SU1838180A3

SU1838180A3 - (57 (21) 4743795/23 (22) 19.04.90 (46)30.08.93. Бюл. №32 1492/89 19.04.89 СН СКИ Диск. Холдинг СА (СН

Info

Publication number: SU1838180A3
Application number: SU904743795A
Authority: SU
Inventors: Bukher Frants
Original assignee: Ckи Диck, Xoлдиhг Ca
Priority date: 1989-04-19
Filing date: 1990-04-19
Publication date: 1993-08-30
Also published as: EP0393410B1; EP0393410A3; US5064143A; CA2014774A1; AU5297590A; EP0393410A2; BR9001816A; ATE106052T1; AU631857B2; JPH0367799A; DE59005795D1; ES2054133T3

Description

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам с парой вращающихся в противоположные стороны несущих винтов для создания по, съемной и движущей сил. Цель - улучшени j летно-технических характеристик. Летательный аппарат содержит корпус 1. в котором расположена пара несущих винтов и 3. Корпус выполнен дискообразным. Кольцевая внешняя часть 4 корпуса образована наружной оболочкой 5 с воздухозаборниками. Каждый из несущих винтов 2 и 3 имеет внутреннее приводное кольцо и направляющую, между которыми простираются лопасти несущих винтов 2 и 3. С приводными кольцами обоих несущих винтов входит в зацепление общий привод 8. В корпусе ниже плоскости несущих винтов 2 и в секторах расположены в виде жалюзи тангенциально проходящие регулируемые ламели 15. В центре летательного аппарата, в зоне центра тяжести расположена кабина 6, радиально образованная центральным отверстием двенадцатиугольной цилиндрической несущей части 7. 7 з.п.ф-лы, 10 ил.

1838180 АЗ

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам с парой вращающихся в противоположном направлении несущих винтов для создания подъемной и движущей сил,

Целью изобретения является улучшение летно-технических характеристик.

На фиг.1 изображен вид радиального разреза летательного аппарата в соответствий с первым примером выполнения; на фйг.2 - частичный вид в соответствии с фиг.1 в увеличенном масштабе; на фиг.З - то же, план; на фиг.4 - то же, вид снизу; на фиг.5 детальное изображение ламелей, а также несущего винта и его узла крепления; на фиг.6 - вид радиального разреза второго примера выполнения летательного аппарата в соответствии с изобретением с турбореактивным приводом; на фиг.7— вид сверху летательного аппарата в соответствии с фиг.6 с частично опущенной крышкой; на фиг.8 - схематический вид третьего примера выполнения летательного аппарата с измененными воздухопроводами; на фиг.9 - форма ламелей для секторов движущей силы в открытом состоянии,'на фиг.10- форма ламелей для секторов движущей силы в закрытом состоянии.

Летательный аппарат содержит корпус 1, в котором расположена пара несущих винтов 2 и 3, вращающихся в противоположные стороны Корпус выполнен дискообразным. Кольцевая внешняя часть 4 корпуса образована наружной оболочкой 5 с воздухозаборниками, которые, например, могут быть выполнены в виде расположенных по секторам ячеистых решеток. В центре летательного аппарата, в зоне центра тяжести расположена кабина 6, радиально образованная центральным отверстием двенадцатиугольной цилиндрической несущей части

7. В нижней части кабины размещен общий для обоих винтов приводной агрегат 8. В кабину имеется доступ сверху и место 9 для .двух человек.

На кольцевой внешней части 4 предусмотрены неподвижные направляющие 10, по которым движутся внешние ролики 11, которые расположены снаружи на лопастях несущих винтов 2 и 3. Направляющие 10, а также рабочие поверхности опорных роликов 11 оснащены поглощающим шумы эластомерным материалом, например устойчивым каучуком, как, например, неопрен. От направляющих 10 лопастей несущего винта можно отказаться, если последние выполнены достаточно жесткими, так, что их отклонение под нагрузкой остается в пределах заданных конструкцией допусков.

На несущей части 7 предусмотрены опорные ролики 12, на которых своими внутренними приводными кольцами 13 установлены несущие винты 2 и 3. С целью восприятия осевых усилий эти ролики 12 установлены наклонно относительно плоскости несущих винтов. Предпочтительно приводные кольца 13 могут непосредственно образовывать части самой опоры. Приводные кольца 13 находятся в зацеплении с зубчатыми, колесами 14.

В корпусе 1 ниже плоскости несущих винтов 2 и 3 в секторах расположены выполненные в виде жалюзи, тангенциально проходящие регулируемые ламели 15. В представленном примере выполнения сектора имеют угол 30°, так что в целом получается 12 таких секторов, В секторах размещают сервоприводы 16. Несущая часть 7 соединена с кольцевой внешней частью 4 корпуса 1 посредством силовых балок 17 треугольного профиля.

В представленной конструкции можно различать сектора, которые предназначены только для создания подъемной силы в режиме записания и сектора, которыми можно управлять дополнительно с целью создания движущей силы. К первой группе относятся сектора a, b. d, е, g, h, k, I. Ламели 15 в этих секторах с помощью тяг 18, 19 могут перемещаться пэрами соосно относительно струи от несущего винта.

Тяги 18, 19 с целью перемещения ламелей соответственно соединены с сервоприводом 16 каждого сектора. Упомянутая соосная установка ларами способствует тому, что упомянутые сектора первой группы не создают компонентов движущей силы, а в каждом положении создают лишь определенную подъемную силу. Чтобы в режиме зависания управлять положением летательного аппарата относительно горизонтальной плоскости, ламели 15 отдельных секторов могут открываться больше или меньше, так что подъемная сила в соответствующем секторе возрастает или убывает. Так, например, крен, т.е. наклон вокруг продольной оси 20 (фиг.4) осуществляется путем соответствующего управления секторными группами Ь, d и h, к. Движение тангажа в режиме зависания, т.е. наклон вокруг поперечной оси, осуществляется путем управления секторными группами а, I и d, е,

В цеЛом подъемная сила, которая вызывает вертикальный подъем или опускание летательного аппарата, создается коллективным открыванием или закрыванием упомянутых групп ламелей.

Для создания вращения вокруг вертикальной оси в режиме висения в секторах С предусмотрены специальные ламельгруппы 21. ламели которых проходят в овном в радиальном направлении.

та ко/ 23.

и I ныё OCHI Стрелками 22 обозначены выборочно устанавливаемые движущие силы в соответствующих секторах. Нейтральным положением ламелей (т.е. положением при отсутствии управляющего сигнала) в этих секторах в режиме висения является открытое положение, из которого они отклоняются в соответствии с желаемыми движениями летательного аппарата.

Для стабилизации планирующего полемогут выдвигаться расположенные в ьцевой внешней части 4 стабилизаторы Во внешней части 4, кроме того, могут бы|гь расположены топливные баки, складывающиеся шасси 24, а также в случае необхоцимости маршевые агрегаты 25, например два турбореактивных двигателя, юне выхода соответственно предусмотре з щиток 26 для отклонения струи в вертикальном направлении в режиме висения. При этом созданная маршевыми агрегатами 25 тяга может составить лишь небольшую чаоть стартового веса, равную примерно 11) кгс, так как в режиме висения подъемная сипы создается преимущественно несущими вичтами 2, 3. В режиме же горизонтального полета турбореактивные двигатели берут на себя создание значительной части горизонтальной тяги. Вместо этого сверху на внешне й части 4 могут быть установлен также воздушный винт, который для режима горинтального полета может быть сочленен с зс приводным агрегатом.

Управление осуществляется следующем образом. Для управления в принципе необходимо различать режим зависания и горизонтальный полет. В режиме зависания подъемная сила, а также горизонтальная тяга создаются несущими винтами, в то время как при планирующем полете существенную часть подъемной силы берет на себя соответственно профилированный корпус 1 внешняя часть 4, а также часть горизонтальной тяги берут на себя маршевые агрегаты 25. В соответствии с. этими двумя ззличными ситуациями полета управление также осуществляется соответственно другим способом как уже было подчеркнуто.

В целом для обоих видов полета получа егся соответственно шесть возможностей управления, на которые в данном примере выполнения можно воздействовать с помощью двух органов управления. С этой целью органы управления подключены к электронному блоку управления, который в соответствии с программой управления приводит в действие соответствующие сер воприводы 16 ламельных секторов. Переключение между режимом зависания и горизонтэльным полетом осуществляется автоматически в зависимости от скорости 5 горизонтального полета, как только скорость набегающего потока на профиле корпуса обеспечит соответствующую подъемную силу. Принцип действия органов управления этим не затрагивается, так что управле10 ние для обоих режимов может приводиться в действие одинаковым образом. Стабильность направления и горизонтальное положение летательного аппарата при незадействованных органах управления 15 поддерживается известным образом с помощью автоматического управления ламелями в зависимости отдатчиков положения, на которые накладываются сигналы органов управления. Первый из двух органов управ20 ления в форме ручки управления воздействует на горизонтальные перемещения в режиме зависания, в то время как второй орган управления, также в форме ручки управления, управляет наклонами вокруг го25 ризонтальной и поперечной осей в режиме зависания или в режиме горизонтального полета.

В частности, в режиме зависания тем 30 самым возможны следующие процессы управления:

подъем и опускание в результате воздействия положения ламелей в секторах а, b, d, е, g, h, k, I. В нулевом положении под35 держивается режим зависания, причем с помощью датчиков положения, которые соединены со схемой управления, с помощью перемещения ламелей автоматически поддерживается горизонтальное 40 положение, движение вперед и назад путем соответствующего отклонения ламельных групп m и f из вертикального положения с помощью первого органа управления, движение влево или вправо путем соответствующего отклонения ламельных групп с и I из вертикального положения с помощью первого органа управления, вращение вокруг вертикальной оси пу50 тем соответствующего отклонения ламельных групп 21 из их вертикального положения, чтобы создать крутящий момент вокруг вертикальной оси, с помощью второго органа управления, наклон вокруг поперечной оси путем большего или меньшего закрывания ламельных групп е и g или I и а с помощью второго органа управления, наклон вокруг продольной оси путем большего или меньшего закрывания лаΊ мельных групп h и к или b и d с помощью второго органа управления.

Соответствующие процессы управления предусмотрены в режиме горизонтального полета, причем, однако, ламели, как пояснено, занимают другие положения. При этом управление осуществляется только с помощью второго органа управления, в то время, как первый орган управления отключается. В режиме горизонтального полета вперед в описанном примере выполнения все ламели вплоть до ламелей секторов m и f, а также ламельные группы 21 закрыты. Они имеют остаточное открытие, вследствие чего струя от несущего винта в этих секторах отклоняется относительно направления полета вниз. Управление полетом на криволинейной траектории осуществляется изменением положения ламельных групп 21. Для наклона вокруг поперечной оси в режиме горизонтального полета соответственно больше открываются ламельные группы m или f: что увеличивает подъемную силу в соответствующей зоне.

Профиль ламелей в этих секторах с целью лучшего отклонения струи от несущего винта может быть изогнутым таким образом, что отклонение струи осуществляется на 70°, как показано на фиг.9 при открытом в сторону положении ламелей и на фиг.10 при закрытом положении ламелей. Тем самым могут снижаться потери в результате отклонения струи.

Как следует из приведенных пояснений для соответствующих процессов управления соответственно используются в режиме зависания и в режиме горизонтального полета те же самые группы 21 ламелей, первый раз из открытого основного положения и в другой раз из в основном закрытого основного положения. При этом второй орган управления предусмотрен для вращения вокруг трех осей, что способствует необходимым процессам управления в режиме горизонтального полета.

Переход от режима зависания к режиму горизонтального полета и обратно осуществляется не резко. Более того, подъемная сила из-за струи и от несущего винта постепенно снижается в то же мере путем закрывания Секторов b, с, d и h, I, к, как возрастает динамическая подъемная сила в результате увеличения скорости и наоборот. При этом, в частности, при процессе перехода от режима зависания в режим горизонтального полета ламели в секторах I и Ь. а также е и g могут устанавливаться соосно не парами, а соосно для создания соответствующей горизонтальной тяг. С помощью этих секторов, аналогично как в режиме зависания.

так и при переходе к режиму горизонтального полета, можно влиять на угол наклона летательного аппарата относительно горизонтальной плоскости в направлении полета.

Во втором примере выполнения летательного аппарата в соответствии с изобретением согласно фиг.6 и 7 предусмотрена турбина 27. которая расположена в кабине 6 между сидениями, предназначена как для создания подъемной силы несущих винтов, так и для создания горизонтальной тяги. Турбина с помощью редуктора 28 (схематично) приводит в действие несущие винты, как уже было описано выше. Кроме того, отработавшие турбинные газы действуют как реактивный двигатель, причем с помощью щитков 29 струи может отклоняться в вертикальном и горизонтальном направлениях. Отверстие 30 для всасывания воздуха расположено на нижней стороне кабины. В режиме зависания щитки 29 отклоняют турбинные отработанные газы в вертикальном направлении и тем самым вносят свой вклад в создание подъемной силы (фиг.6). В режиме горизонтального полета струи отработавшего газа входит и выходит в основном горизонтально.

Третий пример выполнения летательного аппарата в соответствии с изобретением с измененным расположением ламелей изображен на фиг.8. При этом сектора с и I дополнительно к секторам m и f предназначены для создания горизонтальной тяги путем отклонения струи от несущего винта. Ламели 31 в этих секторах проходят поперек направления полета и предпочтительно имеют профиль в соответствии с фиг.9 и 10, который снижает потери при отклонении струи от несущего винта. Так как с помощью такого расположения в режиме горизонтального полета соответственно четыре сектора, равномерно распределенные по периметру струи от несущего винта, открыты, в корпусе несущих винтов устанавливается равномерное распределениедавления. В остальном касательно отдельных процессов управления можно сослаться на описанные выше примеры выполнения.

Выполненный описанным образом летательный аппарат может быть разработан в виде беспилотного летательного аппарата или в виде пилотируемого самолета. Данный летательный аппарат объединяет в себе преимущества вертолета с преимуществами крыдатого летательного аппарата. При этом, в частности, летательный аппарат может выполнять все маневры вертолета, не создавая опасности соприкосновения с несущим винтом и не вызывая маятникового ма см но ра ву ос да движения относительно вертикальной оси, которое исключается с помощью управляемо о воздухопровода. Тем самым летательны ί аппарат, например, при использовании в с пасательных целях, может подлететь к объектам с непосредственным соприкосновением с ними. В режиме горизонтального _ полета в основном могут выполняться все тевры традиционного самолета. В частност» , могут осуществляться посадхи на рулеву> э дорожку. При выходе из строя двигателя ле· ательный аппарат благодаря небольшой уд· шьной нагрузке несущих плоскостей может совершать вынужденную посадку с небольшой высоты в режиме планирующего полета. Для режима планирующего полета с ьелью управления на корпусе предусмотг ре 1ы стабилизаторы 23.

Описанный летательный аппарат, неI этря на его разносторонность, экономичможет использоваться на более длинные ΐ хтояния, что обеспечивается благодаря высокому коэффициенту работоспособноCTi ΐ после перехода в режим планирующего горизонтального полета. Управление является очень простым, так как оно соответстϊτ естественной реакции человека и дцествляется исключительно с помощью рус, так что, в частности, отпадает надобность в приведении в действие ножных печей. Кроме того, вследствие, в основном, симметричной конструкции вращающихся не сущих частей летательный аппарат констру <тивно прост по сравнению с традиционнь м самолетом, так как отдельные сектора в значительной степени могут изготовляться унифицированными.

Claims

Формула изобретения

1. Летательный аппарат, содержащий два соосных вращающихся от одного приводг в противоположном направлении несущих винта, расположенных концентрично утри корпуса, имеющего внешнюю фор, выполненную в виде создающего подъел ную силу кольцевого крыла, корпус имеет управляемые воздухопроводы с ламелями, установленными в зоне выхода струи от несущих винтов с возможностью изменения ума установки, и складывающееся шасси, тличающийся тем, что, с целью учшения летно-технических характёрист ик, кабина размещена в центре корпуса в зСне его центра масс, привод установлен в отсеке кабины, несущие винты расположены по внешнюю сторону кабины до кольцеЩ| вг М) о ул вой внешней части в зоне воздухопровода, разделенных на секторы посредством проходящих радиально силовых балок, соединяющих корпус с кольцевой внешней частью, при этом ламели установлены на силовых балках, зона воздуховодов разделена по крайней мере на двенадцать секторов^. Ь, с, d, е, f, g. h, I. k, I, m, каждый из которых охватывает около 30°. ламели установлены в секторах (от a. b, d до h. k. I, т) с возможностью попарного поворота в противоположном направлении, а по крайней мере в секторах, расположенных по продольной оси (m. f) аппарата, и по крайней мере в некоторой части секторов (I, с), расположенных поперек продольной оси. ламели установлены перпендикулярно к продольной оси летательного аппарата с возможностью отклонения в одном направлении, причем летательный аппарат снабжен двухрежимной электронной системой управления для горизонтального полета и режима висения.
2. Аппарат по п.1,отличающийся тем, что в системе управления предусмотрены серводвигатели управления ламелями, связанные с электродистанционным пультом ручного управления в кабине пилотов.
3. Аппарат по п.1, о т л и ч а ю щ и й с я тем, что система управления снабжена датчиками определения горизонтального положения аппарата и автоматического управления углом установки ламелей.
4. Аппарат по п.1, о т л и ч а ю щ и й с я тем, что каждый из несущих винтов снабжен внутренним приводным кольцом, взаимодействующим с корпусом посредством опорных роликов и связанным с приводом.
5. Аппарат по п.1, о т л и ч а ю щ и й с я тем, что корпус выполнен в виде правильного многоугольника, углы которого силовые балки связывают с кольцевой внешней частью.
6. Аппарат по п.1,отличающийся тем, что силовые балки имеют треугольный профиль. '
7. Аппарат по п.1,отличающий с я тем, что он снабжен по крайней мере одним силовым приводом для горизонтального полета.
8. Аппарат ποπ.Ι,οτη ичающийся тем, что ламели в секторах, служащих для горизонтальной тяги, имеют криволинейный профиль, в то время как ламели других секторов выполнены с прямолинейным про-

55 филем.

Фиг.З

Фиг. 4 £1

J7

Фиг. 70