WO2009025632A1 - Vertical-takeoff-and-landing aircraft - Google Patents
Vertical-takeoff-and-landing aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- WO2009025632A1 WO2009025632A1 PCT/UA2008/000046 UA2008000046W WO2009025632A1 WO 2009025632 A1 WO2009025632 A1 WO 2009025632A1 UA 2008000046 W UA2008000046 W UA 2008000046W WO 2009025632 A1 WO2009025632 A1 WO 2009025632A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- wing
- fuselage
- aircraft
- power plant
- takeoff
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Ceased
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/06—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings
- B64C39/062—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings having annular wings
- B64C39/064—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings having annular wings with radial airflow
Definitions
- the invention relates to aircraft, in particular to aircraft such as a flying saucer with vertical take-off and landing, and can be used to transport passengers and goods.
- a vertical take-off and landing aircraft comprising a main and additional ring wings located below it, a cockpit, a fan located in the center of the wing, and an engine (A. S. USSR Jfe 1446836, IPC 7 B64C 39/06, op. 10/27/2004).
- the closest analogue of the claimed device selected as a prototype, is an aircraft of vertical take-off and landing, containing a convex profile wing bent into the contour, inside of which is fixed with a gap fuselage. Fan blades are inserted into the gap, turning with the help of an engine (Application of Germany Xo 4037472, IPC 6 B64C 29/02, 39/06, op. 16.01.92).
- Common essential features of the known and claimed devices are the wing bent into the contour, inside of which the fuselage is installed with a gap, and the power plant.
- the fan pumps air through the gap under the convex wing, forming a zone of high pressure, i.e. the so-called an air cushion, which, however, is not able to lift the unit to a great height.
- an air cushion i.e. the so-called an air cushion
- the basis of the invention is the task of improving the aircraft of vertical take-off and landing, in which by changing the wing profile and directivity of the air flow pumped by the power plant, the efficient use of air flow is ensured, due to which the technical result is achieved: increasing the efficiency of the power plant, improving aerodynamic and operational characteristics of the aircraft.
- the problem is solved in that in an aircraft of vertical take-off and landing, comprising a wing bent into the contour, inside of which the fuselage is mounted with a gap, and a power plant, in accordance with the invention, the wing has an airplane wing profile, and the power plant is installed so that it pumps the air flow is predominantly in the plane of the wing in the direction mainly from the center of the fuselage to the wing.
- the louvers of the intake manifold are located on the outer edge of the wing through the wing connected to the power unit, and on the upper surface of the fuselage are the louvers of the intake manifold through the fuselage connected to the power unit.
- An engine nozzle or propulsion engine nozzles are flattened at the edge. At the bottom of the wing mounted with the ability to open the wing flaps.
- the gap between the wing contour and the fuselage is configured to vary. Between the totality of the essential features of the claimed invention and the achieved technical result there is the following causal relationship.
- the presence on the outer edge of the wing of the louvre of the intake manifold, through the wing connected to the power plant, allows the use of a swirling air flow generated above the outer edge of the wing, which is directed along the intake manifold to the turbine of the power plant to enhance air flow, to increase the vacuum above the wing and increase the lift strength.
- the presence on the upper surface of the fuselage of the louvers of the suction manifold, through the fuselage connected to the power unit provides an increase in vacuum over the fuselage and an increase in lift. Performing a flattened nozzle at the edge of the engine nozzle or nozzles of the propulsion engine forcing air flow contributes to a more complete airflow of the wing area.
- a wing liner in the lower part of the wing with the possibility of opening helps to facilitate and more efficient take-off and a softer landing by increasing the air pressure under the aircraft while lowering the wing liner down.
- the gap between the wing contour and the fuselage with the ability to change allows you to adjust the lifting force depending on changes in engine power.
- the need to turn off the engine, its failure, lack of fuel, reducing the gap to zero allows you to use the effect of a parachute, due to a sharp increase in air pressure under the device, which provides a softer landing without impacts.
- the invention and in specific forms of execution contributes to the achievement of the specified technical result.
- FIG. 1 shows a top view of an aircraft
- FIG. 2 - section A - A in FIG. one in FIG. 3
- FIG. 4 is a photograph of a general view of an experimental sample of an aircraft.
- the aircraft of vertical take-off and landing (Fig. 1) contains a wing 1 bent into the contour with an airplane wing profile, inside of which is fixed with a gap, the size of which can vary, the fuselage 2 with the cockpit and control system, and a power plant, which is installed mainly in the bottom of the fuselage 2 and may have one or more engines 3, depending on the type and purpose of the aircraft. It can be piston, turboprop, turbofan, turbojet engines, etc. It is optimal to use three star-shaped engines 3, nozzles 4 of which pump air flow in the plane of the wing 1 in the direction from the center of the fuselage 2 to the wing 1, to its inner edge (Fig. 2).
- the wing circuit 1 may be closed in the case of a subsonic aircraft or open in the case of a supersonic aircraft.
- a suction manifold 5 with shutters 6 on the outer edge of the wing 1 may be connected, connected to the power unit.
- the power unit In the upper part of the fuselage 2 can also be located blinds 7 of the intake manifold 8, also connected to the power plant (Fig. 3).
- the nozzles 4 of the engines 3 along the edge can be made flattened.
- fenders 9 Fig. 3).
- ailerons 10 rudders of turns mounted on the wing 1 on the sides and a tail nozzle 11 moving down and to the right (Fig. 1).
- ailerons 10 rudders of turns mounted on the wing 1 on the sides and a tail nozzle 11 moving down and to the right (Fig. 1).
- the side parts of the wing 1 can be made movable relative to the fuselage 2.
- gateway shaft 12 (Fig. 3) for installing, for example, docking units above and below. This will allow in space to assemble aircraft in sections, forming an orbital station.
- BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION Engines 3 through nozzles 4 inject air flow in the wing plane 1 from the center of the fuselage 2 to the inner edge of the wing 1 around the entire circumference of the wing contour.
- the inner edge of the wing 1 divides the air flow into two flows - the upper and lower ones, which flow through the gap between the wing 1 and the fuselage 2 around the upper and lower surfaces of the wing 1. Due to the fact that the wing 1 has the profile of an airplane wing, an increased pressure zone appears under the wing 1, and above the wing 1 - a rarefaction zone, as a result of which an upward lifting force is formed, and the aircraft gains altitude.
- the nozzle 4 tapered along the edge provides a more complete airflow of the area of the wing 1 along the inner perimeter of its contour.
- an intake manifold 5 Given the presence of an intake manifold 5, the swirling air flow generated above the upper surface of the wing 1 from the outside through the louvers 6 is sucked into the manifold 5 and through the wing 1 again enters the turbine of the engine 3, which eliminates the stall and increases the negative pressure above the wing 1, and accordingly, lift.
- the air flow from the top of the fuselage 2 enters the power plant, increasing the vacuum above the upper surface of the fuselage 2 and wing 1 and providing the engines with clean air for the smooth operation of the aircraft.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Toys (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Description
ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И VERTICAL TAKEOFF FLY AND
ПОСАДКИ Область техникиLANDING
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам типа летающей тарелки с вертикальным взлетом и посадкой, и может быть использовано для перевозки пассажиров и грузов.The invention relates to aircraft, in particular to aircraft such as a flying saucer with vertical take-off and landing, and can be used to transport passengers and goods.
Предшествующий уровень техники Известен летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий основное и расположенное под ним дополнительное кольцевые крылья, кабину, вентилятор, размещенный в центре крыла, и двигатель (А. с. СССР Jfe 1446836, МПК7 B64C 39/06, оп. 27.10.2004).BACKGROUND OF THE INVENTION A vertical take-off and landing aircraft is known comprising a main and additional ring wings located below it, a cockpit, a fan located in the center of the wing, and an engine (A. S. USSR Jfe 1446836, IPC 7 B64C 39/06, op. 10/27/2004).
При работе известного устройства улучшение аэродинамических характеристик достигается путем увеличения площади крыла. Наиболее близким аналогом заявляемого устройства, выбранным в качестве прототипа, является летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий согнутое в контур крыло выпуклого профиля, внутри которого закреплен с зазором фюзеляж. В зазор вставлены лопатки вентилятора, поворачивающиеся с помощью двигателя (Заявка ФРГ Xo 4037472, МПК6 B64C 29/02, 39/06, оп. 16.01.92). Общими существенными признаками известного и заявляемого устройств являются согнутое в контур крыло, внутри которого установлен с зазором фюзеляж, и силовая установка.During operation of the known device, the improvement of aerodynamic characteristics is achieved by increasing the wing area. The closest analogue of the claimed device, selected as a prototype, is an aircraft of vertical take-off and landing, containing a convex profile wing bent into the contour, inside of which is fixed with a gap fuselage. Fan blades are inserted into the gap, turning with the help of an engine (Application of Germany Xo 4037472, IPC 6 B64C 29/02, 39/06, op. 16.01.92). Common essential features of the known and claimed devices are the wing bent into the contour, inside of which the fuselage is installed with a gap, and the power plant.
При работе известного устройства вентилятор нагнетает воздух сквозь зазор под выпуклое крыло, образовывая зону повышенного давления, то есть т.н. воздушную подушку, которая, однако, не в состоянии поднять аппарат на большую высоту. Таким образом, в известном летательном аппарате нагнетаемый воздух используется неэффективно, что приводит к увеличению мощности силовой установки при необходимости увеличения высоты подъема аппарата.During operation of the known device, the fan pumps air through the gap under the convex wing, forming a zone of high pressure, i.e. the so-called an air cushion, which, however, is not able to lift the unit to a great height. Thus, in a known aircraft injection air is used inefficiently, which leads to an increase in power installation if necessary, increase the height of the apparatus.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
В основу изобретения поставлена задача усовершенствования летательного аппарата вертикального взлета и посадки, в котором путем изменения профиля крыла и направленности воздушного потока, нагнетаемого силовой установкой, обеспечивается эффективное использование воздушного потока, за счет чего достигается технический результат: повышение КПД силовой установки, улучшение аэродинамических и эксплуатационных характеристик летательного аппарата.The basis of the invention is the task of improving the aircraft of vertical take-off and landing, in which by changing the wing profile and directivity of the air flow pumped by the power plant, the efficient use of air flow is ensured, due to which the technical result is achieved: increasing the efficiency of the power plant, improving aerodynamic and operational characteristics of the aircraft.
Поставленная задача решается тем, что в летательном аппарате вертикального взлета и посадки, содержащем согнутое в контур крыло, внутри которого установлен с зазором фюзеляж, и силовую установку, в соответствии с изобретением крыло имеет профиль самолетного крыла, а силовая установка установлена таким образом, что нагнетает воздушный поток преимущественно в плоскости крыла в направлении преимущественно от центра фюзеляжа на крыло.The problem is solved in that in an aircraft of vertical take-off and landing, comprising a wing bent into the contour, inside of which the fuselage is mounted with a gap, and a power plant, in accordance with the invention, the wing has an airplane wing profile, and the power plant is installed so that it pumps the air flow is predominantly in the plane of the wing in the direction mainly from the center of the fuselage to the wing.
В иных конкретных формах выполнения на внешней кромке крыла расположены жалюзи всасывающего коллектора, сквозь крыло соединенного с силовой установкой, а на верхней поверхности фюзеляжа расположены жалюзи всасывающего коллектора, сквозь фюзеляж соединенного с силовой установкой.In other specific embodiments, the louvers of the intake manifold are located on the outer edge of the wing through the wing connected to the power unit, and on the upper surface of the fuselage are the louvers of the intake manifold through the fuselage connected to the power unit.
Сопло двигателя или сопла двигателей силовой установки по краю сплющены. В нижней части крыла установлены с возможностью открываться подкрылки.An engine nozzle or propulsion engine nozzles are flattened at the edge. At the bottom of the wing mounted with the ability to open the wing flaps.
Зазор между контуром крыла и фюзеляжем выполнен с возможностью изменяться. Между совокупностью существенных признаков заявляемого изобретения и достигаемым техническим результатом существует следующая причинно-следственная связь.The gap between the wing contour and the fuselage is configured to vary. Between the totality of the essential features of the claimed invention and the achieved technical result there is the following causal relationship.
Изменение профиля крыла и направленности воздушного потока, а именно:Change in wing profile and airflow direction, namely:
- выполнение крыла с профилем самолетного крыла;- the implementation of the wing with the profile of the airplane wing;
- установление силовой установки таким образом, что воздух нагнетается преимущественно в плоскости крыла в направлении преимущественно от центра фюзеляжа на крыло; в совокупности с известными признаками заявляемого изобретения обеспечивает эффективное использование воздушного потока, благодаря его направленности на крыло как при разбеге самолета и аэродинамическим преимуществам самолетного крыла. Эффективное использование воздушного потока состоит в его действии на всю рабочую поверхность крыла, что обеспечивает увеличение подъемной силы при той же мощности силовой установки, увеличение высоты и скорости подъема, что приводит к повышению КПД силовой установки, улучшению аэродинамических и эксплуатационных характеристик летательного аппарата. Наличие на внешней кромке крыла жалюзи всасывающего коллектора, сквозь крыло соединенного с силовой установкой, обеспечивает использование взвихренного воздушного потока, образующегося над внешней кромкой крыла, который по всасывающему коллектору направляют на турбину силовой установки для усиления воздушного потока, для увеличения разрежения над крылом и повышения подъемной силы. Так же наличие на верхней поверхности фюзеляжа жалюзи всасывающего коллектора, сквозь фюзеляж соединенного с силовой установкой, обеспечивает увеличение разрежения над фюзеляжем и повышение подъемной силы. Выполнение сплющенным по краю сопла двигателя или сопел двигателей силовой установки, нагнетающих воздушный поток, способствует более полному обдуву площади крыла.- setting the power plant in such a way that the air is pumped mainly in the plane of the wing in the direction mainly from the center of the fuselage to the wing; in conjunction with the known features of the claimed invention ensures the efficient use of air flow, due to its focus on the wing as in the takeoff run of the aircraft and the aerodynamic advantages of the aircraft wing. Effective use of the air flow consists in its effect on the entire working surface of the wing, which provides an increase in lift with the same power of the power plant, an increase in the height and speed of rise, which leads to an increase in the efficiency of the power plant, and an improvement in the aerodynamic and operational characteristics of the aircraft. The presence on the outer edge of the wing of the louvre of the intake manifold, through the wing connected to the power plant, allows the use of a swirling air flow generated above the outer edge of the wing, which is directed along the intake manifold to the turbine of the power plant to enhance air flow, to increase the vacuum above the wing and increase the lift strength. Also, the presence on the upper surface of the fuselage of the louvers of the suction manifold, through the fuselage connected to the power unit, provides an increase in vacuum over the fuselage and an increase in lift. Performing a flattened nozzle at the edge of the engine nozzle or nozzles of the propulsion engine forcing air flow contributes to a more complete airflow of the wing area.
Установление в нижней части крыла с возможностью открываться подкрылок способствует облегчению и более эффективному взлету и более мягкой посадке за счет увеличения давления воздуха под летательным аппаратом при опускании подкрылок вниз.The installation of a wing liner in the lower part of the wing with the possibility of opening helps to facilitate and more efficient take-off and a softer landing by increasing the air pressure under the aircraft while lowering the wing liner down.
Выполнение зазора между контуром крыла и фюзеляжем с возможностью изменяться позволяет регулировать подъемную силу в зависимости от изменения мощности двигателя. В случае аварийной ситуации, необходимости отключения двигателя, его отказа, отсутствия топлива сведение величины зазора к нулю позволяет использовать эффект парашюта, вследствие резкого увеличения давления воздуха под аппаратом, что обеспечивает более мягкую, без ударов посадку. Таким образом, изобретение и в конкретных формах выполнения способствует достижению указанного технического результата.The gap between the wing contour and the fuselage with the ability to change allows you to adjust the lifting force depending on changes in engine power. In the event of an emergency, the need to turn off the engine, its failure, lack of fuel, reducing the gap to zero allows you to use the effect of a parachute, due to a sharp increase in air pressure under the device, which provides a softer landing without impacts. Thus, the invention and in specific forms of execution contributes to the achievement of the specified technical result.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Сущность предложенного изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен вид сверху летательного аппарата; на фиг. 2 - разрез А - А на фиг. 1; на фиг. 3 - фронтальный разрез летательного аппарата, на фиг. 4 - фотография общего вида экспериментального образца летательного аппарата.The essence of the proposed invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a top view of an aircraft; in FIG. 2 - section A - A in FIG. one; in FIG. 3 is a frontal section of an aircraft; FIG. 4 is a photograph of a general view of an experimental sample of an aircraft.
Летательный аппарат вертикального взлета и посадки (фиг. 1) содержит согнутое в контур крыло 1 с профилем самолетного крыла, внутри которого закреплен с зазором, величина которого может изменяться, фюзеляж 2 с кабиной пилота и системой управления, и силовую установку, которая установлена преимущественно в днище фюзеляжа 2 и может иметь один или несколько двигателей 3 в зависимости от типа и назначения летательного аппарата. Это могут быть поршневые, турбовинтовые, турбовентиляторные, турбореактивные двигатели и т.п. Оптимально использовать три звездообразно расположенных двигателя 3, сопла 4 которых нагнетают воздушный поток в плоскости крыла 1 в направлении от центра фюзеляжа 2 на крыло 1 , на его внутреннюю кромку (фиг. 2). Контур крыла 1 может быть замкнутым в случае дозвукового летательного аппарата или разомкнутым в случае сверхзвукового летательного аппарата. Внутри крыла 1 может быть выполнен всасывающий коллектор 5 с жалюзи 6 на внешней кромке крыла 1, соединенный с силовой установкой. В верхней части фюзеляжа 2 также могут быть расположены жалюзи 7 всасывающего коллектора 8, также соединенного с силовой установкой (фиг. 3). Сопла 4 двигателей 3 по краю могут быть выполнены сплющенными. В нижней части крыла 1 с внешней стороны для облегчения взлета-посадки могут быть установлены подкрылки 9 (фиг. 3).The aircraft of vertical take-off and landing (Fig. 1) contains a wing 1 bent into the contour with an airplane wing profile, inside of which is fixed with a gap, the size of which can vary, the fuselage 2 with the cockpit and control system, and a power plant, which is installed mainly in the bottom of the fuselage 2 and may have one or more engines 3, depending on the type and purpose of the aircraft. It can be piston, turboprop, turbofan, turbojet engines, etc. It is optimal to use three star-shaped engines 3, nozzles 4 of which pump air flow in the plane of the wing 1 in the direction from the center of the fuselage 2 to the wing 1, to its inner edge (Fig. 2). The wing circuit 1 may be closed in the case of a subsonic aircraft or open in the case of a supersonic aircraft. Inside the wing 1, a suction manifold 5 with shutters 6 on the outer edge of the wing 1 may be connected, connected to the power unit. In the upper part of the fuselage 2 can also be located blinds 7 of the intake manifold 8, also connected to the power plant (Fig. 3). The nozzles 4 of the engines 3 along the edge can be made flattened. In the lower part of the wing 1 from the outside to facilitate take-off and landing can be installed fenders 9 (Fig. 3).
Управляемость летательного аппарата осуществляется установленными на крыле 1 по бокам элеронами 10 (рулями поворотов) и соплом-хвостом 11, движущимся вниз и направо (фиг. 1). Для повышения маневренности и улучшения летных характеристик боковые части крыла 1 могут быть выполнены подвижными относительно фюзеляжа 2.The controllability of the aircraft is carried out by ailerons 10 (rudders of turns) mounted on the wing 1 on the sides and a tail nozzle 11 moving down and to the right (Fig. 1). To increase maneuverability and improve flight performance, the side parts of the wing 1 can be made movable relative to the fuselage 2.
Вдоль центральной оси летательного аппарата может находиться шлюз-шахта 12 (фиг. 3) для установки, например, стыковочных узлов сверху и снизу. Это позволит в космосе собирать летательные аппараты секционно, образовывая орбитальную станцию.Along the central axis of the aircraft, there may be a gateway shaft 12 (Fig. 3) for installing, for example, docking units above and below. This will allow in space to assemble aircraft in sections, forming an orbital station.
Лучший вариант осуществления изобретения Двигатели 3 сквозь сопла 4 нагнетают воздушный поток в плоскости крыла 1 от центра фюзеляжа 2 на внутреннюю кромку крыла 1 по всему периметру контура крыла. Внутренняя кромка крыла 1 разделяет воздушный поток на два потока - верхний и нижний, которые сквозь зазор между крылом 1 и фюзеляжем 2 обтекают верхнюю и нижнюю поверхности крыла 1. Благодаря тому, что крыло 1 имеет профиль самолетного крыла, под крылом 1 возникает зона повышенного давления, а над крылом 1 - зона разрежения, в результате чего образовывается направленная вверх подъемная сила, и летательный аппарат набирает высоту. Сплющенное по краю сопло 4 обеспечивает более полный обдув площади крыла 1 по внутреннему периметру его контура. При условии наличия всасывающего коллектора 5 взвихренный воздушный поток, образующийся над верхней поверхностью крыла 1 с внешней стороны, сквозь жалюзи 6 всасывается в коллектор 5 и сквозь крыло 1 снова попадает на турбину двигателя 3, что устраняет срыв потока и увеличивает разрежение над крылом 1, и соответственно, подъемную силу. Одновременно сквозь жалюзи 7 всасывающего коллектора 8 воздушный поток с верха фюзеляжа 2 попадает в силовую установку, увеличивая разрежение над верхней поверхностью фюзеляжа 2 и крыла 1 и обеспечивая двигатели чистым воздухом для бесперебойной работы летательного аппарата. BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION Engines 3 through nozzles 4 inject air flow in the wing plane 1 from the center of the fuselage 2 to the inner edge of the wing 1 around the entire circumference of the wing contour. The inner edge of the wing 1 divides the air flow into two flows - the upper and lower ones, which flow through the gap between the wing 1 and the fuselage 2 around the upper and lower surfaces of the wing 1. Due to the fact that the wing 1 has the profile of an airplane wing, an increased pressure zone appears under the wing 1, and above the wing 1 - a rarefaction zone, as a result of which an upward lifting force is formed, and the aircraft gains altitude. The nozzle 4 tapered along the edge provides a more complete airflow of the area of the wing 1 along the inner perimeter of its contour. Given the presence of an intake manifold 5, the swirling air flow generated above the upper surface of the wing 1 from the outside through the louvers 6 is sucked into the manifold 5 and through the wing 1 again enters the turbine of the engine 3, which eliminates the stall and increases the negative pressure above the wing 1, and accordingly, lift. At the same time, through the shutters 7 of the intake manifold 8, the air flow from the top of the fuselage 2 enters the power plant, increasing the vacuum above the upper surface of the fuselage 2 and wing 1 and providing the engines with clean air for the smooth operation of the aircraft.
Claims
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| UAU200708756 | 2007-07-30 | ||
| UAU200708756U UA28455U (en) | 2007-07-30 | 2007-07-30 | Vertical take-off and landing flight vehicle |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2009025632A1 true WO2009025632A1 (en) | 2009-02-26 |
Family
ID=39228935
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/UA2008/000046 Ceased WO2009025632A1 (en) | 2007-07-30 | 2008-07-29 | Vertical-takeoff-and-landing aircraft |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| UA (1) | UA28455U (en) |
| WO (1) | WO2009025632A1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102319989A (en) * | 2011-09-06 | 2012-01-18 | 上海交通大学 | Manufacturing method of airplane horizontal tail beam edge strip |
| CN103419935A (en) * | 2013-07-24 | 2013-12-04 | 南京航空航天大学 | Vertical take-off and landing aircraft in saucer-shaped arrangement and based on novel high-lift device |
| CN103419923A (en) * | 2013-07-24 | 2013-12-04 | 南京航空航天大学 | Thrust gain device with high-speed wall attached air flow |
| CN105015780A (en) * | 2014-04-29 | 2015-11-04 | 沈增 | Manufacturing method for flying saucer |
| CN116654256A (en) * | 2023-07-18 | 2023-08-29 | 北京舯迦科技有限公司 | Blowing lift force ring and application method thereof |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105667793A (en) * | 2016-03-31 | 2016-06-15 | 池金良 | Circumferential wing anti-gravity device and suspension device |
| RU2670361C1 (en) * | 2017-06-06 | 2018-10-22 | Борис Никифорович Сушенцев | Aircraft with shortened or vertical take-off and landing with propeller-driven, or turboprop, or turbo-propeller-driven engines (options) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4037472A1 (en) * | 1990-11-24 | 1992-01-16 | Roland Piek | Annular wing hover-craft - has annular supporting surface and fan rotating round central spherical fuselage |
| US5170963A (en) * | 1991-09-24 | 1992-12-15 | August H. Beck Foundation Company | VTOL aircraft |
| RU2151717C1 (en) * | 1998-03-02 | 2000-06-27 | Безруков Юрий Иванович | Flying saucer |
| US6572053B2 (en) * | 2000-09-19 | 2003-06-03 | Americo Salas | Flying vehicle of inverse sustentation (FVIS) |
| RU2264952C1 (en) * | 2003-05-12 | 2005-11-27 | Александр Владимирович Петренко | Flying vehicle, type flying saucer |
-
2007
- 2007-07-30 UA UAU200708756U patent/UA28455U/en unknown
-
2008
- 2008-07-29 WO PCT/UA2008/000046 patent/WO2009025632A1/en not_active Ceased
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4037472A1 (en) * | 1990-11-24 | 1992-01-16 | Roland Piek | Annular wing hover-craft - has annular supporting surface and fan rotating round central spherical fuselage |
| US5170963A (en) * | 1991-09-24 | 1992-12-15 | August H. Beck Foundation Company | VTOL aircraft |
| RU2151717C1 (en) * | 1998-03-02 | 2000-06-27 | Безруков Юрий Иванович | Flying saucer |
| US6572053B2 (en) * | 2000-09-19 | 2003-06-03 | Americo Salas | Flying vehicle of inverse sustentation (FVIS) |
| RU2264952C1 (en) * | 2003-05-12 | 2005-11-27 | Александр Владимирович Петренко | Flying vehicle, type flying saucer |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102319989A (en) * | 2011-09-06 | 2012-01-18 | 上海交通大学 | Manufacturing method of airplane horizontal tail beam edge strip |
| CN103419935A (en) * | 2013-07-24 | 2013-12-04 | 南京航空航天大学 | Vertical take-off and landing aircraft in saucer-shaped arrangement and based on novel high-lift device |
| CN103419923A (en) * | 2013-07-24 | 2013-12-04 | 南京航空航天大学 | Thrust gain device with high-speed wall attached air flow |
| CN105015780A (en) * | 2014-04-29 | 2015-11-04 | 沈增 | Manufacturing method for flying saucer |
| CN116654256A (en) * | 2023-07-18 | 2023-08-29 | 北京舯迦科技有限公司 | Blowing lift force ring and application method thereof |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| UA28455U (en) | 2007-12-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8448905B2 (en) | Aircraft with aerodynamic lift generating device | |
| KR102586347B1 (en) | fluid propulsion system | |
| EP2219942B1 (en) | Systems and methods for control of engine exhaust flow | |
| RU2635023C2 (en) | Pylon for engine installation on aircraft structure | |
| CN101323371B (en) | Lift augmenter with united jet flow structure on wing flap | |
| JP5779643B2 (en) | Peripheral control ejector | |
| US9045227B1 (en) | Dual fan aerodynamic lift device | |
| WO2009025632A1 (en) | Vertical-takeoff-and-landing aircraft | |
| CA2934346A1 (en) | Short take off and landing arial vehicle | |
| CN112334386A (en) | Personal flight device for vertical takeoff and landing | |
| RU86560U1 (en) | VERTICAL TAKEOFF AND LANDING FLIGHT | |
| US3465988A (en) | Aerodynamic lift producing devices | |
| RU2212358C1 (en) | Flying vehicle | |
| US20180186449A1 (en) | Annular lift fan vtol aircraft | |
| US10829237B2 (en) | Tiltrotor aircraft inlet-barrier filter method and apparatus | |
| CN115195988A (en) | Novel aerodynamic layout of VTOL fixed wing unmanned aerial vehicle | |
| GB2088521A (en) | Inducing lift on a stationary wing | |
| RU180623U1 (en) | VERTICAL TAKEOFF AND LANDING PLANE | |
| RU2459746C1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| JP5211381B2 (en) | Flying object | |
| RU2605466C1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| JP7217272B2 (en) | Winglet ejector configuration | |
| RU2209746C1 (en) | Flying vehicle | |
| RU2149124C1 (en) | Vertical takeoff and landing aeroplane-aerojeep | |
| CN1944188A (en) | Aircraft with centrifugal fan capable of vertically taking off and landing |
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: 08779538 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: 08779538 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |