Nothing Special   »   [go: up one dir, main page]

WO2015094003A1 - Комбинированное крыло летательного аппарата - Google Patents

Комбинированное крыло летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
WO2015094003A1
WO2015094003A1 PCT/RU2013/001127 RU2013001127W WO2015094003A1 WO 2015094003 A1 WO2015094003 A1 WO 2015094003A1 RU 2013001127 W RU2013001127 W RU 2013001127W WO 2015094003 A1 WO2015094003 A1 WO 2015094003A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
wing
aircraft
engine
combined
carrier plate
Prior art date
Application number
PCT/RU2013/001127
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Дмитрий Георгиевич КОШКАРЕВ
Original Assignee
Дмитрий Георгиевич КОШКАРЕВ
ЧЕПИК, Александр Ануфриевич
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 Дмитрий Георгиевич КОШКАРЕВ, ЧЕПИК, Александр Ануфриевич filed Critical Дмитрий Георгиевич КОШКАРЕВ
Priority to EP13870382.2A priority Critical patent/EP3085619A1/en
Priority to PCT/RU2013/001127 priority patent/WO2015094003A1/ru
Priority to RU2016127462A priority patent/RU2626773C1/ru
Publication of WO2015094003A1 publication Critical patent/WO2015094003A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/32—Wings specially adapted for mounting power plant
    • 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
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes

Definitions

  • the invention relates to the field of aviation transport and can be used in aircraft of various designs.
  • a method of forming a lifting force which consists in the fact that heated gas streams from a gas-jet device, directed above the upper surface of two aerodynamic support platforms, create a binary cyclone in the form of a pair filled with the indicated streams of contiguous, rotating gas columns, washing the top surface of two sites on the object.
  • the airplane includes a gas-jet controlled device designed to create heated gas flows, and a wing, the upper surface of which has a pair of symmetrically arranged aerodynamic support platforms.
  • the gas-jet device is installed with the possibility of creating a binary cyclone by heated gas streams.
  • Managed aerodynamic elements are installed to form the forces and moments of stabilization of the airplane.
  • the constructive solution proposed by the authors of the RF patent N ° 2223891 implies the use of additional and rather complex devices in the composition of the aircraft, designed to create a special atmospheric phenomenon such as a binary cyclone over the wing of the aircraft, with the help of which , to carry out helicopter takeoff and landing.
  • the proposed solution is structurally extremely difficult and poorly justified economically.
  • the author of the present invention also aims to increase the range, carrying capacity and safety of the use of aircraft for various purposes.
  • the proposed method of achieving such a goal is fundamentally new with respect to the known and other proposed structures and provides for the possibility of reducing the distance / run-up of the aircraft during takeoff / landing, and a significant decrease in the total wing span and, as a result, decrease, decrease in resistance of the environment in flight. All of the above, together, is intended to increase the efficiency of air transportation and increase their safety.
  • a combined wing attached to the fuselage of the aircraft containing a bearing surface and a jet engine, while the bearing surface in the plan is made of a combined, consisting of an aerodynamic wing and rigidly connected to it a rectangular-shaped carrier plate.
  • the engine is rigidly attached to the carrier plate so that the jet of hot gases emerging from it flows around the upper surface of the carrier plate, the profile of which follows the profile of the engine nozzle.
  • the plate can be made from the condition of its connection with the fuselage of the aircraft.
  • the claimed design is illustrated in figure 1, 2, 3, 4 with options for possible structural embodiments: carrier plate (figure 1); the form in terms of cross-section of the Laval nozzle of the engine, which is an independent element of the wing design (figure 2); a plan view of one of the possible variants of an aircraft (LA) with combined wings (FIG. 3) and a view of such an aircraft in profile in FIG. four.
  • the possibility of achieving the goal in the framework of the claimed wing design, in the author’s opinion, is due to the following.
  • the claimed combined wing consists of three rigidly bonded parts: a turbojet engine, a carrier plate and a conventional aerodynamic wing.
  • the lower plane of the combined wing is common to the latter two parts, and its area is equal to the sum of their areas.
  • the engine When the engine is running, only the upper surface of the carrier plate is blown by the air flow coming out of the engine, thereby creating a lift force proportional to the engine thrust.
  • the engine In flight, the lift force arising on the carrier plate decreases in proportion to the square of the flight speed. Since the lift force developed by the aerodynamic part of the wing increases in proportion to the square of the flight speed, the magnitude of the resulting lift force of the combined wing, provided that the effective areas of the carrier plate and the aerodynamic part of the combined wing are equal, becomes independent of the flight speed.
  • the span of the combined wings is significantly less than the span of aerodynamic wings in modern aircraft, as a result, the resistance of the medium decreases in flight, which provides significant fuel savings and improves the economic performance of air transport.
  • the vectors of the lifting forces of the combined wings must lie together with the center of gravity of the entire aircraft in one plane perpendicular to the axis of symmetry of the aircraft.
  • the center of gravity of the entire aircraft must be located below the points of application of lifting forces from the combined wings.
  • the active braking method is implemented by additional braking engines, which allows efficient braking and fine maneuvering even in the absence of contact of the aircraft with the earth's surface.
  • the said carrier plate (figure 1).
  • it has a rectangular shape with the length of the chord -L, width -D and height -H / 2, and its profile, as shown in the figure, in the direction transverse to the chord, has a semi-elliptical shape.
  • the cross section of the nozzle on the Laval nozzle of the engine should also have, as shown in FIG. 2, an elliptical shape with parameters corresponding to the parameters of the cross section of the carrier plate.
  • the optimal values of the geometrical parameters D, H, and L which determine the size of the carrier plate in plan and the shape of its profile, can be determined experimentally.
  • K a 0, 5 K a Po Vo S a , (3)
  • K a is a coefficient depending only on the shape of the wing profile.
  • the coefficient K is well known for different wing profile shape, the profile is used to optimize various elements mechanically driven design-flaps and slats.
  • K a is a coefficient depending only on the shape of the wing profile.
  • the coefficient K is well known for different wing profile shape, the profile is used to optimize various elements mechanically driven design-flaps and slats.
  • the shape of the profile which simplifies and simplifies the design of the combined wing.
  • the resulting lift value - Fo in accordance with formulas (2) and (3) will have the form
  • condition (5) does not depend on the speed of movement in the atmosphere, nor on the flight altitude, nor on the engine power, it is universal, and the design of the combined wing, made with condition (5), becomes optimal, i.e. most beneficial to use. This fact indicates the appearance of a new aviation device with a unique aerodynamic characteristics - a combined wing. Note that condition (5) is easily fulfilled, since all that is needed is to equalize the sizes of the effective areas of the respective parts of the combined wing.
  • K y is the integrated quality factor of the entire aircraft, why should it be compared with the integrated quality factor of the entire aircraft - ⁇ ⁇ >, the value of which, when taking into account the fuselage and other auxiliary elements, decreases from K from ⁇ 14-15 to ⁇ ⁇ > ⁇ 4.
  • the vector of lift from all combined wings, together with the center of gravity of the entire aircraft should lie, as shown in FIG. 3, in one plane perpendicular to the axis of symmetry of the aircraft ; on fig.Z and 4 following pos. marked: 1 - turbojet engine, which is an integral part of the combined wing (in flight also serves as a traction engine), 2 - carrier plate, 3 - aerodynamic plate, 4 - brake engine.
  • 1 - turbojet engine which is an integral part of the combined wing (in flight also serves as a traction engine)
  • 2 - carrier plate 3 - aerodynamic plate
  • 4 - brake engine The center of gravity of the entire aircraft must be located below the points of application of lifting forces from the combined wings, as shown in FIG. four.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиационного транспорта и может быть использовано в летательных аппаратах различных конструкций. Крыло летательного аппарата содержит несущую поверхность и турбореактивный двигатель. Несущая поверхность выполнена комбинированной из обычного аэродинамического крыла и жестко связанной с ним несущей пластины. Двигатель жестко крепится к несущей пластине так, что выходящая из него струя горячих газов обтекает ее верхнюю поверхность. Профиль несущей пластины повторяет профиль сопла Лаваля турбореактивного двигателя. Предлагаемая конструкция крыла призвана увеличить дальность, грузоподъемность и безопасность использования летательных аппаратов различного назначения.

Description

КОМБИНИРОВАННОЕ КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Изобретение относится к области авиационного транспорта и может быть использовано в летательных аппаратах различных конструкций.
Любому летательному аппарату тяжелее воздуха для создания необходимой подъемной силы необходимо крыло. В настоящее время накоплен огромный опыт в конструировании и применении различных конструкций крыльев, в числе которых, в свете существа заявленного решения, следует отметить крылья, конструкция которых обеспечивает управление подъемной силой при обтекании верхней поверхности полуцилиндрического канала крыла потоком воздуха от пропеллерного двигателя. В англоязычной литературе такую конструкцию крыла, известную с 1929 года, называют Caster duct (по имени автора идеи W.R.Custer. 1929). Конструктивное воплощение идеи многократно проверено в экспериментах на различных аппаратах. Однако по ряду причин такая конструкция применения на практике не получила. В числе таких причин, в частности, необходимость использования пропеллерного двигателя, который не способен создавать поток воздуха с большим удельным давлением, что приводит к увеличению размеров канального крыла и, как следствие, к ухудшению при увеличении скорости полета аэродинамических свойств всего аппарата в целом.
В патенте РФ N° 2223891 на изобретение описан способ образования подъемной силы, заключающийся в том, что нагретыми потоками газа от газоструйного устройства, направленными над верхней поверхностью двух аэродинамических несущих площадок, создают бинарный циклон в виде пары заполняемых указанными потоками соприкасающихся, вращающихся газовых колонн, омывающих верхнюю поверхность двух площадок на объекте. Аэроплан включает газоструйное управляемое устройство, предназначенное для создания нагретых потоков газа, и крыло, верхняя поверхность которого имеет пару симметрично расположенных аэродинамических несущих площадок. Газоструйное устройство установлено с возможностью создания нагретыми потоками газа бинарного циклона. Управляемые аэродинамические элементы установлены для образования сил и моментов стабилизации аэроплана. Толчком к созданию известного решения, по мнению его авторов, явилась проблема безопасности и совместимости авиалайнеров с окружающей средой, которая может быть перспективно решена осуществлением способа вертикального взлета и вертикальной посадки. Такой способ позволит обеспечить контролируемое существенное замедление темпа операций: зависание перед приземлением; сведение к нулю скорости касания Земли; возможность мягкой посадки в любой точке Земли и возможность вынужденной посадки без слива топлива. Независимость от человеческого фактора и от погодных условий, а в результате - существенное повышение безопасности, сможет быть обеспечено путем полной автоматизации процессов взлета и посадки, что нереально для существующих авиалайнеров при высокой скорости их движения в условиях тесных воздушных и наземных коридоров современных аэропортов. Вместе с тем, конструктивное решение, предлагаемое авторами патента РФ N° 2223891, предполагает использование в составе летательного аппарата добавочных и достаточно сложных устройств, предназначенных для создания над крылом самолёта специального атмосферного явления типа бинарного циклона, с помощью которого можно будет, по мнению авторов патента, осуществлять вертолётный взлет и посадку. Предложенное решение представляется конструктивно чрезвычайно сложным и слабо обоснованным экономически.
Развивая идею увеличения подъемной силы летательного аппарата без применения дополнительных сложных конструктивных устройств, автор настоящего изобретения также ставит перед собой цель увеличения дальности, грузоподъемности и безопасности использования летательных аппаратов различного назначения. Вместе с тем, предлагаемый способ достижения такой цели является принципиально новым по отношению к известной и иным предлагаемым конструкциям и предусматривает как возможность сокращения дистанции пробега/разбега летательного аппарата при взлете/посадке, так и существенное уменьшение общего размаха крыла и, как следствие, вызванное таким уменьшением, снижение сопротивления среды в полете. Всё вышесказанное, в совокупности, призвано увеличить эффективность воздушных перевозок и повысить их безопасность.
Для достижения поставленной цели предлагается использовать присоединенное к фюзеляжу летательного аппарата комбинированное крыло, содержащее несущую поверхность и реактивный двигатель, при этом несущая поверхность в плане выполнена комбинированной, состоящей из аэродинамического крыла и жестко связанной с ним несущей пластиной прямоугольной формы. Двигатель жестко крепится к несущей пластине так, что выходящая из него струя горячих газов обтекают верхнюю поверхность несущей пластины, профиль которой повторяет профиль сопла двигателя. Пластина может быть выполнена из условия её соединения с фюзеляжем самолета.
Заявленная конструкция поясняется фиг.1 , 2, 3, 4 с вариантами возможных конструктивных воплощений: несущей пластины (фиг.1); формой в плане сечения сопла Лаваля двигателя, являющегося самостоятельным элементом конструкции крыла (фиг.2); видом в плане одного из возможных вариантов летательного аппарата (ЛА) с комбинированными крыльями (фиг.З) и видом такого ЛА в профиль на фиг. 4. Возможность достижения поставленной цели в рамках заявленной конструкции крыла, по мнению автора, обусловлена следующим. Заявленное комбинированное крыло состоит из трех жестко скрепленных частей: турбореактивного двигателя, несущей пластины и обычного аэродинамического крыла. Нижняя плоскость комбинированного крыла является общей для последних двух частей, а ее площадь равна сумме их площадей. При работе двигателя только верхняя поверхность несущей пластины обдувается выходящим из двигателя потоком воздуха, за счет чего создается подъемная сила, пропорциональная силе тяги двигателя. Таким образом, двигатель должен располагаться выше нижней поверхности комбинированного крыла. В полете возникающая на несущей пластине подъемная сила падает пропорционально квадрату скорости полета. Так как развиваемая аэродинамической частью крыла подъемная сила возрастает пропорционально квадрату скорости полета, то величина результирующей подъемной силы комбинированного крыла, при условии равенства эффективных площадей несущей пластины и аэродинамической части комбинированного крыла, становится независимой от скорости полета. Благодаря тому, что каждая часть комбинированного крыла работает в оптимальном режиме, размах комбинированных крыльев оказывается существенно меньше размаха аэродинамических крыльев в современных самолётах, в результате в полете уменьшается сопротивление среды, что дает значительную экономию топлива и улучшает экономические показатели авиационного транспорта. Для обеспечения устойчивости летательного аппарата векторы подъемных сил комбинированных крыльев должны лежать вместе с центром тяжести всего летательного аппарата в одной, перпендикулярной к оси симметрии летательного аппарата плоскости. Причем центр тяжести всего летательного аппарата должен располагаться ниже точек приложения подъёмных сил от комбинированных крыльев. Отсутствие зависимости подъёмной силы от скорости полета, в принципе, позволяет использующему комбинированные крылья летательному аппарату реализовать режим зависания в любое время и в любой точке пространства, что существенно повышает безопасность воздушного транспорта и расширяет географию его использования. Так как подъёмная сила комбинированного крыла пропорциональна величине развиваемой двигателем тяги, то для реализации режима зависания необходимо иметь возможность полного торможения ЛА в отсутствии контакта с поверхностью земли. Для полной остановки ЛА в полете можно использовать как пассивные, так и активные способы или оба одновременно. В качестве пассивных способов торможения можно использовать механически управляемые экраны, отклоняющие на -90° прошедший над несущей з пластиной поток горячего газа. (Заметим, что в этом случае двигатели, являющиеся частью комбинированных крыльев, перестают работать в качестве тяговых.) Активный способ торможения реализуется дополнительными тормозными двигателями, что позволяет осуществлять эффективное торможение и тонкое маневрирование даже в отсутствии контакта летательного аппарата с земной поверхностью.
Рассмотрим вариант конструктивного воплощения упомянутой несущей пластины (фиг.1 ). В плане она имеет прямоугольную форму с длиной хорды -L, шириной -D и высотой -Н/2, причем её профиль, как показано на рисунке, в поперечном по отношению к хорде направлению, имеет полуэллиптическую форму. В одном из вариантов конструктивного воплощения заявленного крыла, для лучшего сцепления потока воздуха сечение насадки на сопло Лаваля двигателя также должно иметь, как показано на фиг.2, эллиптическую форму с параметрами, соответствующими параметрам поперечного сечения несущей пластины. Оптимальные значения геометрических параметров D, Н и L, определяющих размер несущей пластины в плане и форму ее профиля, могут быть определены экспериментально.
При обдувании верхней поверхности несущей пластины потоком воздуха с плотностью - р и скоростью - V на неё станет действовать направленное вверх давление - Р равное - 0,5pV . Соответственно, в полете со скоростью - V0, когда нижняя поверхность комбинированного крыла обдувается потоком воздуха плотностью - р0 , давление на пластину уменьшится на величину 0,5poVo2 и становится равным
P= 0,5 (pV2 - p0V0 2). (1 )
Следовательно, в полете, величина подъемной силы создаваемой одной несущей пластиной - Fc составит
Fc = PSc = 0,5 (pV2 - p0V0 2) Sc, (2) где Sc- площадь проекции несущей пластины на горизонтальную поверхность. Для обычного аэродинамического крыла площадью Sa, двигающегося со скоростью - V0 в атмосфере с плотностью р0, величина подъемной силы- Fa , составляет
Fa = 0, 5 Ka PoVo Sa , (3) где Ка - коэффициент, зависящий только от формы профиля крыла. Величина коэффициента Ка хорошо известна для крыльев различной формы профиля, причем для оптимизации профиля используют различные механически управляемые элементы конструкции-закрылки и предкрылки. Однако для комбинированного крыла, в котором обычное аэродинамическое крыло эффективно используется только в крейсерском режиме, проблемы оптимизации формы профиля не существует, что упрощает и облегчает конструкцию комбинированного крыла. Для комбинированного крыла заявленной конструкции результирующая величина подъемной силы — Fo в соответствии с формулами (2) и (3) будет иметь вид
F0 = Fc + Fa = 0,5 (pV2 - poV0 2) Sc+0, 5 Ka p0V0 2 Sa . (4)
Из (4) следует, что при выполнении условия
Sc = KaSa (5) величина подъемной силы комбинированного крыла определяется только параметрами реактивной струи от двигателя и площадью Sc
Fo = 0, pV2 Sc . (6)
Так как условие (5) не зависит ни от скорости движения в атмосфере, ни от высоты полета, ни от мощности двигателя, то оно универсально, а конструкция комбинированного крыла, выполненная с условием (5) становится оптимальной, т.е. наиболее выгодной для использования. Этот факт свидетельствует о появлении нового авиационного устройства обладающего уникальными аэродинамическими характеристиками - комбинированного крыла. Отметим, что условие (5) легко выполнимо, так как для этого нужно лишь уравнять размеры эффективных площадей соответствующих частей комбинированного крыла.
Учитывая выражение для развиваемой турбореактивным двигателем силы тяги-F^
Fd = 0,5 pV2 Sd , (7) в котором величина Sd есть площадь выходного окна сопла Лаваля двигателя, можно преобразовать выражение (6) к виду
FK = ScSd-1 Fd = Ky Fd . (8)
Входящий в (8) коэффициент Ку = ScSd "' является аналогом коэффициента качества аэродинамического крыла-Кс , который для применяемых в коммерческой авиации крыльев имеет величину Кс =14-15. При сравнении этих коэффициентов следует иметь в виду, что Ку является интегрированным коэффициентом качества всего летательного аппарата, почему сравнивать его следует с интегрированным коэффициентом качества всего самолета - <КС>, величина которого, при учёте фюзеляжа и других вспомогательных элементов, снижается от Кс ~ 14- 15 до <КС> ~ 4. Например, для Боинга 737-200 при полном весе 48т и силе тяги обеих двигателей 6,6· 2 = 13,2т, коэффициент <КС> получается равным = 48/13,2 ~ 3,64. Для указанной выше геометрии несущей пластины коэффициент качества комбинированного крыла приобретает вид Ку = ScSd ~' = 4лГ|1Л 1. Полагая L = 4м и Н = 0,4м , получаем Ку =12,7. По сравнению с Боингом, для которого <КС> = 3,64, получается увеличение интегрированного коэффициента качества в 3,5 раза, что означает примерно такое же снижение удельного расхода топлива в полете. Благодаря тому, что каждая часть комбинированного крыла работает в оптимальном режиме, их общий размах оказывается существенно меньше размаха аэродинамических крыльев в современных самолётах, в результате в полете уменьшается сопротивление среды, что дает значительную экономию топлива и улучшает экономические показатели авиационного транспорта
Как отмечено ранее, для обеспечения устойчивости ЛА, использующего в своем составе крылья заявленной конструкции, вектора подъемных сил от всех комбинированных крыльев вместе с центром тяжести всего ЛА должны лежать, как показано на фиг.З, в одной, перпендикулярной к оси симметрии летательного аппарата плоскости; на фиг.З и 4 следующими поз. обозначены: 1 - турбореактивный двигатель, являющийся неотъемлемой частью комбинированного крыла (в полете выполняет также роль тягового двигателя), 2 - несущая пластина, 3 - аэродинамическая пластина, 4 - тормозной двигатель. Центр тяжести всего летательного аппарата должен располагаться ниже точек приложения подъёмных сил от комбинированных крыльев, как показано на фиг. 4.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
Крыло летательного аппарата содержащее несущую поверхность и турбореактивный двигатель, при этом несущая поверхность выполнена комбинированной из обычного аэродинамического крыла и жестко связанной с ним несущей пластины; двигатель жестко крепится к несущей пластине так, что выходящая из него струя горячих газов обтекает её верхнюю поверхность; профиль несущей пластины повторяет профиль сопла Лаваля турбореактивного двигателя.
PCT/RU2013/001127 2013-12-16 2013-12-16 Комбинированное крыло летательного аппарата WO2015094003A1 (ru)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13870382.2A EP3085619A1 (en) 2013-12-16 2013-12-16 Combination aircraft wing
PCT/RU2013/001127 WO2015094003A1 (ru) 2013-12-16 2013-12-16 Комбинированное крыло летательного аппарата
RU2016127462A RU2626773C1 (ru) 2013-12-16 2013-12-16 Комбинированное крыло летательного аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2013/001127 WO2015094003A1 (ru) 2013-12-16 2013-12-16 Комбинированное крыло летательного аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2015094003A1 true WO2015094003A1 (ru) 2015-06-25

Family

ID=51134196

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2013/001127 WO2015094003A1 (ru) 2013-12-16 2013-12-16 Комбинированное крыло летательного аппарата

Country Status (3)

Country Link
EP (1) EP3085619A1 (ru)
RU (1) RU2626773C1 (ru)
WO (1) WO2015094003A1 (ru)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10464668B2 (en) 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
EP4306789A3 (en) 2015-09-02 2024-06-12 Jetoptera, Inc. Fluidic propulsive system
US11001378B2 (en) 2016-08-08 2021-05-11 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
CN111727312B (zh) 2017-06-27 2023-07-14 杰拓普特拉股份有限公司 航空飞行器垂直起降系统的配置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3704842A (en) * 1970-10-16 1972-12-05 Willard R Custer Contoured stack of jet engine with channel wing aircraft
US3884432A (en) * 1973-06-05 1975-05-20 Nasa High-lift aircraft
US3971534A (en) * 1973-12-28 1976-07-27 The Boeing Company Method of and apparatus for controlling flow attachment to the wing and flap surfaces of an upper surface blowing type aircraft
GB1487077A (en) * 1975-10-20 1977-09-28 Secr Defence Aircraft wing assemblies
EP0078245A1 (en) * 1981-10-15 1983-05-04 AERITALIA - Società Aerospaziale Italiana - p.A. Aircraft with jet propulsion
RU2223891C1 (ru) 2002-06-27 2004-02-20 Авруцкий Гарри Израилевич Способ образования подъемной силы, аэроплан, способ взлета и посадки

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2266846C2 (ru) * 2004-01-20 2005-12-27 Глебов Николай Константинович Летательный аппарат вертикального взлета и посадки

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3704842A (en) * 1970-10-16 1972-12-05 Willard R Custer Contoured stack of jet engine with channel wing aircraft
US3884432A (en) * 1973-06-05 1975-05-20 Nasa High-lift aircraft
US3971534A (en) * 1973-12-28 1976-07-27 The Boeing Company Method of and apparatus for controlling flow attachment to the wing and flap surfaces of an upper surface blowing type aircraft
GB1487077A (en) * 1975-10-20 1977-09-28 Secr Defence Aircraft wing assemblies
EP0078245A1 (en) * 1981-10-15 1983-05-04 AERITALIA - Società Aerospaziale Italiana - p.A. Aircraft with jet propulsion
RU2223891C1 (ru) 2002-06-27 2004-02-20 Авруцкий Гарри Израилевич Способ образования подъемной силы, аэроплан, способ взлета и посадки

Also Published As

Publication number Publication date
EP3085619A1 (en) 2016-10-26
RU2626773C1 (ru) 2017-08-01
EP3085619A9 (en) 2016-12-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU180474U1 (ru) Самолёт вертикального взлёта и посадки
CN106005400A (zh) 固定翼飞行器垂直起飞辅助系统
RU2349505C1 (ru) Способ создания подъемной силы самолета (варианты), способ полета самолета, безаэродромный всепогодный самолет &#34;максинио&#34; вертикального взлета и посадки (варианты), способ взлета и способ посадки, способ и система управления самолетом в полете, фюзеляж, крыло (варианты), реверс тяги и способ его работы, система шасси, система газоразделения и газораспределения его
US2910254A (en) Boundary layer control apparatus relating to aircraft
US20160101852A1 (en) Annular ducted lift fan VTOL aircraft
CN103318411B (zh) 固定翼垂直起降飞机
WO2015094003A1 (ru) Комбинированное крыло летательного аппарата
RU2592122C2 (ru) Лэбач
RU2127202C1 (ru) Способ создания системы сил летательного аппарата самолетной схемы и наземно-воздушная амфибия (нва) для его осуществления
RU2641952C1 (ru) Самолёт вертикального взлёта и посадки
Armutcuoglu et al. Tilt duct vertical takeoff and landing uninhabited aerial vehicle concept design study
RU2435707C2 (ru) Летательный аппарат вертикального взлета и посадки
RU64176U1 (ru) Тяжелый транспортный самолет
RU2223891C1 (ru) Способ образования подъемной силы, аэроплан, способ взлета и посадки
US20220177115A1 (en) High-lift device
RU2466061C2 (ru) Аэролет (варианты), части аэролета, способы использования аэролета и его частей
RU2335430C1 (ru) Самолет большой грузоподъемности
WO2010050839A1 (ru) Летательный аппарат вертикального взлета и посадки
RU2612036C1 (ru) Модуль летательного аппарата, создающий подъемную силу
RU2604755C1 (ru) Беспилотный универсальный самолет вертикального или короткого взлета и посадки
US20160009415A1 (en) Expanded airliner configured symmetrically rear to front or rear to rear
RU2812164C1 (ru) Беспилотный летательный аппарат
RU2632387C1 (ru) Летательный аппарат - 2
RU2621780C1 (ru) Летательный аппарат, создающий подъемную силу
RU2678180C1 (ru) Гибридный летательный аппарат

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: 13870382

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2016127462

Country of ref document: RU

Kind code of ref document: A

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2013870382

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2013870382

Country of ref document: EP