WO2015133932A2 - Винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом - Google Patents

Винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом Download PDF

Info

Publication number
WO2015133932A2
WO2015133932A2 PCT/RU2015/000115 RU2015000115W WO2015133932A2 WO 2015133932 A2 WO2015133932 A2 WO 2015133932A2 RU 2015000115 W RU2015000115 W RU 2015000115W WO 2015133932 A2 WO2015133932 A2 WO 2015133932A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
rotor
aircraft
flight
vertical
tail
Prior art date
Application number
PCT/RU2015/000115
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2015133932A3 (ru
Inventor
Андрей Зелимханович ПАРАСТАЕВ
Original Assignee
Андрей Зелимханович ПАРАСТАЕВ
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Андрей Зелимханович ПАРАСТАЕВ filed Critical Андрей Зелимханович ПАРАСТАЕВ
Publication of WO2015133932A2 publication Critical patent/WO2015133932A2/ru
Publication of WO2015133932A3 publication Critical patent/WO2015133932A3/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/28—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with forward-propulsion propellers pivotable to act as lifting rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/26—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft characterised by provision of fixed wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/52—Tilting of rotor bodily relative to fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B64C2027/8254—Shrouded tail rotors, e.g. "Fenestron" fans
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B64C2027/8263—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like
    • B64C2027/8272—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like comprising fins, or movable rudders
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B64C2027/8263—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like
    • B64C2027/8281—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like comprising horizontal tail planes

Definitions

  • the alleged invention relates to the field of aviation, aircraft and helicopter technology, in particular to aircraft heavier than air with vertical take-off and landing, the lifting force and traction force in the horizontal direction of which is created by tilting the rotor relative to the fuselage, namely, structural elements of rotary-wing aircraft equipped with a rotor position rotary actuator, and can be used as a vehicle and an effective means of wa for conducting military operations, for placing weapons in it, transporting people and goods using aerodynamic lifting and pulling propulsors.
  • the disadvantage of the aircraft is the need for a significant runway for takeoff and landing, which significantly limits its use.
  • the helicopter was created to overcome the limitations of the aircraft. Nevertheless, the helicopter did not receive the same widespread use as the aircraft: it is used in special cases when vertical take-off and / or landing is necessary. At the same time, the helicopter flies inefficiently at a speed and range of 1 L to Uz corresponding airplane parameters with 2-3 times more fuel consumption and operating costs per passenger-kilometer. A helicopter is less secure by 1 passenger-kilometer. The price of a helicopter is about two times higher compared to a comparable aircraft.
  • a tilting rotor rotor
  • its blades must have a large aerodynamic twist along the entire length, which makes it less effective in the vertical take-off and landing mode compared to a conventional helicopter rotor in the event of a failure gatel.
  • Too large a rotor when used as a propulsion device produces and experiences great resistance in cruising mode of the rotorcraft when flying in the horizontal direction, thereby limiting the effective cruising speed to about 300 mph (about 480 km / h).
  • the rotor rotor deflection mechanism of the rotorcraft occupies a space in the central part of the passenger compartment, thereby reducing its usable area and passenger compartment comfort as a whole.
  • Guiding beams are installed in the longitudinal direction from the front of the aircraft beyond its center of gravity with the possibility of moving the power gondola from the front to the central section when converting from the horizontal cruise flight mode to the vertical take-off and landing mode.
  • the power nacelle In the horizontal cruise flight mode, the power nacelle is located horizontally in front of the aircraft with a sufficient clearance between the rotor in the mode of its 90 ° deviation from vertical to horizontal position and the upper part of the front fuselage section.
  • the telescopic drive When switching to the vertical take-off and landing mode, the telescopic drive is used to rotate the power gondola vertically, and the cable winch system is used to move the power gondola with the base back to a stop at the center of gravity of the aircraft, and vice versa, which allows the power gondola to move back and forth to significant the distance necessary for correct balancing of the vertical lift as the power gondola rotates 90 ° during the transition from the vertical take-off mode and landing to the cruising flight mode.
  • One piston engine or one or two turbojet engines are attached to the rear of the aircraft with respect to its center of gravity, have drive shafts that allow the power nacelle to be gripped and transmitted to the corresponding receiving shaft in order to provide the engine with deflected rotor.
  • the engine is connected to the rotor, providing movement in the horizontal direction, or when using a turbojet engine, its jet thrust provides movement in the horizontal direction.
  • a small tail rotor or fan in the annular cowl at the tail of the aircraft is mechanically connected to the engine via a drive shaft to provide traction in the required direction to compensate for the rotor torque.
  • the deflected rotor at the aircraft is provided with the possibility of rotation with the minimum speed necessary to maintain the integrity of the rotor blades.
  • a similar principle of movement can be applied to helicopters with vertical take-off and landing, containing more than one deflected rotor, which can potentially increase the speed, range and reliability of a modern aircraft, with deflected rotors installed on the left and right wing console .
  • Highly lengthened wing consoles on both sides of the fuselage provide a highly efficient lift during cruise flight mode with very little inductance. Standard horizontal and vertical tail bearing surfaces are used to ensure the stability of the aircraft in cruising flight mode.
  • the possibility of deflection of the rotor in only one position (90 °) during its transition from vertical to horizontal position narrows the range of variation of the aircraft with its speed in the horizontal cruise flight mode, which is necessary, for example, in case of a change in the terrain, on which the aircraft flies, or in the case of various flight objectives, for example, for survey purposes when reaching a certain flight point, or when moving cargo that requires the flight speed to be taken into account th unit.
  • the rotor can be made in the form of an oblique rotor (rotor), including a centrally mounted engine nacelle, providing the rotation of the inclined rotor, and a rotor block mounted in the center of gravity of the aircraft, including at least one engine providing rotation of the inclined rotor, and at least one pair of counter-rotating rotors controlled by at least one engine and eliminating the effect of torque, while the engine nacelle, providing Po- present oblique rotation of the torus and the rotary unit does not significantly disturb the center of gravity of an aircraft by tilting the device, wherein the rotary unit radius less than the distance from the rotary unit to the ground.
  • the disadvantages of the known rotorcraft with a shortened or vertical take-off are as follows.
  • a new technical result of the proposed invention is to increase the efficiency of a rotorcraft with vertical take-off by using the rotor deflection mechanism, which makes it possible to increase the rotor thrust vector in the horizontal direction (pulsating horizontal force) due to the adjustment of the rotor tilt to a predetermined angle and simplification of the gondola design.
  • a new technical result is achieved by the fact that in a rotary wing aircraft with vertical take-off containing the fuselage, a tail boom connected to the fuselage of the aircraft and including at least one horizontal stabilizer to control the tilt and direction of movement of the aircraft, wings with ailerons to provide control of deviation from the direction of travel b aircraft, tail rotor for controlling deviation from the direction of flight of the aircraft by providing reverse thrust for selective rotation of the aircraft about the vertical axis, a nacelle containing at least one engine connected to the inclined rotor and allowing it to rotate, inclined rotor with a rotating shaft, mounted for rotation when moving its rotating blades from a position during vertical take-off and flight of the aircraft in position when it burns flight and the rotor block, providing the rotation of the inclined rotor, in contrast to the prototype, the nacelle is deflected in conjunction with the rotating shaft of the inclined rotor, at least part of which is installed in the deflected nacelle, an additional installed in the aircraft deflected nacelle
  • the mechanical drive can be made with the possibility of deflecting the inclined rotor by a predetermined angle (+ 70 °> a> - 45 °) during its transition from vertical to inclined position.
  • At least one motor may be in the form of an electric motor.
  • the tail rotor can be configured to shut off in horizontal flight mode.
  • An additional tail unit can be introduced into the aircraft with a vertical keel mounted on it at an angle to the incoming air flow, which creates a compensating torque with respect to the inclined rotor mounted on the shaft.
  • FIG. 1 shows a rotorcraft with vertical take-off
  • view A is a side view of the aircraft
  • view B is a front view of the inside of the nacelle and the inclined rotor of the aircraft
  • FIG. 2 rotorcraft with vertical take-off with an inclined rotor (rotor), providing the creation of lifting and propulsive power for the flight of the aircraft;
  • FIG. 3 rotorcraft with vertical take-off with the position of the inclined rotor (rotor) in helicopter flight mode;
  • FIG. 4 - a rotorcraft with vertical take-off with an inclined rotor (rotor), which provides the possibility of deviation in the range of angles (+ 70 °> a> - 45 °) when it moves from vertical to inclined position;
  • FIG. 5 shows a classic helicopter layout with a horizontal rotor (rotor) in horizontal flight subject to uneven aerodynamic load
  • FIG. 6 shows a diagram of the occurrence of a moment, overturning a rotorcraft on one side due to summing and subtracting the velocities of the flow around the rotor blades (rotor).
  • a vertical take-off rotorcraft contains a fuselage 1, a tail boom 2 connected to the fuselage 1 of the aircraft and includes at least one horizontal stabilizer 3 for controlling the tilt and direction of movement of the aircraft, wings of small area 4 with ailerons 5 for providing control over deviation from the direction of movement of the aircraft, steering rotor 6 for controlling deviation from the direction of flight of the aircraft by providing reverse thrust for selectively rotation of the aircraft about a vertical axis, located in the duct channel 7 and made at least with two blades with the possibility of rotation of the aircraft in helicopter mode of flight by increasing or decreasing the tail rotor 6 thrust, deflected together with the rotating shaft 8 of the inclined rotor 9 a nacelle 10 containing at least one engine 11 connected to an inclined rotor 9 and providing its rotation, an inclined rotor 9 with a rotating shaft 8, at least part of which - a deflectable Credited nacelle 10 rotatably supported at the moving of rotating blades 12 of rotor 9 from an inclined position for vertical take-off and flight le
  • the engine 11 is a power unit in the form of an electric motor, reciprocating engine or gas turbine engine and is designed to transfer mechanical energy through the transmission (if any) to the inclined rotor (rotor) 9 and the tail rotor (tail rotor) 6.
  • Engine 11 can be placed directly on the rotating shaft 8 of the inclined rotor (rotor) 9 in the deflected nacelle 10.
  • the inclined rotor (rotor) 9 is designed to create a lifting 15 and a pulsating force 16 (Fig. 2) for flying a high-speed rotorcraft with vertical take-off and landing.
  • a pulsating force 16 Fig. 2
  • an aerodynamic propeller with at least two blades 12 can be used, mounted on the sleeve of the rotating shaft 8 of the inclined rotor (main rotor) 9 and operating in helicopter and airplane flight modes, which requires special calculations of its main characteristics in each case.
  • the deflected nacelle 10 comprises a swash plate 14 with a swash plate control system 14, a transmission (if necessary) of an inclined rotor (rotor) 9, and at least a portion of a rotating deflected shaft 8 of an inclined rotor (rotor) 9, placed inside a fixed deflectable shaft, mounted with the possibility of tilting around the center of rotation O "(Fig. 1, view B) by means of the tilt 17 (Fig. 1, view A), for example a bracket.
  • the tilt 17 is mounted on the upper part fuselage 1, with the center rotation O " can be located on the upper part of the fuselage 1, below the upper part of the fuselage 1 or above the upper part of the fuselage 1.
  • the position of the center of rotation O" is calculated individually for the corresponding type of helicopter with vertical take-off and landing.
  • the deviated nacelle 10 may also contain (as one of the options) the engine 11.
  • the deviated nacelle 10 is designed to ensure the safety of the swashplate 14 with the control system of the swashplate 14, transmission (if any) of the inclined rotor (main rotor) 9, the rotating deflected shaft 8 (located in the deflected nacelle 10) of the inclined rotor (rotor) 9 and the motor 11 (when placed in the deflected nacelle 10).
  • the compact assembly of the swash plate 14 with the control system of the swash plate 14, the transmission (if any) of the inclined rotor (rotor) 9, the rotating shaft 8, the engine 11 (if placed in the deflected gondola 10) is made in the form of a so-called column.
  • the deflected nacelle 10 When the rotary shaft 8 of the inclined rotor (rotor) 9 is tilted by means of a mechanical drive 13, the deflected nacelle 10 together with its contents moves together with the rotary shaft 8 of the inclined rotor (rotor) 9.
  • Any streamlined structure can be used as the deviated nacelle 10 made of lightweight, durable material, such as aluminum or a polymeric material, to reduce aerodynamic drag in flight.
  • the mechanical drive 13 of the inclined rotor (rotor) 9 is designed to change the position (inclination of the relative vertical position) of the inclined rotor (rotor) 9.
  • a mechanical drive 13 of the inclined rotor (rotor) 9 can be used conventional purchased mechanical actuators driven by an electric, hydraulic, or pneumatic system.
  • the mechanical drive 13 of the inclined rotor (rotor) 9 can be placed in an additional engine nacelle 18 (Fig. 1) mounted on the fuselage 1.
  • An additional engine nacelle 18 can also contain an electric battery that provides power to the mechanical drive 13 , or a second engine (if necessary).
  • An additional engine nacelle 18 is designed to ensure the safety of the mechanical drive 13 of the inclined rotor (rotor) 9, an electric battery that provides power to the mechanical drive 13 or the second engine (if necessary) and other control systems that can be located in the engine nacelle 18 .
  • Swashplate 14 with a swashplate control system 14 is designed to change the cyclic pitch of the blade 12, changing the thrust vector of the inclined rotor (rotor) 9 and the total pitch of the blade 12 to increase or decrease the thrust of the swivel rotor (rotor) 9.
  • Swashplate 14 provides vertical control
  • the swashplate 14 periodically changes the installation angle of each blade 12 of the inclined rotor (rotor) 9 depending on where the blade 12 is at a certain point in time during rotation of the inclined rotor (rotor) 9 as a whole.
  • an individually calculated swashplate for the corresponding inclined rotor (rotor) 9 is used.
  • An advantage of using an inclined rotor (rotor) 9 with a mechanical drive 13 is an increase in the propulsive force vector 16 (Fig. 2) compared to classical helicopters to achieve high cruising flight speeds (Fig. 3).
  • the fuselage 1 is intended for placement in it of units of a power plant, fuel, control system and equipment for flight support.
  • a deflectable nacelle 10 is installed on the upper part of the fuselage 1.
  • the vertical tail “tail” of a rotorcraft with vertical take-off and landing consists of a vertical keel 19 and a rudder 20.
  • the vertical keel 19 is made with the extension necessary to create lateral force and is set at a given angle to the incident flow to create a lateral lifting force compensating torque from an inclined rotor (rotor) 9 in the horizontal cruise flight mode.
  • the installation angle of the vertical keel 19 to the incoming air flow depends on its length and working area and is determined each time depending on the aerodynamic characteristics of the aircraft.
  • the rudder 20 is designed to rotate a high-speed rotary-wing aircraft with vertical take-off and landing in the horizontal plane in the horizontal cruise flight mode.
  • the advantage of using a vertical keel 19 with a rudder 20 is the creation of sufficient lateral force to compensate for the torque created by the inclined rotor (rotor) 9, and the ability to turn off the tail rotor 6 in the horizontal flight mode of the rotorcraft to reduce power consumption in it .
  • a vertical keel 19 with a rudder 20 can be used vertically located wing.
  • the horizontal “plumage” of a high-speed rotorcraft with vertical take-off and landing consists of a horizontal stabilizer 3 and a rudder 21 and is designed to balance and change the pitch position in the horizontal flight mode.
  • a horizontal stabilizer 3 with a rudder 21 a wing of small elongation can be used.
  • the steering rotor 6 is designed to compensate for the torque created by the inclined rotor (rotor) 9, and the rotation of the rotorcraft with vertical take-off and landing in helicopter flight mode by increasing or decreasing the tail rotor 6.
  • the steering rotor 6 is located in the annular cowl 22 in the tail 23 of the aircraft in the duct channel 7 to create less resistance in the horizontal flight mode. In the horizontal cruise flight mode, the tail rotor 6 (if necessary) can be turned off.
  • the tail rotor 6 can be used, for example, a screw with at least two blades mounted on the rotor hub of the tail rotor 6, and a mechanism for changing the angle of attack of the tail rotor blades 6 to create aerodynamic thrust in opposite directions along the axis of rotation of the tail rotor 6.
  • the advantage of using the tail rotor 6 in the duct channel 7 is its small size compared to conventional propellers and, as a result, the creation of less aerodynamic drag in horizontal cruise flight.
  • the duct channel 7 is a configured cylindrical or conical channels and is designed to create additional traction and increase the efficiency of the tail rotor 6.
  • a duct 7 a hemispherical annular surface with a tail rotor 6 located in the center of the duct can be used.
  • a small-area wing 4 is designed to create additional lifting force in airplane flight mode and to change the position of a rotorcraft with vertical take-off and landing along the roll using ailerons 5.
  • a wing of a small area 4 with ailerons 5 for example, a typical airplane wing with ailerons 5 located on it.
  • wing 4 is made with the area necessary to create additional lifting force.
  • the wing area 4 depends on the take-off mass of the aircraft and is determined each time depending on the aerodynamic characteristics of the aircraft.
  • the advantage of using a small-area wing 4 with ailerons 5 is the creation of additional aerodynamic lifting force in an airplane cruising flight mode and lower aerodynamic drag during vertical blowing from the rotor.
  • High-speed helicopter with vertical take-off and landing operates as follows.
  • the horizontally inclined rotor (rotor) 9 in horizontal flight is subject to an uneven aerodynamic load.
  • the opposing blades in particular, the advancing blade 24 (in the position in the direction of flight speed)
  • the retreating blade 25 is surrounded by the air flow minus the speed of the oncoming flight from the rotational speed of the blade.
  • the advancing blade 24 creates a large lifting force 15 and high aerodynamic drag (Fig. 6), and in the case of the position of the blade 12, when subtracting the flow velocities, the lifting force 15 and drag decrease, which leads to a moment tipping rotorcraft sideways.
  • the inclined rotor (rotor) 9 is located almost horizontally (Fig. 3) (as in the classical helicopter scheme).
  • Fig. 3 the position of the rotary shaft 8 of the helicopter inclined rotor (rotor) 9 is changed by the mechanical drive 13 of the inclined rotor (rotor) 9 by a predetermined angle (+ 70 °> a > - 45 °).
  • the inclined rotor (rotor) 9 In the inclined position, the inclined rotor (rotor) 9 is in an oblique (and not flat) blowing (Fig. 2), which leads to a decrease in inductive resistance, a decrease in resistance on the advancing blade 24 (Fig. 5), a significant increase in propulsive force 16 (Fig. 2), to achieve greater horizontal speeds compared with a similar helicopter, which leads to significant savings in the required power of the engine 11 (Fig. 1).

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Hydraulic Turbines (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиации, самолетной и вертолетной технике, в частности к летательным аппаратам тяжелее воздуха с вертикальным взлетом и посадкой, подъемная сила и тяговая сила в горизонтальном направлении у которых создается посредством наклона воздушного несущего винта относительно фюзеляжа, а именно к конструктивным элементам винтокрылых летательных аппаратов, снабженных приводом изменения положения несущего винта, и может быть использовано в качестве транспортного средства и эффективного средства для ведения боевых действий, для размещения в нем вооружения, транспортировки людей и грузов, использующих аэродинамические подъемно-тянущие движители. Технический результат заключается в повышении эффективности высокоскоростного винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой посредством применения механизма отклонения несущего винта, обеспечивающего возможность увеличения вектора тяги несущего винта в горизонтальном направлении посредством регулирования наклона несущего винта на заданный угол и упрощения конструкции гондолы. Указанный технический результат достигается тем, что винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом содержит фюзеляж, хвостовую стрелу, соединенную с фюзеляжем летательного аппарата и включающую, по крайней мере, один горизонтальный стабилизатор для управления наклоном и направлением движения летательного аппарата, крылья малой площади с элеронами для обеспечения контроля за отклонением от направления движения летательного аппарата, рулевой винт, размещенный в канале воздуховода и выполненный, по крайней мере, с двумя лопастями с возможностью поворота летательного аппарата в вертолетном режиме его полета посредством увеличения или уменьшения тяги рулевого винта, гондолу, выполненную отклоняемой совместно с вращающимся валом наклонного ротора, по крайней мере, часть которого установлена в отклоняемой гондоле, и содержащую, по крайней мере, один двигатель, соединенный с наклонным ротором и обеспечивающий его поворот и автомат перекоса с системой управления автоматом перекоса, обеспечивающий изменение циклического шага лопасти, общего шага лопасти и угол установки каждой лопасти наклонного ротора в зависимости от того, где лопасть оказывается в определенный момент времени в ходе вращения наклонного ротора как целого, наклонный ротор с вращающимся валом, установленный с возможностью вращения при перемещении его вращающихся лопастей из положения при вертикальных взлете и полете летального аппарата в положение при его горизонтальном полете и механический привод, обеспечивающий возможность увеличения вектора тяги наклонного ротора в горизонтальном направлении посредством наклона вала наклонного ротора на заданный угол.

Description

ВИНТОКРЫЛЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ВЕРТИКАЛЬНЫМ ВЗЛЕТОМ
Область техники
Предполагаемое изобретение относится к области авиации, самолётной и вертолетной технике, в частности к летательным аппаратам тяжелее воздуха с вертикальным взлетом и посадкой, подъемная сила и тяговая сила в горизонтальном направлении у которых созда- ется посредством наклона воздушного несущего винта относительно фюзеляжа, а именно к конструктивньм элементам винтокрьшых летательных аппаратов, снабженных приводом изменения положения несущего винта, и может быть использовано в качестве транспорт- ного средства и эффективного средства для ведения боевых действий, для размещения в нем вооружения, транспортировки людей и грузов, использующих аэродинамические подъ- емно-тянущие движители.
Предшествующий уровень техники
Как известно, недостатком самолета является необходимость наличия значительной взлетно-посадочной полосы для взлета и посадки, что существенно ограничивает его при- менение. Вертолет был создан, чтобы преодолеть ограничение самолета. Тем не менее, вер- толет не получил такого же широкого применения, как самолет: он используется в особых случаях, когда необходимы вертикальные взлет и/или посадка. При этом вертолет летит неэффективно со скоростью и дальностью от 1Л до Уз соответствующих параметров само- лета при в 2-3 раза большем потреблением топлива и эксплуатационных расходов на 1 пас- сажиро-километр. Вертолет менее безопасен на 1 пассажиро-километр. Цена вертолёта при- мерно в два раза выше по сравнению с сопоставимым самолётом.
Известные летательные аппараты тяжелее воздуха с вертикальным взлетом и посад- кой малоэффективны по скорости и дальности полета в связи с тем, что они не обеспечи- вают соответствующую их тяговую силу для преодоления возрастающего аэродинамиче- ского сопротивления на крейсерских режимах полёта из-за конструктивных особенностей и устойчивость при движении в горизонтальном направлении. Поэтому в настоящее время актуальной является задача создания высокоскоростного летательного аппарата тяжелее воздуха с вертикальным взлетом и посадкой.
Известен высокоскоростной винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взле- том и посадкой, раскрытый в патенте США JVS 6382556, 2002, МКИ В 64 С 29/00, В 64 С 27/28, классификация США 244/6, который выполнен с возможностью отклонения воздуш- ного несущего винта относительно фюзеляжа на 90° из вертикального в горизонтальное по- ложение. Однако известное техническое решение предполагает использование очень боль- шого несущего винта в качестве тяговой силы при движении винтокрылого летательного аппарата в горизонтальном направлении, что является неэффективным вследствие высо- кого уровня, отрицательно воздействующего на него крутящего момента относительно фю- зеляжа, который должен быть компенсирован крылом летательного аппарата, что, в свою очередь, требует повышенного внимания пилота и снижает эффективность крыла летатель- ного аппарата. Для использования в качестве горизонтального движителя ротора (несущего винта), имеющего возможность наклона, его лопасти по всей длине должны иметь большую аэродинамическую крутку, что делает его менее эффективным в режиме вертикального взлета и посадки по сравнению с обычным несущим винтом вертолета в случае отказа дви- гателя. Слишком большой размер несущего винта при использовании в качестве движителя производит и испытывает большое сопротивление в крейсерском режиме винтокрылого ле- тательного аппарата при его полете в горизонтальном направлении, ограничивая тем самым эффективную крейсерскую скоростью около 300 миль/час (около 480 км/час).
Кроме этого, механизм отклонения несущего винта винтокрылого летательного аппа- рата занимает пространство в центральной части пассажирского салона, снижая тем самым его полезную площадь и комфортность салона для пассажиров в целом.
Известен винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой, рас- крытый в патенте США
Figure imgf000004_0001
20050045762, 2005, МКИ В 64 С 27/26, В 64 С 27/28, классифи- кация США 244/7.00R, который содержит один отклоняемый ротор (несущий винт), при- крепленный к удлиненной силовой гондоле двигателя, включающей совместный и цикли- ческий механизм отклонения несущего винта и передающее устройство. Силовая гондола шарнирно прикреплена к основанию, подвижно установленному на паре щелевых направ- ляющих балок, прикрепленных на верхней части крыши фюзеляжа. Направляющие балки установлены в продольном направлении от передней части летательного аппарата за его центром тяжести с возможностью перемещения силовой гондолы от передней части к цен- тральной секции при преобразовании из режима горизонтального крейсерского полета в режим вертикального взлета и посадки. В режиме горизонтального крейсерского полета си- ловая гондола расположена горизонтально в передней части летательного аппарата с доста- точным зазором между несущим винтом в режиме его отклонения на 90° из вертикального в горизонтальное положение и верхней части передней секции фюзеляжа. При переходе в режим вертикального взлета и посадки телескопический привод используется для поворота силовой гондолы вертикально, а кабельная система- лебедка используется для перемещения силовой гондолы с основанием назад до остановки в центре тяжести летательного аппарата, и наоборот, что позволяет силовой гондоле перемещаться взад и вперед на значительное расстояние, необходимое для правильной балансировки вертикального подъема по мере того, как силовая гондола поворачивается на 90° во время перехода из режима вертикаль- ного взлета и посадки на крейсерский режим полета. Один поршневой двигатель или один, или два турбореактивных двигателя крепятся к задней части летательного аппарата отно- сительно центра его тяжести, имеют приводные валы, обеспечивающие возможность за- хвата и передачи на соответствующей приемный вал силовой гондолы с тем, чтобы обеспе- чить связь двигателя с отклоняемым несущим винтом. Двигатель связан с несущим винтом, обеспечивающим движение в горизонтальном направлении, или при использовании турбо- реактивного двигателя его реактивная тяга обеспечивает движение в горизонтальном направлении. Небольшой рулевой винт или вентилятор в кольцевом обтекателе в хвосте летательного аппарата механически соединен с двигателем посредством приводного вала для обеспечения тяги в необходимую сторону для компенсации крутящего момент несу- щего винта. В режиме горизонтального крейсерского полета отклоняемому несущему винту у летательного аппарата обеспечивается возможность вращения с минимальной ско- ростью, необходимой для поддержания целостности лопастей несущего винта.
Аналогичный принцип движения может быть применен к винтокрылым летательным аппаратам с вертикальным взлетом и посадкой, содержащим более одного отклоняемого несущего винта, что потенциально может увеличить скорость, дальность и надежность со- временного летательного аппарата,— с установленными на левой и правой консоли крыла отклоняемыми несущими винтами. Консоли крыла с большим удлинением с обеих сторон фюзеляжа обеспечивают высокоэффективный подъем во время крейсерского режима по- лета с очень небольшим индуктивным сопротивлением. Стандартные горизонтальные и вертикальные хвостовые несущие поверхности используются для обеспечения устойчиво- сти летательного аппарата в крейсерском режиме полета.
Недостатками известного винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взле- том и посадкой являются следующие.
1. Наклон отклоняемого несущего винта из вертикального в горизонтальное положе- ние на 90° при переходе из режима вертикального взлета в режим горизонтального крей- серского полета создает настолько сильный крутящий момент, вызываемый вращением не- сущего винта, что стандартные горизонтальные и вертикальные хвостовые несущие по- верхности, используемые в известном техническом решении, не позволяют обеспечить не- обходимую устойчивость летательного аппарата в крейсерском режиме полета. В данной схеме уравновешивающий момент возможно создать только при помощи крыла, путём установки углов атаки к набегающему потоку консолей крыла с противоположными уг- лами. Как следствие, подъёмная сила на одной консоли будет направлена вверх, а на другой з консоли— вниз. Суммарная сила для создания подъёмной силы для полета летательного аппарата будет расположена сбоку от его оси, а не над центром тяжести, что создаст момент на вращение летательного аппарата по оси. При использовании подобной схемы выполне- ние полетов невозможно.
2. Необходимость наклона отклоняемого несущего винта из вертикального в горизон- тальное положение на 90° при переходе из режима вертикального взлета в режим горизон- тального крейсерского полета обеспечивается наличием в известном техническом решении кабельной системы- лебедки и направляющих балок, установленных в продольном направ- лении от передней части летательного аппарата за его центр тяжести и используемых для перемещения силовой гондолы с основанием от передней части центральной секции лета- тельного аппарата назад до остановки в центре тяжести летательного аппарата, и наоборот, что позволяет силовой гондоле перемещаться взад и вперед на значительное расстояние, необходимое для правильной балансировки вертикального подъема по мере того, как сило- вая гондола поворачивается на 90° во время перехода из режима вертикального взлета и посадки на крейсерский режим полета для исключения возможности соприкосновения с передней частью фюзеляжа летательного аппарата. Все это значительно утяжеляет лета- тельный аппарат и усложняет его конструкцию.
3. В качестве привода и управления несущими винтами используются двигатели внут- реннего сгорания или реактивные двигатели, при этом механический привод является слож- ным по своей конструкции, что приводит к увеличению веса летательного аппарата.
4. Сильно удлиненное крыло по обеим сторонам фюзеляжа делает конструкцию лета- тельного аппарата громоздкой.
5. Возможность отклонения несущего винта только в одно положение (на 90°) при его переходе из вертикального в горизонтальное положение сужает область варьирования ле- тательным аппаратом своей скоростью в режиме горизонтального крейсерского полета, что бывает необходимо, например, в случае изменения рельефа местности, по которой проле- тает летательный аппарат, или в случае различных целей полета, например, в обзорных це- лях при достижении определенного пункта полета, или при перемещении груза, требую- щего учет полетной скорости летательного аппарата.
Наиболее близким техническим решением (прототипом) является с укороченным или вертикальным взлетом, раскрытый в патенте США N° 7143973 В2, 05.12.2006, МКИ В 64 С 27/22, который содержит фюзеляж, установленный между модулями кабин таким образом, чтобы сохранять центр тяжести летательного аппарата между модулями кабины, хвостовую стрелу (балку), соединенную с фюзеляжем летательного аппарата и включающую, по край- ней мере, один горизонтальный стабилизатор для управления наклоном и направлением ле- тательного аппарата, раму летательного аппарата, имеющую поворотное крепление для установки гондолы и роторного блока, по крайней мере одну носовую стрелу (балку), со- единенную с фюзеляжем или рамой летательного аппарата, включающую, по крайней мере, одно горизонтальное зафиксированное или подвижное крыло, съемные или складные кры- лья, прикрепляемые к любой стороне фюзеляжа или раме летательного аппарата для обес- печения дополнительной подъёмной силы летательного аппарата, при этом съемные или складные крылья могут содержать элероны для обеспечения контроля за отклонением от курса летательного аппарата, по крайней мере, один ротор (несущий винт), гондолу, содер- жащую, по крайней мере, один двигатель, соединенный с, по крайней мере, одним ротором (несущим винтом), установленным с возможностью вращения в центре тяжести летатель- ного аппарата, при этом гондола установлена по центру с возможностью поворота по дуге от первого положения, когда вращающиеся лопасти, по крайней мере, одного ротора (несу- щего винта) горизонтальны при укороченном или вертикальном взлете и вертикальном по- лете летательного аппарата, во второе положение, когда вращающиеся лопасти, по крайней мере, одного ротора (несущего винта) вертикальны для горизонтального полета летатель- ного аппарата, причем центр тяжести летательного аппарата остается тем же, когда гондола поворачивается из первого во второе положение, причем в первом положении, по крайней мере, один ротор расположен горизонтально в положении выше гондолы, а во втором по- ложении, по крайней мере, один ротор расположен вертикально перед гондолой, хвостовой ротор (рулевой винт) для контроля отклонения от курса летательного аппарата, установлен- ный смежно с гондолой и парой модулей кабины и обеспечивающий обратную тягу для выборочного поворачивания летательного аппарата около вертикальной оси, по крайней мере, один двигатель, выполненный в виде турбинного двигателя.
Ротор (несущий винт) может быть выполнен в виде наклонного ротора (несущего винта), включающего установленную по центру гондолу двигателя, обеспечивающего по- ворот наклонного ротора, и роторный блок, установленный в центре тяжести летательного аппарата, включающие, по крайней мере, один двигатель, обеспечивающий поворот наклонного ротора, и, по крайней мере, одну пару противовращающихся роторов, управля- емых, по крайней мере, одним двигателем и обеспечивающих устранение эффекта враща- ющего момента, при этом гондола двигателя, обеспечивающего поворот наклонного ро- тора, и роторный блок при наклоне не нарушают существенно центра тяжести летательного аппарата, причем радиус роторного блока меньше, чем расстояние от роторного блока до земли. Недостатками известного винтокрылого летательного аппарата с укороченным или вертикальным взлетом являются следующие.
1. Низкая эффективность винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взле- том вследствие использования крыльев повышенной площади, конструктивно сложной, не отклоняемой совместно с вращающимся валом наклонного ротора гондолы, отсутствия ав- томата перекоса с системой управления автоматом перекоса, обеспечивающего изменение циклического шага лопасти, общего шага лопасти и угол установки каждой лопасти наклон- ного ротора в зависимости от того, где лопасть оказывается в определённый момент вре- мени в ходе вращения наклонного ротора как целого, и отсутствия механического привода, обеспечивающего возможность увеличения вектора тяги наклонного ротора в горизонталь- ном направлении посредством наклона вала наклонного ротора на заданный угол.
2. Возможность отклонения наклонного ротора при переходе винтокрылого летатель- ного аппарата с вертикальным взлетом из вертикального в наклонное положение только в одном направлении и отсутствие возможности отклонения наклонного ротора на заданный угол.
3. Отсутствие возможности использования в винтокрылом летательном аппарате с вертикальным взлетом электродвигателя.
4. Отсутствие возможности отключения рулевого винта в режиме горизонтального полета.
5. Отсутствие хвостового оперения с вертикальным килем, создающим компенсиру- ющий крутящий момент по отношению к наклонному ротору.
Новым достигаемым техническим результатом предполагаемого изобретения явля- ется повышение эффективности винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взле- том посредством применения механизма отклонения несущего винта, обеспечивающего возможность увеличения вектора тяги несущего винта в горизонтальном направлении (про- пульсивной горизонтальной силы) вследствие регулирования наклона несущего винта на заданный угол и упрощения конструкции гондолы.
Раскрытие изобретения
Новый технический результат достигается тем, что в винтокрылом летательном аппа- рате с вертикальным взлетом, содержащем фюзеляж, хвостовую стрелу, соединенную с фю- зеляжем летательного аппарата и включающую, по крайней мере, один горизонтальный стабилизатор для управления наклоном и направлением движения летательного аппарата, крылья с элеронами для обеспечения контроля за отклонением от направления движения б летательного аппарата, рулевой винт для контроля отклонения от направления полета лета- тельного аппарата посредством обеспечения обратной тяги для выборочного поворота ле- тательного аппарата около вертикальной оси, гондолу, содержащую, по крайней мере, один двигатель, соединенный с наклонным ротором и обеспечивающий его поворот, наклонный ротор с вращающимся валом, установленный с возможностью вращения при перемещении его вращающихся лопастей из положения при вертикальных взлете и полете летального аппарата в положение при его горизонтальном полете и роторный блок, обеспечивающий поворот наклонного ротора, в отличие от прототипа, гондола выполнена отклоняемой сов- местно с вращающимся валом наклонного ротора, по крайней мере, часть которого уста- новлена в отклоняемой гондоле, в летательный аппарат дополнительно введен установлен- ный в отклоняемой гондоле автомат перекоса с системой управления автоматом перекоса, обеспечивающий изменение циклического шага лопасти, общего шага лопасти и угол уста- новки каждой лопасти наклонного ротора в зависимости от того, где лопасть оказывается в определённый момент времени в ходе вращения наклонного ротора как целого, роторный блок выполнен в виде механического привода, обеспечивающего возможность увеличения вектора тяги наклонного ротора в горизонтальном направлении посредством наклона вала наклонного ротора на заданный угол, рулевой винт размещён в канале воздуховода и вы- полнен, по крайней мере, с двумя лопастями с возможностью поворота летательного аппа- рата в вертолётном режиме его полёта посредством увеличения или уменьшения тяги руле- вого винта, крылья выполнены малой площади.
Механический привод может быть выполнен с возможностью отклонения наклонного ротора на заданный угол (+ 70° > а > - 45°) при его переходе из вертикального в наклонное положение.
По крайней мере, один двигатель может быть выполнен в виде электродвигателя. Рулевой винт может быть выполнен с возможностью отключения в режиме горизон- тального полета.
В летательный аппарат дополнительно может быть введено хвостовое оперение с установленным на нем под углом к набегающему воздушному потоку вертикальным килем, создающим компенсирующий крутящий момент по отношению к закрепленному на вале наклонному ротору.
Краткое описание чертежей
Сущность изобретения поясняется чертежами, где: на фиг. 1 изображен винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом, вид А— вид летательного аппарата сбоку, вид Б— вид спереди внутренней части гондолы и наклонного ротора летательного аппарата;
на фиг. 2— винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом с наклонным ротором (несущим винтом), обеспечивающим создание подъёмной и пропульсивной силы для полёта летательного аппарата;
на фиг. 3— винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом с положе- нием наклонного ротора (несущего винта) в вертолётном режиме полёта;
на фиг. 4— винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом с наклонным ротором (несущим винтом), обеспечивающим возможность отклонения в диапазоне углов (+ 70° > а > - 45°) при его переходе из вертикального в наклонное положение;
на фиг. 5 показана классическая схема вертолёта с расположенным горизонтально ро- тором (несущим винтом) в горизонтальном полёте, подверженного неравномерной аэроди- намической нагрузке;
на фиг. 6 показана схема возникновения момента, опрокидывающего винтокрылый летательный аппарат набок вследствие суммирования и вычитании скоростей обтекания лопастей ротора (несущего винта).
Осуществление изобретения
Винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом содержит фюзеляж 1, хвостовую стрелу 2, соединенную с фюзеляжем 1 летательного аппарата и включающую, по крайней мере, один горизонтальный стабилизатор 3 для управления наклоном и направ- лением движения летательного аппарата, крылья малой площади 4 с элеронами 5 для обес- печения контроля за отклонением от направления движения летательного аппарата, руле- вой винт 6 для контроля отклонения от направления полета летательного аппарата посред- ством обеспечения обратной тяги для выборочного поворота летательного аппарата около вертикальной оси, размещённый в канале воздуховода 7 и выполненный, по крайней мере, с двумя лопастями с возможностью поворота летательного аппарата в вертолётном режиме его полёта посредством увеличения или уменьшения тяги рулевого винта 6, отклоняемую совместно с вращающимся валом 8 наклонного ротора 9 гондолу 10, содержащую, по край- ней мере, один двигатель 11 , соединенный с наклонным ротором 9 и обеспечивающий его поворот, наклонный ротор 9 с вращающимся валом 8, по крайней мере, часть которого уста- новлена в отклоняемой гондоле 10 с возможностью вращения при перемещении вращаю- щихся лопастей 12 наклонного ротора 9 из положения при вертикальных взлете и полете летального аппарата в положение при его горизонтальном полете, механический привод 13, обеспечивающий возможность увеличения вектора тяги наклонного ротора 9 в горизон- тальном направлении посредством наклона вала 8 наклонного ротора 9 на заданный угол и установленный в отклоняемой гондоле 10 автомат перекоса 14 с системой управления ав- томатом перекоса (фиг. 1, вид А— вид летательного аппарата сбоку, вид Б— вид спереди внутренней части гондолы 10 и наклонного ротора 9 летательного аппарата).
Двигатель 11 представляет собой силовой агрегат в виде электрического мотора, поршневого двигателя или газотурбинного двигателя и предназначен для передачи механи- ческой энергии через трансмиссию (при ее наличии) на наклонный ротор (несущий винт) 9 и рулевой винт (хвостовой ротор) 6. Двигатель 11 может быть размещен непосредственно на вращающемся вале 8 наклонного ротора (несущего винта) 9 в отклоняемой гондоле 10.
Преимуществом использования в качестве двигателя 11 электрического мотора по сравнению с поршневым или турбореактивным двигателями с механическими приводами являются: малый габаритный размер, меньшая относительная масса, отсутствие трансмис- сии при непосредственном размещении в потребителе энергии, в данном случае— в наклонном роторе (несущем винте) 9. В качестве электрического мотора может использо- ваться любой электрический двигатель необходимой мощности.
Наклонный ротор (несущий винт) 9 предназначен для создания подъёмной 15 и про- пульсивной силы 16 (фиг. 2) для полёта высокоскоростного винтокрылого летательного ап- парата с вертикальным взлетом и посадкой. В качестве наклонного ротора (несущего винта) 9 может быть использован аэродинамический винт, по крайней мере, с двумя лопастями 12, закреплённый на втулке вращающегося вала 8 наклонного ротора (несущего винта) 9 и ра- ботающий в вертолётном и самолётном режимах полёта, что требует специальных расчётов его основных характеристик в каждом конкретном случае.
Отклоняемая гондола 10 содержит автомат перекоса 14 с системой управления авто- матом перекоса 14, трансмиссию (при необходимости) наклонного ротора (несущего винта) 9, и, по крайней мере, часть вращающегося отклоняемого вала 8 наклонного ротора (несу- щего винта) 9, размещенного внутри неподвижного отклоняемого вала, установленного с возможностью наклона вокруг центра вращения О" (фиг. 1 , вид Б) посредством приспособ- ления наклона 17 (фиг. 1, вид А), например кронштейна. Приспособление наклона 17 за- креплено на верхней части фюзеляжа 1, при этом центр вращения О" может располагаться на верхней части фюзеляжа 1, ниже верхней части фюзеляжа 1 или над верхней частью фюзеляжа 1. Положение центра вращения О" рассчитывается индивидуально для соответ- ствующего типа винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой. Отклоняемая гондола 10 также может содержать (как один из вариантов) двигатель 11. Отклоняемая гондола 10 предназначена для обеспечения сохранности автомата пере- коса 14 с системой управления автоматом перекоса 14, трансмиссии (при ее наличии) наклонного ротора (несущего винта) 9, вращающегося отклоняемого вала 8 (находящегося в отклоняемой гондоле 10) наклонного ротора (несущего винта) 9 и двигателя 11 (при его размещении в отклоняемой гондоле 10).
Компактная сборка автомата перекоса 14 с системой управления автоматом перекоса 14, трансмиссии (при ее наличии) наклонного ротора (несущего винта) 9, вращающегося вала 8, двигателя 11 (в случае размещения в отклоняемой гондоле 10) производится в виде так называемой колонки.
При наклоне вращающегося вала 8 наклонного ротора (несущего винта) 9 посредством механического привода 13 отклоняемая гондола 10 вместе с ее содержимым перемещается вместе с вращающимся валом 8 наклонного ротора (несущего винта) 9. В качестве откло- няемой гондолы 10 может быть использована любая обтекаемая конструкция, выполненная из лёгкого, прочного материала, например, алюминия или полимерного материала, для уменьшения аэродинамического сопротивления в полёте.
Механический привод 13 наклонного ротора (несущего винта) 9 предназначен для из- менения положения (наклона относительного вертикального положения) наклонного ро- тора (несущего винта) 9. В качестве механического привода 13 наклонного ротора (несу- щего винта) 9 могут быть использованы обычные покупные механические приводы, приво- димые в действие при помощи электрической или гидравлической, или пневматической си- стем. Механический привод 13 наклонного ротора (несущего винта) 9 может быть разме- щен в дополнительной мотогондоле 18 (фиг. 1), установленной на фюзеляже 1. В дополни- тельной мотогондоле 18 также может быть размещен электрический аккумулятор, обеспе- чивающий электропитание механического привода 13, или второй двигатель (при необхо- димости).
Дополнительная мотогондола 18 предназначена для обеспечения сохранности меха- нического привода 13 наклонного ротора (несущего винта) 9, электрического аккумуля- тора, обеспечивающего электропитание механического привода 13 или второго двигателя (при необходимости) и других систем управления, которые могут размещаться в мотогон- доле 18.
Автомат перекоса 14 с системой управления автоматом перекоса 14 предназначен для изменения циклического шага лопасти 12, меняющего вектор тяги наклонного ротора (не- сущего винта) 9 и общего шага лопасти 12 для увеличения или уменьшения тяги наклонного ротора (несущего винта) 9. Автомат перекоса 14 обеспечивает управление вертикальным
Ю перемещением винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой, а также его наклоном по крену и тангажу; для этого автомат перекоса 14 периодически изме- няет угол установки каждой лопасти 12 наклонного ротора (несущего винта) 9 в зависимо- сти от того, где лопасть 12 оказывается в определённый момент времени в ходе вращения наклонного ротора (несущего винта) 9 как целого. В качестве автомата перекоса 14 исполь- зуют рассчитываемый индивидуально автомат перекоса под соответствующий наклонный ротор (несущий винт) 9.
Преимуществом использования наклонного ротора (несущего винта) 9 с механиче- ским приводом 13 является увеличение вектора пропульсивной силы 16 (фиг. 2) по сравне- нию с классическими вертолётами для достижения высоких крейсерских скоростей полёта (фиг. 3).
Отклонение наклонного ротора (несущего винта) 9 на заданный угол возможно в диа- пазоне углов (+ 70° > а > - 45°) при его переходе из вертикального в наклонное положение относительно нулевой (а = 0°) оси (О - О'). Нулевой (а = 0°) осью (О - О') отсчёта в пред- лагаемом техническом решении принимается линия, проходящая от центра вращения лопа- стей 12 наклонного ротора (несущего винта) 9 через центр тяжести винтокрылого летатель- ного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой (фиг. 4). При этом отклонение наклон- ного ротора (несущего винта) 9 на заданный угол в диапазоне углов (+ 70° > а > - 45°) при его переходе из вертикального в наклонное положение относительно нулевой (а = 0°) оси (О - О') возможно как в вертикальной плоскости относительно уровня океана, так и под углами к данной вертикальной плоскости.
Ограничением при отклонении наклонного ротора (несущего винта) 9 в диапазоне уг- лов (+ 70° > а > - 45°) при его переходе из вертикального в наклонное положение является наличие достаточного зазора между плоскостью вращения лопастей 12 наклонного ротора (несущего винта) 9 в его отклоненном положении и верхней частью фюзеляжа 1, что зави- сит от используемой в конкретном летательном аппарате конструкции верхней части фю- зеляжа 1.
При угле отклонения наклонного ротора (несущего винта) 9 свыше + 70° и - 45° отно- сительно нулевой (а = 0°) оси (О - О'), проходящей через центр вращения лопастей 12 наклонного ротора (несущего винта) 9 и центр тяжести, даже при наличии достаточного зазора между плоскостью вращения лопастей 12 наклонного ротора (несущего винта) 9 в его отклоненном положении и верхней частью фюзеляжа 1 предлагаемый винтокрылый ле- тательный аппарат не сможет летать по причине сложности создания компенсирующего момента от наклонного ротора (несущего винта) 9. Фюзеляж 1 предназначен для размещения в нем агрегатов силовой установки, топ- лива, системы управления и аппаратура для обеспечения полёта. На верхней части фюзе- ляжа 1 установлена отклоняемая гондола 10. В качестве фюзеляжа 1 может быть использо- вана его традиционная конструкция с особенной его верхней частью, формирующей доста- точный зазор между плоскостью вращения лопастей 12 наклонного ротора (несущего винта) 9 в его отклоненном положении.
Вертикальное хвостовое «оперение» винтокрылого летательного аппарата с верти- кальным взлетом и посадкой состоит из вертикального киля 19 и руля направления 20. Кон- структивно вертикальный киль 19 выполнен с необходимым для создания боковой силы удлинением и установлен под заданным углом к набегающему потоку для создания боковой подъёмной силы, компенсирующей крутящий момент от наклонного ротора (несущего винта) 9 в режиме горизонтального крейсерского полета. Угол установки вертикального киля 19 к набегающему воздушному потоку зависит от его длины и рабочей площади и определяется каждый раз в зависимости от аэродинамических характеристик летательного аппарата.
Руль направления 20 предназначен для поворота высокоскоростного винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой в горизонтальной плоскости в режиме горизонтального крейсерского полета.
Преимуществом использования вертикального киля 19 с рулем направления 20 явля- ется создание достаточной боковой силы для компенсации крутящего момента, создавае- мого наклонным ротором (несущим винтом) 9, и возможности отключения рулевого винта 6 в режиме горизонтального полета винтокрылого летательного аппарата для снижения в нем энергопотребления.
В качестве вертикального киля 19 с рулем направления 20 может быть использовано расположенное вертикально крыло.
Горизонтальное «оперение» высокоскоростного винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой состоит из горизонтального стабилизатора 3 и руля высоты 21 и предназначено для балансировки и изменения положения по тангажу в режиме горизонтального полета. В качестве горизонтального стабилизатора 3 с рулем высоты 21 может быть использовано крыло малого удлинения.
Рулевой винт 6 предназначен для компенсации крутящего момента, создаваемого наклонным ротором (несущим винтом) 9, и поворота винтокрьиого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой в вертолётном режиме полёта при помощи увеличения или уменьшения тяги рулевого винта 6. Рулевой винт 6 размещен в кольцевом обтекателе 22 в хвосте 23 летательного аппарата в канале воздуховода 7 для создания меньшего сопро- тивления в режиме горизонтального полета. В режиме горизонтального крейсерского по- лёта рулевой винт 6 (при необходимости) может быть отключен. В качестве рулевого винта 6 может быть использован, например, винт, по крайней мере, с двумя лопастями, закреп- лёнными на втулке вращения рулевого винта 6, и механизмом изменения угла атаки лопа- стей рулевого винта 6 для создания аэродинамической силы тяги в противоположных направлениях вдоль оси вращения рулевого винта 6.
Преимуществом использования рулевого винта 6 в канале воздуховода 7 является ма- лый его размер по сравнению с обычными винтами и, как следствие, создание меньшего аэродинамического сопротивления в горизонтальном крейсерском полёте.
Канал воздуховода 7 представляет собой сконфигурированный цилиндрический или конический каналы и предназначен для создания дополнительной тяги и повьппения КПД рулевого винта 6. В качестве воздуховода 7 может быть использована полусферическая кольцевая поверхность с расположенным в центре канала рулевым винтом 6.
Крыло малой площади 4 предназначено для создания дополнительной подъёмной силы в самолётном режиме полёта и изменения положения винтокрылого летательного ап- парата с вертикальным взлетом и посадкой по крену при помощи элеронов 5. В качестве крыла малой площади 4 с элеронами 5 может быть использовано, например, типовое само- лётное крыло с расположенными на нём элеронами 5.
Конструктивно крыло 4 выполнено с площадью, необходимой для создания дополни- тельной подъёмной силы. Площадь крыла 4 зависит от взлётной массы летательного аппа- рата и определяется каждый раз в зависимости от аэродинамических характеристик лета- тельного аппарата.
Преимуществом использования крыла малой площади 4 с элеронами 5 является созда- ние дополнительной аэродинамической подъёмной силы в самолётном крейсерском ре- жиме полёта и меньшее аэродинамическое сопротивление при вертикальной обдувке от не- сущего винта.
Высокоскоростной винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом и по- садкой работает следующим образом.
В классической схеме вертолёта (фиг. 5) расположенный горизонтально наклонный ротор (несущий винт) 9 в горизонтальном полёте подвержен неравномерной аэродинами- ческой нагрузке. При вращении наклонного ротора (несущего винта) 9 противолежащие лопасти, в частности, наступающая лопасть 24 (в положении по направлению скорости по- лёта) обтекается суммарной скоростью потока состоящей из скорости вращения и скорости набегающего потока воздуха, а отступающая лопасть 25 обтекается потоком воздуха за вы- четом скорости набегающего полёта из скорости вращения лопасти. В случае суммирова- ния скоростей, наступающая лопасть 24 создаёт большую подъёмную силу 15 и высокое аэродинамическое сопротивление (фиг. 6), а в случае положения лопасти 12 при вычитании скоростей обтекания подъёмная сила 15 и сопротивление уменьшаются, что приводит к воз- никновению момента, опрокидывающего винтокрылый летательный аппарат набок.
При подобном положении наклонного ротора (несущего винта) 9 для увеличения ско- рости горизонтального полёта (фиг. 5), и преодоления аэродинамического сопротивления требуется дополнительная пропульсивная сила 26, приводящая к возрастанию потребляе- мой мощности двигателя 11.
В предложенной схеме в вертолётном режиме полёта наклонный ротор (несущий винт) 9 располагается практически горизонтально (фиг. 3) (как и в классической схеме вер- толёта). Для перехода в режим горизонтального крейсерского полета (самолётный режим) (фиг.2) положение вращающегося вала 8 вертолётного наклонного ротора (несущего винта) 9 изменяется при помощи механического привода 13 наклонного ротора (несущего винта) 9 на заданный угол (+ 70° > а > - 45°).
В наклонном положении наклонный ротор (несущий винт) 9 находится в косой (а не в плоской) обдувке (фиг. 2), что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления, сни- жению сопротивления на наступающей лопасти 24 (фиг. 5), существенному увеличению пропульсивной силы 16 (фиг. 2), для достижения больших горизонтальных скоростей по сравнению с аналогичным вертолётом, что приводит к существенной экономии потребной мощности двигателя 11 (фиг. 1).
На основании вышеизложенного новый достигаемый технический результат предпо- лагаемого изобретения обеспечивается следующими техническими преимуществами.
1. Повышение не менее чем в 1,5 раза эффективности высокоскоростного винтокры- лого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой в крейсерском режиме по- лета посредством применения механического привода 13 для отклонения наклонного ро- тора (несущего винта) 9 на заданный угол, дополнительных горизонтальных и вертикаль- ных несущих поверхностей, обеспечивающих дополнительную подъёмную силу и необхо- димую устойчивость летательного аппарата в крейсерском режиме полета.
2. Обеспечение необходимой устойчивости и управляемости винтокрылого летатель- ного аппарата в крейсерском режиме полета за счет дополнительных несущих поверхно- стей (крыла малой площади 4). 3. Упрощение конструкции винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой за счет упрощения конструкции гондолы и в случае замены сложных по своей конструкции механических приводов на электроприводы.
4. Снижение габаритов винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой за счет замены крыльев (по прототипу) по обеим сторонам фюзеляжа 1 на ко- роткое крыло малой площади 4.
5. Расширение функциональных возможностей винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой, в частности, область варьирования летательным аппа- ратом своей скоростью в режиме горизонтального крейсерского полета, что бывает необ- ходимо, например, в случае изменения рельефа местности по которой пролетает летатель- ный аппарат или в случае различных целей полета, например, в обзорных целях при дости- жении определенного пункта полета, или при перемещении груза, требующего учет полет- ной скорости летательного аппарата, за счет возможности отклонения наклонного ротора (несущего винта) 9 посредством механического привода 15 на заданный угол (+ 70° > а > - 45°) при его переходе из вертикального в наклонное положение.
Экспериментальный прототип винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой, изготовленный в ООО «Электро-Вертолетные системы», после прове- дения лабораторных и стендовых испытаний доказал принципиальную возможность реали- зации задач по созданию высокоскоростного летательного аппарата тяжелее воздуха с вер- тикальным взлетом и посадкой, устойчивого при движении в горизонтальном направлении.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом, содержащий фюзе- ляж, хвостовую стрелу, соединенную с фюзеляжем летательного аппарата и включающую, по крайней мере, один горизонтальный стабилизатор для управления наклоном и направле- нием движения летательного аппарата, крылья с элеронами для обеспечения контроля за отклонением от направления движения летательного аппарата, рулевой винт для контроля отклонения от направления полета летательного аппарата посредством обеспечения обрат- ной тяги для выборочного поворота летательного аппарата около вертикальной оси, гон- долу, содержащую, по крайней мере, один двигатель, соединенный с наклонным ротором и обеспечивающий его поворот, наклонный ротор с вращающимся валом, установленный с возможностью вращения при перемещении его вращающихся лопастей из положения при вертикальных взлете и полете летального аппарата в положение при его горизонтальном полете и роторный блок, обеспечивающий поворот наклонного ротора, отличающийся тем, что гондола выполнена отклоняемой совместно с вращающимся валом наклонного ро- тора, по крайней мере, часть которого установлена в отклоняемой гондоле, в летательный аппарат дополнительно введен установленный в отклоняемой гондоле автомат перекоса с системой управления автоматом перекоса, обеспечивающий изменение циклического шага лопасти, общего шага лопасти и угол установки каждой лопасти наклонного ротора в зави- симости от того, где лопасть оказывается в определённый момент времени в ходе вращения наклонного ротора как целого, роторный блок выполнен в виде механического привода, обеспечивающего возможность увеличения вектора тяги наклонного ротора в горизонталь- ном направлении посредством наклона вала наклонного ротора на заданный угол, рулевой винт размещён в канале воздуховода и выполнен, по крайней мере, с двумя лопастями с возможностью поворота летательного аппарата в вертолётном режиме его полёта посред- ством увеличения или уменьшения тяги рулевого винта, крылья выполнены малой пло- щади.
2. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что механический привод вы- полнен с возможностью отклонения наклонного ротора на заданный угол (+ 70° > а > - 45°) при его переходе из вертикального в наклонное положение.
3. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что, по крайней мере, один дви- гатель выполнен в виде электродвигателя.
4. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что рулевой винт выполнен с возможностью отключения в режиме горизонтального полета.
5. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в него дополнительно вве- дено хвостовое оперение с установленньм на нем под углом к набегающему воздушному потоку вертикальным килем, создающим компенсирующий крутящий момент по отноше- нию к закрепленному на вале наклонному ротору.
PCT/RU2015/000115 2014-03-03 2015-02-24 Винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом WO2015133932A2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014107956 2014-03-03
RU2014107956/11A RU2563921C1 (ru) 2014-03-03 2014-03-03 Винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2015133932A2 true WO2015133932A2 (ru) 2015-09-11
WO2015133932A3 WO2015133932A3 (ru) 2015-10-29

Family

ID=54055967

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2015/000115 WO2015133932A2 (ru) 2014-03-03 2015-02-24 Винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2563921C1 (ru)
WO (1) WO2015133932A2 (ru)

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106986019A (zh) * 2017-04-17 2017-07-28 四川建筑职业技术学院 一种可改变多旋翼无人机旋翼面倾斜角度的电机座
CN108298064A (zh) * 2017-11-09 2018-07-20 青岛兰道尔空气动力工程有限公司 非常规偏航控制系统
CN110217389A (zh) * 2019-06-19 2019-09-10 中国人民解放军空军工程大学 一种矢量倾转的共轴双旋翼无人机
US10464668B2 (en) 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
CN112078784A (zh) * 2020-09-30 2020-12-15 福州大学 一种全向五旋翼飞行器及控制方法
US10875658B2 (en) 2015-09-02 2020-12-29 Jetoptera, Inc. Ejector and airfoil configurations
US11001378B2 (en) 2016-08-08 2021-05-11 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US11148801B2 (en) 2017-06-27 2021-10-19 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US20220169376A1 (en) * 2020-12-01 2022-06-02 Textron Innovations Inc. Rudders for Rotorcraft Yaw Control Systems

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105882953B (zh) * 2016-05-17 2018-10-02 亿航智能设备（广州）有限公司 飞行器
RU2681464C1 (ru) * 2017-11-07 2019-03-06 Александр Викторович Атаманов Малогабаритный летательный аппарат (ЛА) вертикального взлета/посадки с увеличенной дальностью полета
CN110422327A (zh) * 2019-08-26 2019-11-08 南京灵龙旋翼无人机系统研究院有限公司 一种倾转旋翼无人机三角形动力配置方法及结构
CN111846194A (zh) * 2020-08-20 2020-10-30 叶殊钨 一种多旋翼载人直升飞机
WO2024043801A1 (en) * 2022-08-24 2024-02-29 Saudi Arabian Oil Company Method and apparatus for autonomous gravity and/or magnetic field measurement

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2689854B1 (fr) * 1992-04-14 1994-07-01 Eurocopter France Helicoptere monorotor a systeme anticouple mixte et procede pour contrecarrer le couple induit par ce monorotor.
US6382556B1 (en) * 1999-12-20 2002-05-07 Roger N. C. Pham VTOL airplane with only one tiltable prop-rotor
RU2238221C2 (ru) * 2002-12-04 2004-10-20 Открытое акционерное общество "Казанский вертолётный завод" Вертолет и способ управления одновинтовым вертолетом
US7143973B2 (en) * 2003-11-14 2006-12-05 Kenneth Sye Ballew Avia tilting-rotor convertiplane
US7861967B2 (en) * 2008-04-25 2011-01-04 Abe Karem Aircraft with integrated lift and propulsion system

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10464668B2 (en) 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US10875658B2 (en) 2015-09-02 2020-12-29 Jetoptera, Inc. Ejector and airfoil configurations
US11001378B2 (en) 2016-08-08 2021-05-11 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
CN106986019A (zh) * 2017-04-17 2017-07-28 四川建筑职业技术学院 一种可改变多旋翼无人机旋翼面倾斜角度的电机座
CN106986019B (zh) * 2017-04-17 2023-05-30 四川建筑职业技术学院 一种可改变多旋翼无人机旋翼面倾斜角度的电机座
US11148801B2 (en) 2017-06-27 2021-10-19 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
CN108298064A (zh) * 2017-11-09 2018-07-20 青岛兰道尔空气动力工程有限公司 非常规偏航控制系统
CN108298064B (zh) * 2017-11-09 2024-04-26 青岛兰道尔空气动力工程有限公司 非常规偏航控制系统
CN110217389A (zh) * 2019-06-19 2019-09-10 中国人民解放军空军工程大学 一种矢量倾转的共轴双旋翼无人机
CN112078784A (zh) * 2020-09-30 2020-12-15 福州大学 一种全向五旋翼飞行器及控制方法
US20220169376A1 (en) * 2020-12-01 2022-06-02 Textron Innovations Inc. Rudders for Rotorcraft Yaw Control Systems
US11760472B2 (en) * 2020-12-01 2023-09-19 Textron Innovations Inc. Rudders for rotorcraft yaw control systems

Also Published As

Publication number Publication date
WO2015133932A3 (ru) 2015-10-29
RU2014107956A (ru) 2015-09-10
RU2563921C1 (ru) 2015-09-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2563921C1 (ru) Винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом
US11174016B2 (en) Compound rotorcraft with propeller
US8727265B2 (en) Helicopter with cycloidal rotor system
US10287011B2 (en) Air vehicle
RU2670356C2 (ru) Выполненный с возможностью вертикального взлета летательный аппарат
US9187174B2 (en) Aircraft with wings and movable propellers
US20200108919A1 (en) Quiet Redundant Rotorcraft
US20170174342A1 (en) Vertical Takeoff Aircraft and Method
US20150232178A1 (en) Aircraft for vertical take-off and landing with two wing arrangements
US20060113425A1 (en) Vertical take-off and landing aircraft with adjustable center-of-gravity position
US20080272244A1 (en) Hybrid Aircraft
MX2013002946A (es) Despegue y aterrizaje vertical de rotor de ala de inclinacion.
EP2394914A1 (en) A rotorcraft with a coaxial rotor system
JP2017528355A (ja) 高性能垂直離着陸航空機
US10787252B2 (en) Rotorcraft having a rotary wing and an orientable propeller, and a method applied by the rotorcraft
RU2657706C1 (ru) Конвертоплан
WO2017042291A1 (en) Aircraft for transport and delivery of payloads
JP7463391B2 (ja) 垂直離着陸車両
EP3730404A1 (en) Vertical take-off and landing aircraft and related control method
RU2627963C1 (ru) Беспилотный винтокрыл с перекрещивающимися винтами
RU2407675C1 (ru) Вертолет продольной схемы
CN117341965A (zh) 一种轴推倾转飞机
CN114802711A (zh) 尾部单涵道推进无人飞行器
GB2617362A (en) Hybrid flight aircraft
CN117734935A (zh) 短距离直升直降飞机

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 15758467

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2

NENP Non-entry into the national phase in:

Ref country code: DE

32PN Ep: public notification in the ep bulletin as address of the adressee cannot be established

Free format text: NOTING OF LOSS OF RIGHTS PURSUANT TO RULE 112(1) EPC (EPO FORM 1205A DATED 17.01.2017)

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 15758467

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2