RU2075423C1 - Device for control of resultant aerodynamic force of propeller - Google Patents
Device for control of resultant aerodynamic force of propeller Download PDFInfo
- Publication number
- RU2075423C1 RU2075423C1 RU94011879A RU94011879A RU2075423C1 RU 2075423 C1 RU2075423 C1 RU 2075423C1 RU 94011879 A RU94011879 A RU 94011879A RU 94011879 A RU94011879 A RU 94011879A RU 2075423 C1 RU2075423 C1 RU 2075423C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- screw
- propeller
- blades
- force
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Transmission Devices (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиастроению, в частности к устройству для управления результирующей аэродинамической силой винта. The invention relates to aircraft manufacturing, in particular to a device for controlling the resulting aerodynamic force of a screw.
Патентуемое устройство для управления результирующей аэродинамической силой винта применимо в авиации в качестве устройства создания тяги и дополнительной подъемной силы, обеспечивающего повышенную маневренность летательных аппаратов. Возможна установка этих устройств в качестве несущих винтов на самолетах, вертолетах и вертикально взлетающих аппаратах. Возможно применение в спортивной и штурмовой авиации в качестве устройства непосредственно управления боковой силой. A patented device for controlling the resulting aerodynamic force of a propeller is applicable in aviation as a device for creating thrust and additional lifting force, which provides increased maneuverability of aircraft. It is possible to install these devices as rotors on airplanes, helicopters and vertical take-offs. It can be used in sports and attack aircraft as a device for directly controlling lateral force.
Важной проблемой практической аэродинамики летательных аппаратов с винтовыми движителями является повышение их летных и маневренных характеристик. Один из путей решения этой проблемы усовершенствование непосредственного винтового движителя. An important problem of the practical aerodynamics of aircraft with propeller engines is to increase their flight and maneuverability. One way to solve this problem is to improve the direct screw propulsion.
Известны различные устройства для улучшения характеристик винтов путем управления величиной и направлением результирующей аэродинамической силы винта. Various devices are known for improving the performance of screws by controlling the magnitude and direction of the resulting aerodynamic force of the screw.
Известно, например, устройство управления величиной результирующей аэродинамической силы или толкающих винтов (Ромасевич В.Ф. Самойлов Г.А. Винт изменяемого шага. В кн: Практическая аэродинамика вертолетов. М. Воениздат, 1980, с. 77). It is known, for example, to control the magnitude of the resulting aerodynamic force or pushing screws (Romasevich VF Samoilov GA Variable pitch propeller. In the book: Practical aerodynamics of helicopters. M. Voenizdat, 1980, p. 77).
С увеличением скорости полета летательного аппарата на винте постоянного шага, то есть угол установки лопастей винта относительно плоскости вращения винта постоянен, углы атаки лопастей уменьшаются, тем самым снижая тягу. Винт изменяемого шага по мере увеличения скорости полета позволяет увеличивать углы установки лопастей, обеспечивая постоянную величину углов атаки, тем самым сохраняя тягу до значительно больших скоростей полета. Кроме того, при необходимости винт изменяемого шага обеспечивает реверс тяги, то есть изменение направления силы тяги на противоположное. Таким образом, используя винт изменяемого шага, можно управлять величиной и направлением силы тяги вдоль оси вращения винта. With an increase in the flight speed of the aircraft on a constant-pitch propeller, that is, the angle of installation of the propeller blades relative to the plane of rotation of the propeller is constant, the angles of attack of the blades decrease, thereby reducing thrust. The variable pitch propeller, as the flight speed increases, allows the angles of installation of the blades to be increased, providing a constant value of the angles of attack, thereby preserving traction up to significantly higher flight speeds. In addition, if necessary, a variable pitch screw provides reverse traction, that is, a change in the direction of the traction force to the opposite. Thus, using a variable pitch screw, it is possible to control the magnitude and direction of the traction force along the axis of rotation of the screw.
Однако описанное устройство не позволяет отклонять вектор результирующей аэродинамической силы в сторону от направления оси вращения винта для повышения летных и маневренных характеристик летательных аппаратов. However, the described device does not allow to deflect the vector of the resulting aerodynamic force to the side from the direction of the axis of rotation of the propeller to increase the flight and maneuverability characteristics of aircraft.
Известно устройство управления результирующей аэродинамической силой винта при помощи автомата перекоса (Ромасевич В.Ф. Самойлов Г.А. Практическая аэродинамика вертолетов. М. Воениздат, 1980, с. 85). Лопасти винта, закрепленные в ступице с возможностью вращения вокруг своей оси, посредством рычажной системы взаимодействуют с внутренним кольцом подшипника, схватывающего с зазором вал винта. Внешнее кольцо подшипника связано посредством другой рычажной системы с органами управления. Подшипник имеет возможность совершать угловые колебания вокруг двух взаимно перпендикулярных осей в продольном и поперечном направлениях. A device for controlling the resulting aerodynamic force of a propeller using a swashplate (Romasevich V.F. Samoilov G.A. Practical aerodynamics of helicopters. M. Voenizdat, 1980, p. 85). The rotor blades, mounted in the hub with the possibility of rotation around its axis, by means of a lever system interact with the inner ring of the bearing, gripping the shaft of the screw with a gap. The outer ring of the bearing is connected through another lever system to the controls. The bearing has the ability to make angular oscillations around two mutually perpendicular axes in the longitudinal and transverse directions.
Такое устройство позволяет изменять общий шаг лопастей, регулируя величину тяги, как и в случае винта изменяемого шага, и, кроме того, изменять циклический шаг лопастей, фиксируя их под различными углами установки по азимуту описываемой лопастями окружности, тем самым отклоняя направление вектора результирующей аэродинамической силы в стороны от направления оси вращения винта. Это позволяет повысить маневренность летательного аппарата. Такое устройство широко используется на вертолетах. Such a device allows you to change the overall pitch of the blades, adjusting the thrust value, as in the case of a variable pitch propeller, and, in addition, to change the cyclic pitch of the blades, fixing them at different angles of installation in the azimuth of the circumference described by the blades, thereby deflecting the direction of the resulting aerodynamic force vector away from the direction of the axis of rotation of the screw. This allows you to increase the maneuverability of the aircraft. Such a device is widely used in helicopters.
Однако отклонение вектора результирующей аэродинамической силы в сторону от направления оси вращения винта возможно только на незначительный угол (до 20 градусов). Это обусловлено плавным изменением угла установки лопасти по азимуту и конструктивными ограничениями. However, the deviation of the vector of the resulting aerodynamic force to the side from the direction of the axis of rotation of the screw is possible only by a slight angle (up to 20 degrees). This is due to a smooth change in the angle of installation of the blade in azimuth and design limitations.
Таким образом, существующие устройства управления результирующей аэродинамической силой винта не позволяют отклонять вектор результирующей аэродинамической силы в сторону от направления оси вращения винта на угол более 20 градусов. Thus, existing control devices for the resulting aerodynamic force of the screw do not allow the vector of the resulting aerodynamic force to be deflected away from the direction of the axis of rotation of the screw by an angle of more than 20 degrees.
Задачей настоящего изобретения является создание устройства управления результирующей аэродинамической силой винта, позволяющего отклонять вектор действия этой силы от направления оси вращения винта на угол 90 градусов, обладающее простым конструктивным исполнением и надежное в эксплуатации. The objective of the present invention is to provide a device for controlling the resulting aerodynamic force of the screw, which allows you to deviate the action vector of this force from the direction of the axis of rotation of the screw by an angle of 90 degrees, which has a simple design and reliable in operation.
Эта задача решена тем, что в устройстве, содержащем винт с одной или более лопастями и механизм изменения угла установки лопасти, выполненный в виде цилиндра, охватывающего вал винта рядом со ступицей, на котором с возможностью осевого перемещения размещены концевые втулки, взаимодействующие при помощи приводов с цилиндром с одной стороны и посредством ролика и механизма возврата, соединенного с лопастью, с другой стороны, согласно изобретению торцы концентричных втулок, контактирующие с роликом, имеют ступенчатую форму и обеспечивают установку лопасти в заданные выше режимы, а цилиндр выполнен с возможностью вращения вокруг своей оси для управления нулевым азимутальным положением при помощи индивидуального привода и содержит упоры для предотвращения его осевого перемещения и сохранения заданных втулками режимов. This problem is solved in that in a device containing a screw with one or more blades and a mechanism for changing the angle of installation of the blade, made in the form of a cylinder, covering the shaft of the screw next to the hub, on which end sleeves are arranged with the possibility of axial movement, interacting using drives with cylinder on one side and by means of a roller and a return mechanism connected to the blade, on the other hand, according to the invention, the ends of the concentric bushings in contact with the roller have a stepped shape and provide the installation of the blade in the above modes, and the cylinder is made to rotate around its axis to control the zero azimuthal position using an individual drive and contains stops to prevent its axial movement and preservation of the modes specified by the bushings.
Такое устройство для управления результирующей аэродинамической силой позволяет наилучшим образом обеспечить аэродамические режимы работы лопастей винта, повысить коэффициент полезного действия винта, а также повысить маневренность летательного аппарата в целом. Such a device for controlling the resulting aerodynamic force allows you to best ensure the aerodynamic modes of operation of the propeller blades, increase the efficiency of the propeller, as well as increase the maneuverability of the aircraft as a whole.
Сущность изобретения заключается в следующем. Лопасть винта при движении по азимуту на участке от 0 до π радиан устанавливается таким образом, чтобы угол атаки соответствовал максимальным или наивыгоднейшим режимам работы профиля лопасти, то есть коэффициент подъемной силы профиля Cy max или качество K max. При движении на участке от π до 2π радиан лопасть устанавливается таким образом, чтобы угол атаки лопасти соответствовал режиму минимальной подъемной силы и сопротивления профиля лопасти, то есть Cy 0 и коэффициент сопротивления профиля Cx min. При этом возникают несбалансированные моменты, действующие в двух плоскостях (Mx и My). Один момент будет направлен в сторону, противоположную вращению винта, и действовать в его плоскости вращения, другой будет действовать в плоскости, перпендикулярной плоскости вращения винта, и разворачивать летательный аппарат в сторону участка описываемой окружности от π до 2π радиан. The invention consists in the following. When moving in azimuth over a segment from 0 to π radians, the rotor blade is set in such a way that the angle of attack corresponds to the maximum or most advantageous operation modes of the blade profile, that is, the profile lift coefficient Cy max or the quality K max. When moving in a section from π to 2π, the radian of the blade is set so that the angle of attack of the blade corresponds to the regime of minimum lift and resistance of the blade profile, that is, Cy 0 and the profile drag coefficient Cx min. In this case, unbalanced moments occur, acting in two planes (Mx and My). One moment will be directed in the direction opposite to the rotation of the screw and act in its plane of rotation, the other will act in the plane perpendicular to the plane of rotation of the screw and turn the aircraft in the direction of the section of the circumscribed circle from π to 2π radians.
Если компенсировать эти моменты еще одним винтом с синхронным вращением в противоположную сторону, расположив его ось вращения параллельно либо соосно, или каким-либо другим устройством, например органами управления летательного аппарата, то на летательный аппарат будет действовать суммарная сила, направление которой не будет совпадать с направлением оси вращения винта. Управление направлением этой силы осуществляется изменением углов установки лопастей и положением нуля азимута лопасти. If you compensate for these moments with another screw with synchronous rotation in the opposite direction, placing its axis of rotation in parallel or coaxially, or some other device, for example, aircraft controls, then the total force will act on the aircraft, the direction of which will not coincide with direction of rotation axis of the screw. The direction of this force is controlled by changing the angles of the blades and the zero position of the azimuth of the blade.
В результате реализации конструкции, заложенной в изобретении, летательный аппарат приобретает кроме тяги еще и дополнительную подъемную или боковую силу, улучшается его маневренность за счет получения возможности непосредственного управления боковой силой. Исследованиями установлено, что коэффициент полезного действия винта увеличивается приблизительно на 10-15%
Фиг. 1 показывает устройство, выполненное согласно изобретению, изображенное в изометрии. Фиг. 2 упрощенно изображает вид сверху на концентричные втулки, когда их взаимное расположение обеспечивает установку углов лопастей, одинаковых для обоих участков от 0 до p радиан и от π до 2π радиан. Фиг. 3 упрощенно изображает вид сверху на концентричные втулки, когда их взаимное расположение обеспечивает установку углов лопастей, больших для участка от 0 до 2π радиан. Фиг. 4 упрощенно изображает вид сверху на концентричные втулки, когда их взаимное расположение обеспечивает установку углов лопастей, больших для участка от π до 2π радиан. Фиг. 5 содержит векторные диаграммы скоростей и сил, действующих на отдельный элемент лопасти, движущейся по азимуту на участке от 0 до π радиан. Фиг. 6 содержит векторные диаграммы скоростей и сил, действующих на отдельный элемент лопасти, движущейся по азимуту на участке от π до π радиан. Фиг. 7 упрощенно изображает возникновение моментов при движении лопасти на участке от 0 до π радиан. Фиг. 8 упрощенно изображает возникновение боковой силы.As a result of the implementation of the design embodied in the invention, the aircraft acquires, in addition to thrust, additional lifting or lateral force, and its maneuverability is improved by gaining the ability to directly control lateral force. Studies have found that the screw's efficiency is increased by about 10-15%
FIG. 1 shows an isometric view of a device according to the invention. FIG. 2 shows a simplified top view of concentric bushings when their relative position provides the installation of blade angles identical for both sections from 0 to p radians and from π to 2π radians. FIG. 3 simplifies a top view of concentric sleeves when their relative position provides the installation of blade angles large for a section from 0 to 2π radians. FIG. 4 is a simplified top view of concentric bushings when their relative position allows the blade angles to be large for a region of π to 2π radians. FIG. 5 contains vector diagrams of velocities and forces acting on an individual element of a blade moving in azimuth over a section from 0 to π radians. FIG. 6 contains vector diagrams of velocities and forces acting on a separate element of a blade moving in azimuth over a section from π to π radians. FIG. 7 simplistically depicts the occurrence of moments when the blade moves in a section from 0 to π radians. FIG. 8 simplifies the appearance of lateral force.
Устройство для управления результирующей аэродинамической силой винта, выполненное согласно изображению (фиг. 1), содержит вал 1, жестко связанный со ступицей 2 и посредством стакана 3 с лопастью 4. Количество лопастей 4 обусловливается принятой конструкцией летательного аппарата. Лопасти имеют возможность варьирования угла установки. Вблизи ступицы 2 на вал 1 посажен цилиндр 5 с возможностью вращения вокруг своей оси с помощью индивидуального привода 6. Цилиндр 5 содержит упоры 7 для предотвращения его осевого перемещения. На цилиндре 5 с возможностью осевого перемещения размещены концентричные втулки 8 и 9 (фиг. 1, 2, 3, 4), которые с одной стороны взаимодействуют с цилиндром 5 (фиг. 1) посредством приводов 10 и 11, а с другой стороны взаимодействуют посредством ролика 12 и механизма 13 возврата с лопастью 4. Втулки 8 и 9 со стороны, контактирующей с роликом 12, имеют ступенчатую форму для обеспечения углов установки лопастей заданным способом. Привод 6 может быть выполнен в виде червячной передачи и электродвигателя, приводы 10 и 11 могут быть выполнены в виде передачи винт-гайка и электродвигателей, упоры 7 могут быть выполнены в виде упорных подшипников. Возвратный механизм 13 представляет собой, например, пружину, взаимодействующую с одной стороны со штоком, связывающим ролик 12 и лопасть 4, а с другой стороны со ступицей 2. A device for controlling the resulting aerodynamic force of the screw, made according to the image (Fig. 1), contains a shaft 1, rigidly connected to the hub 2 and through the cup 3 with the blade 4. The number of blades 4 is determined by the adopted design of the aircraft. The blades have the ability to vary the installation angle. Near the hub 2, a cylinder 5 is mounted on the shaft 1 with the possibility of rotation around its axis by means of an individual drive 6. The cylinder 5 contains stops 7 to prevent its axial movement. On the cylinder 5, with the possibility of axial movement, concentric sleeves 8 and 9 are placed (Figs. 1, 2, 3, 4), which on the one hand interact with the cylinder 5 (Fig. 1) by means of actuators 10 and 11, and on the other hand they interact by the roller 12 and the return mechanism 13 with the blade 4. The bushings 8 and 9 on the side in contact with the roller 12 have a stepped shape to ensure the angles of installation of the blades in a predetermined manner. The drive 6 can be made in the form of a worm gear and an electric motor, the drives 10 and 11 can be made in the form of a screw-nut gear and electric motors, the stops 7 can be made in the form of thrust bearings. The return mechanism 13 is, for example, a spring interacting on one side with a rod connecting the roller 12 and the blade 4, and on the other hand with the hub 2.
Работает устройство следующим образом. The device operates as follows.
Вал 1 вращается с постоянной частотой. Ролик 12 перекатывется по ступенчатому торцу втулок 8 и 9 и, прижимаемый к нему возвратным механизмом 13, задает углы v установки лопасти 4 для различных участков ее азимутального положения. Величины углов v1 и Φ2 зависят от взаимного положения втулок 8 и 9 и расположения этих втулок относительно цилиндра 5. В процессе работы устройства описанное выше расположение втулок регулируется приводами 10 и 11. В случае размещения нулевого азимутального положения лопасти в верхней точке и выполнения условия: α1 соответствует Cy max, α2 соответствует Cy 0, на устройстве будут получены тяга P и подъемная сила Y. При необходимости получения боковой силы Fz включается в работу привод 6 и отклоняет нулевое азимутальное положение лопасти в сторону горизонтальной плоскости. Для регулирования величин P и Y необходимо изменять частоту вращения вала 1 и углы установки Φ1 и Φ2 лопастей 4.Shaft 1 rotates at a constant frequency. The roller 12 is rolled over the stepped end face of the bushings 8 and 9 and, pressed against it by the return mechanism 13, sets the installation angles v of the blade 4 for various sections of its azimuthal position. The angles v 1 and Φ 2 depend on the relative position of the bushings 8 and 9 and the location of these bushings relative to the cylinder 5. In the process of operation of the device, the arrangement of the bushings described above is controlled by the actuators 10 and 11. In the case of placing the azimuthal position of the blade at the top point and the condition : α 1 corresponds to Cy max, α 2 corresponds to Cy 0, the thrust P and lifting force Y are obtained on the device. If it is necessary to obtain the lateral force Fz, the drive 6 is turned on and rejects the zero azimuthal position of the blade towards the mountains isontal plane. To control the values of P and Y, it is necessary to change the frequency of rotation of the shaft 1 and the installation angles Φ 1 and Φ 2 of the blades 4.
Для лучшего понимания изобретения рассмотрим управление результирующей аэродинамической силой винта на предлагаемом устройстве, иллюстрируемое фиг. 5-8. For a better understanding of the invention, we consider the control of the resulting aerodynamic force of the screw on the proposed device, illustrated in FIG. 5-8.
Направление оси вращения винта может занимать два основных положения: самолетное когда ось расположена горизонтально, и вертикальное ось расположена вертикально. В случае горизонтального расположения оси азимутальное положение лопасти, соответствующее 0 или 2π радиан, устанавливается в верхней точке описываемой лопастью окружности. На фиг. 5 и 6 показаны векторные диаграммы скоростей и сил для участка от 0 до p радиан и от π до 2π радиан в месте сечения лопасти. The direction of the axis of rotation of the screw can occupy two main positions: aircraft when the axis is horizontal, and the vertical axis is vertical. In the case of a horizontal axis, the azimuthal position of the blade, corresponding to 0 or 2π radians, is set at the upper point of the circle described by the blade. In FIG. Figures 5 and 6 show vector diagrams of velocities and forces for a section from 0 to p radians and from π to 2π radians at the blade section.
На диаграммах обозначены: U0 окружная скорость лопасти в месте сечения; U1 полная окружная скорость; u1 наведенная окружная скорость; V0 скорость полета летательного аппарата; V1 - осевая скорость потока; v1 наведенная осевая скорость потока; W0 суммарная скорость набегающего потока в месте сечения лопасти; W1 истинная скорость набегающего потока; a1 угол атаки профиля в месте сечения лопасти для участка от 0 до π радиан; a2 угол атаки профиля в месте сечения лопасти для участка от π до 2π радиан; R полная аэродинамическая сила лопасти; P тяга; Y подъемная сила; v1 угол установки лопасти на участке от 0 до π радиан; v2 угол установки лопасти на участке от π до 2π радиан; w1 полная наведенная скорость.The diagrams denote: U 0 the peripheral speed of the blade at the section; U 1 full peripheral speed; u 1 induced peripheral speed; V 0 the flight speed of the aircraft; V 1 - axial flow rate; v 1 induced axial flow velocity; W 0 the total speed of the incident flow at the section of the blade; W 1 true freestream; a 1 angle of attack of the profile at the blade section for a section from 0 to π radians; a 2 angle of attack of the profile at the blade section for the section from π to 2π radians; R full aerodynamic force of the blade; P thrust Y lifting force; v 1 the angle of the blade in the area from 0 to π radians; v 2 the angle of the blade in the area from π to 2π radians; w 1 full induced speed.
Из диаграммы наглядно видно, что на участке от 0 до π радиан сила тяги P и подъемная (боковая) сила Y значительно больше, чем на участке от π до 2π радиан, что и обусловливает появление моментов (Mx и My), показанных на фиг. 7 и вычисляемых по формулам:
Mx Y•l; My P•l,
где l плечо между осью вращения винта и точкой приложения силы.The diagram clearly shows that in the region from 0 to π radians the traction force P and the lifting (lateral) force Y is much larger than in the region from π to 2π radians, which causes the appearance of the moments (Mx and My) shown in FIG. 7 and calculated by the formulas:
Mx Y • l; My P • l,
where l is the shoulder between the axis of rotation of the screw and the point of application of force.
Моменты необходимо компенсировать. Здесь же видно, что способ позволяет положительно использовать силу Y, которая в случае обыкновенного винта не использовалась. Moments must be compensated. Here you can see that the method allows you to positively use the force Y, which in the case of an ordinary screw was not used.
Соотношение сил P и Y можно регулировать, изменяя число оборотов (величину U0) винта и углы a атаки, и углы v установки таким образом, что вектор результирующей аэродинамической силы имеет возможность отклоняться от направления оси вращения винта на угол до 90 градусов. Сила Y действует на летательный аппарат импульсами синусоидальной формы, средняя ее величина равна 0,63 максимального значения Y для каждой лопасти, следовательно, чем больше количество лопастей, тем больше средняя величина силы Y, и она может превысить максимальное значение силы Y для одной лопасти.The ratio of forces P and Y can be adjusted by changing the number of revolutions (value U 0 ) of the screw and the angles of attack a, and the angles v of the installation so that the vector of the resulting aerodynamic force can deviate from the direction of the axis of rotation of the screw by an angle of up to 90 degrees. The force Y acts on the aircraft with sinusoidal pulses, its average value is 0.63 of the maximum value of Y for each blade, therefore, the larger the number of blades, the greater the average value of force Y, and it can exceed the maximum value of force Y for one blade.
На фиг. 8 показана схема возникновения боковой силы Fz как следствия смещения азимутального нулевого положения лопасти в сторону горизонтальной плоскости. При увеличении угла отклонения g величина силы Y не изменяется, а ее проекции на вертикальную плоскость (сила Y) и горизонтальную плоскость (сила Fz) соответственно уменьшаются и возрастают. В случае вертикального расположения оси винта управление не изменяется, при этом нулевое азимутальное положение лопасти находится впереди. In FIG. 8 shows a diagram of the occurrence of lateral force Fz as a consequence of the displacement of the azimuthal zero position of the blade towards the horizontal plane. With an increase in the deflection angle g, the magnitude of the force Y does not change, and its projections onto the vertical plane (force Y) and the horizontal plane (force Fz) respectively decrease and increase. In the case of a vertical arrangement of the axis of the screw, the control does not change, while the zero azimuthal position of the blade is in front.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94011879A RU2075423C1 (en) | 1994-04-05 | 1994-04-05 | Device for control of resultant aerodynamic force of propeller |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94011879A RU2075423C1 (en) | 1994-04-05 | 1994-04-05 | Device for control of resultant aerodynamic force of propeller |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU94011879A RU94011879A (en) | 1996-07-10 |
| RU2075423C1 true RU2075423C1 (en) | 1997-03-20 |
Family
ID=20154356
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU94011879A RU2075423C1 (en) | 1994-04-05 | 1994-04-05 | Device for control of resultant aerodynamic force of propeller |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2075423C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101863306A (en) * | 2010-03-18 | 2010-10-20 | 西北工业大学 | Omnidirectional vectored thrust cycloidal propeller |
| RU2649734C2 (en) * | 2012-10-18 | 2018-04-04 | Снекма | Device and method for controlling pitch of blades |
-
1994
- 1994-04-05 RU RU94011879A patent/RU2075423C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Ромасевич В.Ф. и Самойлов Т.А. Практическая аэродинамика вертолетов.- М.: Воениздат, 1980, с. 83 - 86. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101863306A (en) * | 2010-03-18 | 2010-10-20 | 西北工业大学 | Omnidirectional vectored thrust cycloidal propeller |
| CN101863306B (en) * | 2010-03-18 | 2012-01-04 | 西北工业大学 | Omnidirectional vectored thrust cycloidal propeller |
| RU2649734C2 (en) * | 2012-10-18 | 2018-04-04 | Снекма | Device and method for controlling pitch of blades |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU94011879A (en) | 1996-07-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4247251A (en) | Cycloidal fluid flow engine | |
| CN102481975B (en) | Differential pitch control to optimize co-rotating stacked rotor performance | |
| US9346535B1 (en) | Ring cam and ring cam assembly for dynamically controlling pitch of cycloidal rotor blades | |
| US6450446B1 (en) | Counter rotating circular wing for aircraft | |
| RU2670356C2 (en) | Aircraft capable of vertical take-off | |
| US7841831B2 (en) | Asymmetrically changing rotating blade shape (ACRBS) propeller and its airplane and wind turbine applications | |
| RU2570741C2 (en) | Hybrid rotor | |
| WO2009084977A1 (en) | Method of flying within an extended speed range with controlled force vector propellers | |
| RU2563921C1 (en) | Rotorcraft with vertical takeoff | |
| US3720387A (en) | Rotary wing system | |
| US9802699B2 (en) | Adaptively-twistable blade, and an aircraft including such a blade | |
| US3921939A (en) | Directional control system for helicopters | |
| CN108438209B (en) | Cycloidal propeller eccentric circle control mechanism | |
| US20150225053A1 (en) | Cyclic pitch actuation system for counter-rotating propellers | |
| US3801047A (en) | Omnidirectional aircraft | |
| RU2075423C1 (en) | Device for control of resultant aerodynamic force of propeller | |
| US11242142B1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
| US2581773A (en) | Aircraft rotor blade and blade flap pitch control | |
| EP0944522B1 (en) | Hovering aircraft | |
| WO2021140368A1 (en) | Improved efficiency propeller for aircraft | |
| EP4144637A1 (en) | Aircraft provided with supporting wings for the cruise flight | |
| CN113815851B (en) | Rotor wing turning propulsion device, helicopter and control method | |
| CN115571331A (en) | Combined type high-speed helicopter propeller pitch-changing device and control system | |
| CN210258813U (en) | Coaxial co-rotating double-cycloid paddle | |
| EP0700828A1 (en) | Method of controlling the resultant aerodynamic force produced by a propeller and a device for carrying out the said method |