RU2015063C1 - Aircraft - Google Patents
Aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2015063C1 RU2015063C1 SU5022686A RU2015063C1 RU 2015063 C1 RU2015063 C1 RU 2015063C1 SU 5022686 A SU5022686 A SU 5022686A RU 2015063 C1 RU2015063 C1 RU 2015063C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- tail
- fuselage
- propeller
- propellers
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, а более конкретно к самолетам с винтовыми движителями толкающего типа. The invention relates to aircraft, and more particularly to aircraft with propulsion propulsive propulsion type.
Известны различные схемы установки винтов, в том числе толкающего типа, на самолет [1]. There are various schemes for installing screws, including push type, on an airplane [1].
В качестве прототипа выбран беспилотный летательный аппарат (ЛА) "Скаут" - свободнонесущий моноплан с высокорасположенным прямым крылом и установленным на двухбалочной конструкции хвостовым оперением. Аппарат оснащен поршневым двигателем, который расположен в хвостовой части гондолы фюзеляжа и приводит в действие толкающий воздушный винт [2]. As a prototype, an unmanned aerial vehicle (LA) "Scout" was chosen - a free-flying monoplane with a high straight wing and a tail unit mounted on a two-beam structure. The device is equipped with a piston engine, which is located in the rear of the fuselage nacelle and drives a pushing propeller [2].
Такая компоновка благоприятна для размещения и функционирования оптической аппаратуры ЛА. This arrangement is favorable for the placement and operation of the optical equipment of the aircraft.
Запуск "Скаута" осуществляется с мобильной пневматической катапульты, посадка - в вертикальную сеть или по-самолетному. Scout launch is carried out with a mobile pneumatic catapult, landing - in a vertical network or in an airplane.
К существенному недостатку прототипа можно отнести невозможность форсирования характеристик за счет увеличения диаметра воздушного винта без кардинальной перекомпоновки аппарата (разнесения хвостовых балок, увеличения высоты шасси), что ограничивается конструктивно-силовой схемой, балансировочными и противокапотажными возможностями данного ЛА. A significant disadvantage of the prototype can be attributed to the impossibility of boosting the characteristics by increasing the diameter of the propeller without drastically rearranging the device (spacing the tail beams, increasing the height of the landing gear), which is limited by the structural-power scheme, balancing and anti-cabbing capabilities of this aircraft.
Целью изобретения является возможность применения для ЛА указанного типа воздушного винта большого диаметра. The aim of the invention is the possibility of using for aircraft the indicated type of large-diameter propeller.
Указанная цель достигается тем, что в предложенном самолете хвостовая балка выполнена в виде трубы, которая крепится к гондоле фюзеляжа посредством силового стержня, снабженного соосными воздушными винтами противовращения. При этом плоскости вращения воздушных винтов разнесены вдоль строительной горизонтали фюзеляжа на 0,05-0,25 диаметра винта, а лопасти винтов могут быть выполнены складывающимися назад относительно направления полета, причем шарнир складывания размещен в корневой части каждой лопасти, угол складывания лопастей первого винта больше угла складывания лопастей второго винта, а длина хвостовой балки больше длины лопастей воздушных винтов. Кроме того, внутренняя поверхность хвостовой балки может быть выполнена в виде цилиндрической ориентирующей трубы, которая представляет собой ответную часть направляющего стержня катапульты. This goal is achieved by the fact that in the proposed aircraft, the tail beam is made in the form of a pipe, which is attached to the fuselage nacelle by means of a power rod equipped with coaxial counter-rotation propellers. In this case, the rotation planes of the propellers are spaced along the construction horizontal of the fuselage by 0.05-0.25 of the diameter of the propeller, and the propeller blades can be made folding backward relative to the direction of flight, the folding hinge being placed in the root of each blade, the folding angle of the first propeller blades is greater the angle of folding of the blades of the second screw, and the length of the tail boom is greater than the length of the blades of the propellers. In addition, the inner surface of the tail boom can be made in the form of a cylindrical orienting tube, which is a mating part of the guide rod of the catapult.
На фиг. 1 представлена конструктивно-компоновочная схема самолета по предлагаемому техническому решению, раскрывающая связи и взаимное расположение элементов устройства; на фиг. 2- один из возможных вариантов конструктивного закрепления воздушных винтов на силовом стержне; на фиг. 3 - фотография беспилотного ЛА по предлагаемой схеме. In FIG. 1 shows the structural layout of the aircraft according to the proposed technical solution, revealing the relationship and relative position of the elements of the device; in FIG. 2 - one of the possible options for constructive fixing of propellers on the power rod; in FIG. 3 - photo of an unmanned aircraft according to the proposed scheme.
Гондола фюзеляжа 1, крыло 2, оперение 3 на хвостовой балке 4, шасси 5 (на фиг. 1 изображено шасси лыжного типа) в сборе выполнены по нормальной аэродинамической схеме. При этом хвостовая балка 4 крепится к гондоле фюзеляжа 1 посредством силового стержня 9, на который надеты носовой 6 и хвостовой 7 воздушные винты. Расстояние между плоскостями вращения носового 6 и хвостового 7 винтов равно 0,05-0,25 их диаметра (винты равного диаметра). Минимальное расстояние между плоскостями вращения воздушных винтов выбрано из условия исключения перехлеста лопастей в режиме обдува с реализацией наибольших амплитуд колебаний концевых частей лопастей (технологический параметр), а максимальное расстояние - из условия обеспечения разности крутящих моментов на носовом и хвостовом винтах менее 20% (Вождаев В.С. Метод и результаты параметрических исследований аэродинамических характеристик соосной системы винтов на режимах висения и вертикального подъема. М.: Труды ЦАГИ, вып. 1953, 1978, с. 48-50). Угол складывания носового винта 6 (угол между продольной осью лопасти 8 и строительной горизонталью фюзеляжа) - α , хвостового винта 7 - β , при этом α > β . The nacelle of the
Показанный на фиг. 2 вариант конструктивного закрепления винтов 6 и 7 на силовом стержне 9 предполагает передачу крутящего момента от двигателя 12 через редуктор 13 (показан вариант редуктора на базе прямозубых шестерен и подшипников легкой серии) на соосные ступицы 15 и 16. При этом внутри ступицы может быть размещен пружинный механизм 14 складывания лопастей. Shown in FIG. 2, the structural fastening of
Фотография (фиг. 3) беспилотного самолета по предлагаемому техническому решению позволяет нагляднее представить взаимное расположение основных элементов его конструкции. Photo (Fig. 3) of an unmanned aircraft according to the proposed technical solution allows you to more clearly imagine the relative position of the main elements of its structure.
Порядок работы устройства следующий. При старте ЛА, например, с катапульты на направляющий стержень последней самолет надвигается ответной частью 11 хвостовой балки 4. За счет придания осевой асимметрии оконечности хвостовой балки 4, входящей в зацепление с разгоняющим башмаком (бугелем) катапульты, обеспечивается фиксация ЛА по крену; требуемые курс и тангаж достигаются соответствующей ориентацией направляющего стержня катапульты в момент разгона. The operation of the device is as follows. At the launch of the aircraft, for example, from the catapult onto the guide rod of the latter, the aircraft is pushed by the
Маршевый полет ЛА осуществляется традиционным для самолетов с толкающим воздушным винтом способом. The mid-flight flight of the aircraft is carried out in the traditional way for propeller-driven aircraft.
Посадка аппарата осуществляется в сеть либо по-планерному на шасси 5, при этом производится выключение двигательной установки (разобщение вала двигателя и воздушных винтов), складывание лопастей 8 носового 6 и хвостового 7 винтов соответственно до углов α и β посредством набегающего воздушного потока (пружинного механизма 14 складывания лопастей). Складывание каждой лопасти 8 производится относительно шарнира 10, размещенного в ее корневой части с целью минимизировать потери КПД винта. The landing of the apparatus is carried out in the network or in a glider on the
Предлагаемое техническое решение по сравнению с традиционными ЛА самолетной схемы с толкающими воздушными винтами позволяет получить следующие преимущества;
при равном с прототипом диаметре винтов повысить тягу движителя, в том числе за счет исключения окружных потерь;
упростить балансировку и пилотирование ЛА, поскольку у спаренных винтов обеспечивается симметрия обтекания воздушным потоком элементов конструкции ЛА за винтами (отсутствует реактивный момент), и суммарный гироскопический момент равен нулю (правые и левые маневры ЛА одинаковы);
в принципе снимаются ограничения на диаметр воздушных винтов, что позволяет использовать для ряда специальных задач (например, для высотных или маломощных ЛА) винты сверхбольшого диаметра.The proposed technical solution in comparison with traditional aircraft of the aircraft circuit with pushing propellers allows to obtain the following advantages;
with the diameter of the propellers equal to the prototype, increase propulsion thrust, including by eliminating circumferential losses;
to simplify the balancing and piloting of the aircraft, since the twin propellers provide symmetry of airflow around the aircraft structural elements behind the screws (there is no reactive moment), and the total gyroscopic moment is zero (the right and left maneuvers of the aircraft are the same);
in principle, restrictions on the diameter of propellers are removed, which allows the use of extra-large diameter screws for a number of special tasks (for example, for high-altitude or low-power aircraft).
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU5022686 RU2015063C1 (en) | 1992-01-16 | 1992-01-16 | Aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU5022686 RU2015063C1 (en) | 1992-01-16 | 1992-01-16 | Aircraft |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2015063C1 true RU2015063C1 (en) | 1994-06-30 |
Family
ID=21594657
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU5022686 RU2015063C1 (en) | 1992-01-16 | 1992-01-16 | Aircraft |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2015063C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2472942C2 (en) * | 2007-02-10 | 2013-01-20 | РОЛЛС-РОЙС Пи-Эл-Си, Великобритания | Aircraft engine and method of its operation |
RU2569165C1 (en) * | 2014-09-09 | 2015-11-20 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") | Aircraft |
CN113562170A (en) * | 2021-09-10 | 2021-10-29 | 陕西蓝悦无人机技术有限公司 | Bulletproof shock-absorbing unmanned aerial vehicle and method |
-
1992
- 1992-01-16 RU SU5022686 patent/RU2015063C1/en active
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
1. Бауэрс П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М.: Мир, 1991, с.143-162. * |
2. Летательный аппарат "Скаут", БИНТИ ТАСС, N 41 (2495), 17.10.90, с.39-42. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2472942C2 (en) * | 2007-02-10 | 2013-01-20 | РОЛЛС-РОЙС Пи-Эл-Си, Великобритания | Aircraft engine and method of its operation |
RU2569165C1 (en) * | 2014-09-09 | 2015-11-20 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") | Aircraft |
CN113562170A (en) * | 2021-09-10 | 2021-10-29 | 陕西蓝悦无人机技术有限公司 | Bulletproof shock-absorbing unmanned aerial vehicle and method |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8256704B2 (en) | Vertical/short take-off and landing aircraft | |
RU2538737C2 (en) | Rotor "air wheel", gyrostabilised aircraft and wind-driven electric plant using rotor "air wheel", surface/deck devices for their start-up | |
RU168554U1 (en) | High-speed combined helicopter (rotorcraft) | |
WO2016032356A1 (en) | "air wheel" rotor. gyro-stabilized aircraft and wind-energy installation utilizing "air wheel" rotor, and ground-based or ship-based device for launching same | |
RU141669U1 (en) | VERTICAL TAKEOFF AND LANDING FLIGHT | |
US20180022467A1 (en) | Single engine, asymmetrical vertical take-off and landing (vtol) aircraft | |
EP0661206A1 (en) | An unmanned vertical take-off and landing, horizontal cruise, air vehicle | |
US9738379B2 (en) | Removable lift assembly for a rotorcraft, and a rotorcraft | |
EP0505509A4 (en) | Turbocraft | |
US5405104A (en) | Stopped rotor aircraft utilizing a flipped airfoil X-wing | |
RU2657706C1 (en) | Convertiplane | |
RU2673933C1 (en) | Gyroplane | |
WO2014177591A1 (en) | Aircraft for vertical take-off and landing with an engine and a propeller unit | |
US5372337A (en) | Unmanned aerial aircraft having a single engine with dual jet exhausts | |
US3037721A (en) | Vertical take off and landing aircraft | |
RU2629473C1 (en) | Unmanned vertiplane with channel propellers | |
RU2015063C1 (en) | Aircraft | |
RU2653953C1 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
RU2532448C1 (en) | Method of control, stabilisation and development of extra lift of airship | |
RU127364U1 (en) | SPEED COMBINED HELICOPTER | |
RU2627963C1 (en) | Unmanned rotorcraft with cross-section propellers | |
EP3838751B1 (en) | Convertiplane | |
RU199511U1 (en) | Unmanned aerial vehicle vertical takeoff and landing | |
RU94017618A (en) | Combination vertical take-off and landing rotary-wing aircraft and method of conversion of rotary-wing flying vehicle into aircraft configuration | |
RU152795U1 (en) | AIRCRAFT |