RU2114765C1 - Combination flying vehicle - Google Patents
Combination flying vehicle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2114765C1 RU2114765C1 RU96123984A RU96123984A RU2114765C1 RU 2114765 C1 RU2114765 C1 RU 2114765C1 RU 96123984 A RU96123984 A RU 96123984A RU 96123984 A RU96123984 A RU 96123984A RU 2114765 C1 RU2114765 C1 RU 2114765C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- torus
- aerostatic
- air
- lighter
- Prior art date
Links
Images
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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
- Nitrogen And Oxygen Or Sulfur-Condensed Heterocyclic Ring Systems (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области воздушного транспорта и касаются летательных аппаратов тяжелее воздуха большой грузоподъемности, используемых в качестве летающих кранов для строительных и монтажных работ, а также для осуществления транспортировки крупногабаритных, не подлежащих делению грузов большого веса. The invention relates to the field of air transport and relates to aircraft heavier than heavy-duty air, used as flying cranes for construction and installation works, as well as for carrying out transportation of bulky, non-divisible heavy loads.
Известен из патента СССР N 1779232, B 64 C 27/02, 1989 автожир, содержащий кабину с шасси, маршевым двигателем и суппортом, на котором установлен несущий ротор, имеющий лопасти с механизмами изменения угла атаки и связанный через муфту сцепления с маршевыми двигателями. It is known from USSR patent N 1779232, B 64
Недостатками вышеуказанного автожира является низкий коэффициент полезного действия и небольшая весовая нагрузка, а также невозможность в режиме авторотации производить монтажные и демонтажные работы при возведении сооружений различного назначения и транспортировку грузов на внешней подвеске. The disadvantages of the aforementioned gyroplane are its low efficiency and low weight load, as well as the inability to automatically carry out installation and dismantling work in the construction of autorotation structures for various purposes and the transportation of goods on an external load.
Наиболее близким техническим решением является известный из патента США N 3976265, кл. 244-2, 1976 комбинированный летательный аппарат, содержащий заполненный газом легче воздуха аэростатический корпус из газонепроницаемых эластичных выпуклых верхней и нижней оболочек, зафиксированных на периферии закрепленного на центральной вертикальной оси распорного приспособления, на внешних концах жестких радиальных элементов которого смонтированы посредством механизмов изменения угла атаки горизонтальные лопасти несущего ротора и привод его вращения, при этом на нижнем конце центральной вертикальной оси установлен суппорт с упорным подшипником, связанным с установленной на одной из его обойм гондолой, имеющей управляющий винт и маршевые двигатели, расположенные симметрично ее продольной оси, органы управления и шасси. The closest technical solution is known from US patent N 3976265, cl. 244-2, 1976 a combined aircraft containing an aerostatic hull filled with gas lighter than air from gas-tight elastic convex upper and lower shells fixed on the periphery of a spacer mounted on the central vertical axis, the horizontal ends of which are mounted by horizontal angle of attack mechanisms rotor blades of the rotor and its rotation drive, while at the lower end of the central vertical axis a support is installed with bearing bearing connected to a nacelle mounted on one of its cages, having a control screw and main engines located symmetrically to its longitudinal axis, controls and chassis.
Недостатками этого комбинированного летательного аппарата является низкая полезная весовая нагрузка вследствие выполнения аэростатического корпуса шарообразным, а привода вращения последнего - виде нескольких двигателей, закрепленных последовательно на распорном приспособлении, отсутствия термического балластирования, что обуславливает снижение маневренности, необходимой при транспортировке грузов на внешней подвеске и производстве строительно-монтажных работ и повышенный расход топлива. Задачей изобретения является повышение полезной нагрузки, весовой отдачи и обеспечение снижения удельного расхода топлива, при одновременном увеличении скорости полета и маневренности, при транспортировке грузов на внешней подвеске и производстве строительно-монтажных работ. The disadvantages of this combined aircraft is the low payload due to the spherical aerostatic hull, and the rotation drive of the latter being the form of several engines mounted sequentially on the spacer, the absence of thermal ballasting, which leads to a decrease in the maneuverability required when transporting goods on an external sling and manufacturing -installation work and increased fuel consumption. The objective of the invention is to increase the payload, weight gain and reduce specific fuel consumption, while increasing flight speed and maneuverability, when transporting goods on an external sling and carrying out construction and installation works.
Указанная задача изобретения достигается тем, что комбинированный летательный аппарат содержит заполненный газом легче воздуха аэростатический корпус из газонепроницаемых эластичных выпуклых верхней и нижней оболочек, зафиксированных на периферии закрепленного на центральной вертикальной оси распорного приспособления, на внешних концах жестких радиальных элементов которого смонтированы посредством механизмов изменения угла атаки горизонтальные лопасти несущего ротора и привод его вращения, при этом на нижнем конце центральной вертикальной оси установлен суппорт с упорным подшипником, связанным с установленной на одной из его обойм гондолой, имеющей управляющий винт и маршевые двигатели, расположенные симметрично ее продольной оси и шасси, органы управления и шасси, снабжен баллонами для газа легче воздуха и механизмом регулирования объема аэростатического корпуса с расположенным вдоль его центральной вертикальной оси сильфоном, связанным с источником давления, распорное приспособление снабжено закрепленными концентрично соответственно на внешних и внутренних концах жестких радиальных элементов полым жестким тором и охватывающей сильфон направляющей обоймой. Привод вращения несущего ротора выполнен в виде сегнерова колеса, смонтированного на распорном приспособлении, центральная вертикальная ось которого выполнена в виде соединенного с сегнеровым колесом трубчатого телескопического коллектора из верхнего и нижнего с подводящими и отводящими патрубками. This objective of the invention is achieved in that the combined aircraft contains an aerostatic hull filled with gas lighter than air from gas-tight elastic convex upper and lower shells, fixed on the periphery of the spacer mounted on the central vertical axis, which are mounted on the outer ends of the rigid radial elements by means of mechanisms for changing the angle of attack horizontal rotor blades of the rotor and its rotation drive, while at the lower end of the central The vertical axis has a support with a thrust bearing connected to a nacelle mounted on one of its cages, having a control screw and marching engines located symmetrically to its longitudinal axis and chassis, controls and chassis, equipped with gas cylinders lighter than air and an aerostatic body volume control mechanism with a bellows located along its central vertical axis and connected to a pressure source, the spacer is fitted concentrically mounted respectively on the external and internal At the lower ends of the rigid radial elements, a hollow rigid torus and a guiding clip covering the bellows. The rotor drive of the bearing rotor is made in the form of a Segner wheel mounted on a spacer, the central vertical axis of which is made in the form of a tubular telescopic collector connected to the Segner wheel from the upper and lower with inlet and outlet pipes.
Аэростатический корпус выполнен дискообразным из закрепленных по периферии на полом жестком торе выпуклых верхней и нижней оболочек и имеет эластичную газонепроницаемую наклонную мембрану, закрепленную на полом жестком торе суппорте и делящую полость аэростатического корпуса на отсек для размещения баллонов для газа легче воздуха и отсек термического балластирования, соединенный системой подачи горячих газов и забортного воздуха с подводящим патрубком верхнего стакана телескопического коллектора, причем на свободных концах горизонтальных лопастей несущего ротора образованы вертикальные лопасти. The aerostatic casing is made disk-shaped from convex upper and lower shells fixed on the periphery of the hollow rigid torus and has an elastic gas-tight inclined membrane fixed on the hollow rigid torus of the caliper and dividing the cavity of the aerostatic housing into a compartment for placing gas cylinders lighter than air and a thermal ballasting compartment, connected hot gas and outside air supply system with a supply pipe of the upper glass of the telescopic collector, and at the free ends of the horiz main rotor blades are formed by vertical ntalnyh blades.
Суппорт соединен с полым жестким тором посредством внутренней подвески в виде продольно-жестких элементов регулируемой длины, при этом маршевые двигатели снабжены поворотными в вертикальной плоскости гибкими направляющими соплами, соединяющимися с отводящими патрубками нижнего стакана телескопического коллектора, давление воздуха в сильфоне превышает в 25,0 - 250,0 раз давления газа легче воздуха в баллонах, заполненных им, а диаметр аэростатического корпуса превышает высоты верхней и нижней оболочек соответственно в 4,0 - 10,0 и 6,5 - 20,0 раз, причем продольно-жесткие элементы регулируемой длины соединены с упомянутым выше суппортом при помощи установленных на нем лебедок. The support is connected to the hollow rigid torus by means of an internal suspension in the form of longitudinally rigid elements of adjustable length, while the marching engines are equipped with flexible guide nozzles rotatable in the vertical plane, connected to the outlet pipes of the lower glass of the telescopic collector, the air pressure in the bellows exceeds 25.0 - 250.0 times the gas pressure is lighter than air in the cylinders filled with it, and the diameter of the aerostatic body exceeds the heights of the upper and lower shells by 4.0 to 10.0 and 6.5 to 20.0 times, respectively, p Therefore, longitudinally rigid elements of adjustable length are connected to the aforementioned caliper using winches mounted on it.
Кроме того, комбинированный летательный аппарат может быть снабжен смонтированными на жестком торе распорного приспособления вспомогательными опорами, а горизонтальные лопасти несущего ротора могут быть выполнены с системой сдува с верхних задних кромок в виде последовательно расположенных щелевых сопел, соединенных посредством газопроводов с патрубками верхнего стакана трубчатого телескопического коллектора. In addition, the combined aircraft can be equipped with auxiliary supports mounted on the hard torus of the spacer, and the horizontal rotor blades can be made with a blowing system from the upper trailing edges in the form of consecutive slotted nozzles connected via gas pipelines to the nozzles of the upper glass of the tubular telescopic collector .
На фиг. 1 схематично изображен общий вид комбинированного летательного аппарата на стоянке с минимальным объемом аэростатического корпуса и сжатом сильфоне и выпущенных вспомогательных опорах; на фиг. 2 - вид по А на фиг. 1 при минимальном объеме аэростатического корпуса, сжатом сильфоне и убранных вспомогательных опорах; на фиг. 3 - вид по А на фиг. 1 при максимальном объеме аэростатического корпуса, разжатом сильфоне и убранных вспомогательных опорах; на фиг. 4 - вид в плане на фиг. 1; а фиг. 5 - разрез Б-Б на фиг. 4; на фиг. 6 - узел В на фиг. 4; на фиг. 7 - разрез Г-Г на фиг. 4; на фиг. 8 - вид по стрелке Д на фиг. 7. In FIG. 1 schematically shows a General view of a combined aircraft in a parking lot with a minimum volume of an aerostatic hull and a compressed bellows and released auxiliary bearings; in FIG. 2 is a view along A in FIG. 1 with a minimum volume of the aerostatic hull, a compressed bellows and retracted auxiliary bearings; in FIG. 3 is a view along A in FIG. 1 at the maximum volume of the aerostatic hull, open bellows and retracted auxiliary bearings; in FIG. 4 is a plan view of FIG. one; and FIG. 5 is a section BB in FIG. 4; in FIG. 6 - node B in FIG. 4; in FIG. 7 is a section GG in FIG. 4; in FIG. 8 is a view along arrow D in FIG. 7.
Комбинированный летательный аппарат состоит из гондолы 1 со смонтированными на ней управляющим приводным винтом 2, расположенными симметрично ее продольной оси маршевыми двигателями 3 и шасси 4. Гондола 1 закреплена посредством опорного усеченного конуса 5 на одной из обойм упорного подшипника 6 суппорта 7 дискообразного аэростатического корпуса 8 из газонепроницаемых эластичных выпуклых верхней 9 и нижней 10 оболочек, закрепленных кромками по периферии полого жесткого тора 11 распорного приспособления аэростатического корпуса 8. Распорное приспособление аэростатического корпуса 8 выполнено в виде полого жесткого тора 11 и концентричной ему направляющей обоймы 12, соединенных между собой жесткими радиальными элементами 13. The combined aircraft consists of a nacelle 1 with a driving propeller 2 mounted thereon, located symmetrically to its longitudinal axis with
Направляющая обойма 13 охватывает сильфон 14 механизма регулирования объема аэростатического корпуса 8, контактирующий с внутренней поверхностью верхней оболочки 9 и верхним торцом верхнего стакана 15 трубчатого телескопического коллектора, нижний стакан 16 которого закреплен на суппорте 7. Верхний и нижний 16 стаканы имеют соответственно подводящие 17 и отводящие 18 патрубки. Маршевые двигатели 3 снабжены поворотными в вертикальной плоскости гибкими направляющими соплами 19, соединенными с отводящими патрубками 18 нижнего стакана 16 трубчатого телескопического коллектора, верхний стакан 15 которого посредством подводящего 17 патрубка соединен с сегнеровым колесом 20 привода вращения несущего ротора, закрепленного на распорном приспособлении. The
Несущий ротор выполнен в виде смонтированных на внешних концах радиальных жестких элементов 13 распорного приспособления через механизмы 21 изменения угла атаки горизонтальных лопастей 22, на свободных концах которых установлены вертикальные лопасти 23. Аэростатический корпус 8 снабжен эластичной газонепроницаемой наклонной мембраной 24, закрепленной по периферии на жестком торе 11 и суппорте 7, дополнительно соединенных друг с другом гибкими элементами внутренней подвески, выполненными в виде продольно - жестких элементов 25 регулированной длины, соединенных посредством лебедок (на чертеже условно не показанных) с неподвижной обоймой упорного подшипника 6 суппорта 7. The bearing rotor is made in the form of a spacer mounted on the outer ends of the radial
Наклонная мембрана 24 делит полость аэростатического корпуса 8 на отсек 26, в котором размещены установленные основаниями на суппорт 7 баллоны 27 для газа легче воздуха, контактирующие вершинами с внутренней поверхностью верхней оболочки 9, и отсек 28 термического балластирования, соединенный системой подачи горячих газов и забортного воздуха (на чертежах условно не показанной) с патрубком 17 верхнего стакана 15 трубчатого телескопического коллектора. The
Горизонтальные лопасти 22 несущего ротора могут быть выполнены с системой сдува с верхних задних кромок в виде последовательно расположенных щелевых сопел 29, соединенных посредством газопроводов 30 с патрубками 17 верхнего стакана 15 трубчатого телескопического коллектора, а жесткий тор 11 снабжен вспомогательными убирающимися опорами 31. Давление воздуха в сильфоне 14 механизма регулирования объема аэростатического корпуса 8 превышает в 25 - 250 раз давление газа легче воздуха в баллонах 27, а диаметр аэростатического корпуса 8 превышает высоты H и h верхней 9 и нижней 10 оболочек соответственно в 4,0- 10,0 и 6,5 - 20,0 раз. The
Работает комбинированный летательный аппарат следующим образом: перед запуском маршевых двигателей 3 и управляющего приводного винта 2 сильфоном 14 устанавливают заданный объем аэростатического корпуса 8 и заполняют при этом баллоны 27 газом легче воздуха под требуемым давлением, при этом нижняя 10 оболочка расправляется, а продольно - жесткие элементы 25 регулируемой длины натягиваются и обеспечивают благодаря этому необходимую жесткость распорного приспособления, обуславливая тем самым дискообразную форму аэростатического корпуса 8, при этом регулируя длину продольно - жестких элементов 25 регулируемой длины задают требуемый радиус кривизны нижней 10 оболочки, тем самым обеспечивают необходимый экранный эффект. The combined aircraft operates as follows: before starting the
На следующем этапе взлета после одновременного включения приводного управляющего винта 2 и маршевых двигателей 3 изгибают гибкие направляющие сопла 19 до их соединения с отводящими патрубками 18 нижнего стакана 15 и подают горячие газы через систему их подачи и забортного воздуха в отсек 28 термического балластирования с целью увеличения аэростатической силы и компенсации веса транспортируемых грузов, а затем после набора заданного числа оборотов несущего ротора горизонтальным лопастям 22 механизмами 21 изменения угла атаки поворачивают в положение, обеспечивающее их максимальное тяговое усилие (подъемную силу) и производят взлет комбинированного летательного аппарата. После набора заданной высоты гибкие направляющие сопла 19 маршевых двигателей 3 переводят в режим горизонтального полета, а горизонтальные лопасти 22 несущего ротора переводят в режим авторотации, причем управление полетом производят изменением угла атаки горизонтальных лопастей 22 и управляющим винтом 2. In the next take-off stage, after simultaneously turning on the driving control screw 2 and the
Транспортировка негабаритных грузов производится на внешней подвеске (на чертежах условно не показано). Посадка и работа в качестве летающего монтажного крана осуществляется при принудительном вращении несущего ротора и включенных системах сдува горизонтальных лопастей. Oversized cargo is transported on an external sling (conditionally not shown in the drawings). Landing and operation as a flying mounting crane is carried out with forced rotation of the bearing rotor and the included systems of blowing horizontal blades.
Claims (3)
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96123984A RU2114765C1 (en) | 1996-12-24 | 1996-12-24 | Combination flying vehicle |
PCT/RU1997/000409 WO1998028188A1 (en) | 1996-12-24 | 1997-12-18 | Combined aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96123984A RU2114765C1 (en) | 1996-12-24 | 1996-12-24 | Combination flying vehicle |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2114765C1 true RU2114765C1 (en) | 1998-07-10 |
RU96123984A RU96123984A (en) | 1999-01-27 |
Family
ID=20188345
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU96123984A RU2114765C1 (en) | 1996-12-24 | 1996-12-24 | Combination flying vehicle |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2114765C1 (en) |
WO (1) | WO1998028188A1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2475416C2 (en) * | 2011-02-07 | 2013-02-20 | Анатолий Тимофеевич Кожанов | Aircraft |
WO2021091521A1 (en) * | 2019-11-05 | 2021-05-14 | Titov Dmytro | Multicopter with integrated mechanism of air suction and air blow |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2830838B1 (en) * | 2001-10-12 | 2004-01-09 | Airstar | SEMI-RIGID AIRHANDLE WITH HULL HELD IN CONFORMITY BY A CARRIER GAS POCKET COMPRESSED BY AN AIR CUSHION |
ES2464568T3 (en) | 2006-10-20 | 2014-06-03 | Lta Corporation | Lenticular Aircraft |
PL2500261T3 (en) | 2007-08-09 | 2017-09-29 | Lta Corp | Lenticular Airship and Associated Controls |
US8894002B2 (en) | 2010-07-20 | 2014-11-25 | Lta Corporation | System and method for solar-powered airship |
EP2691295B1 (en) | 2011-03-31 | 2015-02-18 | LTA Corporation | Airship including aerodynamic structures |
EA016905B1 (en) * | 2011-06-22 | 2012-08-30 | Николай Федорович Хорьков | Multi-purpose highly-maneuver flying vehicle |
CN105873820A (en) | 2013-11-04 | 2016-08-17 | Lta有限公司 | Cargo airship |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4114837A (en) * | 1977-03-24 | 1978-09-19 | Skagit Corporation | Air transport and lifting vehicle |
US4695012A (en) * | 1983-06-08 | 1987-09-22 | Bernard Lindenbaum | Aerial load-lifting system |
US4685640A (en) * | 1985-05-06 | 1987-08-11 | Hystar Aerospace Development Corporation | Air vehicle |
US5082205A (en) * | 1990-08-09 | 1992-01-21 | Caufman Robert L | Semi-buoyant composite aircraft with non-rotating aerostat |
-
1996
- 1996-12-24 RU RU96123984A patent/RU2114765C1/en not_active IP Right Cessation
-
1997
- 1997-12-18 WO PCT/RU1997/000409 patent/WO1998028188A1/en unknown
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2475416C2 (en) * | 2011-02-07 | 2013-02-20 | Анатолий Тимофеевич Кожанов | Aircraft |
WO2021091521A1 (en) * | 2019-11-05 | 2021-05-14 | Titov Dmytro | Multicopter with integrated mechanism of air suction and air blow |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO1998028188A1 (en) | 1998-07-02 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2441802C2 (en) | Airborne carrier with hybrid ascentional force | |
US6286783B1 (en) | Aircraft with a fuselage substantially designed as an aerodynamic lifting body | |
EP2576339B1 (en) | Super-rigid hybrid airship and method of producing it | |
US7487936B2 (en) | Buoyancy control system for an airship | |
RU2126341C1 (en) | Propulsion system for lighter-than-air flying vehicle | |
CN1070440C (en) | Propulsion system for a lighter-than-air vehicle | |
US3938759A (en) | Special aircraft using a novel integrated lift, propulsion and steering system | |
US3486719A (en) | Airship | |
US3507461A (en) | Rotary wing aircraft | |
JPS6218397A (en) | Aircraft | |
RU2114765C1 (en) | Combination flying vehicle | |
US6142414A (en) | Rotor--aerostat composite aircraft | |
US4365772A (en) | Aircraft having buoyant gas balloon | |
RU2114027C1 (en) | Semirigid controllable aerostatic flying vehicle | |
US6837458B2 (en) | Airship | |
RU2141911C1 (en) | Lighter-than air semirigid combined controllable flying vehicle | |
RU2201379C2 (en) | Aerostatic apparatus | |
RU2098318C1 (en) | Controllable aerostatic flying crane | |
WO2005073081A1 (en) | Semi-rigid controllable aerostatic aircraft provided with a changeable shape body | |
EP0619792B1 (en) | Hybrid aircraft | |
JP4628994B2 (en) | Airship type aerial crane | |
EP0088460B1 (en) | Aircraft having buoyant gas balloon | |
RU2074101C1 (en) | Combined flying vehicle | |
AU2020251063A1 (en) | Airship with rigid supporting structure | |
RU2348567C2 (en) | Universal aircraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20071225 |