RU2307049C1

RU2307049C1 - Device for azimuthal orientation and stabilization of load on external hanger of flying vehicle

Info

Publication number: RU2307049C1
Application number: RU2005138620/11A
Authority: RU
Inventors: Сергей Алексеевич Паршенцев (RU); Сергей Алексеевич Паршенцев
Priority date: 2005-12-12
Filing date: 2005-12-12
Publication date: 2007-09-27
Also published as: RU2005138620A

Abstract

FIELD: civil engineering; lifting and transporting facilities.

SUBSTANCE: invention relates to devices used for mounting of loads by means of flying vehicle, for instance, helicopter. Proposed device contains tubular cross-member with load wire ropes on ends connected with lock of helicopter by converging ties, orientation system coupled with cross-member to transmit torque to cross-member and containing actuating members mating with horizontally arranged ring monorail connected with helicopter body by means of flexible and elastic links. Actuating members of cross-member orientation system are made in form of aerodynamic flaps arranged radially in plane of ring monorail. Each aerodynamic flap of orientation system is made up of separate shaped sections provided with extension-retraction mechanism operating in flight.

EFFECT: provision of controlled in flight aerodynamic stabilization and azimuthal orientation of load making it possible to turn load to azimuth around vertical axis from any initial position.

3 cl, 5 dwg

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 M_{y 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 M_{y 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 V_инд 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 aerodynamic flaps 1 and is installed on an aircraft - a helicopter 2 (figure 1). The device includes a tubular traverse 3 with attached cargo ropes 4, which at their lower point are equipped with load gripping devices 5 (hooks or electric locks). The tubular traverse 3 (figure 2), consisting of two links symmetrically located relative to the axis OY of the load suspension 6, is connected by means of converging connections 7 and swivels 8 to the main lock 9 of the external suspension system 10 of the helicopter 2, and through docking units (threaded joints) 11 (Fig.3) - with the power housing of the control mechanism 12 of the orienting system. The lock 9 of the external suspension system 10 of the helicopter 2 is equipped with a swivel. The control mechanism 12 may be with an electric, pneumatic or hydraulic motor of a reversible type, connected by communications to a power source in a helicopter. In the particular case of the control mechanism 12, shown in figure 3, is made in the form of a reversible DC motor with two field windings for both directions of rotation. Inside each link of the tubular crosshead 3 passes a shaft 13 connected at one end to the rotary link 14 of the orienting system and the other to the corresponding gear wheel of the differential gear 15. The orienting system can be made of two (or more, i.e. as much as necessary to obtain the required restoring force) profiled aerodynamic flaps 1 radially located in the plane of the annular monorail, consisting of separate sections 16. The aerodynamic flap 1 has a triangular shape in ane the size of the chord varies along the longitudinal axis of the panel 1 linearly from 0 at the perpendicular section in the butt portion (from the point of joining with the rotary shaft 13, link 14) to a maximum value at the perpendicular section to the end portion. In the General case, the size of the end chord and the length of the flap 1 are selected from the conditions for the formation of a closed circuit with a bearing capacity sufficient to create the required stabilizing (restoring) load 6 moment M _{y east} , and depend on the geometric, mass and aerodynamic characteristics of the transported cargo 6. Profile aerodynamic shield 1 in the released position has a biconvex asymmetric shape with a slight curvature and a rounded toe of the first section (see figure 4). This aerodynamic layout of the aerodynamic flaps 1 is selected taking into account the decrease in the speed V _{ind of the} inductive flow in the shading zone under the helicopter fuselage, the presence of rotor thrust losses in its central part and the peculiarity of the flow of the aerodynamic flaps in the inductive flow of air in the trail of the rotor of the helicopter, which is comparable in physical meaning with flow around the wing of an aircraft (see, for example: Romasevich VF Aerodynamics and dynamics of helicopter flight. - M.: Military Publishing House, 1982. - S.116-119).

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 d_к которого выполнен примерно равным диаметру несущего винта D_нв 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 aerodynamic shield 1 is attached to its pivoting link 14 and is equipped with a separate mechanism for cleaning the release of sections 16. In the particular case, the cleaning and exhaust mechanism of sections 16 can be made in the form of a controlled power cylinder 17 (see Fig. 4) double-acting the rod to the closing section of the aerodynamic shield 1, and the body pivotally to the yoke 18 of the pivot link 14. In this case, the cylinder 17 is an integral part of the drive of the device associated with communications with energy sources placed on the helicopter those 2, for example, sources of pressure of working fluids (gases, special liquids, etc.), and controls, for example, with a distributor 19. The extreme sections of each aerodynamic shield 1 are connected to each other by axial joints 20, and its first section, forming a toe profile, rigidly attached to the rotary link 14 by means of brackets 21 (figure 4). The system includes an alignment ring monorail 22 (Figures 1 and 2), an inner diameter d which is formed _to be approximately equal to the diameter of the rotor D _HB helicopter 2, allowing the fullest use of the kinetic energy of the airflow induced by the main rotor of the helicopter 2 (c given the preload of its stream) at a distance

, for the formation of stabilizing forces Tr ₁ and Tr ₂ (Fig. 5) arising when they blow airfoils 1 during the orientation of the load 6 on the external suspension of the helicopter 2. In Fig. 2, this position of the inductive air stream is shown by a dashed line.

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:Monorail 22 is a double-tee profile curved by a ring. On the lower shelf of the monorail 22 the rollers 23 are mounted on the carriages 24. The inner and outer surfaces of the lower shelf of the monorail can be sanded and chrome plated. The pivoting link 14 with its end portion enters the bearing bracket 25 mounted on the housing of each carriage 24, as shown in FIG. On the upper shelf of the monorail 22 there are two eyes 26 for attaching flexible links 27, stretched through the roller nodes 28 on the front landing gear and connected via elastic ties 29 to the corresponding nodes 30 on the main landing gear. There is a third eyelet 26 for connecting an elastic connection 31 (Fig. 1) with the rear mooring unit 32 on the fuselage of the helicopter 2. Steel cables or cables can be used as flexible connections 27, and rubber-cord or rubber-plate shock absorbers as elastic ties 29. In any particular case of the orienting system, the cable diameter and the stroke of the rubber-cord (rubber-plate) shock absorbers during stabilization of the annular monorail 22 in a plane parallel to the rotor plane of rotation of the rotor are determined by the requirements of the dynamic strength and structural rigidity of the orienting system. In addition, the selection of the length of the converging bonds 7 provide the position of the beam 3 in height in the plane of the annular monorail 22 and inside it. For this, the conditional length ℓ _{1 of} each external suspension system 10 of the helicopter 2 connecting 7 converging in the lock 9, equal to the distance from the branching node at the point O ₁ to the center of the axis of symmetry of the orienting system at the point O (FIG. 2), should have the value:

где d_к - 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 bonds 7 converging in the castle 9;

ℓ_зв - длина поворотного звена 14ℓ _sv - the length of the rotary link 14

(в данной формуле размеры подшипникового кронштейна 25 и толщина стенки каретки 24 не учитываются).(in this formula, the dimensions of the bearing bracket 25 and the wall thickness of the carriage 24 are not taken into account).

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. - Book 1. S.47-49), then another condition for the effective operation of the orienting system of the device is the following inequality:

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 rotary link 14;

D_нв - 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 - M_{у 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 helicopter 2 is provided to create the necessary stabilizing (restoring) load 6 moments - M _{at east} . In addition, the removal of the ring monorail 22 outside the landing gear of the helicopter 2 allows the crew (operator) to freely control the state of connections 7 and 4 of the device through an open sliding door or blister of the cockpit and take timely measures to eliminate the occurrence of possible overlaps at the stages of take-off and pick-up of cargo 6.

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 aerodynamic shields 1 are folded, the rods of the power cylinders 17 and the elastic ties 29 and 31 are of a minimum length, the crosshead 3 with the rotary links 14 of the orienting system are deployed on the carriages 24 at an angle of 90 ° to the longitudinal axis of the helicopter 2 and Do not interfere with its vertical take-off. In this case, the yoke 3 is located between the front and main landing gears of the helicopter 2, which excludes the possibility of its contact with the device during take-off.

После взлета вертолета 2 силы упругости Q_А и Q_В 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 helicopter 2, the elastic forces Q _A and Q _{B of the} elastic ties 29 and 31 orient the annular monorail in a position parallel to the plane of rotation of the rotor (rotors) of the helicopter 2. When picking up the load, the yoke 3 is manually oriented above the load so that the load gripping devices 5 are aligned with hooking units on cargo 6. After hooking and lifting by helicopter 2 cargo 6 from traverse 3 earth together with ties 7 and lock 9 of external suspension 10 under a certain set of external conditions in the air flow, geometric and mass tics transported load 6 can occupy an arbitrary position. To install the load 6 in the position necessary for its transportation to the installation site by turning on the drive of the cleaning-release mechanism of the sections 16 of the aerodynamic shields 1 using control means, for example, the distributor 19 of the power cylinder 17, extend the sections 16 to the working position (in Fig. 4 this position is indicated by dash-dotted lines). In this case, by turning on the reversing control mechanism 12 of the orienting system, the aerodynamic shields 1 are installed in a vertical plane passing through the OY axis of the load suspension 6, in mutually opposite directions so that one of the shields 1 is surrounded by an inductive air flow from the rounded toe of the first section, and the other - from the side of the sharp trailing edge of the last section (figure 5).

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 - М_Увост, необходимый для требуемой азимутальной ориентации или стабилизации груза 6.When blowing the aerodynamic shield 1, in which the sharp front and thick rounded trailing edges of the profile, the maximum thickness and concavity are shifted back. The aerodynamic characteristics of a profile with such geometric data differ significantly from the corresponding characteristics for a direct flow around a profile from the rounded toe of the first section. In particular, the gradient of the coefficient of lift along the angle of attack decreases by 10-15% and the coefficient of profile resistance almost doubles (see, for example: Volodko A.M. Fundamentals of flight operation of helicopters. Aerodynamics - M .: Transport, 1984. - С .23-25). Thus, the bearing surface of the aerodynamic flaps located in mutually opposite directions and streamlined by the air flow at a selected angle of attack provides the formation of a pair of forces Tr ₁ and Tr ₂ , which create a stabilizing (restoring, unfolding) load 6 moment - M _Uvost necessary for the required azimuthal orientation or stabilization of the load 6.

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 М_{у 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;

J_у - момент инерции груза относительно оси подвеса (вертикали);J _y - the moment of inertia of the load relative to the axis of the suspension (vertical);

ε_у - 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 М_Увост и М_Удин, 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 aerodynamic flaps 1 at different angles of flow around (attack) the inductive air flow, increase or decrease the difference between M _Uvost and M _Udin , thereby controlling the position of the load 6 in azimuth with the possibility of its rotation around the vertical axis OY for a full revolution in two directions (± 360 °) from any starting position. Dynamic loads (forces) acting in flight on cargo 6 and tending to bring it out of a given position, additionally dampen elastic ties 29 and 31.

При увеличении момента М_Удин 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 М_Увост и М_Удин, 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 helicopter 2 or the action of some external disturbances, for example, sudden gusts of wind, it is possible to turn the beam 3 with the rotary links 14 of the orienting system on the carriages 24 along the annular monorail 22 around the vertical axis OY. As a result, the load 6 sets itself in a position in which the balance of moments M _Uvost and M _Udin will be observed, without transferring 2 off-load loads to the helicopter. Thus, it is possible to install the load 6 in the optimal position for its transportation in flight.

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 helicopter 2 hangs with cargo 6 above the installation site, the mismatch between the actual and design position of cargo 6 in azimuth is eliminated. By turning on the reversing control mechanism 12 of the orienting system and deflecting the aerodynamic shields 1 in mutually opposite directions to the required angle to the velocity vector of the incoming (in horizontal flight) or inductive (in the helicopter hovering mode) flow, the mismatch between the actual and design position of cargo 6 in azimuth is eliminated. Then, by reducing the helicopter 2, the load 6 is installed at the junction with the object and the load gripping devices are unhooked from it 5. Returning the yoke 3 to its original position (at an angle of 45 ° -90 ° to the longitudinal axis of the helicopter 2) and folding the aerodynamic shields 1, make the helicopter landing 2.

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 aerodynamic shields 1 can be removed in the landing position.

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 cargo 6, open the lock 9. As a result, under the influence of gravity G of cargo 6, the connection of the converging connections 7 to the lock 9 is released, the elastic ties 29 and 31 are broken, shear bolts of the roller fastening are destroyed nodes 28 to the front struts of the chassis of the helicopter 2. Cargo 6 can also be accidentally dropped without damaging the structural elements of the device by opening the locking mechanisms of the load gripping devices 5.

Claims

1. A device for azimuthal orientation and stabilization of the load on the external sling 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, paired with a horizontally arranged annular monorail connected to the aircraft body using flexible and elastic ties, characterized in that nye units are designed as radially disposed in the plane of the annular monorail aerodynamic flaps mounted to move on its surface, and said apparatus further comprises aerodynamic flaps angles installation control system with respect to the vector of the incoming air flow.

2. The device according to claim 1, characterized in that 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 ring monorail with the possibility of their free movement on its surface in the horizontal plane.

3. The device according to claim 1, characterized in that each aerodynamic shield is made of separate profiled sections equipped with a harvesting-release mechanism in flight.