RU2022875C1 - Aircraft "shota" with special propeller - Google Patents
Aircraft "shota" with special propeller Download PDFInfo
- Publication number
- RU2022875C1 RU2022875C1 SU4880195A RU2022875C1 RU 2022875 C1 RU2022875 C1 RU 2022875C1 SU 4880195 A SU4880195 A SU 4880195A RU 2022875 C1 RU2022875 C1 RU 2022875C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- aircraft
- flight
- gear
- spar
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиации и может быть использовано при проектировании самолетов с вертикальным взлетом и посадкой. The invention relates to aviation and can be used in the design of aircraft with vertical take-off and landing.
Известен самолет с вертикальным взлетом и посадкой с фюзеляжем, с пассажирским салоном, с жестко закрепленными крыльями и с силовыми установками с изменяемым вектором тяги на концах [1]. Famous aircraft with vertical take-off and landing with a fuselage, with a passenger cabin, with rigidly fixed wings and power plants with a variable thrust vector at the ends [1].
Известен летательный аппарат, содержащий аэростатический корпус, крылья, силовые установки изменяемого вектора тяги и грузовой отсек расположенный внутри корпуса [2]. Known aircraft containing an aerostatic hull, wings, power plants of a variable thrust vector and a cargo compartment located inside the hull [2].
Известен также винт с лопастями изменяемой длины, лопасти которого выполнены из внутренней и наружной частей. Внутренняя часть выполнена относительно неподвижной, в виде трубы овального сечения. Наружная часть (подвижная) имеет аэродинамическую поверхность и надета на неподвижную с возможностью продольного перемещения при помощи пары винт-гайка размещенной внутри лопасти [3]. Also known is a screw with blades of variable length, the blades of which are made of internal and external parts. The inner part is made relatively motionless, in the form of an oval-shaped pipe. The outer part (movable) has an aerodynamic surface and is worn on the stationary part with the possibility of longitudinal movement with the help of a screw-nut pair located inside the blade [3].
Недостатком известного летательного аппарата является сложность конструкции, неудобство погрузочно-разгрузочных работ, малый КПД винтов на режимах взлета-посадки. Винт, приспособленный к несущему режиму на взлете-посадке, является малонагруженным в горизонтальном полете, что снижает летно-технические характеристики аппарата. A disadvantage of the known aircraft is the complexity of the design, the inconvenience of loading and unloading, low efficiency of the propellers in take-off and landing modes. The propeller, adapted to the take-off mode for take-off and landing, is lightly loaded in horizontal flight, which reduces the flight performance of the aircraft.
Цель изобретения - упрощение конструкции, повышение КПД силовой установки и летно-технических характеристик летательного аппарата на всех режимах полета. The purpose of the invention is to simplify the design, increase the efficiency of the power plant and the flight performance of the aircraft in all flight modes.
Это достигается тем, что летательный аппарат со специальным винтом выполнен по схеме среднеплан с аэростатическим корпусом, механизированными крыльями, хвостовым оперением и содержит шасси, силовые установки с воздушными винтами и средством изменения вектора тяги и систему управления, а также устройство, обеспечивающее его устойчивость в полете, и подвесной, управляемый в плоскости симметрии аппарата грузовой отсек. This is achieved by the fact that the aircraft with a special propeller is made according to the mid-plane scheme with an aerostatic hull, mechanized wings, tail unit and contains a landing gear, power units with propellers and means of changing the thrust vector and a control system, as well as a device ensuring its stability in flight , and a suspended cargo compartment controlled in the plane of symmetry of the apparatus.
Летательный аппарат снабжен специальными воздушными винтами с изменяемым в полете шагом и переменными диаметром и круткой лопастей, при этом устройство, обеспечивающее устойчивость в полете, размещено в нижней части корпуса летательного аппарата и содержит рельс, изогнутый по дуге окружности с центром вблизи к центру масс летательного аппарата, а также катки со средством торможения, взаимодействующие с рельсом и грузовым отсеком, выполненным в виде сменного грузового контейнера. The aircraft is equipped with special propellers with a variable pitch in flight and variable diameter and twist blades, while the device providing stability in flight is located in the lower part of the aircraft body and contains a rail bent along an arc of a circle centered close to the center of mass of the aircraft , as well as rollers with braking means, interacting with the rail and the cargo compartment, made in the form of a removable cargo container.
Каждая из лопастей специального воздушного винта выполнена из внутренней и наружной частей, телескопически соединенных между собой с возможностью взаимного продольного перемещения по направляющим, снабжена ходовым винтом с гайкой и механизмом изменения диаметра и крутки лопасти, наружная часть лопасти снабжена лонжероном овального сечения с жестким концевым обтекателем и подвижным на подшипниках, охватывающей лонжерон упруго деформируемой при кручении обшивкой, подкрепленной нервюрами и стрингерами и заполненной упруго деформируемым наполнителем в виде губчатой резины или пенопласта, а механизм изменения крутки лопасти содержит зубчатую рейку, выполненную вдоль задней кромки внутренней части лопасти и зубчатые передачи, включающие зубчатые секторы и редукторы, установленные на лонжероне наружной части лопасти и взаимодействующие с рейкой и зубчатыми секторами, установленными на нервюрах и взаимодейст- вующими с выходными шестернями редукторов. Направляющие между внутренней частью лопасти и лонжероном наружной части лопасти выполнены в виде Т-образной пары у передней кромки внутренней части лопасти и в виде скобы, выполнены по задней кромке лонжерона наружной части, обеспечивающих продольное перемещение. Подшипники между направляющими корпуса и лонжероном овального сечения выполнены в виде двух пар секторов колец подшипников разного диаметра, соответствующих малой и большой оси овала, при этом подшипниковые пары секторов имеют Т-образный профиль и свободу перемещения по дуге в пределах изменения крутки лопасти. Внутренняя часть лопасти направляющие обоих ее частей и лонжерон выполнены с аэродинамической круткой. Each of the blades of a special propeller is made of inner and outer parts, telescopically connected to each other with the possibility of mutual longitudinal movement along the guides, equipped with a lead screw with a nut and a mechanism for changing the diameter and twist of the blade, the outer part of the blade is equipped with an oval section spar with a rigid end fairing and movable on bearings, covering the spar elastically deformable during torsion sheathing, reinforced by ribs and stringers and filled with elastically deforming a filler in the form of sponge rubber or foam, and the mechanism for changing the twist of the blade contains a gear rack made along the trailing edge of the inner part of the blade and gears, including gear sectors and gears mounted on the spar of the outer part of the blade and interacting with the rack and gear sectors installed on ribs and gears interacting with the output gears. The guides between the inner part of the blade and the spar of the outer part of the blade are made in the form of a T-pair at the front edge of the inner part of the blade and in the form of a bracket, made on the rear edge of the spar of the outer part, providing longitudinal movement. The bearings between the guide rails of the housing and the oval cross-section spar are made in the form of two pairs of sectors of bearing rings of different diameters corresponding to the small and large axis of the oval, while the bearing pairs of sectors have a T-shaped profile and freedom of movement along the arc within the range of the blade twist. The inner part of the blade guides of both its parts and the spar are made with aerodynamic twist.
Механизм крутки лопаcти включает cвязанный c cиcтемой управления зубчатый cектор, подвижно уcтановленный на комле лопаcти и взаимодейcтвующий c cиcтемой зубчатых передач зубчатой рейкой, редуктором и зубчатыми cекторами нервюр, обеcпечивающими управление круткой лопаcти, при этом рейка и зубчатые передачи выполнены коcозубыми. The blade twist mechanism includes a gear sector connected to the control system, movably mounted on the blade root and interacting with the gear rack system, gearbox and gear ribs, providing the control of the blade twist, while the rack and gears are made.
Выполнение указанных уcловий обеcпечивает упрощение конcтрукции, повышение KПД cиловой уcтановки и летно-техничеcких характериcтик летательного аппарата на вcех режимах полета. Fulfillment of the specified conditions ensures simplification of the design, an increase in the efficiency of the power plant and the flight technical characteristics of the aircraft in all flight modes.
На фиг.1 показан летательный аппарат; на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1; на фиг.3 - специальный винт, вид сбоку при Дмин; на фиг.4 - то же, вид сверху (кинематика механизма); на фиг.5 - винт при Дмакс; на фиг.6 - винт при Дмакс, вид сверху; на фиг.7 - сечение Б-Б на фиг.6; на фиг.8 - сечение В-В на фиг.6; на фиг.9 - сечение Г-Г на фиг.6; на фиг.10 - лопасть, вид сверху (кинематическая схема механизма изменения крутки лопасти); на фиг.11 - сечение Д-Д на фиг.10; на фиг.12 - сечение Е-Е на фиг.10; на фиг.13 - сечение Ж-Ж на фиг.10; на фиг.14 - кинематическая схема шарнирного крепления лопасти к втулке винта; на фиг.15 - схема размещения ходового винта в концевой части лопасти; на фиг.16 - то же, вид сверху; на фиг.17 - сечение И-И на фиг.16.1 shows an aircraft; figure 2 is a section aa in figure 1; figure 3 is a special screw, side view at D min ; figure 4 is the same, a top view (kinematics of the mechanism); figure 5 - screw at D max ; figure 6 - screw with D max , top view; Fig.7 is a section bB in Fig.6; on Fig - section bb in Fig.6; in Fig.9 is a section GG in Fig.6; figure 10 is a blade, a top view (kinematic diagram of the mechanism for changing the twist of the blade); figure 11 is a section DD in figure 10; in Fig.12 is a cross-section EE in Fig.10; in Fig.13 - section FJ in Fig.10; on Fig - kinematic diagram of the hinged mounting of the blade to the hub of the screw; on Fig - layout of the lead screw in the end of the blade; in Fig.16 is the same, a top view; on Fig - section II in Fig.16.
В состав летательного аппарата входит аэростатический корпус 1 (фиг.1), наполненный гелием или горячим газом, киль 2, стабилизатор 3 с рулями управления, механизированные крылья 4, схемы "среднеплан", заделанные в корпус лонжероном 5, гондола 6, шасси 7, сменный контейнер 8, подвешенный катками 9 к Т-образному рельсу (фиг.2) или к двум таким параллельным рельсам 19. Катки выполнены тандем. Причем рельсы согнуты по окружности с центром вблизи центра масс летательного аппарата. Контейнер выполнен так, что его передняя часть размещена в обтекателе 11, выполненном в задней части кабины, и может свободно перемещаться. На обтекаемых консолях 12 выполнены поворотные маршевые двигатели, силовые установки 13 на цапфах 14 с механизмом поворота с зубчатым сектором 15, редуктором 16 с приводом 17 и специальным винтом 18. The structure of the aircraft includes an aerostatic hull 1 (Fig. 1), filled with helium or hot gas,
На взлете-посадке винт имеет Дмакс (положение "а") и Дмин (положение "б") в горизонтальном полете. Специальный винт содержит лопасть 19 (фиг.1 и 2), втулку 20, полую цапфу 21, сферический подшипник 22, на котором выполнена относительно неподвижная часть (внутренняя "в") 23 лопасти, сплюснутая в конце лопасти (фиг.4) с направляющими: передними 24 и задними 25, на которых подвижно вдоль лопасти посажен лонжерон 26, сплюснутый (г) в конце лопасти, с Т-образными салазками 27 в передней части и со скобой 28 - в задней части, на концевом обтекателе 29 с выполненной в нем трубой 30, сплюснутой (д) и с вырезоме (фиг. 16) в стыке с концевым обтекателем, раздвоенной в конце лопасти, переходящей в две трубы или две части 31 и 32 этой трубы (фиг. 17) с целью уменьшения высоты профиля (толщины) в конце лопасти (фиг. 15) из соображений аэродинамики при данном диаметре ходового винта. Подвижная часть лопасти в положении наибольшего диаметра базируется на неподвижной части усиленными элементами l и l′ (фиг.4), плотно подогнанными между собой.On take-off and landing, the propeller has D max (position "a") and D min (position "b") in horizontal flight. The special screw contains a blade 19 (Figs. 1 and 2), a
Наибольшую длину раздвигания лопасти можно обеспечить при наименьшей заделке L, l (фиг.6). Посадка части лопасти впереди при помощи Т-образного профиля обеспечивает не только хорошую работу при плоском изгибе, но и наименьшую длину заделки, а также жесткость соединения без заедания и заклинивания при наибольшем диаметре. Нормальной работе лопасти способствует также П-образный профиль в задней части с базой L (фиг.6) при работе на кручение. На конце трубы выполнена гайка 33, надетая на винт 34, соединенный шарнирной муфтой 35 (например, зубчатой) с валиком 36 привода механизма изменения диаметра винта с коническими шестернями 37 и 38. Центробежные нагрузки, возникающие в подвижной части, воспринимаются ходовым винтом и передаются на втулку винта посредством сферического подшипника 39. Корпус подвижной части лопасти выполнен упругодеформируемым, аэродинамические формы которого обеспечиваются набором нервюр: полного профиля 40 и ложных 41 (фрагменты нервюр) и продольных элементов жесткости (стрингеров) 43. Материал заполнения наружной части лопасти - губчатая резина, пенопласт или какие-либо специальные материалы. Корпус лопасти обтянут обшивкой, материал которой обеспечивает восстановление геометрических форм после снятия нагрузок. Упругодеформируемый корпус армирован жесткими элементами и посажен на лонжерон наружной части и взаимодействует с последним посредством башмаков 44 и направляющих 45 (фиг.10) в плоскости лопасти и 46,47 - по вертикали, выполненных в виде дужек с центром кривизны в оси жесткости лопасти совпадающей с осью ходового винта. Сочленение башмаков с направляющими может быть в разном выполнении: плоско-цилиндрическое, как сектора пар скольжения или сложного профиля, например Т-образного сечения, работающего на отрыв. Такое выполнение обеспечивает жесткость корпуса, что особенно важно иметь в концевой части лопасти, где высота профиля ниже. The greatest blade extension length can be achieved with the smallest termination L, l (Fig.6). The landing of the part of the blade in front with the help of a T-shaped profile ensures not only good work with a flat bend, but also the smallest termination length, as well as the rigidity of the joint without jamming and jamming with the largest diameter. The normal operation of the blade also contributes to the U-shaped profile in the rear with the base L (Fig.6) when working on torsion. At the end of the pipe, a
Свободное перемещение подвижной части лопасти и деталей механизма внутри лопасти обеспечивается специальными окнами и пустотами 48 (фиг.12). Защитный кожух 49 может быть заменен телеско- пическими секциями или раздвижными щитками, какие применяются, например, в станкостроении для защиты направляющих. Изменение крутки лопасти производится либо при перемещении наружной части по внутренней, либо независимо от этого в горизонтальном полете при постоянном диаметре винта (условная линия на фиг.10). Так как косозубый сектор 51 зафиксирован на втулке в неподвижном положении рычагом 52 и зацеплен с шестерней 53, а последняя - с шестерней 54, в свою очередь зацепленной с шестерней 55, с муфтой 57, а та - с шестерней 58 с необходимой редукцией, а последние с зубчатыми секторами 59, сидящими на нервюрах, крутка лопасти меняется в зависимости от положения рычага 60 управления углом установки лопасти, зависящим от скорости полета. Когда же подвижную часть лопасти отодвигают вдоль неподвижной части (основная линия фиг.10), шестерня 54 выходит из зацепления с шестерней 53 и входит в зацепление с зубчатой рейкой 61, после чего крутка лопасти зависит от положения подвижной части на неподвижной. The free movement of the moving part of the blade and the mechanism parts inside the blade is provided by special windows and voids 48 (Fig. 12). The
Аппарат работает следующим образом:
В исходном положении на земле летательный аппарат стоит на шасси 7 так, что контейнер 8 можно снять катками 9 с Т-образных направляющих и из обтекателя 11 кабины 6 перемещением его назад по полету, причем корпус 1, наполненный легким газом, находится во взвешенном положении либо опирается на шасси не со всей тяжестью.The device operates as follows:
In the initial position on the ground, the aircraft is on the
Взлет осуществляется винтами 18, находящимися в положении "а", когда вектор тяги направлен вверх. После достижения расчетной высоты полета силовая установка каждого крыла вместе с крыльями одновременно поворачивается в цапфах 14 консолей 12, для чего включают сервомоторы 17 и через редуктор 16 поворачивают зубчатый сектор 15, жестко выполненный на цапфе, и поворачивают винт в горизонтальное положение "б". Управляя рулями 2 киля и стабилизатора 3, рукояткой назад, увеличивают угол атаки крыльев 4. Take-off is carried out by
Возможно и такое выполнение, когда двигатели стоят на крыльях и последние поворачиваются вместе с силовыми установками. Such an execution is also possible when the engines are on the wings and the latter rotate together with the power plants.
После выполнения эволютивного режима и увеличения скорости полета угол наклона продольной оси фюзеляжа уменьшают. При этом в системе подвески груза возникает составляющая силы тяжести, которая перемещает контейнер по рельсам назад до исчезновения этой силы. При резком выполнении маневра возможно возникновение затухающего маятникового колебания груза. С целью устранения этого явления можно применить тормоза. Может быть применен и гидравлический демпфер, широко известный в авиации. After performing the evolutionary mode and increasing the flight speed, the angle of inclination of the longitudinal axis of the fuselage is reduced. At the same time, a component of gravity appears in the cargo suspension system, which moves the container along the rails back until this force disappears. With a sharp maneuver, a damped pendulum oscillation of the load may occur. In order to eliminate this phenomenon, brakes can be applied. A hydraulic damper commonly known in aviation can also be used.
Лопасти винта 18 на взлете установлены на максимальный диаметр, а при переходе в горизонтальный полет - минимальный диаметр. Для этого пользуются приводом изменения диаметра (не показан). Шестерни 37, 38 приводят во вращение через валик 38 и муфту 35, ходовой винт 34 и гайку 33 посредством трубы 30, ее частей 31 и 32 и обтекатель 29. Перемещается лонжерон и вместе с ним вся подвижная часть по направляющим 24 и салазкам 27 вдоль неподвижной части. Поскольку шестерня 53 зацеплена с зубчатой рейкой 61, то во время перемещения подвижной части по неподвижной она приходит во вращение и в свою очередь приводит во вращение шестерни 54, 55, вал 56 с муфтой 57 (58) и сектор 59, и нервюры поворачиваются относительно оси, совпадающей с осью жесткости, совпадающей с центром давления расчетного режима посредством башмаков и направляющих 44 - 47. The blades of
При перемещении части лопасти в положение минимального диаметра посредством рычага 60 изменения угла установки лопасти шаг винта и крутка лопасти происходят по расчетному закону. Вблизи крайне малого диаметра винта в исходном положении шестерни 51 с рычагом 52 свободная шестерня 54 выходит из зацепления с рейкой 61 и входит в зацепление с шестерней 53. После этого в горизонтальном полете крутка лопасти может меняться независимо от шага или с шагом по воле пилота, манипулирующим рычагом 52 или 60. Защитный кожух 49 может быть заменен телескопическими жесткими секциями. При этом корневая секция имеет посадку на цапфе 21, например, с возможностью свободного вращения в подшипнике, а крайняя секция, ближняя к торцу подвижной части, жестко соединена с последней. В результате образуется "гармоника", обеспечивающая защиту подвижных частей и некоторое увеличение тяги винта. Включением привода управления на реверс шестерни 37, 38 подвижная часть начинает обратное перемещение в сторону максимального диаметра с момента выхода свободной шестерни 54 из зацепления с шестерней 53 и входа в зацепление с зубчатой рейкой 61. When moving part of the blade to the minimum diameter position by means of the
Claims (6)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4880195 RU2022875C1 (en) | 1990-09-25 | 1990-09-25 | Aircraft "shota" with special propeller |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4880195 RU2022875C1 (en) | 1990-09-25 | 1990-09-25 | Aircraft "shota" with special propeller |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2022875C1 true RU2022875C1 (en) | 1994-11-15 |
Family
ID=21543920
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4880195 RU2022875C1 (en) | 1990-09-25 | 1990-09-25 | Aircraft "shota" with special propeller |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2022875C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2678180C1 (en) * | 2018-02-12 | 2019-01-23 | Борис Васильевич Хакимов | Hybrid aircraft |
-
1990
- 1990-09-25 RU SU4880195 patent/RU2022875C1/en active
Non-Patent Citations (3)
Title |
---|
1. Курочкин Ф.П. Проектирование и конструирование самолетов с вертикальным взлетом и посадкой. М. с.13, рис.1-4, 1977. * |
2. Патент США 3559920, кл. B 64B 1/20, 1982. * |
3. Заявка Великобритании 1491253, кл. B 7W, 1977. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2678180C1 (en) * | 2018-02-12 | 2019-01-23 | Борис Васильевич Хакимов | Hybrid aircraft |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3814351A (en) | Coaxial rotor yaw control | |
US2708081A (en) | Convertible aircraft structure | |
US1951817A (en) | Airplane-helicopter | |
US8505846B1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
US3404852A (en) | Trailing rotor convertiplane | |
US2959373A (en) | Convertiplane | |
JPH07507256A (en) | Variable diameter rotor with offset twist | |
RU168554U1 (en) | High-speed combined helicopter (rotorcraft) | |
US2021470A (en) | Aircraft | |
US4123018A (en) | Helicopters with coaxial rotors, of convertible type in particular | |
US3155341A (en) | Convertiplane | |
US2063030A (en) | Aircraft | |
US20040075017A1 (en) | Control of an aircraft as a thrust-vectored pendulum in vertical, horizontal and all flight transitional modes thereof | |
US2866608A (en) | Vertical-take-off type aircraft with jet driven rotor system | |
US3096952A (en) | Vertical take off aircraft | |
US1982968A (en) | Aircraft | |
US2156288A (en) | Flying automobile | |
US2818123A (en) | Rotary wing aircraft | |
US3185408A (en) | Aircraft propulsion system | |
RU2022875C1 (en) | Aircraft "shota" with special propeller | |
US3451648A (en) | Aircraft having movable engines for vertical take-off and landing | |
US2330803A (en) | Aircraft | |
US2424882A (en) | Horizontal stabilizer for rotary wing aircraft | |
RU2092392C1 (en) | Method of conversion of rotary-wing aircraft into aeroplane configuration and combined vertical take-off and landing rotary-wing aircraft for realization of this method | |
US2704128A (en) | Tail rotor mounting and control means for rotary wing aircraft |