с прямым приводом без редукции от двигателя внутреннего сгорания 1, что снижает массу летательного аппарата, повышает полезную взлетную массу летательного аппарата. Отсутствие редуктора увеличивает надёжность летательного аппарата. При уменьшении редукции менее значения 1:1,5 необходимо уменьшение диаметра винтов 2. При уменьшении диаметра винтов 2, уменьшается их подъёмная сила, что негативно сказывается на характеристиках летательного аппарата, вплоть до невозможности взлёта. При увеличении редукции больше значения 1:3 увеличивается диаметр винта 2 и подъёмная сила летательного аппарата, но увеличиваются габариты, что ухудшает манёвренность летательного аппарата. Расположение гидронасосов 5 по обе стороны от двигателя внутреннего сгорания 1 позволяет распределить нагрузку на вал гидронасосов 5, обеспечивает оптимальную весовую балансировку летательного аппарата. Благодаря такому расположению гидронасосов 5 уменьшается расстояние от гидронасоса 5 до гидромотора 8, что приводит к уменьшению потерь в напорной магистрали высокого давления 6 и к более высокому КПД трансмиссии. Регулятор расхода рабочей жидкости 13 представляет из себя регулируемый дистанционно клапан. Он служит для управления оборотами винта 2. Благодаря тому, что регулятор расхода рабочей жидкости 13 установлен перед входом 11 гидронасоса 5 в сливной магистрали низкого давления 10 нагрузка на него не большая, так как в сливной магистрали давление жидкости меньше, чем в напорной. Благодаря этому регулятор расхода рабочей жидкости 13 менее нагружен и выполняется более лёгким, что обеспечивает повышение полезной взлетной массы летательного аппарата.
Claims
ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
Квадрокоптер с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей, содержащий маршевый двигатель внутреннего сгорания, четыре несущих винта с фиксированным шагом лопастей и гидравлический привод несущего винта, передающий энергию от двигателя внутреннего сгорания к несущим винтам, содержащий гидравлический контур, в который входит гидронасос, выполненный с возможностью подачи рабочей жидкости по напорной магистрали высокого давления на вход исполнительного гидромотора, выход из которого по сливной магистрали низкого давления связан со входом гидронасоса, отличающийся тем, что гидравлический привод содержит два тандема шестеренчатых насосов, имеющих прямой привод без редукции от двигателя внутреннего сгорания, каждый из гидронасосов имеет два независимых входа и два независимых выхода, питает два исполнительных гидромотора, перед каждым входом гидронасоса в сливной магистрали низкого давления установлен регулятор расхода рабочей жидкости, насосы расположены по разные стороны относительно двигателя внутреннего сгорания, отношение производительности гидронасоса к производительности гидромотора находится в диапазоне от 1:1,5 до 1:3.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020111007 | 2020-03-17 | ||
| RU2020111007A RU2732305C1 (ru) | 2020-03-17 | 2020-03-17 | Квадрокоптер с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2021188011A1 true WO2021188011A1 (ru) | 2021-09-23 |
Family
ID=72516527
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2020/050366 WO2021188011A1 (ru) | 2020-03-17 | 2020-12-04 | Квадрокоптер с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2732305C1 (ru) |
| WO (1) | WO2021188011A1 (ru) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2762119C1 (ru) * | 2021-05-21 | 2021-12-15 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Гидравлическая трансмиссия несущего и рулевого винтов вертолёта |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1153821A3 (ru) * | 1978-11-24 | 1985-04-30 | Карл Айкмаи (Япони ) | Летательный аппарат |
| RU181367U1 (ru) * | 2017-12-26 | 2018-07-11 | Борис Михайлович Фролов | Многовинтовой летательный аппарат с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей |
| EP3450312A1 (en) * | 2017-09-04 | 2019-03-06 | Artemis Intelligent Power Limited | Hydraulic multi-rotor aerial vehicle |
| RU2693616C2 (ru) * | 2014-10-30 | 2019-07-03 | Акк Инновейшн Аб | Многовинтовой летательный аппарат |
-
2020
- 2020-03-17 RU RU2020111007A patent/RU2732305C1/ru active
- 2020-12-04 WO PCT/RU2020/050366 patent/WO2021188011A1/ru active Application Filing
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1153821A3 (ru) * | 1978-11-24 | 1985-04-30 | Карл Айкмаи (Япони ) | Летательный аппарат |
| RU2693616C2 (ru) * | 2014-10-30 | 2019-07-03 | Акк Инновейшн Аб | Многовинтовой летательный аппарат |
| EP3450312A1 (en) * | 2017-09-04 | 2019-03-06 | Artemis Intelligent Power Limited | Hydraulic multi-rotor aerial vehicle |
| RU181367U1 (ru) * | 2017-12-26 | 2018-07-11 | Борис Михайлович Фролов | Многовинтовой летательный аппарат с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2732305C1 (ru) | 2020-09-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2458826C2 (ru) | Усовершенствование винтокрылого летательного аппарата, оснащенного газотурбинными двигателями | |
| RU2766641C2 (ru) | Вертолет с системой противовращения | |
| EP3604764B1 (en) | Multi-shaft gas turbine engine | |
| US20190010875A1 (en) | Gas turgine engine with transmission | |
| RU2566831C2 (ru) | Тяговая и передающая движение установка, в частности, для винтокрылого летательного аппарата | |
| US8562284B2 (en) | Propulsive fan system | |
| EP2189646B1 (en) | Variable pitch rotor arrangement in a gas turbine engine | |
| US11603209B2 (en) | Aviation hydraulic propulsion system utilizing secondary controlled drives | |
| EP1749995A2 (en) | Multi spool gas turbine system | |
| US9663218B2 (en) | Hydraulic system for controlling the orientation of fan blades | |
| US9815553B2 (en) | Independent hydraulic control system for rotorcraft secondary rotor | |
| KR20090003167A (ko) | 유체 정역학적으로 구동되는 변속 헬리콥터 테일 로터 | |
| EP3208195B1 (en) | Cabin blower system | |
| EP3960632B1 (en) | Propulsion system for an aircraft | |
| US8297039B2 (en) | Propulsion engine | |
| RU2732305C1 (ru) | Квадрокоптер с гидравлическим приводом несущих винтов с фиксированным шагом лопастей | |
| US11022213B2 (en) | Variable-speed gear box with hydraulic system for tiltrotor aircraft | |
| EP3705753B1 (en) | Continuously variable transmission for ram air turbines | |
| EP2604791A2 (en) | A propulsion engine | |
| JP2809362B2 (ja) | 複合ヘリコプタ用動力装置 | |
| RU2799957C1 (ru) | Мультироторная летающая платформа с гидроприводом вращения несущих винтов | |
| CN113847164A (zh) | 一种由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机及其控制方法 |
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: 20925447 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: 20925447 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |