RU2307049C1 - Device for azimuthal orientation and stabilization of load on external hanger of flying vehicle - Google Patents
Device for azimuthal orientation and stabilization of load on external hanger of flying vehicle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2307049C1 RU2307049C1 RU2005138620/11A RU2005138620A RU2307049C1 RU 2307049 C1 RU2307049 C1 RU 2307049C1 RU 2005138620/11 A RU2005138620/11 A RU 2005138620/11A RU 2005138620 A RU2005138620 A RU 2005138620A RU 2307049 C1 RU2307049 C1 RU 2307049C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic
- helicopter
- load
- monorail
- cross
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Vibration Dampers (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к подъемно-транспортным устройствам, в частности к устройствам, используемым при выполнении строительно-монтажных и транспортных работ с помощью летательного аппарата, например вертолета.The invention relates to hoisting-and-transport devices, in particular to devices used in the construction, installation and transport operations using an aircraft, such as a helicopter.
Известно устройство для монтажа груза летательным аппаратом, включающее траверсу с грузовыми канатами на концах, соединенную с замком системы внешней подвески летательного аппарата посредством сходящихся у замка летательного аппарата связей, систему стабилизации траверсы, содержащую упругие связи, и систему ориентации траверсы в горизонтальной плоскости с приводом и исполнительными звеньями (патент RU 2196709 С2, кл. В64D 9/00, 2000 г.). Недостатком такого устройства является малый угол поворота груза по азимуту, который ограничен ходом штока жесткого исполнительного звена и составляет не более ±45°, а при использовании гибких звеньев - не более ±80°. Кроме того, выбор длины траверсы ограничен удалением точки крепления корпуса исполнительного звена на фюзеляже летательного аппарата от точки крепления его штока на траверсе, что ограничивает величину плеча приложения стабилизирующего усилия и как следствие ограничивает допустимый момент инерции ориентируемого груза (особенно при повороте траверсы на угол, близкий к максимально возможному значению).A device for mounting cargo by an aircraft is known, including a traverse with cargo ropes at the ends, connected to the lock of the external suspension system of the aircraft through ties converging at the lock of the aircraft, a stabilization system of the traverse containing elastic ties, and a traverse orientation system in the horizontal plane with the drive and executive links (patent RU 2196709 C2, CL B64D 9/00, 2000). The disadvantage of this device is the small angle of rotation of the load in azimuth, which is limited by the stroke of the rod of the rigid executive link and is not more than ± 45 °, and when using flexible links - not more than ± 80 °. In addition, the choice of the traverse length is limited by the distance of the attachment point of the executive link body on the fuselage of the aircraft from the attachment point of its rod on the traverse, which limits the amount of stabilizing force application shoulder and, as a result, limits the permissible moment of inertia of the oriented load (especially when the traverse rotates by an angle to the maximum possible value).
Известно другое устройство для азимутальной ориентации и фиксации груза на вешней подвеске вертолета, наиболее близкое по технической сущности к заявляемому и являющееся прототипом. Оно содержит траверсу с грузовыми канатами на концах, соединенную с замком вертолета посредством сходящихся звеньев, и сопряженную с траверсой ориентирующую систему (патент RU 2209745 С2, кл. В64D 1/22, 2000 г.). Ориентирующая система выполнена в виде кольца с внешними канавками, связанного с вертолетом посредством гибких и упругих связей и имеющего возможность вращения вокруг оси подвеса груза для передачи ему крутящего момента. Устройство снабжено приводным механизмом с канатоведущим шкивом, бесконечным тяговым органом, размещенным в канавках на внешней поверхности кольца, и отклоняющимися блоками, прикрепленными с помощью упругих связей (резинотканых шнуровых амортизаторов) к основным стойкам шасси. В качестве приводного механизма ориентирующей системы используется реверсируемая лебедка, на барабан которой без защемления навито несколько витков бесконечного тягового органа (стального каната или цепи). Такое исполнение ориентирующей системы не обеспечивает необходимого стабилизирующего (восстанавливающего) момента для ориентации грузов с повышенными значениями моментов инерции из-за ограниченных базой шасси вертолета размеров плеча (равного половины диаметра кольца) приложения стабилизирующего усилия. Выбор длины сходящихся в замке внешней подвески звеньев и угла между ними ограничен условием обеспечения положения траверсы в плоскости кольца ориентирующей системы, расположенной под фюзеляжем в пределах длины стоек шасси с обжатыми амортизаторами, что исключает возможность создания дополнительной стабилизации груза на внешней подвеске за счет увеличения угла между сходящимися звеньями. По этой же причине устройство исключает возможность применения энергии индуктивного потока воздуха, отбрасываемого несущим винтом, в качестве дополнительного источника энергии, используемого для создания необходимого стабилизирующего (восстанавливающего) момента, возвращающего груз в исходное положение при его стабилизации или развороте на необходимый угол в процессе проведения монтажных работ. Кроме того, выбранная в качестве приводного механизма реверсируемая лебедка, размещенная на стойке шасси вертолета, дополнительно увеличивает габариты и массу шасси, ухудшает его аэродинамические и прочностные характеристики.There is another device for azimuthal orientation and load securing on the spring suspension of a helicopter, the closest in technical essence to the claimed one and which is a prototype. It contains a traverse with cargo ropes at the ends, connected to the helicopter lock by means of converging links, and an orienting system coupled to the traverse (patent RU 2209745 C2, class B64D 1/22, 2000). The orienting system is made in the form of a ring with external grooves connected to the helicopter by means of flexible and elastic connections and having the possibility of rotation around the suspension axis of the load to transmit torque to it. The device is equipped with a drive mechanism with a traction sheave, an endless traction body located in grooves on the outer surface of the ring, and deviating blocks attached with elastic ties (rubber-fabric cord shock absorbers) to the main landing gear. As the drive mechanism of the orienting system, a reversible winch is used, on the drum of which several turns of an endless traction body (steel rope or chain) are wound without pinching. Such a design of the orienting system does not provide the necessary stabilizing (restoring) moment for cargo orientation with increased values of inertia due to the size of the shoulder (equal to half the diameter of the ring) of the application of the stabilizing force limited by the base of the helicopter chassis. The choice of the length of the links converging in the external suspension lock and the angle between them is limited by the condition of ensuring the position of the traverse in the plane of the ring of the orienting system located under the fuselage within the length of the chassis struts with compressed shock absorbers, which eliminates the possibility of creating additional load stabilization on the external suspension by increasing the angle between converging links. For the same reason, the device excludes the possibility of using the energy of the inductive air flow rejected by the rotor as an additional energy source used to create the necessary stabilizing (restoring) moment, which returns the load to its original position when it is stabilized or turned to the required angle during installation works. In addition, the reversible winch selected as the drive mechanism, located on the landing gear of the helicopter, further increases the dimensions and weight of the landing gear, worsens its aerodynamic and strength characteristics.
Целью настоящего изобретения является устранение указанных недостатков и достижение технического результата, заключающегося в возможности создания управляемой в полете аэродинамической стабилизации и азимутальной ориентации груза, позволяющей производить его разворот по азимуту вокруг вертикальной оси на полный оборот в двух направлениях (±360°) из любого исходного положения.The aim of the present invention is to eliminate these drawbacks and to achieve a technical result, consisting in the possibility of creating a flight-controlled aerodynamic stabilization and azimuthal orientation of the cargo, allowing it to be rotated in azimuth around a vertical axis a full revolution in two directions (± 360 °) from any initial position .
В предлагаемом устройстве для азимутальной ориентации и стабилизации груза на внешней подвеске летательного аппарата технический результат заключается в возможности управления разворотом груза по азимуту в двух направлениях (±360°) из любого исходного положения, в увеличении крутящего и стабилизирующего моментов на траверсе за счет увеличения плеча приложения стабилизирующего усилия, применения в качестве источников энергии кинетической энергии воздушного потока, индуцированного несущим винтом вертолета, и энергии встречного (набегающего) потока воздуха для создания необходимого стабилизирующего момента на траверсе.In the proposed device for azimuthal orientation and stabilization of the load on the external suspension of the aircraft, the technical result consists in the possibility of controlling the turn of the load in azimuth in two directions (± 360 °) from any initial position, in increasing the torque and stabilizing moments on the traverse by increasing the application shoulder stabilizing efforts, the use of kinetic energy of the air flow induced by the rotor of the helicopter, and the energy of the opposite (as ayuschego) air flow necessary to create a stabilizing moment on the boom.
Этот технический результат достигается тем, что в устройстве для азимутальной ориентации и стабилизации груза на внешней подвеске летательного аппарата, включающее траверсу с грузовыми канатами на концах, соединенную с замком летательного аппарата посредством сходящихся связей, ориентирующую систему, сопряженную с траверсой с возможностью передачи ей крутящего момента и содержащую исполнительные звенья, сопряженные с горизонтально расположенным кольцом, соединенным с корпусом летательного аппарата с помощью гибких и упругих связей, согласно изобретению исполнительные звенья выполнены в виде радиально расположенных в плоскости кольца аэродинамических щитков, установленных с возможностью перемещения по его поверхности, а указанное устройство дополнительно содержит систему управления углами установки аэродинамических щитков по отношению к вектору скорости набегающего потока воздуха. При этом в указанном устройстве система управления углами установки аэродинамических щитков по отношению к набегающему потоку воздуха содержит реверсивный электродвигатель, вал которого соединен с помощью дифференциального редуктора с аэродинамическими щитками, закрепленными в подшипниковых кронштейнах, размещенных на каретках, установленных на кольце с возможностью их свободного перемещения по его поверхности в горизонтальной плоскости, а каждый аэродинамический щиток выполнен из отдельных профилированных секций, снабженных механизмом уборки-выпуска в полете.This technical result is achieved by the fact that in the device for azimuthal orientation and stabilization of the load on the external suspension of the aircraft, including a traverse with cargo ropes at the ends, connected to the lock of the aircraft through convergent connections, an orienting system coupled to the traverse with the possibility of transmitting torque to it and containing executive links associated with a horizontally disposed ring connected to the aircraft body using flexible and elastic coupling According to the invention the actuators are designed as radially disposed in the plane of the ring of aerodynamic shields mounted movably on its surface, and said apparatus further comprises aerodynamic flaps angles installation control system with respect to the vector of the incoming air flow. Moreover, in the specified device, the control system for the installation angles of the aerodynamic shields relative to the incoming air stream contains a reversible electric motor, the shaft of which is connected using a differential gear with aerodynamic shields mounted in bearing brackets mounted on carriages mounted on the ring with the possibility of their free movement along its surface in the horizontal plane, and each aerodynamic shield is made of separate profiled sections equipped with anizmom cleaning-release in flight.
Аэродинамическая компоновка исполнительных звеньев (аэродинамических щитков) выбрана с учетом снижения скорости индуктивного потока в зоне его затенения под фюзеляжем вертолета, наличия потерь тяги несущего винта в центральной части и особенности обтекания исполнительных звеньев индуктивным потоком воздуха в следе несущего винта вертолета, сравнимым по физическому смыслу с обтеканием крыла самолета.The aerodynamic layout of the executive links (aerodynamic shields) was selected taking into account the decrease in the inductive flow velocity in the area of its shadowing under the helicopter fuselage, the presence of rotor thrust losses in the central part and the peculiarities of the flow of the executive links in the inductive air flow in the trail of the rotor of the helicopter, which is comparable in physical meaning with flow around the wing of an airplane.
В общем случае ориентирующая система может быть выполнена и с комбинированным приводом (от источника энергии, расположенного на вертолете, например реверсивного электродвигателя, размещенного на внешней подвеске в сочетании с управляемой аэродинамической компенсацией сил и моментов, дестабилизирующих выбранное для монтажа азимутальное (проектное) положение груза).In the general case, the orienting system can also be implemented with a combined drive (from an energy source located on a helicopter, for example, a reversible electric motor mounted on an external suspension in combination with controlled aerodynamic compensation of forces and moments that destabilize the azimuthal (design) position of the load selected for installation) .
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 показан один из частных случаев выполнения устройства с ориентирующей системой, состоящей из двух радиально расположенных аэродинамических щитков. Здесь же изображен общий вид вертолета с устройством в аксонометрии и показан принцип создания стабилизирующего (восстанавливающего) момента My вост на режиме висения вертолета. На фиг.2 представлен вид устройства спереди в сечении А-А по фиг.1 и сопряжение концов траверсы внешней подвески с кольцевым монорельсом; на фиг.3 - механизм управления поворотом аэродинамических щитков ориентирующей системы; на фиг.4 приведена конструктивно-кинематическая схема уборки-выпуска секций аэродинамического щитка; на фиг.5 - схема образования стабилизирующих сил и моментов при осевом обтекании аэродинамических щитков ориентирующей системы индуктивным потоком воздуха в следе несущего винта вертолета.The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows one of the particular cases of the device with an orienting system consisting of two radially located aerodynamic shields. It also shows a general view of a helicopter with a device in a perspective view and shows the principle of creating a stabilizing (restoring) moment M y east on a helicopter hovering mode. Figure 2 presents the front view of the device in section aa in figure 1 and the conjugation of the ends of the traverse of the external suspension with an annular monorail; figure 3 - rotation control mechanism of the aerodynamic flaps of the orienting system; figure 4 shows the structural-kinematic diagram of the cleaning-release sections of the aerodynamic shield; figure 5 is a diagram of the formation of stabilizing forces and moments during axial flow around the aerodynamic flaps of the orienting system with an inductive air flow in the trace of the rotor of the helicopter.
Предлагаемое устройство содержит аэродинамические щитки 1 и устанавливается на летательном аппарате - вертолете 2 (фиг.1). Устройство включает трубчатую траверсу 3 с присоединенными к ней грузовыми канатами 4, которые в нижней своей точке снабжены грузозахватными приспособлениями 5 (крюками или электрозамками). Трубчатая траверса 3 (фиг.2), состоящая из двух симметрично расположенных относительно оси OY подвеса груза 6 звеньев, посредством сходящихся связей 7 и вертлюгов 8 соединяется с основным замком 9 системы внешней подвески 10 вертолета 2, а через стыковочные узлы (резьбовые стыки) 11 (фиг.3) - с силовым корпусом механизма управления 12 ориентирующей системы. Замок 9 системы внешней подвески 10 вертолета 2 оборудован вертлюгом. Механизм управления 12 может быть с электрическим, пневматическим или гидравлическим двигателем реверсивного типа, соединенный коммуникациями с источником энергии на вертолете. В частном случае механизм управления 12, представленный на фиг.3, выполнен в виде реверсивного электродвигателя постоянного тока с двумя обмотками возбуждения для обоих направлений вращения. Внутри каждого звена трубчатой траверсы 3 проходит вал 13, соединенный одним концом с поворотным звеном 14 ориентирующей системы и другим с соответствующим ему зубчатым колесом дифференциального редуктора 15. Ориентирующая система может быть выполнена из двух (или более, т.е. столько, сколько необходимо для получения требуемого восстанавливающего усилия) радиально расположенных в плоскости кольцевого монорельса профилированных аэродинамических щитков 1, состоящих из отдельных секций 16. Аэродинамический щиток 1 имеет треугольную форму в плане с размером хорды, изменяющимся вдоль продольной оси щитка 1 по линейному закону от 0 у перпендикулярного сечения в комлевой части (от точки стыковки вала 13 с поворотным звеном 14) до некоторого максимального значения у перпендикулярного сечения в концевой части. В общем случае размер концевой хорды и длина щитка 1 выбираются из условий необходимости образования замкнутого контура с несущей способностью, достаточной для создания потребного стабилизирующего (восстанавливающего) груз 6 момента My вост, и зависят от геометрических, массовых и аэродинамических характеристик транспортируемого груза 6. Профиль аэродинамического щитка 1 в выпущенном положении имеет двояковыпуклую несимметричную форму с небольшой кривизной и закругленным носком первой секции (см. фиг.4). Такая аэродинамическая компоновка аэродинамических щитков 1 выбрана с учетом снижения скорости Vинд индуктивного потока в зоне затенения под фюзеляжем вертолета, наличия потерь тяги несущего винта в его центральной части и особенностью обтекания аэродинамических щитков индуктивным потоком воздуха в следе несущего винта вертолета, сравнимым по физическому смыслу с обтеканием крыла самолета (см., например: Ромасевич В.Ф. Аэродинамика и динамика полета вертолетов. - М.: Воениздат, 1982. - С.116-119).The proposed device contains
Каждый аэродинамический щиток 1 крепится к своему поворотному звену 14 и снабжен отдельным механизмом уборки-выпуска секций 16. В частном случае механизм уборки-выпуска секций 16 может быть выполнен в виде управляемого силового цилиндра 17 (см. фиг.4) двухстороннего действия, прикрепленного своим штоком к замыкающей секции аэродинамического щитка 1, а корпусом шарнирно к траверсе 18 поворотного звена 14. В этом случае цилиндр 17 является составной частью привода устройства, связанного коммуникациями с источниками энергии, размещенными на вертолете 2, например источниками давления рабочих сред (газы, спецжидкости и др.), и средствами управления, например с распределителем 19. Крайние секции каждого аэродинамического щитка 1 соединены друг с другом посредством осевых шарниров 20, а его первая секция, образующая носок профиля, жестко присоединена к поворотному звену 14 посредством кронштейнов 21 (фиг.4). В ориентирующую систему входит кольцевой монорельс 22 (фиг.1 и фиг.2), внутренний диаметр dк которого выполнен примерно равным диаметру несущего винта Dнв вертолета 2, что позволяет наиболее полно использовать кинетическую энергию воздушного потока, индуцированного несущим винтом вертолета 2 (с учетом поджатия его струи) на расстоянии , для образования стабилизирующих усилий Tr1 и Tr2 (фиг.5), возникающих при обдуве им аэродинамических щитков 1 в процессе ориентации груза 6 на внешней подвеске вертолета 2. На фиг.2 это положение струи индуктивного потока воздуха показано пунктирной линией.Each
Монорельс 22 представляет собой изогнутый кольцом двутавровый профиль. По нижней полке монорельса 22 перемещаются ролики 23, установленные на каретках 24. Внутренняя и наружная поверхности нижней полки монорельса могут быть отшлифованы и хромированы. Поворотное звено 14 своей концевой частью входит в подшипниковый кронштейн 25, установленный на корпусе каждой каретки 24, как показано на фиг.2. На верхней полке монорельса 22 имеются две проушины 26 для крепления гибких связей 27, протянутых через роликовые узлы 28 на передних стойках шасси и присоединенных с помощью упругих связей 29 к соответствующим узлам 30 на основных стойках шасси. Там же имеется третья проушина 26 для соединения упругой связью 31 (фиг.1) с задним швартовочным узлом 32 на фюзеляже вертолета 2. В качестве гибких связей 27 могут быть использованы стальные канаты или тросы, а в качестве упругих связей 29 резиношнуровые или резинопластинчатые амортизаторы. В любом частном случае исполнения ориентирующей системы диаметр троса и величина хода резиношнуровых (резинопластинчатых) амортизаторов в процессе стабилизации кольцевого монорельса 22 в плоскости, параллельной плоскости вращения несущего винта, определяются требованиями динамической прочности и жесткости конструкции ориентирующей системы. Кроме этого подбором длины сходящихся связей 7 обеспечивают положение траверсы 3 по высоте в плоскости кольцевого монорельса 22 и внутри него. Для этого условная длина ℓ1 каждой сходящейся в замке 9 системы внешней подвески 10 вертолета 2 связи 7, равная расстоянию от узла разветвления в точке O1 до центра оси симметрии ориентирующей системы в точке О (фиг.2), должна иметь величину:
где dк - диаметр кольцевого монорельса;where d to - the diameter of the annular monorail;
α - угол между сходящимися в замке 9 связями 7;α is the angle between the
ℓзв - длина поворотного звена 14ℓ sv - the length of the
(в данной формуле размеры подшипникового кронштейна 25 и толщина стенки каретки 24 не учитываются).(in this formula, the dimensions of the
Так как скорость воздуха в следе несущего винта возрастает в направлении, противоположном направлению его силы тяги и в дальнем следе, на расстоянии, равном половине диаметра несущего винта, вдвое больше индуктивной скорости в плоскости вращения его диска (см., например: Джонсон У. Теория вертолета: В 2-х книгах. Пер. с англ. - М.: Мир, 1983. - Кн.1. С.47-49), то другим условием эффективной работы ориентирующей системы устройства является соблюдение неравенства:Since the air velocity in the rotor track increases in the direction opposite to the direction of its traction force and in the far wake, at a distance equal to half the diameter of the rotor, twice the inductive speed in the plane of rotation of its disk (see, for example: Johnson W. Theory Helicopter: In 2 books, Translated from English - M .: Mir, 1983. -
где ℓ2 - расстояние от условной плоскости вращения несущего винта (несущих винтов) вертолета до оси вращения поворотного звена 14;where ℓ 2 is the distance from the conventional plane of rotation of the rotor (rotors) of the helicopter to the axis of rotation of the
Dнв - диаметр несущего винта (несущих винтов) вертолета.D NV - the diameter of the rotor (rotors) of the helicopter.
Таким образом, обеспечивается использование кинетической энергии потока воздуха, индуцированного несущим винтом вертолета 2, для создания необходимого стабилизирующего (восстанавливающего) груз 6 момента - Mу вост. Кроме того, вынос кольцевого монорельса 22 за пределы стоек шасси вертолета 2 позволяет экипажу (оператору) свободно контролировать через открытую сдвижную дверь или блистер кабины пилотов состояние связей 7 и 4 устройства и своевременно принимать меры к ликвидации возникновения возможных их перехлестов на этапах взлета и подцепки груза 6.Thus, the use of the kinetic energy of the air flow induced by the rotor of the
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
Перед взлетом устройство находится в посадочном положении, когда аэродинамические щитки 1 сложены, штоки силовых цилиндров 17 и упругие связи 29 и 31 имеют минимальную длину, траверса 3 с поворотными звеньями 14 ориентирующей системы развернуты на каретках 24 под углом 90° к продольной оси вертолета 2 и не препятствуют его вертикальному взлету. В данном случае траверса 3 располагается между передними и основными стойками шасси вертолета 2, что исключает возможность его соприкосновения с устройством в процессе выполнения взлета.Before takeoff, the device is in the landing position when the
После взлета вертолета 2 силы упругости QА и QВ упругих связей 29 и 31 ориентируют кольцевой монорельс в положение, параллельное плоскости вращения несущего винта (несущих винтов) вертолета 2. При подцепке груза траверсу 3 вручную ориентируют над грузом так, чтобы совместить грузозахватные приспособления 5 с узлами подцепки на грузе 6. После подцепки и подъема вертолетом 2 груза 6 с земли траверса 3 вместе со связями 7 и замком 9 внешней подвески 10 при определенной совокупности внешних условий в воздушном потоке, геометрических и массовых характеристик транспортируемого груза 6 может занимать произвольное положение. Для установки груза 6 в положение, необходимое для его транспортировки к месту монтажа, включением привода механизма уборки-выпуска секций 16 аэродинамических щитков 1 с помощью средств управления, например распределителя 19 силового цилиндра 17, выдвигают секции 16 в рабочее положение (на фиг.4 это положение изображено штрихпунктирными линиями). При этом включением реверсивного механизма управления 12 ориентирующей системы аэродинамические щитки 1 устанавливаются в вертикальной плоскости, проходящей через ось OY подвеса груза 6, во взаимно противоположных направлениях таким образом, что один из щитков 1 обтекается индуктивным потоком воздуха со стороны закругленного носка первой секции, а другой - со стороны острой задней кромки последней секции (фиг.5).After the take-off of
При обдувке аэродинамического щитка 1, у которого острая передняя и толстая закругленная задняя кромки профиля, максимальная толщина и вогнутость сдвинуты назад. Аэродинамические характеристики профиля с такими геометрическими данными существенно отличаются от соответствующих характеристик при прямом обтекании профиля со стороны закругленного носка первой секции. В частности, уменьшается на 10-15% градиент коэффициента подъемной силы по углу атаки и почти вдвое увеличивается коэффициент профильного сопротивления (см., например: Володко А.М. Основы летной эксплуатации вертолетов. Аэродинамика - М.: Транспорт, 1984. - С.23-25). Таким образом, несущая поверхность аэродинамических щитков, расположенных во взаимно противоположных направлениях и обтекаемых воздушным потоком под выбранным углом атаки, обеспечивает образование пары сил Tr1 и Tr2, которые создают стабилизирующий (восстанавливающий, разворачивающий) груз 6 момент - МУвост, необходимый для требуемой азимутальной ориентации или стабилизации груза 6.When blowing the
Поскольку мерой инертности груза при вращении является его момент инерции относительно оси вращения OY (вертикали), эффективная его стабилизация может быть обеспечена при условии:Since the measure of the inertia of the load during rotation is its moment of inertia relative to the axis of rotation OY (vertical), its effective stabilization can be ensured provided:
где Му дин - динамический момент, выводящий систему "груз-устройство" из равновесия;where M y dyne is a dynamic moment that deduces the load-device system from equilibrium;
Jу - момент инерции груза относительно оси подвеса (вертикали);J y - the moment of inertia of the load relative to the axis of the suspension (vertical);
εу - ускорение вращательного движения груза на оси подвеса (вертикали).ε у - acceleration of the rotational movement of the load on the suspension axis (vertical).
Установкой аэродинамических щитков 1 под разными углами обтекания (атаки) индуктивным потоком воздуха увеличивают или уменьшают разницу между МУвост и МУдин, тем самым осуществляя управление положением груза 6 по азимуту с возможностью его поворота вокруг вертикальной оси OY на полный оборот в двух направлениях (±360°) из любого исходного положения. Динамические нагрузки (усилия), действующие в полете на груз 6 и стремящиеся вывести его из заданного положения, дополнительно демпфируют упругие связи 29 и 31.By installing
При увеличении момента МУдин в полете сверх расчетного, например при резком маневрировании вертолета 2 или воздействии некоторых внешних возмущений, например внезапных порывах ветра, возможно проворачивание траверсы 3 с поворотными звеньями 14 ориентирующей системы на каретках 24 по кольцевому монорельсу 22 вокруг вертикальной оси OY. В результате груз 6 самоустанавливается в положение, при котором будет соблюдаться равновесие моментов МУвост и МУдин, без передачи на вертолет 2 нерасчетных нагрузок. Таким образом, возможна установка груза 6 в оптимальное для его транспортировки положение в полете.With an increase in the moment M Udin in flight in excess of the calculated one, for example, during sharp maneuvering of a
При зависании вертолета 2 с грузом 6 над местом монтажа устраняют рассогласование между фактическим и проектным положением груза 6 по азимуту. Включив реверсивный механизм управления 12 ориентирующей системы и отклоняя аэродинамические щитки 1 во взаимно противоположных направлениях на необходимый угол к вектору скорости набегающего (в горизонтальном полете) или индуктивного (на режиме висения вертолета) потока, устраняют рассогласование между фактическим и проектным положением груза 6 по азимуту. Затем снижением вертолета 2 груз 6 устанавливают на место соединения с объектом и производят отцепку от него грузозахватных приспособлений 5. Вернув траверсу 3 в исходное (под углом 45°-90° к продольной оси вертолета 2 положение) и сложив аэродинамические щитки 1, производят посадку вертолета 2.When the
При необходимости в условиях транспортировки удобообтекаемого груза на значительное расстояние аэродинамические щитки 1 могут быть убраны в посадочное положение.If necessary, in the conditions of transportation of a streamlined cargo over a considerable distance, the
В условиях возникновения аварийной ситуации, когда в полете возникает необходимость экстренного сброса груза 6, открывают замок 9. В результате под действием силы тяжести G груза 6 освобождается соединение сходящихся связей 7 с замком 9, разрываются упругие связи 29 и 31, разрушаются срезные болты крепления роликовых узлов 28 к передним стойкам шасси вертолета 2. Груз 6 также может быть аварийно сброшен и без повреждения элементов конструкции устройства путем открытия запорных механизмов грузозахватных приспособлений 5.In the event of an emergency, when in flight there is a need for emergency dumping of
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005138620/11A RU2307049C1 (en) | 2005-12-12 | 2005-12-12 | Device for azimuthal orientation and stabilization of load on external hanger of flying vehicle |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005138620/11A RU2307049C1 (en) | 2005-12-12 | 2005-12-12 | Device for azimuthal orientation and stabilization of load on external hanger of flying vehicle |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2005138620A RU2005138620A (en) | 2007-06-27 |
RU2307049C1 true RU2307049C1 (en) | 2007-09-27 |
Family
ID=38314886
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2005138620/11A RU2307049C1 (en) | 2005-12-12 | 2005-12-12 | Device for azimuthal orientation and stabilization of load on external hanger of flying vehicle |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2307049C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2021016192A3 (en) * | 2019-07-19 | 2021-03-25 | Nelson Tyler | Patient litter basket with spin control |
-
2005
- 2005-12-12 RU RU2005138620/11A patent/RU2307049C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2021016192A3 (en) * | 2019-07-19 | 2021-03-25 | Nelson Tyler | Patient litter basket with spin control |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2005138620A (en) | 2007-06-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US12019439B2 (en) | Free wing multirotor with vertical and horizontal rotors | |
CN110869276B (en) | Vertical take-off and landing fuselage | |
US5799900A (en) | Landing and take-off assembly for vertical take-off and landing and horizontal flight aircraft | |
US8888048B2 (en) | Removable fastener device equipped with attachment means for attaching an external load and with fastener means for fastening said attachment means to an aircraft, an associated aircraft, and an associated method | |
CN109421939B (en) | Rail recovery system for aircraft | |
EP2604510B1 (en) | Mechanisms for deploying and actuating airfoil-shaped bodies on unmanned aerial vehicles | |
DE3421115C2 (en) | Air load lifting device | |
US20110198438A1 (en) | Propulsion and steering system for an airship | |
EP3604124A1 (en) | Combination flight and ground apparatus for a vehicle | |
CN107089107B (en) | The vehicles | |
JP2007508998A (en) | Tail boom stable VTOL machine | |
WO2013112206A1 (en) | Rail recovery system for aircraft | |
RU2333868C2 (en) | Winged spaceship | |
RU2582743C1 (en) | Aircraft vertical take-off system | |
AU2018288009A1 (en) | Aerial vehicle tether | |
US3226056A (en) | Multiple span aircraft | |
RU2608824C1 (en) | Helicopter external suspension | |
ITTO940470A1 (en) | LANDING AND MOORING DEVICE FOR A DIRIGIBLE. | |
RU2307049C1 (en) | Device for azimuthal orientation and stabilization of load on external hanger of flying vehicle | |
CA2693672A1 (en) | Propulsion and steering system for an airship | |
EP4025501A1 (en) | Systems, methods, and vehicles for transporting large cargo onto and off a transport vehicle | |
CN210027961U (en) | Unmanned aerial vehicle recovery unit | |
CN108438235B (en) | Multi-wing umbrella | |
CN203078758U (en) | Rotor wing type airdropping or airborne landing device capable of storing energy | |
RU2482021C1 (en) | Aircraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20071213 |