RU163412U1

RU163412U1 - Летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой

Info

Publication number: RU163412U1
Application number: RU2014148811/11U
Authority: RU
Inventors: Владимир Николаевич Салатов
Original assignee: Владимир Николаевич Салатов
Priority date: 2014-12-04
Filing date: 2014-12-04
Publication date: 2016-07-20

Abstract

1. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий корпус, выполненный с возможностью уравновешивания веса летательного аппарата на расчетных скоростях горизонтального полета, и закрепленные снаружи по бокам корпуса четыре силовых агрегата, по два с каждой стороны, при этом силовые агрегаты каждого бока расположены симметрично по отношению друг к другу относительно вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось корпуса, и имеют возможность поворота в местах своего закрепления вокруг горизонтальной оси, перпендикулярной вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось корпуса, причем каждый силовой агрегат выполнен из защитного корпуса, внутри которого расположены два электродвигателя с воздушными винтами изменяемого шага, вращающимися в противоположных направлениях.2. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что корпус летательного аппарата выполнен в виде аэродинамических профилей.

Description

B64C 29/00 Летательный аппарат вертикального взлета и посадки

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха и касается аппаратов вертикального взлета и посадки.

Аналогом предлагаемого летательного аппарата является летательный аппарат мультироторного типа, а с точки зрения количества силовых агрегатов и их расположения наиболее близко соответствует квадрокоптеру Х-образной схемы. Информация есть в открытом доступе, например: http://www.customelectronics.ru/chast-1-chto-takoe-kv. Так как в квадрокоптере его вес на протяжении всего полета уравновешивается тягой силовых агрегатов, это приводит к быстрому расходу заряда аккумуляторов и сокращению времени и дальности полета. Другим важным недостатком является невозможность продолжать полет при отказе любого силового агрегата. Предлагаемое изобретение призвано улучшить эти показатели.

Сущность изобретения заключается в том, что предлагаемая конструкция летательного аппарата позволяет осуществлять вертикальный взлет и посадку только за счет тяги двигателей и управляемый горизонтальный полет, при котором вес летательного аппарата уравновешен аэродинамической подъемной силой, созданной только корпусом при отсутствии узкоспециализированных элементов, а именно: крыла, как элемента, создающего только подъемную силу, вертикального и горизонтального оперения, шасси для гашения энергии движения летательного аппарата на посадке и пробеге, а так же аэродинамических рулевых поверхностей, участвующих в изменении траектории полета.

Отсутствие вышеперечисленных элементов позволяет значительно упростить конструкцию, а так же снизить ее вес и избавиться от лишнего аэродинамического сопротивления этих элементов, что позволит снизить потребную тягу для выполнения полета на всех этапах.

На взлете и посадке векторы тяги (P1,2,3,4) всех четырех силовых агрегатов направлены вверх строго вертикально, при этом положение и управление летательного аппарата по курсу, крену и тангажу на этих этапах осуществляется точно так же как на летательных аппаратах типа «квадрокоптер».

После выполнения взлета все силовые агрегаты (2) синхронно разворачиваются вперед и таким образом направляют векторы тяг (P1,2,3,4) вперед по полету. В результате этого летательный аппарат приобретает поступательную скорость в горизонтальной плоскости и, по мере увеличения скорости, корпус начинает создавать подъемную силу (Y), которая в конечном итоге уравновешивает вес (G) летательного аппарата, а векторы тяги (P1+P2+P3+P4) направлены таким образом, чтобы компенсировать только лобовое сопротивление (X).

Управление траекторией полета в этом режиме осуществляется комбинированным способом путем создания разности тяг и/или небольшого отклонения соответствующих силовых агрегатов для создания вращающих моментов вокруг осей X и Y и разностью тяг для создания вращающего момента вокруг оси Z.

Перед посадкой все силовые агрегаты (2) синхронно разворачиваются таким образом, чтобы векторы тяг (P1,2,3,4) были направлены вертикально вверх, компенсируя только вес (G) летательного аппарата.

Положение центра тяжести летательного аппарата должно находиться внутри воображаемой фигуры (16), образованной вертикальными плоскостями (12, 13, 14, 15), проходящими через вертикально расположенные оси вращения двигателей (7,8) боковых, передних и задних пар силовых агрегатов (2) и располагаться в таком диапазоне расстояний (L1,2,3,4) от любой из плоскостей, чтобы обеспечивать возможность каждому силовому агрегату (2) создавать требуемый от него управляющий момент сил на всех режимах полета.

Применение в составе силового агрегата (2) двух раздельных электромоторов (7, 8) обусловлено соображениями отказобезопасности и возможностью совершения безопасной посадки при отказе одного из двигателей. Для этой же цели предусмотрена возможность флюгирования винта отказавшего двигателя.

Прилагаемые чертежи: Фиг. 1- общий вид и характерные оси; Фиг. 2 - расположение плоскости симметрии; Фиг. 3 - силовой агрегат; Фиг. 4 - наличие и направление сил на взлете и посадке; Фиг. 5 - наличие и направление сил в горизонтальном полете; Фиг. 6 - принцип расположения центра тяжести.

Корпус (1) летательного аппарата представляет собой аэродинамический профиль или набор профилей, имеющий достаточную площадь для создания аэродинамической подъемной силы (Y), способной уравновесить вес (G) летательного аппарата на расчетных скоростях горизонтального полета. Снаружи корпуса, по бокам, крепятся четыре силовых агрегата (2), по два с каждой стороны: один в передней части, а другой в задней части корпуса, при этом пары с каждого бока расположены симметрично по отношению друг к другу относительно вертикальной плоскости (5), проходящей через продольную ось корпуса (4).

Каждый силовой агрегат (2) имеет возможность вращаться в точке крепления к корпусу вокруг горизонтальной оси (3), перпендикулярной вертикальной плоскости (5), проходящей через продольную ось корпуса (4), для изменения вектора тяги (P1,2,3 или 4 соответственно) в направлении по полету или против полета.

Корпус (1) летательного аппарата предназначен для размещения внутри: полезного груза, механизмов поворота силовых агрегатов, источников электроэнергии, электронных блоков управления полетом, а так же для создания подъемной силы (Y), уравновешивающей вес (G) летательного аппарата после придания ему достаточной для этого поступательной скорости за счет поворотов векторов тяги (P1,2,3,4) четырех силовых агрегатов (2) по полету.

Каждый силовой агрегат (2) представляет собой два спаренных электромотора (7, 8). Каждый электромотор (7,8) приводит во вращение свой воздушный винт (9, 10) изменяемого шага с возможностью флюгирования. Получившаяся таким образом пара винтов (9, 10), которые вращаются в противоположных направлениях, работает по принципу «соосных винтов». Снаружи винты закрыты защитным корпусом (6).

Claims

1. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий корпус, выполненный с возможностью уравновешивания веса летательного аппарата на расчетных скоростях горизонтального полета, и закрепленные снаружи по бокам корпуса четыре силовых агрегата, по два с каждой стороны, при этом силовые агрегаты каждого бока расположены симметрично по отношению друг к другу относительно вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось корпуса, и имеют возможность поворота в местах своего закрепления вокруг горизонтальной оси, перпендикулярной вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось корпуса, причем каждый силовой агрегат выполнен из защитного корпуса, внутри которого расположены два электродвигателя с воздушными винтами изменяемого шага, вращающимися в противоположных направлениях.

2. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что корпус летательного аппарата выполнен в виде аэродинамических профилей.