RU2746025C2 - Zero flight aircraft - Google Patents
Zero flight aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2746025C2 RU2746025C2 RU2018140767A RU2018140767A RU2746025C2 RU 2746025 C2 RU2746025 C2 RU 2746025C2 RU 2018140767 A RU2018140767 A RU 2018140767A RU 2018140767 A RU2018140767 A RU 2018140767A RU 2746025 C2 RU2746025 C2 RU 2746025C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blades
- drum
- fuselage
- aircraft
- aerodrome
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение касается разработки летательного аппарата нетрадиционной схемы и может быть применено в малой авиации в качестве альтернативы классическим вертолетам.The invention relates to the development of an aircraft of an unconventional design and can be used in small aircraft as an alternative to classic helicopters.
В качестве прототипа возьмем вертолет традиционной схемы, (см. например: ВОЛОДКО A.M. и др. Вертолеты, М. Воениздат 1992 г.), содержащий фюзеляж и несущий винт, соединенный с двигателем установленным в фюзеляже. Несущий винт содержит равномерно распределенные по окружности лопасти, расположенные преимущественно в горизонтальной плоскости - радиально, или по конусу. Лопасти несущего винта соединены с втулкой винта шарнирно с возможностью совершать маховые движения, посредством которых выравнивается подъемная сила между наступающей и отступающей лопастями. Кроме того, лопасти соединены с автоматом перекоса, посредством которого можно управлять углом установки лопасти по углу атаки, изменяя общий и циклический шаг винта. Вертолет содержит также, по крайней мере, еще один винт, необходимый для компенсации реактивного момента двигателя и для управления по курсу. Этот винт может присутствовать или в виде небольшого рулевого винта, или в виде второго несущего винта, расположенного соосно с первым, или отдельно.As a prototype we will take a helicopter of the traditional scheme (see for example: VOLODKO A.M. et al. Helicopters, M. Voenizdat 1992), containing a fuselage and a rotor connected to an engine installed in the fuselage. The main rotor contains blades evenly distributed around the circumference, located mainly in the horizontal plane - radially, or along a cone. The rotor blades are pivotally connected to the rotor hub with the ability to perform flapping movements, by means of which the lifting force is equalized between the advancing and retreating blades. In addition, the blades are connected to a swashplate, by means of which it is possible to control the angle of the blade by the angle of attack, changing the total and cyclic pitch of the propeller. The helicopter also contains at least one more propeller needed to compensate for the reactive torque of the engine and to control the course. This rotor can be present either as a small tail rotor, or as a second main rotor aligned with the first, or separately.
Большим преимуществом вертолета перед другими видами транспорта является то, что он не требует аэродромов и дорог. Однако он обладает недостатками, которые не позволяют ему составить полноценную альтернативу самолету и автомобилю.The big advantage of a helicopter over other modes of transport is that it does not require airfields and roads. However, it has drawbacks that prevent it from being a full-fledged alternative to an airplane and a car.
В техническом плане этими недостатками являются:In technical terms, these disadvantages are:
а) Необходимость иметь окружную скорость вращения несущего винта в два и более раз превышающую максимально возможную скорость полета, чтобы сохранить приемлемую несущую способность отступающей лопасти и избежать срыва обтекания на ней. Этим обусловлена высокая нагруженность лопастей и шарниров их крепления центробежными силами.a) The need to have a rotational speed of the main rotor two or more times the maximum possible flight speed in order to maintain an acceptable bearing capacity of the retreating blade and to avoid stalling of the flow around it. This is due to the high loading of the blades and hinges of their attachment by centrifugal forces.
б) Принципиально высокая не стационарность работы лопастей несущего винта, обусловленная большим диапазоном и высокой частотой изменения скорости обтекания профиля, что создает критичность конструкции к резонансам по изгибным колебаниям лопасти.b) Fundamentally high non-stationary operation of the rotor blades, due to the large range and high frequency of changes in the velocity of the airfoil flow, which creates a criticality of the structure to resonances in bending vibrations of the blade.
в) Высокая критичность конструкции к флаттеру, что обусловлено консольностью закрепления лопасти по углу атаки при малой крутильной жесткости лопасти.c) High criticality of the design to flutter, which is due to the cantilever fixing of the blade along the angle of attack with low torsional stiffness of the blade.
г) Необходимость иметь в составе вертолета более, чем один ротор. Иначе нечем будет компенсировать реактивный момент двигателя.d) The need to have more than one rotor in the helicopter. Otherwise, there will be nothing to compensate for the reactive torque of the engine.
Следствием вышеуказанных технических недостатков вертолета традиционной схемы является следующие потребительские недостатки:The consequence of the above technical drawbacks of a traditional helicopter is the following consumer drawbacks:
1. Ограниченный ресурс работоспособности лопастей, автомата перекоса и других деталей.1. Limited service life of blades, swashplate and other parts.
2. Высокая стоимость разработки и изготовления.2. High cost of development and manufacture.
3. Высокие эксплуатационные затраты.3. High operating costs.
4. Повышенная опасность быстровращающегося винта, в том числе для людей на борту.4. Increased danger of a rapidly rotating propeller, including for people on board.
5. Повышенный шум несущего винта.5. Increased rotor noise.
Целью изобретения является устранение вышеуказанных недостатков.The aim of the invention is to eliminate the above disadvantages.
Предлагается безаэродромный летательный аппарат, содержащий фюзеляж и установленный на нем несущий ротор с лопастями, соединенными с механизмом циклического изменения угла атаки лопастей. Цель изобретения достигается тем, что несущий ротор выполнен в виде барабана, ось вращения которого направлена, преимущественно, вдоль направления полета летательного аппарата, а лопасти ориентированы своей длиной вдоль образующей цилиндрической боковой поверхности барабана.An aerodromeless aircraft is proposed, containing a fuselage and a supporting rotor mounted on it with blades connected to a mechanism for cyclic change in the angle of attack of the blades. The purpose of the invention is achieved in that the supporting rotor is made in the form of a drum, the axis of rotation of which is directed mainly along the direction of flight of the aircraft, and the blades are oriented with their length along the generatrix of the cylindrical lateral surface of the drum.
При такой конфигурации векторы окружной скорости и скорости вращения лопастей и скорости полета летательного аппарата складываются под прямым углом. Обтекание лопасти получается со скосом потока, как у стреловидного крыла. До углов скоса 45 градусов несущая способность лопасти понижается незначительно, по сравнению с тем, как она понижается у отступающей лопасти вертолета из за уменьшения абсолютной величины скорости. Это позволяет снизить окружную скорость вращения лопасти, по крайней мере, до величины полетной скорости. Это уменьшает нагрузки от центробежных сил и уменьшает шум, создаваемый лопастями несущего винта. Кроме того, обтекание лопастей становится стационарным, а лопасти могут быть закреплены в нескольких точках, распределенных по всей длине лопасти. Этим устраняются проблемы, связанные с резонансными изгибными колебаниями, а, в сочетании с образующейся возможностью управлять углом установки лопастей с обоих концов лопасти, устраняется и проблема флаттера.With this configuration, the vectors of the peripheral speed and the rotational speed of the blades and the flight speed of the aircraft are added at right angles. The flow around the blade is obtained with a bevel of the flow, like a swept wing. Up to bevel angles of 45 degrees, the bearing capacity of the blade decreases insignificantly, compared to how it decreases at the retreating blade of the helicopter due to the decrease in the absolute value of the speed. This allows you to reduce the peripheral speed of rotation of the blade, at least to the value of the flight speed. This reduces centrifugal forces and reduces rotor blade noise. In addition, the flow around the blades becomes stationary, and the blades can be fixed at several points distributed along the entire length of the blade. This eliminates the problems associated with resonant bending vibrations, and, in combination with the resulting ability to control the angle of the blades from both ends of the blade, the problem of flutter is also eliminated.
В частном варианте исполнения, механизм циклического изменения угла атаки лопастей выполнен в виде кривошипа, установленного на неподвижном относительно фюзеляжа основании с возможностью двух координатного изменения своего положения в плоскости вращения несущего барабана. При этом указанный кривошип, посредством обоймы установленной на указанном кривошипе на подшипнике, соединен со всеми лопастями посредством, тяг. Это позволит осуществлять управление не только величиной подъемной силы несущего барабана, но и ее направлением, относительно фюзеляжа, в плоскости вращения барабана.In a particular embodiment, the mechanism for cyclically changing the angle of attack of the blades is made in the form of a crank mounted on a base stationary relative to the fuselage with the possibility of two-coordinate change of its position in the plane of rotation of the carrier drum. In this case, the specified crank, by means of a cage mounted on the specified crank on the bearing, is connected to all blades by means of rods. This will make it possible to control not only the magnitude of the lifting force of the carrying drum, but also its direction, relative to the fuselage, in the plane of rotation of the drum.
Целесообразно установить два устройства циклического управления углом атаки лопастей, воздействующих на разные концы лопасти и действующие по независимым каналам управления. Это позволит оперативно управлять не только циклическим углом атаки лопасти, но и циклической круткой лопасти, используя эластичность лопасти к скручиванию. Это даст возможность управлять аэродинамическим моментом воздействия на летательный аппарат по углу тангажа и по углу курса, изменяя величину, знак и фазу циклического изменения крутки лопасти.It is advisable to install two devices for cyclic control of the angle of attack of the blades, acting on different ends of the blade and acting through independent control channels. This will make it possible to efficiently control not only the cyclic angle of attack of the blade, but also the cyclic twist of the blade, using the elasticity of the blade to twisting. This will make it possible to control the aerodynamic moment of impact on the aircraft by the pitch angle and by the heading angle, changing the magnitude, sign and phase of the cyclical change in the blade twist.
Если, в дополнение к этому, центр массы фюзеляжа сделать смещенным относительно оси несущего барабана, то будет обеспечена возможность создания момента, компенсирующего реактивный момент привода вращения барабана. В данном случае это момент по крену. Он создается за счет самопроизвольного поворота фюзеляжа относительно оси вращения барабана. Если при этом удерживать вертикальность вектора подъемной силы барабана, то возникает взаимное смещение вектора силы тяжести и вектора подъемной силы, т.е. возникает момент по крену, нарастающий до тех пор, пока не будет уравновешен реактивный момент привода. Таким образом имеется возможность управления по всем трем моментам - по тангажу, курсу и крену, что позволяет сделать летательный аппарат истинно однороторным. Это упрощает конструкцию летательного аппарата.If, in addition to this, the center of mass of the fuselage is made offset relative to the axis of the carrier drum, then it will be possible to create a torque that compensates for the reactive moment of the drum rotation drive. In this case, it is the roll moment. It is created by spontaneous rotation of the fuselage relative to the axis of rotation of the drum. If, in this case, the verticality of the vector of the lifting force of the drum is maintained, then a mutual displacement of the vector of gravity and the vector of lifting force occurs, i.e. a roll torque arises, increasing until the reactive torque of the drive is balanced. Thus, it is possible to control all three points - pitch, heading and roll, which makes it possible to make the aircraft truly one-rotor. This simplifies the design of the aircraft.
В частном варианте выполнения фюзеляж подвешен на подшипниках внутри несущего барабана. Это повышает компактность летательного аппарата, а также безопасность пассажиров в случае разрушения отдельных лопастей.In a particular embodiment, the fuselage is suspended on bearings inside the carrier drum. This increases the compactness of the aircraft, as well as the safety of passengers in the event of destruction of individual blades.
При этом обтекатель фюзеляжа, для уменьшения аэродинамического сопротивления может быть продлен за пределы полости несущего барабана. При этом, в частном варианте выполнения, расположенная снаружи хвостовая часть обтекателя стыкуется с расположенной внутри барабана частью посредством сечения круглой формы, сосной барабану, что позволяет сохранять обтекаемость при любых взаимных вращения обоих его частей.In this case, the fuselage fairing can be extended beyond the cavity of the carrier drum to reduce aerodynamic drag. In this case, in a particular embodiment, the outer tail part of the fairing is joined with the part located inside the drum by means of a circular section, pine to the drum, which makes it possible to maintain streamlining with any mutual rotation of both of its parts.
В частном варианте выполнения предлагаемого летательного аппарата, он содержит шасси, выполненное в виде полых лыж, в полости которых закреплены, с малым выступанием, ролики. Это позволяет производить безопасную посадку с пробегом, как на твердую, так и на рыхлую площадку. Ролики при этом исключают боковое скольжение лыж и, в отличие от колес, создают малое аэродинамиское сопротивление.In a particular embodiment of the proposed aircraft, it contains a landing gear made in the form of hollow skis, in the cavity of which rollers are fixed, with a small protrusion. This allows you to make a safe landing with a run, both on firm and loose ground. At the same time, the rollers exclude the side sliding of the skis and, in contrast to the wheels, create low aerodynamic drag.
Для обеспечения безопасной посадки при отказе двигателя может быть применен парашют, который может быть закреплен вне полости барабана в передней части оси. При этом обтекатель парашюта может заодно выполнить функцию обтекателя передней части втулки несущего ротора.To ensure a safe landing in the event of engine failure, a parachute can be used, which can be fixed outside the cavity of the drum in the front of the axle. In this case, the parachute fairing can at the same time perform the function of the fairing of the front part of the main rotor hub.
Для гашения скорости парашютирования может быть применен твердотопливный реактивный двигатель мягкой посадки (далее ТТРД), который может быть установлен внутри фюзеляжа с возможностью его выдвижения и оперативного автоматического управления его ориентацией по сигналам датчиков параметров движения аппарата относительно земли.To damp the parachuting speed, a solid-propellant soft-landing jet engine (hereinafter TTRD) can be used, which can be installed inside the fuselage with the possibility of its extension and operational automatic control of its orientation according to signals from the sensors of the parameters of the vehicle's motion relative to the ground.
Изобретение поясняется нижеследующим детальным описанием примеров конструктивного выполнения и семью фигурами.The invention is illustrated by the following detailed description of structural examples and seven figures.
На фиг. 1 изображен предлагаемый летательный аппарат - вид сзади.FIG. 1 shows the proposed aircraft - rear view.
На фиг. 2 изображен предлагаемый летательный аппарат - вид справа.FIG. 2 shows the proposed aircraft - right side view.
На фиг. 3 изображена схема крепления лопасти к барабану.FIG. 3 shows a diagram of the attachment of the blade to the drum.
На фиг. 4 изображена схема крепления лопасти к барабану в другой проекции.FIG. 4 shows a diagram of the attachment of the blade to the drum in another projection.
На фиг. 5 изображена схема механизма циклического изменения угла атаки лопастей.FIG. 5 shows a diagram of the mechanism for cyclic variation of the angle of attack of the blades.
На фиг. 6 показана эпюра распределения вектора плотности подъемной силы лопасти по окружности барабана, а также эпюра плотности распределения вертикальной составляющей этого вектора по диаметру (размаху) барабана.FIG. 6 shows the diagram of the distribution of the vector of the density of the lifting force of the blade along the circumference of the drum, as well as the diagram of the density of the distribution of the vertical component of this vector along the diameter (span) of the drum.
На фиг. 7 показана диаграмма векторного сложения окружной и полетной скоростей движения лопасти а плоскости «крыла».FIG. 7 shows a diagram of the vector addition of the peripheral and flight speeds of the blade movement in the plane of the "wing".
Предлагаемый безаэродромный летательный аппарат, в предпочтительном варианте выполнения, содержит несущий ротор, выполненный в виде барабана 1, и фюзеляж 2, подвешенный в полости барабана на подшипниках 3. Ось вращения барабана 1 конструктивно ориентирована вдоль направления полета. На боковой цилиндрической поверхности барабана закреплены посредством шарниров 4 лопасти 5, равномерно распределенные по всей окружности барабана и ориентированные своей длиной вдоль образующих цилиндра. При этом лопасти расположены параллельно оси вращения барабана 1. Шарниры 4 крепления лопастей, располагаются на стойках 6, закрепленных на ободах 7, распределенных вдоль длины лопастей. Обода 7 выполнены жесткими на изгиб и имеют обтекаемый профиль сечения ориентированный по потоку воздуха, т.е. вдоль оси барабана. Стойки 6, наоборот, выполнены гибкими, например в виде жестяных пакетов. При столкновениях ротора с чем либо, лопасти 5 могут быть легко разрушены и отлетят, а стойки 6 отогнуться. При этом барабан сможет продолжить свое вращение или плавно затормозится, а обода 7 остануться недеформированными и не заденут за фюзеляж. Крайние из ободов 7 соединены посредством спиц 8 с втулками 9 и 10. Спицы 8 выполнены в виде трубок обтекаемого профиля с круткой, соответствующей крейсерской скорости полета.The proposed aerodromeless aircraft, in a preferred embodiment, contains a supporting rotor made in the form of a drum 1 and a
Имеется два механизма 11 и 12 (фиг. 3) циклического управления углом атаки лопастей. Они расположены у соответствующих втулок 9 и 10. Каждый из них содержит кривошип 13 (фиг. 5), установленный на неподвижном относительно фюзеляжа основании 14 с возможностью двухкоординатного перемещения в плоскости вращения барабана 1. Например, кривошип 13 может быть соединен с основанием 14, посредством винтов 15 и 16, с отдельными сервоприводами, управляемыми по отдельным каналам. В частном случае, показанном на фиг. 5. сервоприводы выполнены в виде гаек, приводимых во вращение электродвигателями посредством червячной передачи. На кривошипе 13 установлена на подшипнике обойма 17, соединенная посредством гибких тяг 18 с соответствующими лопастями 5. Тяги 18 проложены в полости соответствующих спиц 8 и присоедины к лопастям со смещением относительно шарнира 4 (см фиг. 4). Причем сам шарнир 4 смещен относительно продольной оси инерции лопасти в другую сторону, нежели тяга 18. Этим обеспечивается натяжение тяг 18 центробежными силами от лопастей. Причем тяги 18, идущие от механизмов управления углом атаки 11 и 12, присоединены к разным участкам длины лопасти как можно ближе к соответствующим концам лопасти (см. фиг. 3), чем обеспечивается жесткий контроль крутки лопасти. Поэтому, в частности, передняя весовая противофлаттерная центровка лопасти здесь не обязательна. Однако она может быть введена, если переставить между собой места расположения шарникра 4 и присоенинения тяги 18.There are two
Механизмы 11 и 12 управления углом атаки лопастей соединены с разными каналами системы управления 19, чем обеспечивается возможность циклического изменения не только угла атаки всех лопастей, но и циклического изменения крутки. В сочетании с тем, что каждый из механизмов 11 и 12, имеет векторное, т.е. двух координатное, управление, мы получаем систему управления лопастями по четырем степеням свободы. Т.е. то же, что имеется у обычных летательных аппаратов - у самолета и вертолета, а именно: курс, крен, тангаж и подъемная сила (или тяга).
На фигурах 1 и 2 изображен фюзеляж 2 в виде двухместной кабины. Центр массы его при полной нагрузке, смещен относительно оси барабана вниз. Под общим с кабиной обтекателем расположен двигатель 20, соединенный с втулкой 9 барабана 1 посредством обгонной муфты и редуктора.Figures 1 and 2 show the
Шасси выполено в виде лыж 21 с полостью, в которой расположены, с малым выступанием, ролики 22. Лыжи подвешены к барабану 1 посредством стоек 23 обтекаемого профиля и подшипников 24.The chassis is made in the form of
Задняя часть обтекателя фюзеляжа поднята до оси и имеет круглое, соосное ротору, сечение, по которому она стыкуется с задней частью 25 обтекателя, расположенной вне полости барабана и прикрепленной к стойкам 23 шасси.The rear part of the fuselage fairing is lifted up to the axis and has a circular, coaxial to the rotor section, along which it joins the
В передней части оси барабана, вне его полости, имеется парашют 26, помещенный в обтекатель, состыкованный с обтекателем передней втулки 10 несущего ротора и закрепленный на стойке 23 шасси.In the front part of the drum axis, outside its cavity, there is a
Ставка на чисто ручное управление в предлагаемой схеме летательного аппарата представляется проблематичной из за:The bet on purely manual control in the proposed aircraft scheme seems to be problematic due to:
1. перекрестного влияния гироскопических сил несущего ротора на передаточные функции каналов управления, 2. отсутствия демпфирующего действия аэродинамических сил барабана по крену, 3. малого момента инерции аппарата по крену, что повышает требования к быстродействию управления, до величин, затруднительных для пилота, 4) отсутствия устойчивости равновесия по всем трем углам и трем перемещениям.1.cross influence of the gyroscopic forces of the carrier rotor on the transfer functions of the control channels, 2.the absence of damping action of the aerodynamic forces of the roll on the roll, 3.the small moment of inertia of the apparatus on the roll, which increases the requirements for the control speed, to values that are difficult for the pilot, 4) lack of stability of balance in all three angles and three displacements.
Поэтому в данной схеме практически все функции управления должны выполняться посредством автоматической системы управления.Therefore, in this scheme, almost all control functions must be performed by means of an automatic control system.
Система управления 19 содержит датчик угла поворота барабана относительно фюзеляжа, гироскопические датчики углов крена, курса и тангажа относительно земли, датчики ускорений фюзеляжа по трем координатам, датчики положений органов управления летательным аппаратом, а также процессор с соответствующим программным обеспечением, соединенный выходом с четырьмя сервоприводами, входящими в состав механизмов 11 и 12 управления углом атаки лопастей 5 (см. фиг. 5).The
Тормозной ТТРД 27 мягкой аварийной посадки размещен внутри фюзеляжа 2 с возможность его выдвижения через створки фюзеляжа (не показаны). Имеется также механизмы управления положением ТТРД и углами его ориентации, обеспечивающие возможность совмещения его оси тяги с центром массы летательного аппарата и с направлением вектора скорости сближения аппарата с землей (не показаны).The brake TTRD 27 soft emergency landing is placed inside the
Действует предлагаемый летательный аппарат следующим образом. Барабан 1 приводится в равномерное вращение двигателем 20. При этом установленные шарнирно на барабане 1 лопасти, за счет связи посредством тяг 18 с неподвижными кривошипами 13 механизмов 11 и 12, меняют свой угол атаки, изменяя его за время оборота ротора синусоидально с изменением знака при переходе с верхней части барабана на нижнюю. При этом подъемная сила лопасти также изменяется синусоидально и знакопеременно, как показано на фиг. 6. При этом распределение плотности вертикальной составляющей подъемной силы по диаметру окружности будет также синусоидальным, т.к., наклон векторов на краях диаметра компенсируется увеличением длины дуги, проектирующейся на края диаметра. Таким образом барабан 1 создает подъемную силу, которая мало зависит от скорости полета в направлении оси несущего ротора.The proposed aircraft operates as follows. The drum 1 is brought into uniform rotation by the
Суммируемая под прямым углом с окружной скоростью, скорость полета создает скос потока обтекания профиля крыла (см. фиг. 7). Скос потока до 45 градусов мало влияет на эффективность работы крыла, но скорость обтекания профиля увеличивается, что приводит к двухкратному увеличению несущей способности крыла. Т.о. в крейсерском полете предлагаемого летательного аппарата возникает резерв несущей способности лопастей (в отличие от вертолета, у которого несущая способность лопастей, наоборот, резко падает при скоростях полета, составляющих всего половину окружной скорости вращения лопастей. В предлагаемом летательном аппарате увеличение скорости зависит лишь от располагаемой мощности двигателя, расходуемой главным образом на преодоление аэродинамического сопротивления по Сх, включая профильное сопротивление лопастей. У вертолета же скоростной барьер, равный окружной скорости полета, за счет только мощности двигателя не преодолим. Предлагаемая схема летательного аппарата, в отношении суммарного аэродинамического сопротивления, хуже вертолета, т.к. имеется значительное сопротивление спиц 8, ободов 7 и стоек 23 шасси. Но, как показывают расчетные оценки частных конструктивных решений, предельная скорость полета предлагаемого летательного аппарата все же больше чем у вертолета, хотя экономическая скорость примерно равна максимальной скорости полета вертолетов.Summed at right angles to the peripheral speed, the flight speed creates a slope of the flow around the airfoil of the wing (see Fig. 7). A flow slope of up to 45 degrees has little effect on the efficiency of the wing, but the speed of the airfoil flow increases, which leads to a twofold increase in the bearing capacity of the wing. So in the cruise flight of the proposed aircraft, there is a reserve of the bearing capacity of the blades (in contrast to a helicopter, in which the bearing capacity of the blades, on the contrary, drops sharply at flight speeds that are only half the circumferential speed of rotation of the blades. In the proposed aircraft, the increase in speed depends only on the available power engine, spent mainly on overcoming the aerodynamic drag according to Cx, including the profile drag of the blades.In a helicopter, however, the speed barrier equal to the peripheral flight speed, due to the engine power alone, cannot be overcome. The proposed scheme of the aircraft, in terms of total aerodynamic drag, is worse than a helicopter, since there is significant resistance of
Рассмотрим процессы управления полетом.Consider the flight control processes.
Если одновременно увеличивать эксцентриситет кривошипа 13 на обоих механизмах 11 и 12 управления циклическим углом атаки лопастей, т.е. одновременно увеличивать амплитуду синусоидального изменения угла атаки по окружности барабана (см. фиг. 6), то будет возрастать абсолютная величина суммарного вектора подъемной силы всех лопастей, что соответствует введению общего шага автомата перекоса на вертолете. Если увеличение эксцентриситета кривошипов 13 производить дифференциально, то возникнет крутка лопастей по длине. При этим суммарный вектор подъемной силы сместиться в прдольном (по отн. к направлению оси барабана 1) направлении. В результате возникнет момент силы, действующий на барабан 1 по тангажу. Если изменить положение кривошипов 13 вдоль окружности вращения барабана, то измениться направление вектора суммарной подъемной силы. В результате возникнет ускорение ЛА в боковом направлении. Если указанное смещение кривошипов 13 производить дифференциально, то передняя и задняя части барабана будут тянуть в разные стороны. В результате возникнет момент рыскания. У казанные моменты приведут к соответствующим изменениям угловой ориентации оси барабана 1, но не напрямую, а с учетом перекрестного влияния, создаваемого гироскопическими силами. Сущность этого влияния состоит в том, что момент силы по тангажу вызывает, пропорционально, не ускорение, а скорость по рысканию, и наоборот. У вертолета указанные эффекты существенного сглаживаются за счет аэродинамических сил из за машущих движений лопастей. Здесь машущие движения отсутствуют. Соответствующая гиродинамика проявляется сильно, что обуславливает необходимость производить управление посредством автопилота. Последнее также необходимо из за малых моментов инерции аппарата, обуславливающих большие скорости реагирования аппарата на действие рулей (аналогичное наблюдается в самолетах с малым размахом крыла).If at the same time increase the eccentricity of the
Управление по крену в данном аппарате сводится к управлению действующим на фюзеляж суммарным моментом вращения вокруг продольной оси. Он равен сумме момента реакции от привода (по сути от редуктора) и момента от суммарной подъемной силы барабана, приложенной к оси барабана 1. Меняя направление вектора сумарной подъемной силы путем синхронного поворота кривошипов 13 вокруг оси, мы меняем плечо этой силы относительно центра массы фюзеляжа, т.к. центр массы, как уже говорилось, смещен отн. оси барабана. Величиной этого плеча, умноженной на модуль вектора подъемной силы определяется действующий на фюзеляж крутящий момент по крену относительно центра массы фюзеляжа. Сила тяжести не создает момента отн. центра массы. Т. о., управляя плечом суммарного вектора подъемной силы, мы можем управлять вращением фюзеляжа относительно своего центра массы. В частности, мы можем скомпенсировать действующий на фюзеляж реактивный момент от расположенного на фюзеляже редуктора двигателя. Здесь мы имеем дело с управлением, характеризующимся статической неустойчивостью второго порядка. Т.е. мы вынуждены управлять угловым перемещением, воздействуя на угловое ускорение. Однако это проще, чем удерживать карандаш на острие, и не представляет трудностей для автоматической системы управления. На фиг. 1 изображены вектор Р силы тяжести и вектор Т суммарной подъемной силы. Они равны по величине, взаимопараллельны и образуют пару сил с плечем «h», соответствующим равновесию с реактивным моментом двигателя. Если реактивный момент двигателя измениться, то плечо силы Т нужно будет изменить, изменив наклон вектора Т. При этом аппарат начнет ускоряться в боковом направлении. Это приведет к изменению наклона и местной силы тяжести Р. Так что силы Т и Р останутся взаимопараллельными. Но плечо измениться. Таким образом может быть найдено равновесие моментов. Однако цель управления состоит в том, чтобы, отклоняя моменты от равновесия, вызывать угловые ускорения по крену, через которые обеспечивать стабилизацию крена. Несмотря на такую кажущуюся сложность функционирования системы управления второго порядка, практически мы встречаемся с этим повседневно при ходьбе, езде на велосипеде и т.п..The roll control in this apparatus is reduced to the control of the total moment of rotation around the longitudinal axis acting on the fuselage. It is equal to the sum of the reaction moment from the drive (in fact from the gearbox) and the moment from the total lifting force of the drum applied to the axis of the drum 1. By changing the direction of the vector of the total lifting force by synchronously turning the
Рассмотрим, далее, работу системы аварийной посадки без двигателя. ТТРД 27 должен быть выдвинут в рабочее положение перед взлетом и перед посадкой и убираться в фюзеляж только на высотах более 20 м. Если отказ двигателя произошел на высоте менее 20 метров, то ТТРД способен погасить скорость приземления до нуля, если с помощью системы автоматического управления соринтировать ось его тяги вдоль вектора скорости сближения с землей, которая измеряется датчиками (оптическими, радиолокационными и т.п.). При этом также следут соблюсти условие пересечения оси тяги ТТРД с центром массы аппарата. Это обеспечивается автоматически блоком 19 при заблаговременном введении в него параметров центровки аппарата с поправкой на расход топлива. Нерегулируемость тяги ТТРД допустима, если полагаться также на пассивную защиту со стороны конструкции ЛА. Если отказ двигателя произошел на высоте более 20 м, то выпускают парашют 26, Который тормозит и ориентирует аппарат (к сожалению с наклоном, что должно быть учтено при ориентации ТТРД).Consider, further, the operation of the emergency landing system without an engine. The
Ниже приведеы результаты расчетной оценки параметров предлагаемого ЛА в одном из возможных вариантов его реализации.Below are the results of a calculated estimate of the parameters of the proposed aircraft in one of the possible options for its implementation.
Распределение мощностей при скорости полета 50 м/сек=180 км/час:Power distribution at a flight speed of 50 m / s = 180 km / h:
Claims (8)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018140767A RU2746025C2 (en) | 2018-11-19 | 2018-11-19 | Zero flight aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018140767A RU2746025C2 (en) | 2018-11-19 | 2018-11-19 | Zero flight aircraft |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2018140767A RU2018140767A (en) | 2020-05-19 |
| RU2018140767A3 RU2018140767A3 (en) | 2021-03-25 |
| RU2746025C2 true RU2746025C2 (en) | 2021-04-06 |
Family
ID=70734813
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018140767A RU2746025C2 (en) | 2018-11-19 | 2018-11-19 | Zero flight aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2746025C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102021003751B3 (en) | 2021-07-20 | 2022-11-24 | Friedrich B. Grimm | VEHICLE WITH A ROTARY WING KINEMATICS |
| RU220520U1 (en) * | 2023-03-16 | 2023-09-19 | Михаил Михайлович Дейкун | REMOTE CONTROLLED FLIGHT LIFTING PLATFORM |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2090452C1 (en) * | 1994-04-18 | 1997-09-20 | Виталий Григорьевич Федчишин | Aviation platform for vertical takeoff and landing |
| RU2125524C1 (en) * | 1994-04-25 | 1999-01-27 | Федчишин Виталий Григорьевич | Vertical take-off and landing amphibian aeroplane |
| KR100558463B1 (en) * | 2003-10-09 | 2006-03-10 | 재단법인서울대학교산학협력재단 | A vertical takeoff and landing aircraft |
| CN102963525A (en) * | 2012-09-03 | 2013-03-13 | 张明明 | Unmanned aerial vehicle |
| RU2682954C1 (en) * | 2015-12-30 | 2019-03-22 | Циклотех Гмбх | Aircraft |
-
2018
- 2018-11-19 RU RU2018140767A patent/RU2746025C2/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2090452C1 (en) * | 1994-04-18 | 1997-09-20 | Виталий Григорьевич Федчишин | Aviation platform for vertical takeoff and landing |
| RU2125524C1 (en) * | 1994-04-25 | 1999-01-27 | Федчишин Виталий Григорьевич | Vertical take-off and landing amphibian aeroplane |
| KR100558463B1 (en) * | 2003-10-09 | 2006-03-10 | 재단법인서울대학교산학협력재단 | A vertical takeoff and landing aircraft |
| CN102963525A (en) * | 2012-09-03 | 2013-03-13 | 张明明 | Unmanned aerial vehicle |
| RU2682954C1 (en) * | 2015-12-30 | 2019-03-22 | Циклотех Гмбх | Aircraft |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102021003751B3 (en) | 2021-07-20 | 2022-11-24 | Friedrich B. Grimm | VEHICLE WITH A ROTARY WING KINEMATICS |
| RU220520U1 (en) * | 2023-03-16 | 2023-09-19 | Михаил Михайлович Дейкун | REMOTE CONTROLLED FLIGHT LIFTING PLATFORM |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2018140767A (en) | 2020-05-19 |
| RU2018140767A3 (en) | 2021-03-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10173771B2 (en) | Tiltrotor aircraft having rotatable wing extensions | |
| US3409249A (en) | Coaxial rigid rotor helicopter and method of flying same | |
| US10279892B2 (en) | Tiltrotor aircraft having active wing extensions | |
| US4730795A (en) | Heliplane | |
| US11685522B2 (en) | Lift rotor and vertical or short take-off and/or landing hybrid aerodyne comprising same | |
| US3350035A (en) | Vtol with cylindrical wing | |
| US20190144109A1 (en) | Extended Range Quad Tiltrotor Aircraft | |
| JP5421503B2 (en) | Private aircraft | |
| US20200010182A1 (en) | Pivoting wing system for vtol aircraft | |
| US3246861A (en) | Convertible aircraft | |
| US3039719A (en) | Vertical take-off airplane | |
| US3426982A (en) | Vertiplane vtol aircraft | |
| RU2538737C9 (en) | Rotor "air wheel", gyrostabilised aircraft and wind-driven electric plant using rotor "air wheel", surface/deck devices for their start-up | |
| US6142414A (en) | Rotor--aerostat composite aircraft | |
| CN105711832B (en) | One kind is verted the long endurance combined type aircraft of three rotors | |
| CN103552686B (en) | A kind of compound type duct aerial reconnaissance machine people | |
| JP2002503170A (en) | Heavy aircraft taking off and landing vertically | |
| EP3369652B1 (en) | Tiltrotor aircraft having optimized hover capabilities | |
| US10752333B2 (en) | Wing-fuselage integrated airframe beams for tiltrotor aircraft | |
| US20100270422A1 (en) | Rotorcraft with opposing roll mast moments, and related methods | |
| US20150360773A1 (en) | Helicopter rotor with a mechanical means for configuring rotor tips to control brown outs | |
| US10457380B2 (en) | Articulated rotor systems with pitch independent damping | |
| US2437789A (en) | Aircraft provided with fixed and rotary wings for convertible types of flight | |
| CN107264780B (en) | Tandem vectored thrust drives aircraft and its design method entirely | |
| US11718396B2 (en) | Active sail blade |