WO2022139623A1 - Swashplate for a multi-rotor aircraft with rigidly mounted blades and operating method thereof - Google Patents

Swashplate for a multi-rotor aircraft with rigidly mounted blades and operating method thereof Download PDF

Info

Publication number
WO2022139623A1
WO2022139623A1 PCT/RU2021/000334 RU2021000334W WO2022139623A1 WO 2022139623 A1 WO2022139623 A1 WO 2022139623A1 RU 2021000334 W RU2021000334 W RU 2021000334W WO 2022139623 A1 WO2022139623 A1 WO 2022139623A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
control
shaft
blade
blades
wing
Prior art date
Application number
PCT/RU2021/000334
Other languages
French (fr)
Russian (ru)
Inventor
Игорь Игнатьевич ТАРАНУХА
Original Assignee
Игорь Игнатьевич ТАРАНУХА
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 Игорь Игнатьевич ТАРАНУХА filed Critical Игорь Игнатьевич ТАРАНУХА
Publication of WO2022139623A1 publication Critical patent/WO2022139623A1/en

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
    • B64C27/24—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with rotor blades fixed in flight to act as lifting surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement

Definitions

  • SUBSTANCE invention relates to aviation, namely to the design of a main rotor swashplate, which can be transformed into the main wing of a combined helicopter-aircraft (transformer).
  • the swashplate was invented over 100 years ago and has not fundamentally changed since then. Over the past few decades, the task of creating a high-speed, economical vertical take-off and landing vehicle has been acute.
  • One of the promising options for solving this problem is the transformation of the main rotor (rotor) into a wing.
  • StopRotor Technology has developed a prototype aircraft with Hybrid RotorWing technology. It allows you to use the main rotor as fixed wings.
  • the amphibious helicopter-aircraft patent RU (2310583) provides for the use of a main rotor blade during vertical takeoff and in wing mode during horizontal flight.
  • Helicopter rotor blades often have a symmetrical profile. This is due to its characteristic feature - when the angle of attack changes, the position of the wing focus, i.e. the point of the total application of forces does not change, it does not move along the wing chord, it is always located at 25% of the chord length, therefore the rotor blades are attached at this point and have the ability to turn around it without changing the position of the load center. Similar thin symmetrical profiles are used on aircraft with transonic speeds. Thus, we can optimally use the same blade in two modes.
  • the fan is turned off or can be used to pressurize the engine for subsequent high-altitude flight, since additional high-speed bearing surfaces for horizontal flight appear in the form of rotors - wings in the "wing" mode.
  • additional high-speed bearing surfaces for horizontal flight appear in the form of rotors - wings in the "wing" mode.
  • the sum of all bearing surfaces and their characteristics make it possible to perform high-altitude, high-speed, economical flight.
  • a helicopter (RU 2407675) of a longitudinal scheme (analogue) is known, containing a fuselage, rotors, to the bushings of which blades are attached, a rotor blade control system consisting of command control levers in the cockpit and control wiring connected to the blades, an autopilot and engines for main rotor drive, is also equipped with at least two propellers driven by z
  • a high-speed aircraft with a long flight range (RU2520843) is known, containing a fuselage, two counter-rotating rotors arranged in tandem, at least one propulsion unit, a motor group for supplying power to the rotors and propellers, a combination system that permanently connects the mentioned motor a group with said rotating bearing surface, means for controlling the speed of said rotors to maintain the rotation speed of each rotor equal to the first rotation speed up to the first air speed on the trajectory of the said aircraft, then to gradually reduce the rotation speed according to a linear law depending on the air speed on the trajectory four
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) helicopter.
  • the device can contain in the middle part of the fuselage a wing of the high-medium or low-wing type, which allows to reduce the load on the rotors, but at the same time, additional resistance to horizontal flight from the rotors appears in the form of the mentioned wing, a significant increase in speed cannot be counted on.
  • the task of creating a high-speed and economical apparatus has not been solved.
  • Known helicopter-amphibious aircraft RU which contains a monoplane with a high wing of small elongation, on the consoles of which two rotary annular channels are mounted, equipped with turning nodes and screws that create vertical and horizontal thrust with a corresponding deviation, and provided in their center on horizontal stiffening ribs with propeller gearboxes, which are connected by connecting shafts to the main gearbox driven by a power plant, including two engines installed in nacelles on both sides of the longitudinal axis of the fuselage and equipped with a synchronizing shaft and gas rudders for directional and longitudinal control, mounted at the end of the tail boom, the tail unit and landing gear are tricycle, retractable into the nose compartment and pressurized board - compartments, equipped with the ability to convert in helicopter flight modes from one to three-rotor 2 + 1 tiered scheme and vice versa or in aircraft flight modes from mono- to biplane scheme and vice versa, with this chapter
  • the main gearbox is equipped with a vertical shaft with a two-blade central
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) an additional drive that provides a fixed turn in the horizontal plane and the installation of the wing perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage relative to the trailing edge.
  • the rear wing-console is also at a considerable distance, its angle of attack can also be selected depending on the flight mode.
  • VTOL vertical takeoff and landing aircraft
  • the device should be designed for off-aerodrome, often individual basing and in cramped conditions, therefore it should be as compact as possible, but, most importantly, the characteristics of horizontal flight: weight return, efficiency, range, speed should be at the level of the best aircraft characteristics of this class.
  • the complexity of the aerodynamic design and control should not be an obstacle or a deterrent, since it is assumed that the maximum possible use of automatic electric remote control of both individual elements and assemblies, and the entire apparatus, i.e. the entire system as a whole, with the maximum use of all technical capabilities.
  • the widespread use of automatic control is an advantage, not a disadvantage, since it becomes possible to apply the most advanced technical achievements.
  • the invention aims to provide swashplate mechanisms that are durable, easy to assemble and can be installed on aircraft having a conventional aircraft fuselage and major aircraft systems.
  • EFFECT structures allow performing vertical takeoffs, landings and high-speed horizontal cruising flight of various aircraft, including amphibious aircraft.
  • the single-rotor scheme is more applicable to light aircraft, the multi-rotor scheme is more applicable to heavy aircraft.
  • the device is designed for vehicles with two or more main rotors and main propellers, and it is not required to perform flapping movements of the blades.
  • the technical result is achieved due to the swashplate of a multi-rotor aircraft with a rigid attachment of the blades, consisting of a base, which is part of the fuselage and transfers all loads from the blades-wings to the fuselage, to which the internal rack is bolted, on which with the help of support bearings and a thrust bearing a bearing rotating cylinder is installed, on the outer side of the cylinder a driven gear is fixed to which power is supplied from the engine through the drive shaft with the drive gear, the drive shaft is located in bearings.
  • a separate drive is designed to control the rotation stopper of the bearing rotating cylinder, inside the inner rack there is a threaded common pitch control shaft, on the lower part of which there is a worm gear and a worm shaft from an electric motor with a gearbox, in the upper part the threaded shaft is additionally connected to the inner rack through the upper thrust bearing .
  • the threaded shaft rotates, its threaded part raises or lowers the L-shaped common-pitch control slider, which is connected through two ball bearings to the outer round common-pitch control slider, into which the axes of the internal non-rotating part of the control plate are inserted, the outer rotating cage of which is through the bearing in a sliding rectangular cage connected to the bearing rotating cylinder.
  • a second cyclic pitch control shaft Inside the inner rack there is a second cyclic pitch control shaft, the lower part of which has a head with vertical splines, which runs inside the cylinder, which also has internal vertical splines, the bottom
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) cylinder is connected with a thrust bearing and a worm gear working together with a worm shaft coming from a gearbox with a cyclic pitch motor.
  • a cyclic pitch control slider Inside the upper part of the inner post there is also a cyclic pitch control slider connected through a thrust bearing to a cyclic pitch control threaded shaft having a threaded engagement inside the l-shaped protrusion of the common pitch control slider; transmits the control action to the response bracket of the lower half of the non-rotating part of the control plate, the outer rotating cage of which, through ball bearings and rods, also transmits the control action to the blades, which are attached to the bearing rotating cylinder through the support-thrust bearings, between which the blade rotation mechanism is located, while the thrust connection point on the control plate at zero angle of attack of the blades - wings is in the same vertical plane with the axis of rotation of the blade
  • the total value of the stroke of the common pitch and the stroke of the cyclic pitch in one direction is greater than or equal to the radius of the lever from the axis of rotation of the blade to the point of connection of the thrust on the blade - the wing.
  • the number of rotors - wings depends on the takeoff weight of the aircraft and the estimated cruising speed. For example, according to preliminary calculations, for a 6-seat VTOL aircraft with a take-off weight of up to 1.5 - 2 tons, one rotor is enough
  • the PGO and the rear wing-console should have the same characteristics and at the same time have powerful mechanization in a thin profile, this is implemented in the control (deflation) of the boundary layer and the use of jet flaps. This allows you to create high lift at relatively low speed, minimal drag and high efficiency at cruising speed.
  • one or more rotors-wings are added to the two bearing surfaces - the PGO and the rear wing-console. With a sufficiently large total bearing surface and transonic airfoils, it becomes possible to climb to a great height and, in rarefied air, perform an economical high-speed cruising flight similar to the project being developed by Boeing with a thin long transonic wing Transonic Truss-Braced Wing (TTBW).
  • TTBW Transonic Truss-Braced Wing
  • the load on the PGO and the rear wing-console during the transition process can be no more than 50%, so the transition process is performed not simultaneously, but sequentially on each rotor-wing.
  • the need for PGO and rear wings - consoles may disappear altogether. In fact, it turns out 11
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) plane - transformer.
  • a complex of bearing surfaces is formed, which is called a longitudinal reverse biplane, if there are two rotors - wings, a triplane - if there are three wings and, accordingly, further, depending on the number of rotors - wings.
  • the installation location of the main propellers is determined in such a way that the distance from the engine (motors) to the gearbox and, accordingly, from the gearbox to the fans is minimal.
  • the fans are at the end of the wing.
  • the keels, curved according to the shape of these casings are fixed to their annular casings, with the help of which the course control is carried out in horizontal flight and during vertical ascent, ultimately a controlled thrust vector mechanism is obtained.
  • these keels are effective controls.
  • the vertical racks through which the vertical shafts pass to the wing rotors have a streamlined shape of an elongated drop with
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) rounded front and sharp trailing edge, are a kind of stabilizer bars.
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) which the blade is rotated to the "wing" mode.
  • the flight is carried out in normal aircraft mode. If the aircraft is multi-rotor, then each rotor-wing, depending on the speed and altitude, is set at its specific optimal angle of attack. This mode is determined in advance by calculation and experience.
  • the transition from level flight to the mode of vertical helicopter descent and landing is performed after the horizontal speed is reduced to a value that allows flight using the bearing surfaces of the PGO and the rear wing-console.
  • a zero angle of attack is set on the rotor-wing, when it no longer creates lift, then the blade of the rotor-wing turns into the "blade" mode.
  • the rotor begins to gradually turn around also at zero angle of attack and, accordingly, zero lift, after turning it is loaded by setting the blades to the required angle. In a multi-rotor apparatus, such operations are performed sequentially, on each rotor.
  • the transition of the rotor from helicopter mode to airplane mode is performed as follows.
  • the device performs lifting in the usual helicopter mode, the blades have the configuration of a conventional helicopter rotor.
  • the transition to level flight can be performed at any altitude, from 5 to 5000 meters, in climb, descend or level flight modes after reaching the required horizontal speed.
  • the translation is carried out smoothly, as the horizontal speed is gained with the help of sustainer fans and the weight load is transferred to the bearing surfaces of the front horizontal tail and the main (rear) wing, the angles of attack of the common pitch and the cyclic pitch of the propeller are reduced to 0 degrees.
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) the maximum mechanization mode is turned on - air is supplied to control the boundary layer of air. After reducing the angle of attack of the blades to 0 and fixing them with a special mechanism in a strictly horizontal position, in the gearbox, power is transferred to it from the main engine to the accelerating electric motor - generator, which stops the rotor along the longitudinal axis of the fuselage for a fraction of a second, the rotated blade is located above the rear part of the fuselage.
  • a command is simultaneously given to set the minimum common pitch (-45 degrees) and the minimum (-45 degrees) cyclic pitch angle on the rotary blade, which is located above the rear part of the fuselage, respectively, the maximum cyclic pitch angle is set on the non-rotary blade, which is located over the front of the fuselage.
  • the rotary blade with double speed, collective pitch (-45°) + cyclic pitch (-45°) occupies a position of -90°, the non-rotary blade above the forward part of the fuselage remains motionless, as there is a counter mutual compensation of the movement of the collective pitch by -45°. and cyclic step +45 gr.
  • the rotary blade passes the area from -90g. up to about -95 gr.
  • the rotation mechanism will be assisted or even replaced by a certain position of the rotor and the oncoming air flow, if with the help of an electric motor-generator the rotor starts to turn in the opposite direction until it takes its position corresponding to the wing mode (perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft).
  • the process of reverse rotation of the rotor by 90 gr. and turn the blade 180 gr. occurs quickly and simultaneously, the reverse control command is immediately given, the common step and the cyclic step move to their middle position - point 0 gr., while the rotary blade, having passed the point -90 gr. and -95 gr. moves in the direction - 180 degrees, which on the rotor corresponds to the wing mode with an angle of attack of 0 degrees.
  • the transition from the “main rotor” mode to the “controlled” mode was made on the rotor.
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) full-revolving wing" of a symmetrical profile. It is assumed that such a transition will be performed at a speed of 100 to 200 km/h.
  • the bearing rotating power cylinder is rigidly fixed from rotation by a special drive pin, then the angle of attack of the wing blades increases and they begin to perceive the weight load.
  • the process is presented in detail, step by step, in reality it will happen quickly, only for a fraction of a second the rotation of the rotor in the longitudinal position (along the longitudinal axis of the aircraft) stops, then a short turn of the rotor by 90 degrees in the opposite direction with a simultaneous rotation of the blade by 180 degrees, the process is easy can be performed automatically without the participation of pilots.
  • the speed of the aircraft increases to cruising and, if necessary, to maximum.
  • the reverse transition is performed in the reverse order: reducing the speed, stopping and installing the wing-blades along the longitudinal axis of the aircraft, switching one blade to the “propeller” mode, then at zero angle of attack or in autorotation in the autogyro mode, the rotor is spun by an accelerating electric motor, and signals are given to control the general and cyclic step.
  • the rotor has switched to the "main rotor" mode.
  • the main elements of the swashplate are shown in Fig. 1-4.
  • Base 1 is part of the fuselage and transfers all loads from the wing-blade to the fuselage.
  • An internal rack 2 is attached to the base with bolts, on which a bearing rotating cylinder 14 is installed with the help of support bearings 3 and a thrust bearing 4.
  • a driven gear 7 is fixed to which, through the drive shaft with gear 5, is located in bearings 6, it is carried out power supply from the engine.
  • a threaded control shaft with a common pitch 8 on the lower part of which there is a worm gear and a worm shaft 15 from an electric motor with a gearbox 28.
  • the threaded shaft is additionally connected to the inner rack through the upper thrust bearing 22.
  • the threaded shaft rotates, its threaded the part raises or lowers the l-shaped slider of control with a common step 9, which is connected through two ball bearings 29 to the outer round 18
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) the overall pitch control slider 18.
  • the axles of the inner non-rotating part of the control plate 19 are inserted into the bearings, the outer rotating cage of which 13 is connected to the bearing rotating cylinder 14 through the bearing 30 in the sliding rectangular cage.
  • a second cyclic pitch control shaft 11 Inside the inner rack there is a second cyclic pitch control shaft 11, the lower part of which has a head with vertical splines, which runs inside the cylinder 10, which also has internal vertical splines, the bottom of the cylinder is connected to a thrust bearing and a worm gear working together with a worm shaft 16 coming from a gearbox with a cyclic pitch control motor 27.
  • a cyclic pitch control slider 12 connected through a thrust bearing to a threaded cyclic pitch control shaft AND passing through a threaded engagement inside the L-shaped protrusion of the collective pitch control slider 9 , on the cyclic step control slider there is a bracket, on which the stop earring 17 is put on, which transmits the control action to the response bracket of the lower half of the non-rotating part of the control plate 19, the outer rotating cage of which 13 through the ball bearings 20 and rods 21 transmits the control to action to the blades.
  • the blades are attached to the bearing rotating cylinder 14 through the support-thrust bearings 25, between which there is a mechanism for turning the blade 26.

Abstract

The invention relates to the field of aviation, and more particularly to systems for controlling rotor blades. A swashplate for a multi-rotor aircraft with rigidly mounted blades consists of a base, to which is bolted an inner mast having a supporting rotating cylinder mounted thereon with the aid of journal bearings and a thrust bearing. Fastened to the outside of the cylinder is a driven gear, to which energy is supplied from an engine via a drive shaft with a drive gear. A separate actuator is provided for controlling the blocking of the rotation of the supporting rotating cylinder. Inside the mast is a threaded collective pitch control shaft having on its lower part a worm gear and a worm shaft that extends from an electric motor with a reduction gear. During rotation of the threaded shaft, the threaded portion raises or lowers an L-shaped collective pitch control slider. A rotating race also transmits a control action via ball joints and rods to the blades, which are fastened to the supporting rotating cylinder via combined journal and thrust bearings, between which a blade rotation assistance mechanism is disposed.

Description

Автомат перекоса многороторного летательного аппарата с жестким креплением лопастей и способ его работы Swashplate of a multi-rotor aircraft with rigidly mounted blades and method of its operation
Область техники Technical field
Изобретение относится к авиации, а именно к конструкции автомата перекоса несущего винта, трансформируемого в несущее крыло комбинированного вертолета-самолета (трансформера). SUBSTANCE: invention relates to aviation, namely to the design of a main rotor swashplate, which can be transformed into the main wing of a combined helicopter-aircraft (transformer).
Предшествующий уровень техники Prior Art
Автомат перекоса был изобретен более 100 лет назад и с тех пор принципиально не менялся. Последние несколько десятков лет остро стоит задача создания скоростного экономичного аппарата вертикального взлета и посадки. Одним из перспективных вариантов решения данной задачи является трансформация несущего винта (ротора) в крыло. Такие попытки были предприняты ранее несколькими компаниями : австралийская компания StopRotor Technology разработала прототип летательного аппарата с технологией Hybrid RotorWing. Она позволяет использовать несущий винт в качестве неподвижных крыльев. Патент вертолет-самолет-амфибия RU (2310583) предусматривает использование лопасти несущего винта при вертикальном взлете и в режиме крыла при горизонтальном полете. Разработка 2013 года Stop-Rotor Rotary Wing Aicraft военно-морской лаборатории (NRL) США, которая представляла БПЛА - трансформер и имеет запатентованную технологию, позволяющую переключение между режимом несущего винта и режимом фиксации крыла. Проект Boeing Х-50 с реактивным приводом лопастей несущего винта, трансформируемого в крыло, проект в настоящее время закрыт. Макет-образец К-90 представленный в 2008 году КБ Камова на специализированной выставкеThe swashplate was invented over 100 years ago and has not fundamentally changed since then. Over the past few decades, the task of creating a high-speed, economical vertical take-off and landing vehicle has been acute. One of the promising options for solving this problem is the transformation of the main rotor (rotor) into a wing. Such attempts have been made previously by several companies: the Australian company StopRotor Technology has developed a prototype aircraft with Hybrid RotorWing technology. It allows you to use the main rotor as fixed wings. The amphibious helicopter-aircraft patent RU (2310583) provides for the use of a main rotor blade during vertical takeoff and in wing mode during horizontal flight. A 2013 development of the Stop-Rotor Rotary Wing Aircraft by the US Naval Laboratory (NRL), which was a transformable UAV and has a patented technology that allows switching between main rotor mode and wing lock mode. Project Boeing X-50 with jet-driven main rotor blades, transformable into a wing, the project is currently closed. Model-sample K-90 presented in 2008 by Kamov Design Bureau at a specialized exhibition
1 one
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) HeliRussia и, возможно, другие, но в проектах указана только необходимость применения лопасти винта в качестве крыла. Таким образом, потребность есть, но в результате длительных поисков несколькими исполнителями в открытых мировых источниках не обнаружено описания автомата перекоса или другого устройства, позволяющего выполнить в полете поворот лопасти на 180 гр. и обратно, тем самым выполняя трансформацию лопасти несущего винта в крыло и обратно. По этой причине нет возможности представить достаточно близкие аналоги и прототипы. SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) HeliRussia and, possibly, others, but the projects indicate only the need to use a propeller blade as a wing. Thus, there is a need, but as a result of long-term searches by several performers in open world sources, no description of a swashplate or other device was found that allows the blade to be rotated 180 degrees in flight. and vice versa, thereby performing the transformation of the rotor blade into the wing and back. For this reason, it is not possible to present sufficiently close analogues and prototypes.
Создание такого устройства, а также решение вопросов всего аппарата в целом открывает самые широкие возможности для массового создания скоростных экономичных аппаратов вертикального взлета и посадки. В нашем решении используется часть традиционных узлов автомата перекоса, но четко установлена количественная обязательная взаимосвязь между несколькими основными параметрами (характеристиками), поэтому в соответствии с этим изменена конструкция автомата перекоса, это позволяет получить совершенно новые свойства: характеристики и возможности, которыми ранее ни один летательный аппарат не обладал. The creation of such a device, as well as the solution of the problems of the entire device as a whole, opens up the widest possibilities for the mass creation of high-speed, economical vertical take-off and landing vehicles. Our solution uses part of the traditional swashplate components, but a quantitative mandatory relationship between several main parameters (characteristics) is clearly established, therefore, in accordance with this, the design of the swashplate has been changed, this allows us to obtain completely new properties: characteristics and capabilities that have not previously been available to any aircraft the device did not have.
Лопасти несущего винта вертолета часто имеют симметричный профиль. Это связано с его характерной особенностью - при изменении угла атаки положение фокуса крыла, т.е. точки суммарного приложения сил не меняется, она не перемещается по хорде крыла, всегда находится на 25 % длины хорды, поэтому лопасти несущего винта крепятся в этой точке и имеют возможность поворачиваться вокруг нее, не меняя положения центра нагрузки. Аналогичные тонкие симметричные профили применяются на самолетах с околозвуковыми скоростями. Таким образом одну и туже лопасть мы можем оптимально применять в двух режимах. Helicopter rotor blades often have a symmetrical profile. This is due to its characteristic feature - when the angle of attack changes, the position of the wing focus, i.e. the point of the total application of forces does not change, it does not move along the wing chord, it is always located at 25% of the chord length, therefore the rotor blades are attached at this point and have the ability to turn around it without changing the position of the load center. Similar thin symmetrical profiles are used on aircraft with transonic speeds. Thus, we can optimally use the same blade in two modes.
2 2
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) Подробно, на уровне технического проекта разработана конструкция всего самолета, но она пока не является предметом изобретения, возможно в будущем к этому вопросу можно будет вернуться. SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) In detail, at the level of a technical project, the design of the entire aircraft has been developed, but it is not yet the subject of an invention, perhaps in the future it will be possible to return to this issue.
Главным путем повышения скорости и экономичности в авиации является увеличение высотности полетов, в разреженном воздухе сопротивление значительно падает, но для этого должны быть обеспечены необходимая скорость и площадь несущей поверхности. В нашем случае, на небольшой высоте, где плотность воздуха максимальная, для выполнения переходного процесса применяем относительно небольшие поверхности переднего горизонтального оперения (далее - ПГО) и заднего крыла. Тонкие профили не позволяют разместить в крыльях эффективную механизацию. Для повышения их несущей способности на низких скоростях, в переходном режиме, когда двигатель имеет значительный резерв мощности, в качестве механизации применено управление пограничным слоем и реактивные закрылки. Для этого в конструкции предусмотрен вентилятор и воздуховоды, изготавливаемые из легких и прочных композитных материалов. После выполнения переходного процесса вентилятор отключается или может использоваться для наддува двигателя для последующего высотного полета, так как дополнительно появляются несущие высокоскоростные поверхности для горизонтального полета в виде роторов - крыльев в режиме «крыло». Сумма всех несущих поверхностей и их характеристики позволяют выполнять высотный скоростной экономичный полет. The main way to increase the speed and efficiency in aviation is to increase the altitude of flights, in rarefied air, the resistance drops significantly, but for this the necessary speed and area of \u200b\u200bthe bearing surface must be provided. In our case, at a low altitude, where the air density is maximum, to perform the transition process, we use relatively small surfaces of the front horizontal tail (hereinafter - PGO) and the rear wing. Thin profiles do not allow to place effective mechanization in the wings. To increase their carrying capacity at low speeds, in the transitional mode, when the engine has a significant power reserve, boundary layer control and jet flaps are used as mechanization. To do this, the design provides for a fan and air ducts made of lightweight and durable composite materials. After the transition process is completed, the fan is turned off or can be used to pressurize the engine for subsequent high-altitude flight, since additional high-speed bearing surfaces for horizontal flight appear in the form of rotors - wings in the "wing" mode. The sum of all bearing surfaces and their characteristics make it possible to perform high-altitude, high-speed, economical flight.
Известен вертолет (RU 2407675) продольной схемы (аналог), содержащий фюзеляж, несущие винты, к втулкам которых прикреплены лопасти, систему управления лопастями несущих винтов, состоящую из командных рычагов управления в кабине пилота и проводки управления, соединенной с лопастями, автопилот и двигатели для привода несущих винтов, также снабжен не менее чем двумя воздушными винтами с приводом з A helicopter (RU 2407675) of a longitudinal scheme (analogue) is known, containing a fuselage, rotors, to the bushings of which blades are attached, a rotor blade control system consisting of command control levers in the cockpit and control wiring connected to the blades, an autopilot and engines for main rotor drive, is also equipped with at least two propellers driven by z
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) от двигателей, установленными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа с возможностью общего шага как совместно, так и дифференциально, система управления вертолетом снабжена устройством, изменяющим частоту вращения несущих винтов, лопасти закреплены на втулках несущих винтов жестко, а автопилот выполнен с функцией стабилизации горизонтального положения фюзеляжа. Указанная схема позволяет повысить скорость летательного аппарата по сравнению с обычным вертолетом, так как большая часть мощности в горизонтальном полете идет на маршевые воздушные винты, несущие винты с закрепленными жестко лопастями создают только вертикальное усилие. Некоторые опытные образцы развивали скорость до 460 км/ч. Данная или немного большая цифра является предельной для указанной схемы, так как с повышением путевой скорости даже с учетом снижения скорости вращения несущих винтов на 20-30 % суммарная скорость на «наступающей» лопасти достигает околозвуковых значений, что не позволяет дальше увеличивать путевую скорость. Кроме этого часть энергии уходит на вращение несущих винтов. Очевидно, что принципиально задача не решена. Скоростной и экономической эту схему назвать нельзя. SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) from the engines installed symmetrically relative to the longitudinal axis of the fuselage with the possibility of a common pitch both jointly and differentially, the helicopter control system is equipped with a device that changes the frequency of rotation of the rotors, the blades are rigidly fixed to the rotor hubs, and the autopilot is made with the function of stabilizing the horizontal position of the fuselage. This scheme allows you to increase the speed of the aircraft compared to a conventional helicopter, since most of the power in horizontal flight goes to main propellers, rotors with rigidly fixed blades create only vertical force. Some prototypes developed speeds up to 460 km / h. This or a slightly larger figure is the limit for the indicated scheme, since with an increase in ground speed, even taking into account a decrease in the rotation speed of the rotors by 20-30%, the total speed on the "advancing" blade reaches transonic values, which does not allow further increase in ground speed. In addition, part of the energy is spent on the rotation of the rotors. It is obvious that the problem has not been solved in principle. This scheme cannot be called speedy and economic.
Известен высокоскоростной летательный аппарат (аналог) с большой дальностью полета (RU2520843) содержащий фюзеляж, два несущих винта противоположного вращения, расположенных тандемом, по меньше мере один движитель, моторную группу для подачи мощности на несущие винты и движители, систему объединения, постоянно соединяющую упомянутую моторную группу с упомянутой вращающейся несущей поверхностью, средство регулирования скорости упомянутых несущих винтов для поддержания скорости вращения каждого несущего винта, равной первой скорости вращения до первой воздушной на траектории упомянутого летательного аппарата, затем для постепенного снижения скорости вращения по линейному закону в зависимости от воздушной скорости на траектории 4 A high-speed aircraft (analogue) with a long flight range (RU2520843) is known, containing a fuselage, two counter-rotating rotors arranged in tandem, at least one propulsion unit, a motor group for supplying power to the rotors and propellers, a combination system that permanently connects the mentioned motor a group with said rotating bearing surface, means for controlling the speed of said rotors to maintain the rotation speed of each rotor equal to the first rotation speed up to the first air speed on the trajectory of the said aircraft, then to gradually reduce the rotation speed according to a linear law depending on the air speed on the trajectory four
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) вертолета. Аппарат может содержать в средней части фюзеляжа крыло по типу высоко- средне или -низкоплан, которое позволяет снизить нагрузку на несущие винты, но при этом к сопротивлению горизонтальному полету от несущих винтов появляется дополнительное сопротивление в виде упомянутого крыла, на значительный прирост скорости рассчитывать нельзя. Задача создания скоростного и экономичного аппарата не решена. SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) helicopter. The device can contain in the middle part of the fuselage a wing of the high-medium or low-wing type, which allows to reduce the load on the rotors, but at the same time, additional resistance to horizontal flight from the rotors appears in the form of the mentioned wing, a significant increase in speed cannot be counted on. The task of creating a high-speed and economical apparatus has not been solved.
Известен вертолет-самолет-амфибия RU (2310583), который содержит моноплан с высокорасположенным крылом небольшого удлинения, на консолях которого смонтированы два поворотных кольцевых канала, оснащенных узлами поворота и винтами, создающими вертикальную и с соответствующим отклонением горизонтальную тягу, и снабженных в их центре на горизонтальных ребрах жесткости редукторами винтов, которые связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым силовой установкой, включающей два двигателя, установленные в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа и снабженные синхронизирующим валом и газовыми рулями путевого и продольного управления, смонтированными в конце хвостовой балки, хвостовое оперение и шасси трехопорное, убирающееся в носовой отсек и герметичные борт - отсеки, снабжен возможностью преобразования на вертолетных режимах полета с одно -в трехвинтовую ярусную схему 2+1 и обратно или на самолетных режимах полета с моно- в биплановую схему и обратно, при этом главный редуктор оснащен вертикальным валом с двухлопастным центральным несущим винтом, лопасти которого имеют законцовки, формирующие его в S- образную форму в плане, при этом одна из его лопастей снабжена возможностью изменения угла установки, допускающей переворот лопасти в вертикальной плоскости в момент ее расположения вдоль продольной оси фюзеляжа в хвостовой части, для преобразования двухлопастного несущего винта в крыло, имеющее законцовки, придающие ему форму в плане в виде скобы, и обратно, вертикальный вал оснащенKnown helicopter-amphibious aircraft RU (2310583), which contains a monoplane with a high wing of small elongation, on the consoles of which two rotary annular channels are mounted, equipped with turning nodes and screws that create vertical and horizontal thrust with a corresponding deviation, and provided in their center on horizontal stiffening ribs with propeller gearboxes, which are connected by connecting shafts to the main gearbox driven by a power plant, including two engines installed in nacelles on both sides of the longitudinal axis of the fuselage and equipped with a synchronizing shaft and gas rudders for directional and longitudinal control, mounted at the end of the tail boom, the tail unit and landing gear are tricycle, retractable into the nose compartment and pressurized board - compartments, equipped with the ability to convert in helicopter flight modes from one to three-rotor 2 + 1 tiered scheme and vice versa or in aircraft flight modes from mono- to biplane scheme and vice versa, with this chapter The main gearbox is equipped with a vertical shaft with a two-blade central rotor, the blades of which have tips that form it into an S-shape in plan, while one of its blades is equipped with the ability to change the installation angle, which allows the blade to flip in a vertical plane at the moment of its location along the longitudinal axis of the fuselage in the tail section, for converting a two-bladed main rotor into a wing with tips that give it a shape in plan in the form of a bracket, and vice versa, the vertical shaft is equipped with
5 5
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) дополнительным приводом, обеспечивающим фиксированный поворот в горизонтальной плоскости и установку крыла перпендикулярно продольной оси фюзеляжа относительно задней кромки. SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) an additional drive that provides a fixed turn in the horizontal plane and the installation of the wing perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage relative to the trailing edge.
В режиме горизонтального полета от применения схемы биплан, с крыльями, расположенными на одной вертикали, да еще на таком близком расстоянии отказались еще вначале 20-го века в связи с тем, что с ростом скорости они создают большое сопротивление, данная схема была применена только на самых тихоходных самолетах. Из-за отрицательного взаимного влияния двух близкорасположенных крыльев схема параллельный «биплан» не получила распространения. In the level flight mode, the use of the biplane scheme, with wings located on the same vertical, and even at such a close distance, was abandoned at the beginning of the 20th century due to the fact that with increasing speed they create a lot of resistance, this scheme was applied only on the slowest aircraft. Due to the negative mutual influence of two closely spaced wings, the parallel "biplane" scheme did not gain popularity.
В режиме вертикального взлета могут возникнуть проблемы с безопасностью, так как при резких маневрах, или большой горизонтальной скорости т.е при достаточно больших маховых движениях лопастей в вертикальной плоскости возможно задевание крыльев, также как в аналогичных двухлопастных вертолетах «Робинсон» возникает режим «бампинь», т.е. неуправляемые удары лопастью о хвостовую балку. Близкорасположенное к несущему винту, большое по площади крыло также значительно снижает эффективность несущего винта и требует большей мощности. В изобретении принята более современная, перспективная и экономичная схема - продольный триплан или многоплан, не имеющая конструктивных ограничений скорости, сохраняя небольшие размеры всего самолета, взаимное отрицательное влияния трех несущих поверхностей компенсировано следующим образом: In the vertical take-off mode, safety problems may arise, since during sharp maneuvers, or high horizontal speed, i.e. with sufficiently large flapping movements of the blades in the vertical plane, the wings may touch, just as in similar two-blade Robinson helicopters, the "bumping" mode occurs , i.e. uncontrolled blows of the blade on the tail boom. Close to the main rotor, a large wing also significantly reduces the efficiency of the main rotor and requires more power. The invention adopted a more modern, promising and economical scheme - a longitudinal triplane or multiplane, which does not have design speed limits, while maintaining the small size of the entire aircraft, the mutual negative influence of the three bearing surfaces is compensated as follows:
- ПГО находится от ротора-крыла на значительном удалении по высоте и в горизонтальной плоскости (в плане); - PGO is located from the rotor-wing at a considerable distance in height and in the horizontal plane (in plan);
- заднее крыло-консоль находится также на значительном удалении, его угол атаки также может подбираться в зависимости от режима полета. б - the rear wing-console is also at a considerable distance, its angle of attack can also be selected depending on the flight mode. b
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) Главной общей технической задачей было создание самолёта вертикального взлёта и посадки (далее - СВВП) не имеющего конструктивных ограничений максимальной скорости и на некоторых, специально спроектированных аппаратах, она должна достигать 800-900 км/ч. Аппарат должен быть предназначен для внеаэродромного, часто индивидуального базирования и в стесненных условиях, поэтому должен быть возможно компактнее но, самое главное, характеристики горизонтального полета: весовая отдача, экономичность, дальность, скорость должны быть на уровне лучших самолетных характеристик данного класса. Сложность аэродинамической схемы и управления не должна быть препятствием или сдерживающим фактором, так как предполагается максимально возможное применение автоматического электродистанционного управления как отдельных элементов и узлов, так и всего аппарата, т.е. всей системы в целом, с максимальным использованием всех технических возможностей. Широкое использование автоматического управления является преимуществом, а не недостатком, так как появляется возможность применить наиболее передовые технические достижения. SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) The main general technical task was the creation of a vertical takeoff and landing aircraft (hereinafter referred to as VTOL) that does not have design restrictions on maximum speed, and on some specially designed vehicles, it should reach 800-900 km / h. The device should be designed for off-aerodrome, often individual basing and in cramped conditions, therefore it should be as compact as possible, but, most importantly, the characteristics of horizontal flight: weight return, efficiency, range, speed should be at the level of the best aircraft characteristics of this class. The complexity of the aerodynamic design and control should not be an obstacle or a deterrent, since it is assumed that the maximum possible use of automatic electric remote control of both individual elements and assemblies, and the entire apparatus, i.e. the entire system as a whole, with the maximum use of all technical capabilities. The widespread use of automatic control is an advantage, not a disadvantage, since it becomes possible to apply the most advanced technical achievements.
Изобретение призвано создать механизмы автоматов перекоса лопастей, которые долговечны, просты в сборке и могут устанавливаться на летательные аппараты, имеющие традиционный самолетный фюзеляж и основные самолетные системы. The invention aims to provide swashplate mechanisms that are durable, easy to assemble and can be installed on aircraft having a conventional aircraft fuselage and major aircraft systems.
Технический результат - конструкции позволяют выполнять вертикальные взлеты, посадки и высокоскоростной горизонтальный крейсерский полет, различных летательных аппаратов, в том числе самолета-амфибии. EFFECT: structures allow performing vertical takeoffs, landings and high-speed horizontal cruising flight of various aircraft, including amphibious aircraft.
Так как, в конечном счете, длинна лопасти и нагрузка на нее имеют ограничения, однороторная схема более применима для легких самолетов, многороторная схема более применима для тяжелых самолетов. УсловияSince, ultimately, the length of the blade and the load on it are limited, the single-rotor scheme is more applicable to light aircraft, the multi-rotor scheme is more applicable to heavy aircraft. Terms
7 7
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) работы автоматов перекоса для указанных вариантов имеют важное отличие - в однороторной схеме должны выполняться маховые движения лопастей, для многороторной схемы такой необходимости нет и крепление лопастей может быть выполнено жестким, только с возможностью их изменения угла атаки, но это требует установки маршевых движителей (винтов или вентиляторов), также упрощает конструкцию и переходные процессы вертикального подъема в горизонтальный полет и обратно. SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) The operation of swashplates for these options has an important difference - in a single-rotor scheme, the flapping movements of the blades must be performed, for a multi-rotor scheme there is no such need and the blades can be fixed rigidly, only with the possibility of changing their angle of attack, but this requires the installation of sustainer propellers (screws or fans) also simplifies the design and transients of vertical lift to level flight and back.
На летательных аппаратах с двумя или несколькими несущими винтами имеющими автоматы перекоса с жестким креплением лопастей, вращение соосных или соседних винтов, при продольной схеме, имеют противоположное направление, поэтому «наступающие» лопасти двух винтов движутся параллельно с каждой стороны продольной оси вертолета не создавая момента по крену. Такой же характер движения имеют «отступающие» лопасти, при этом также не создается неуравновешенного момента по крену. On aircraft with two or more main rotors having swashplates with rigidly mounted blades, the rotation of coaxial or adjacent propellers, with a longitudinal scheme, have the opposite direction, so the “advancing” blades of the two propellers move parallel to each side of the longitudinal axis of the helicopter without creating a moment along roll. The “retreating” blades have the same character of movement, and an unbalanced roll moment is also not created.
Автоматы перекоса с жестким креплением лопастей обычной конструкции получили распространение в последние годы и доказали полную свою применимость на скоростных экспериментальных вертолетах Sikorsky Х2, Sikorsky S-97 Rider, Sikorsky-Boeing SB-1 Defiant и других, с двумя соосными несущими винтам, имеющими также толкающие винты. К аналогичным конструкциям можно отнести разработку перспективной модели вертолета Камова Ка-92. На другой модели - Ка-102 несущие винты с жестким креплением лопастей расположены по продольной схеме, разнесены по краям фюзеляжа и также имеются маршевые толкающие винты. При этом на фюзеляж ложатся нагрузки немного больше, чем при соосной схеме, но это компенсируется небольшим увеличением жесткости фюзеляжа. Swashplates with rigidly mounted blades of a conventional design have become widespread in recent years and have proven their full applicability on high-speed experimental helicopters Sikorsky X2, Sikorsky S-97 Rider, Sikorsky-Boeing SB-1 Defiant and others, with two coaxial rotors that also have pusher screws. Similar designs include the development of a promising model of the Kamov Ka-92 helicopter. On another model, the Ka-102, the main rotors with rigid blades are arranged in a longitudinal pattern, spaced along the edges of the fuselage, and there are also marching pusher propellers. In this case, the load on the fuselage is slightly greater than with the coaxial scheme, but this is offset by a slight increase in the rigidity of the fuselage.
8 eight
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) Раскрытие технического решения SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) Disclosure of technical solution
Устройство предназначено для аппаратов с двумя или несколькими несущими винтами и маршевыми движителями, при этом не требуется выполнять маховые движения лопастей. The device is designed for vehicles with two or more main rotors and main propellers, and it is not required to perform flapping movements of the blades.
Технический результат достигается за счет автомата перекоса многороторного летательного аппарата с жестким креплением лопастей, состоящим из основания, которое является частью фюзеляжа и переносит все нагрузки с лопастей -крыльев на фюзеляж, к которому болтами крепится внутренняя стойка, на которую с помощью опорных подшипников и упорного подшипника установлен несущий вращающийся цилиндр, с наружной стороны цилиндра закреплена ведомая шестерня к которой через ведущий вал с ведущей шестерней осуществляется подвод энергии от двигателя, ведущий вал расположены в подшипниках. Отдельный привод выполнен для управления стопором вращения несущего вращающегося цилиндра, внутри внутренней стойки находятся резьбовой вал управления общим шагом, на нижней части которого находится червячная шестерня и червячный вал от электродвигателя с редуктором, в верхней части резьбовой вал дополнительно соединен с внутренней стойкой через верхний упорный подшипник. При вращении резьбового вала его резьбовая часть поднимает или опускает г-образный ползун управления общим шагом, который через два шарикоподшипника соединен с наружным круглым ползуном управления общим шагом в которые вставлены оси внутренней невращающейся части управляющей тарелки, наружная вращающаяся обойма которой через подшипник в скользящей прямоугольной обойме соединена с несущим вращающимся цилиндром. Внутри внутренней стойки находится второй вал -управления циклическим шагом, нижняя часть которого имеет головку с вертикальными шлицами, которая ходит внутри цилиндра, который имеет внутренние так же вертикальные шлицы, низThe technical result is achieved due to the swashplate of a multi-rotor aircraft with a rigid attachment of the blades, consisting of a base, which is part of the fuselage and transfers all loads from the blades-wings to the fuselage, to which the internal rack is bolted, on which with the help of support bearings and a thrust bearing a bearing rotating cylinder is installed, on the outer side of the cylinder a driven gear is fixed to which power is supplied from the engine through the drive shaft with the drive gear, the drive shaft is located in bearings. A separate drive is designed to control the rotation stopper of the bearing rotating cylinder, inside the inner rack there is a threaded common pitch control shaft, on the lower part of which there is a worm gear and a worm shaft from an electric motor with a gearbox, in the upper part the threaded shaft is additionally connected to the inner rack through the upper thrust bearing . When the threaded shaft rotates, its threaded part raises or lowers the L-shaped common-pitch control slider, which is connected through two ball bearings to the outer round common-pitch control slider, into which the axes of the internal non-rotating part of the control plate are inserted, the outer rotating cage of which is through the bearing in a sliding rectangular cage connected to the bearing rotating cylinder. Inside the inner rack there is a second cyclic pitch control shaft, the lower part of which has a head with vertical splines, which runs inside the cylinder, which also has internal vertical splines, the bottom
9 9
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) цилиндра соединен с упорным подшипником и червячной шестерней, работающей вместе с червячным валом, идущим от редуктора с электродвигателем управления циклическим шагом. Внутри верхней части внутренней стойки также расположен ползун управления циклическим шагом, соединенный через упорный подшипник с резьбовым валом управления циклическим шагом, имеющим резьбовое зацепление внутри г- образного выступа ползуна управления общим шагом, на ползуне циклического шага имеется кронштейн, на который одета упорная серьга, которая передает управляющее воздействие на ответный кронштейн нижней половины невращающейся части управляющей тарелки, наружная вращающаяся обойма которой через шаровые опоры и тяги также передает управляющее воздействие к лопастям, которые крепятся к несущему вращающемуся цилиндру через опорно-упорные подшипники, между которыми располагается механизм доворота лопасти, при этом точка соединения тяги на управляющей тарелке при нулевом угле атаки лопастей - крыльев находится в одной вертикальной плоскости с осью поворота лопастиSUBSTITUTE SHEET (RULE 26) cylinder is connected with a thrust bearing and a worm gear working together with a worm shaft coming from a gearbox with a cyclic pitch motor. Inside the upper part of the inner post there is also a cyclic pitch control slider connected through a thrust bearing to a cyclic pitch control threaded shaft having a threaded engagement inside the l-shaped protrusion of the common pitch control slider; transmits the control action to the response bracket of the lower half of the non-rotating part of the control plate, the outer rotating cage of which, through ball bearings and rods, also transmits the control action to the blades, which are attached to the bearing rotating cylinder through the support-thrust bearings, between which the blade rotation mechanism is located, while the thrust connection point on the control plate at zero angle of attack of the blades - wings is in the same vertical plane with the axis of rotation of the blade
- крыла, суммарная величина хода общего шага и хода циклического шага в одном направлении больше или равна радиусу рычага от оси поворота лопасти до точки соединения тяги на лопасти - крыле. - wings, the total value of the stroke of the common pitch and the stroke of the cyclic pitch in one direction is greater than or equal to the radius of the lever from the axis of rotation of the blade to the point of connection of the thrust on the blade - the wing.
Способ работы автомата перекоса многороторного аппарата, в котором во время поворота на 180 градусов одной лопасти, вторая лопасть все время остается в неподвижном и в горизонтальном положении с углом атаки 0 градусов и не создает никаких помех полету в переходном режиме. The method of operation of the swashplate of a multi-rotor apparatus, in which, during a 180-degree turn of one blade, the second blade always remains stationary and in a horizontal position with an angle of attack of 0 degrees and does not interfere with flight in the transition mode.
Количество роторов - крыльев зависит от взлетного веса самолета и расчетной крейсерской скорости. Например, по предварительным расчетам, для 6-местного СВВП взлетным весом до 1,5 - 2 тн достаточно одного ротораThe number of rotors - wings depends on the takeoff weight of the aircraft and the estimated cruising speed. For example, according to preliminary calculations, for a 6-seat VTOL aircraft with a take-off weight of up to 1.5 - 2 tons, one rotor is enough
- крыла над центром масс аппарата. При этом на СВВП с одним ротором- крылом в режиме переходного процесса, на скорости до 200 км/ч, на ПГО и- wings above the center of mass of the apparatus. At the same time, on VTOL aircraft with one rotor-wing in the transient mode, at speeds up to 200 km / h, on PGO and
10 ten
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) заднее крыло-консоль ложится 100% весовой нагрузки. Аэродинамические движители для высокоскоростных аппаратов не могут иметь хорошие характеристики при вертикальном взлете, т.е почти в статическом режиме и на крейсерской скорости. Вентиляторы должны работать с оптимальными характеристиками на крейсерской скорости, а основная нагрузка при вертикальном взлете приходится на ротор - лопасти. Основная конструктивная задача — это создать лопасть - крыло, возможно большого удлинения, сохраняющего свою жесткость в режиме крыла и при этом имеющего небольшую толщину (высоту). ПГО и заднее крыло-консоль должно обладать такими же характеристиками и при этом иметь мощную механизацию в тонком профиле, это реализовано в управлении (сдувом) пограничным слоем и применении реактивных закрылков. Это позволяет создавать большую подъемную силу при относительно небольшой скорости, минимальное сопротивление и высокую эффективность при крейсерской скорости. После окончания переходного процесса к двум несущим поверхностям - ПГО и заднему крылу- консоли добавляется еще одна или несколько - роторов-крыльев. Имея достаточно большую суммарную несущую поверхность и трансзвуковые аэродинамические профили появляется возможность подниматься на большую высоту и в условиях разреженного воздуха выполнять экономичный высокоскоростной крейсерский полет аналогично разрабатываемому компанией «Боинг» проекту с тонким длинным трансзвуковым крылом ферменной конструкции Transonic Truss-Braced Wing (TTBW). SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) the rear wing-console bears 100% of the weight load. Aerodynamic propellers for high-speed vehicles cannot have good performance during vertical take-off, i.e. almost in static mode and at cruising speed. Fans must operate with optimal characteristics at cruising speed, and the main load during vertical takeoff falls on the rotor - blades. The main constructive task is to create a blade - a wing, of possibly large elongation, retaining its rigidity in the wing mode and at the same time having a small thickness (height). The PGO and the rear wing-console should have the same characteristics and at the same time have powerful mechanization in a thin profile, this is implemented in the control (deflation) of the boundary layer and the use of jet flaps. This allows you to create high lift at relatively low speed, minimal drag and high efficiency at cruising speed. After the end of the transition process, one or more rotors-wings are added to the two bearing surfaces - the PGO and the rear wing-console. With a sufficiently large total bearing surface and transonic airfoils, it becomes possible to climb to a great height and, in rarefied air, perform an economical high-speed cruising flight similar to the project being developed by Boeing with a thin long transonic wing Transonic Truss-Braced Wing (TTBW).
С увеличением роторов до 2 нагрузка на ПГО и заднее крыло-консоль переходном процессе может составлять не более 50 %, так переходный процесс выполняется не одновременно, а последовательно на каждом роторе- крыле. При 4-х и более роторах-крыльях, имеющих кратковременный достаточный запас в подъемном усилии необходимость в ПГО и задних крыльях - консолях вообще может исчезнуть. Фактически получается 11 With an increase in the rotors up to 2, the load on the PGO and the rear wing-console during the transition process can be no more than 50%, so the transition process is performed not simultaneously, but sequentially on each rotor-wing. With 4 or more wing rotors having a short-term sufficient reserve in lifting force, the need for PGO and rear wings - consoles may disappear altogether. In fact, it turns out 11
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) самолет - трансформер. После последовательного перехода в режим крыльев всех роторов образуется комплекс несущих поверхностей, который называется продольный обратный биплан, если есть два ротора - крыла, триплан - если три крыла и, соответственно, далее в зависимости от количества ротор - крыльев. Некоторые исследования показывают, что они являются высокоэффективными несущими устройствами по сравнению с обычным крылом даже при жестко зафиксированных углах атаки каждого крыла. В нашем варианте негативное влияние соседних крыльев снижается выбором указанной выше схемы их расположения и тем что, все крылья, их углы атаки управляются электронной бортовой системой, соответственно будут иметь свои индивидуальные оптимальные параметры в зависимости от скорости и режима самолета. В каждом режиме самолета изменение скорости и направления после каждого крыла будет учтено на последующем крыле, и оно будет выставлено под оптимальным углом. SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) plane - transformer. After a successive transition to the wing mode of all rotors, a complex of bearing surfaces is formed, which is called a longitudinal reverse biplane, if there are two rotors - wings, a triplane - if there are three wings and, accordingly, further, depending on the number of rotors - wings. Some studies show that they are highly efficient carriers compared to a conventional wing, even at rigidly fixed angles of attack of each wing. In our version, the negative influence of neighboring wings is reduced by choosing the above scheme of their location and by the fact that all wings, their angles of attack are controlled by an electronic on-board system, respectively, will have their own individual optimal parameters depending on the speed and mode of the aircraft. In each aircraft mode, the change in speed and direction after each wing will be taken into account on the next wing and will be set at the optimum angle.
При этом будут учитываться множество параметров, в том числе текущее значение веса самолета. This will take into account many parameters, including the current value of the weight of the aircraft.
Место установки основных движителей определено таким образом, чтобы расстояние от двигателя (двигателей) до редуктора и соответственно от редуктора до вентиляторов было минимальным. Вентиляторы находятся на конце крыла. После вентиляторов к их кольцевым кожухам закреплены изогнутые по форме данных кожухов кили, с помощью которых осуществляется управление по курсу в горизонтальном полете и при вертикальном подъеме, в конечном счете получился механизм управляемого вектора тяги. При работе двигателей, даже на нулевой скорости движения, указанные кили являются эффективными органами управления. The installation location of the main propellers is determined in such a way that the distance from the engine (motors) to the gearbox and, accordingly, from the gearbox to the fans is minimal. The fans are at the end of the wing. After the fans, the keels, curved according to the shape of these casings, are fixed to their annular casings, with the help of which the course control is carried out in horizontal flight and during vertical ascent, ultimately a controlled thrust vector mechanism is obtained. When the engines are running, even at zero speed, these keels are effective controls.
Вертикальные стойки, через которые проходят вертикальные валы к роторам-крыльям, имеют в плане обтекаемую форму вытянутой капли с The vertical racks through which the vertical shafts pass to the wing rotors have a streamlined shape of an elongated drop with
12 12
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) закругленной передней частью и острой задней кромкой, являются своеобразными стабилизаторами курсовой устойчивости. SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) rounded front and sharp trailing edge, are a kind of stabilizer bars.
В целях исключения чрезмерного усиления и, соответственно, утяжеления части фюзеляжа в местах установки крыла-консоли разработана новая конструкция силовых элементов заднего крыла -консоли, проходящих через фюзеляж, которая является фактически одним сборным силовым элементом, при этом нагрузки на фюзеляж значительно меньше, а весь узел значительно легче, компактнее, проще и надежнее. In order to avoid excessive reinforcement and, accordingly, weighting of the fuselage part in the places where the wing-console is installed, a new design of the power elements of the rear wing-console passing through the fuselage has been developed, which is actually one prefabricated power element, while the load on the fuselage is much less, and the entire the knot is much lighter, more compact, simpler and more reliable.
Вертикальный взлет выполняется следующим образом. Перед взлетом поворотная лопасть находится в режиме «ротор, несущий винт». ПГО и задние крылья-консоли повернуты вертикально вверх. При многороторной схеме реактивные моменты от несущих винтов взаимокомпенсируются, поэтому дополнительных устройств не требуется. Управление по курсу осуществляется килями, находящимися в потоке воздуха за маршевыми вентиляторами, так как даже при нулевой скорости всего аппарата они достаточно эффективны. Предложенная конструкция килей имеет преимущества: малое сопротивление, так как они расположены в потоке воздуха за кожухами вентиляторов и также выступают в роли винглетов, законцовок крыла, предотвращая перетекание воздуха с нижней части крыла на верхнюю, увеличивая его эффективность. После запуска двигателя, разворота всех роторов и подъема СВВП в вертолетном режиме на необходимую высоту от 5 м, может осуществляться переход в горизонтальный режим полета. Маршевые движители - вентиляторы плавно начинают поворачиваться вперед, создавая горизонтальную составляющую общей тяги. По мере набора скорости ПГО и заднее консоль-крыло начинают воспринимать весовую нагрузку самолета. После того, как подъемная сила ПГО и заднего крыла-консоли превысят вес самолета, выполняется останов одного из роторов-крыльев, на завершающей стадииVertical takeoff is performed as follows. Before takeoff, the rotary blade is in the "rotor, rotor" mode. PGO and rear wings-console are turned vertically upwards. With a multi-rotor scheme, the reactive moments from the rotors are mutually compensated, so no additional devices are required. The course control is carried out by keels located in the air flow behind the main fans, since even at zero speed of the entire apparatus they are quite effective. The proposed design of the keels has the following advantages: low resistance, since they are located in the air flow behind the fan shrouds and also act as winglets, wing tips, preventing air from flowing from the lower part of the wing to the upper one, increasing its efficiency. After starting the engine, turning all the rotors and lifting the VTOL aircraft in helicopter mode to the required height from 5 m, a transition to the horizontal flight mode can be carried out. Marching movers - fans smoothly begin to turn forward, creating a horizontal component of the total thrust. As the speed increases, the PGO and the rear wing console begin to perceive the weight load of the aircraft. After the lift force of the PGO and the rear wing-console exceeds the weight of the aircraft, one of the rotor-wings is stopped, at the final stage
13 13
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) которого производится поворот лопасти в режим «крыло». В дальнейшем полет выполняется в обычном самолетном режиме. Если самолет многороторный, то каждый ротор - крыло в зависимости от скорости и высоты устанавливаются в своем определенном оптимальном угле атаки. Данный режим определен заранее расчетным и опытным путем. SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) which the blade is rotated to the "wing" mode. In the future, the flight is carried out in normal aircraft mode. If the aircraft is multi-rotor, then each rotor-wing, depending on the speed and altitude, is set at its specific optimal angle of attack. This mode is determined in advance by calculation and experience.
Переход с горизонтального полета в режим вертикального вертолетного снижения и приземления выполняется после снижения горизонтальной скорости до величины, позволяющей выполнять полет с помощью несущих поверхностей ПГО и заднего крыла-консоли. Постепенно на роторе -крыле устанавливается нулевой угол атаки, когда им уже не создается подъемная сила, затем лопасть ротора-крыла поворачивается в режим «лопасть». Ротор начинает постепенно разворачиваться также при нулевом угле атаки и, соответственно, нулевой подъемной силе, после разворота производится его нагружение установкой лопастей на необходимый угол. В многороторном аппарате такие операции производятся последовательно, на каждом роторе. The transition from level flight to the mode of vertical helicopter descent and landing is performed after the horizontal speed is reduced to a value that allows flight using the bearing surfaces of the PGO and the rear wing-console. Gradually, a zero angle of attack is set on the rotor-wing, when it no longer creates lift, then the blade of the rotor-wing turns into the "blade" mode. The rotor begins to gradually turn around also at zero angle of attack and, accordingly, zero lift, after turning it is loaded by setting the blades to the required angle. In a multi-rotor apparatus, such operations are performed sequentially, on each rotor.
Конкретно для автомата перекоса переход ротора из вертолетного режима в самолетный производится следующим образом. Аппарат выполняет подъем в обычном вертолетном режиме, лопасти имеют конфигурацию обычного вертолетного несущего винта. Переход в горизонтальный полет может выполняться на любой высоте, от 5 до 5000 метров, в режимах набора высоты, снижения или горизонтального полета после достижения необходимой горизонтальной скорости. Перевод осуществляется плавно, по мере набора горизонтальной скорости с помощью маршевых вентиляторов и перехода весовой нагрузки на несущие поверхности переднего горизонтального оперения и основного (заднего) крыла, углы атаки общего шага и циклического шага винта снижаются до 0 гр. Чтобы скорость перевода была возможно ниже на несущих поверхностяхSpecifically for the swashplate, the transition of the rotor from helicopter mode to airplane mode is performed as follows. The device performs lifting in the usual helicopter mode, the blades have the configuration of a conventional helicopter rotor. The transition to level flight can be performed at any altitude, from 5 to 5000 meters, in climb, descend or level flight modes after reaching the required horizontal speed. The translation is carried out smoothly, as the horizontal speed is gained with the help of sustainer fans and the weight load is transferred to the bearing surfaces of the front horizontal tail and the main (rear) wing, the angles of attack of the common pitch and the cyclic pitch of the propeller are reduced to 0 degrees. To make the translation speed as low as possible on load-bearing surfaces
14 fourteen
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) включается режим максимальной механизации - подается воздух для управления пограничным слоем воздуха. После снижения до 0 угла атаки лопастей и фиксации их специальным механизмом в строго горизонтальном положении, в коробке передач осуществляется перевод мощности к нему от основного двигателя на разгонный электродвигатель - генератор, который на долю секунды останавливает ротор вдоль продольной оси фюзеляжа, поворачиваемая лопасть располагается над задней частью фюзеляжа. После этого одновременно дается команда на установку минимального общего шага (-45 гр.) и минимального (-45 гр.) угла циклического шага на поворотной лопасти, которая находится над задней частью фюзеляжа, соответственно установится максимальный угол циклического шага на неповортной лопасти, которая находится над передней частью фюзеляжа. Поворотная лопасть с удвоенной скоростью, общий шаг (-45гр.) + циклический шаг (-45гр.), занимает положение -90 гр., неповоротная лопасть над передней частью фюзеляжа остается неподвижной, так как происходит встречная взаимокомпенсация движения общего шага на -45гр. и циклического шага на +45 гр. С помощью механизма доворота поворотная лопасть проходит участок от -90гр. до примерно -95гр. Механизму доворота будет помогать или вообще может его заменить определенное положение ротора и встречный поток воздуха, если с помощью электродвигателя - генератора ротор начать поворачивать в обратную сторону до занятия им своего положения, соответствующему режиму крыла (перпендикулярно продольной оси самолета). Процесс обратного поворота ротора на 90 гр. и поворота лопасти на 180 гр. происходит быстро и одновременно, сразу же подается обратная управляющая команда, общий шаг и циклический шаг движутся в свое среднее положение - точка 0 гр., поворотная лопасть при этом, пройдя точки -90 гр. и -95 гр. движется в направлении - 180 гр., что на роторе соответствует режиму крыла с углом атаки 0 гр. Таким образом на роторе выполнен переход из режима «несущий винт» в режим «управляемогоSUBSTITUTE SHEET (RULE 26) the maximum mechanization mode is turned on - air is supplied to control the boundary layer of air. After reducing the angle of attack of the blades to 0 and fixing them with a special mechanism in a strictly horizontal position, in the gearbox, power is transferred to it from the main engine to the accelerating electric motor - generator, which stops the rotor along the longitudinal axis of the fuselage for a fraction of a second, the rotated blade is located above the rear part of the fuselage. After that, a command is simultaneously given to set the minimum common pitch (-45 degrees) and the minimum (-45 degrees) cyclic pitch angle on the rotary blade, which is located above the rear part of the fuselage, respectively, the maximum cyclic pitch angle is set on the non-rotary blade, which is located over the front of the fuselage. The rotary blade with double speed, collective pitch (-45°) + cyclic pitch (-45°), occupies a position of -90°, the non-rotary blade above the forward part of the fuselage remains motionless, as there is a counter mutual compensation of the movement of the collective pitch by -45°. and cyclic step +45 gr. With the help of the turning mechanism, the rotary blade passes the area from -90g. up to about -95 gr. The rotation mechanism will be assisted or even replaced by a certain position of the rotor and the oncoming air flow, if with the help of an electric motor-generator the rotor starts to turn in the opposite direction until it takes its position corresponding to the wing mode (perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft). The process of reverse rotation of the rotor by 90 gr. and turn the blade 180 gr. occurs quickly and simultaneously, the reverse control command is immediately given, the common step and the cyclic step move to their middle position - point 0 gr., while the rotary blade, having passed the point -90 gr. and -95 gr. moves in the direction - 180 degrees, which on the rotor corresponds to the wing mode with an angle of attack of 0 degrees. Thus, the transition from the “main rotor” mode to the “controlled” mode was made on the rotor.
15 fifteen
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) полноповоротного крыла» симметричного профиля. Предполагается, что такой переход будет выполнятся на скорости от 100 до 200 км/ч. Несущий вращающийся силовой цилиндр жестко фиксируется от поворота специальным приводным штифтом, затем ‘угол атаки лопастей-крыльев увеличивается и они начинают воспринимать весовую нагрузку. Процесс представлен детально, пошагово, реально он будет происходить быстро, лишь на доли секунды останавливается вращение ротора в продольном положении (вдоль продольной оси самолета), затем короткий поворот ротора на 90 градусов в обратную сторону с одновременным поворотом лопасти на 180 гр., процесс легко может выполняться в автоматическом режиме без участия пилотов. В салоне самолета он будет мало заметен, не более чем выпуск и уборка закрылков и шасси у других самолетов. Дальше скорость самолета увеличивается до крейсерской и, при необходимости, до максимальной. Обратный переход выполняется в обратном порядке: снижение скорости, остановка и установка лопастей-крыльев вдоль продольной оси самолета, перевода одной лопасти в режим «винт», затем при нулевом угле атаки или на авторотации в режиме автожира выполняется раскрутка ротора разгонным электродвигателем, производится подача сигналов на управление общим и циклическим шагом. Ротор перешел в режим «несущий винт». SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) full-revolving wing" of a symmetrical profile. It is assumed that such a transition will be performed at a speed of 100 to 200 km/h. The bearing rotating power cylinder is rigidly fixed from rotation by a special drive pin, then the angle of attack of the wing blades increases and they begin to perceive the weight load. The process is presented in detail, step by step, in reality it will happen quickly, only for a fraction of a second the rotation of the rotor in the longitudinal position (along the longitudinal axis of the aircraft) stops, then a short turn of the rotor by 90 degrees in the opposite direction with a simultaneous rotation of the blade by 180 degrees, the process is easy can be performed automatically without the participation of pilots. In the cabin of the aircraft, it will be hardly noticeable, nothing more than the extension and retraction of flaps and landing gear on other aircraft. Further, the speed of the aircraft increases to cruising and, if necessary, to maximum. The reverse transition is performed in the reverse order: reducing the speed, stopping and installing the wing-blades along the longitudinal axis of the aircraft, switching one blade to the “propeller” mode, then at zero angle of attack or in autorotation in the autogyro mode, the rotor is spun by an accelerating electric motor, and signals are given to control the general and cyclic step. The rotor has switched to the "main rotor" mode.
Краткое описание чертежей Brief description of the drawings
Основные элементы автомата перекоса изображены на фиг. 1-4. The main elements of the swashplate are shown in Fig. 1-4.
Основание 1 Foundation 1
Внутренняя стойка 2 Internal rack 2
16 16
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) Опорные подшипники 3 SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) Thrust bearings 3
Упорный подшипник 4 Thrust bearing 4
Ведущий вал с шестерней 5 Drive shaft with gear 5
Подшипники 6 Bearings 6
Ведомая шестерня 7 Driven gear 7
Резьбовой вал управления общим шагом 8 Threaded control shaft common pitch 8
Г-образный ползун управления общим шагом 9 L-shaped slide control of the common pitch 9
Цилиндр с внутренними вертикальными шлицами 10 Cylinder with internal vertical splines 10
Резьбовой вал управления циклическим шагом с нижней шлицевой головкой с вертикальными шлицами 11 Threaded cyclic pitch control shaft with vertical splined bottom head 11
Ползун управления циклическим шагом 12 Cyclic Step Control Slider 12
Наружная вращающаяся обойма управляющей тарелки 13 Outer rotating cage of the control plate 13
Несущий вращающийся цилиндр 14 Carrying rotating cylinder 14
Червячный вал общего шага 15 Worm shaft common pitch 15
Червячный вал циклического шага 16 Worm shaft cyclic pitch 16
Упорная серьга 17 Thrust shackle 17
Наружный круглый ползун управления общим шагом 18Outer round slide control overall pitch 18
Невращающаяся часть управляющей тарелки 19 Non-rotating part of the control plate 19
Шаровые опоры 20 Ball joints 20
Тяги к лопастям 21 Blade rods 21
Верхний упорный подшипник резьбового вала управления общим шагом 22 Upper Thrust Bearing of Threaded Control Shaft 22 Pitch
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) Стопор вращения несущего вращающегося цилиндра ротора-крыла в режиме крыла 23 SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) Rotation stopper of the bearing rotating cylinder of the rotor-wing in the wing mode 23
Привод стопора вращения несущего вращающегося цилиндра 24 Rotation stopper drive of the bearing rotating cylinder 24
Упорно-опорный подшипник лопастей 25 Blade Thrust Bearing 25
Механизм доворота лопастей 26 Blade turning mechanism 26
Электродвигатель и редуктор привода циклического шага 27Cyclic drive motor and gearbox 27
Электродвигатель и редуктор привода общего шага 28Electric motor and gear drive of the common pitch 28
Шарикоподшипники 29 соединения внутреннего г-образного и наружного круглого ползуна Ball bearings 29 connecting the inner l-shaped and outer round slider
Подшипник в скользящей прямоугольной обойме внутри несущего вращающегося цилиндра 30 Bearing in a sliding rectangular cage inside a bearing rotating cylinder 30
Основание 1 является частью фюзеляжа и переносит все нагрузки с лопасти -крыла на фюзеляж. К основанию с помощью болтов крепится внутренняя стойка 2, на которую с помощью опорных подшипников 3 и упорного подшипника 4 установлен несущий вращающийся цилиндр 14. С наружной стороны цилиндра закреплена ведомая шестерня 7 к которой через ведущий вал с шестерней 5, расположен в подшипниках 6, осуществляется подвод энергии от двигателя. Base 1 is part of the fuselage and transfers all loads from the wing-blade to the fuselage. An internal rack 2 is attached to the base with bolts, on which a bearing rotating cylinder 14 is installed with the help of support bearings 3 and a thrust bearing 4. On the outside of the cylinder, a driven gear 7 is fixed to which, through the drive shaft with gear 5, is located in bearings 6, it is carried out power supply from the engine.
Внутри внутренней стойки находятся резьбовой вал управления общим шагом 8, на нижней части которого находится червячная шестерня и червячный вал 15 от электродвигателя с редуктором 28. В верхней части резьбовой вал дополнительно соединен с внутренней стойкой через верхний упорный подшипник 22. При вращении резьбового вала его резьбовая часть поднимает или опускает г-образный ползун управления общим шагом 9, который через два шарикоподшипника 29 соединен с наружным круглым 18 Inside the inner rack there is a threaded control shaft with a common pitch 8, on the lower part of which there is a worm gear and a worm shaft 15 from an electric motor with a gearbox 28. In the upper part, the threaded shaft is additionally connected to the inner rack through the upper thrust bearing 22. When the threaded shaft rotates, its threaded the part raises or lowers the l-shaped slider of control with a common step 9, which is connected through two ball bearings 29 to the outer round 18
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) ползуном управления общим шагом 18. В подшипники вставлены оси внутренней невращающейся части управляющей тарелки 19, наружная вращающаяся обойма которой 13 через подшипник 30 в скользящей прямоугольной обойме соединена с несущим вращающимся цилиндром 14. SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) the overall pitch control slider 18. The axles of the inner non-rotating part of the control plate 19 are inserted into the bearings, the outer rotating cage of which 13 is connected to the bearing rotating cylinder 14 through the bearing 30 in the sliding rectangular cage.
Внутри внутренней стойки находится второй вал -управления циклическим шагом 11, нижняя часть которого имеет головку с вертикальными шлицами, которая ходит внутри цилиндра 10, который имеет внутренние так же вертикальные шлицы, низ цилиндра соединен с упорным подшипником и червячной шестерней, работающей вместе с червячным валом 16, идущим от редуктора с электродвигателем управления циклическим шагом 27. Внутри верхней части внутренней стойки также расположен ползун управления циклическим шагом 12, соединенный через упорный подшипник с резьбовым валом управления циклическим шагом И проходящим через резьбовое зацепление внутри г-образного выступа ползуна управления общим шагом 9, на ползуне управления циклическим шагом имеется кронштейн, на который одета упорная серьга 17, которая передает управляющее воздействие на ответный кронштейн нижней половины невращающейся части управляющей тарелки 19, наружная вращающаяся обойма которой 13 через шаровые опоры 20 и тяги 21 передает управляющее воздействие к лопастям. Лопасти крепятся к несущему вращающемуся цилиндру 14 через опорно-упорные подшипники 25, между которыми располагается механизм доворота лопасти 26. Inside the inner rack there is a second cyclic pitch control shaft 11, the lower part of which has a head with vertical splines, which runs inside the cylinder 10, which also has internal vertical splines, the bottom of the cylinder is connected to a thrust bearing and a worm gear working together with a worm shaft 16 coming from a gearbox with a cyclic pitch control motor 27. Inside the upper part of the inner rack there is also a cyclic pitch control slider 12 connected through a thrust bearing to a threaded cyclic pitch control shaft AND passing through a threaded engagement inside the L-shaped protrusion of the collective pitch control slider 9 , on the cyclic step control slider there is a bracket, on which the stop earring 17 is put on, which transmits the control action to the response bracket of the lower half of the non-rotating part of the control plate 19, the outer rotating cage of which 13 through the ball bearings 20 and rods 21 transmits the control to action to the blades. The blades are attached to the bearing rotating cylinder 14 through the support-thrust bearings 25, between which there is a mechanism for turning the blade 26.
19 19
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) SUBSTITUTE SHEET (RULE 26)

Claims

Формула изобретения Claim
1. Автомата перекоса многороторного летательного аппарата с жестким креплением лопастей, состоящий из основания, которое является частью фюзеляжа и переносит все нагрузки с лопастей-крыльев на фюзеляж, к которому болтами крепится внутренняя стойка, на которую с помощью опорных подшипников и упорного подшипника установлен несущий вращающийся цилиндр, с наружной стороны цилиндра закреплена ведомая шестерня к которой через ведущий вал с ведущей шестерней осуществляется подвод энергии от двигателя, ведущий вал расположен в подшипниках, отличающийся тем, что отдельный привод выполнен для управления стопором вращения несущего вращающегося цилиндра, при этом внутри внутренней стойки находятся резьбовой вал управления общим шагом, на нижней части которого находится червячная шестерня и червячный вал от электродвигателя с редуктором, в верхней части резьбовой вал дополнительно соединен с внутренней стойкой через верхний упорный подшипник, при вращении резьбового вала его резьбовая часть поднимает или опускает г-образный ползун управления общим шагом, который через два шарикоподшипника соединен с наружным круглым ползуном управления общим шагом в которые вставлены оси внутренней невращающейся части управляющей тарелки, наружная вращающаяся обойма которой через подшипник в скользящей прямоугольной обойме соединена с несущим вращающимся цилиндром, при этом внутри внутренней стойки находится второй вал -управления циклическим шагом, нижняя часть которого имеет головку с вертикальными шлицами, которая ходит внутри цилиндра, который имеет внутренние вертикальные шлицы, при этом низ цилиндра соединен с упорным подшипником и червячной1. A swashplate of a multi-rotor aircraft with a rigidly mounted blades, consisting of a base, which is part of the fuselage and transfers all loads from the wing-blades to the fuselage, to which an internal rack is bolted, on which a rotating bearing is installed using support bearings and a thrust bearing. cylinder, on the outside of the cylinder, a driven gear is fixed to which power is supplied from the engine through the drive shaft with the drive gear, the drive shaft is located in bearings, characterized in that a separate drive is designed to control the rotation stopper of the bearing rotating cylinder, while inside the inner rack are a threaded shaft for controlling the common pitch, on the lower part of which there is a worm gear and a worm shaft from an electric motor with a gearbox, in the upper part the threaded shaft is additionally connected to the internal rack through the upper thrust bearing, when the threaded shaft rotates, its threaded part rises lowers or lowers the L-shaped common pitch control slider, which is connected through two ball bearings to the outer round collective pitch control slider, into which the axes of the internal non-rotating part of the control plate are inserted, the outer rotating cage of which is connected to the bearing rotating cylinder through a bearing in a sliding rectangular cage, with In this case, inside the inner rack there is a second cyclic pitch control shaft, the lower part of which has a head with vertical splines, which goes inside the cylinder, which has internal vertical splines, while the bottom of the cylinder is connected to a thrust bearing and a worm gear
20 twenty
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) шестерней, работающей вместе с червячным валом, идущим от редуктора с электродвигателем управления циклическим шагом, при этом внутри верхней части внутренней стойки также расположен ползун управления циклическим шагом, соединенный через упорный подшипник с резьбовым валом управления циклическим шагом, имеющим резьбовое зацепление внутри г- образного выступа ползуна управления общим шагом, на ползуне циклического шага имеется кронштейн, на который одета упорная серьга, которая передает управляющее воздействие на ответный кронштейн нижней половины невращающейся части управляющей тарелки, наружная вращающаяся обойма управляющей тарелки через шаровые опоры и тяги также передает управляющее воздействие к лопастям, которые крепятся к несущему вращающемуся цилиндру через опорно-упорные подшипники, между которыми располагается механизм доворота лопасти, при этом точка соединения тяги на управляющей тарелке при нулевом угле атаки лопастей - крыльев находится в одной вертикальной плоскости с осью поворота лопасти - крыла, суммарная величина хода общего шага и хода циклического шага в одном направлении больше или равна радиусу рычага от оси поворота лопасти до точки соединения тяги на лопасти - крыле. SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) a gear working together with a worm shaft coming from a gearbox with a cyclic pitch control electric motor, while inside the upper part of the inner rack there is also a cyclic pitch control slide connected through a thrust bearing to a threaded cyclic pitch control shaft having a threaded engagement inside the L-shaped protrusion slider of the control of the general pitch, on the slider of the cyclic pitch there is a bracket, on which the thrust ear is put on, which transmits the control action to the response bracket of the lower half of the non-rotating part of the control plate, the outer rotating holder of the control plate through the ball bearings and rods also transmits the control action to the blades, which are attached to the bearing rotating cylinder through thrust bearings, between which there is a mechanism for turning the blade, while the connection point of the thrust on the control plate at zero angle of attack of the blades - wings is in the same vertical plane with the axis the angle of rotation of the blade - wing, the total value of the stroke of the common pitch and the stroke of the cyclic pitch in one direction is greater than or equal to the radius of the lever from the axis of rotation of the blade to the point of connection of the thrust on the blade - wing.
2. Способ работы автомата перекоса по п. 1, отличающийся тем, что время поворота на 180 градусов одной лопасти, вторая лопасть все время остается в неподвижном и в горизонтальном положении с углом атаки 0 градусов и не создает никаких помех полету в переходном режиме. 2. The method of operation of the swashplate according to claim 1, characterized in that the time of rotation by 180 degrees of one blade, the second blade all the time remains stationary and in a horizontal position with an angle of attack of 0 degrees and does not interfere with flight in the transition mode.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) SUBSTITUTE SHEET (RULE 26)
PCT/RU2021/000334 2020-12-25 2021-08-05 Swashplate for a multi-rotor aircraft with rigidly mounted blades and operating method thereof WO2022139623A1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020143138A RU2749709C1 (en) 2020-12-25 2020-12-25 Swashplate of multi-rotor aircraft with rigid attachment of blades and method for its operation
RU2020143138 2020-12-25

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2022139623A1 true WO2022139623A1 (en) 2022-06-30

Family

ID=76377342

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2021/000334 WO2022139623A1 (en) 2020-12-25 2021-08-05 Swashplate for a multi-rotor aircraft with rigidly mounted blades and operating method thereof

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2749709C1 (en)
WO (1) WO2022139623A1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115056993A (en) * 2022-07-13 2022-09-16 刘涛 Information acquisition device for forestry big data management platform
CN116331475A (en) * 2023-04-13 2023-06-27 南京航空航天大学 Storage type single-oar coaxial rotor wing ultra-high speed helicopter

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100230547A1 (en) * 2008-09-05 2010-09-16 The Government Of The Us, As Represented By The Secretary Of The Navy Stop-rotor rotary wing aircraft
RU2500578C1 (en) * 2012-07-02 2013-12-10 Сергей Николаевич ПАВЛОВ Rotary-wing aircraft
WO2016109408A1 (en) * 2015-01-03 2016-07-07 Seale Joseph B Rotary wing vtol with fixed wing forward flight mode
US20180057162A1 (en) * 2016-08-30 2018-03-01 Bell Helicopter Textron Inc. Aircraft having Rotor-to-Wing Conversion Capabilities

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100230547A1 (en) * 2008-09-05 2010-09-16 The Government Of The Us, As Represented By The Secretary Of The Navy Stop-rotor rotary wing aircraft
RU2500578C1 (en) * 2012-07-02 2013-12-10 Сергей Николаевич ПАВЛОВ Rotary-wing aircraft
WO2016109408A1 (en) * 2015-01-03 2016-07-07 Seale Joseph B Rotary wing vtol with fixed wing forward flight mode
US20180057162A1 (en) * 2016-08-30 2018-03-01 Bell Helicopter Textron Inc. Aircraft having Rotor-to-Wing Conversion Capabilities

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115056993A (en) * 2022-07-13 2022-09-16 刘涛 Information acquisition device for forestry big data management platform
CN115056993B (en) * 2022-07-13 2023-08-08 刘涛 Forestry big data management platform information acquisition device
CN116331475A (en) * 2023-04-13 2023-06-27 南京航空航天大学 Storage type single-oar coaxial rotor wing ultra-high speed helicopter
CN116331475B (en) * 2023-04-13 2024-01-16 南京航空航天大学 Storage type single-oar coaxial rotor wing ultra-high speed helicopter

Also Published As

Publication number Publication date
RU2749709C1 (en) 2021-06-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9616995B2 (en) Aircraft and methods for operating an aircraft
US7918415B2 (en) Convertible aircraft operating method
US8376264B1 (en) Rotor for a dual mode aircraft
CN114126966A (en) Novel aircraft design using tandem wings and distributed propulsion system
AU2013360005A1 (en) Aircraft and methods for operating an aircraft
IL224219A (en) Personal aircraft
CN106628162A (en) Composite unmanned aerial vehicle
EP3771638A1 (en) Lift rotor system
CN108128448A (en) The coaxial tilting rotor wing unmanned aerial vehicle of double shoe formulas and its control method
CN112937849A (en) Vertical take-off and landing aircraft with combined layout of tilting type propeller and fixed propeller
US11873086B2 (en) Variable-sweep wing aerial vehicle with VTOL capabilites
US11787526B2 (en) System and method for lift augmentation of aircraft wings
WO2022139623A1 (en) Swashplate for a multi-rotor aircraft with rigidly mounted blades and operating method thereof
CN111498099B (en) Stepped propeller hub system for rotary wing aircraft
CN113525679A (en) Electric vertical take-off and landing aircraft structure and working method thereof
CN206327567U (en) A kind of compound unmanned vehicle
CN111942581B (en) Distributed lift force duck-type layout vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle and control method
RU2740039C1 (en) Swash plate of single-rotor aircraft and method of its operation
CN207725616U (en) Double coaxial tilting rotor wing unmanned aerial vehicles of shoe formula
CN113104195B (en) Double-duct composite wing aircraft
CN116080900A (en) Vertical take-off and landing aircraft and control method thereof
CN218463872U (en) Vertical take-off and landing aircraft with combined layout of tilting type propeller and fixed propeller
CN213323678U (en) Power distribution type unmanned aerial vehicle capable of taking off and landing vertically
AU2022323419A1 (en) Vertical take-off and landing craft systems and methods
CN212243814U (en) Four-blade rotary wing aircraft with integrated rotor wing and aircraft body

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: 21911656

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 21911656

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1