WO2022260555A1 - Aircraft - Google Patents

Aircraft Download PDF

Info

Publication number
WO2022260555A1
WO2022260555A1 PCT/RU2022/000183 RU2022000183W WO2022260555A1 WO 2022260555 A1 WO2022260555 A1 WO 2022260555A1 RU 2022000183 W RU2022000183 W RU 2022000183W WO 2022260555 A1 WO2022260555 A1 WO 2022260555A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
airframe
explosives
lifting
explosive
Prior art date
Application number
PCT/RU2022/000183
Other languages
French (fr)
Russian (ru)
Inventor
Юрий Владимирович СОЛОДОВНИКОВ
Original Assignee
Общество С Ограниченной Ответственностью "Флайтус"
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 Общество С Ограниченной Ответственностью "Флайтус" filed Critical Общество С Ограниченной Ответственностью "Флайтус"
Publication of WO2022260555A1 publication Critical patent/WO2022260555A1/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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft

Definitions

  • the present invention relates to aviation.
  • BBs lifting pulling propellers
  • LA aircraft
  • the lifting explosives have a fixed plane of rotation and are placed on special beams outside the horizontal projection of the aircraft structure so that the area swept by the lifting explosives is not obscured or is minimally obscured by the airframe of the aircraft.
  • Such a solution makes it possible during takeoff or landing to achieve the thrust of the lifting explosives as close as possible to the thrust that can be developed by an identical in design and mode of operation, free from shading of explosives.
  • a marching explosive in such an aircraft, such an aircraft has the advantage of a very simple and reliable (it is easy to ensure stability and controllability) transitional flight mode.
  • the transition between the modes of vertical takeoff / landing and horizontal flight, such an apparatus is carried out due to acceleration or deceleration with the help of a main propulsion unit.
  • the higher the horizontal flight speed of such an aircraft the lower the required thrust, which should be created by lifting explosives.
  • the closest technical solution adopted by us as a prototype is the "Convertible helicopter-airplane" device, US patent for the invention 2478847.
  • This aircraft has a fuselage, load-bearing planes and empennage, performs horizontal flight due to the creation of aerodynamic lift and is capable of perform vertical takeoff and landing without the need for a run and, thus, is capable of taking off and landing, including on unprepared and / or limited in size areas.
  • This aircraft has two special variable-pitch pusher explosives placed symmetrically on both sides of the fuselage based on the elements of the bearing planes.
  • the above-mentioned explosives change their position in a controlled manner, being under the aircraft airframe in the takeoff/landing mode, thus acting as lifting explosives, while the plane of their rotation is referred below the aircraft airframe.
  • the above-mentioned explosives located under the airframe L A change their position and begin to play the role of pushing sustainer explosives, that is, such an apparatus is transferred from the vertical take-off / landing mode to the horizontal flight mode due to changes the directions of the elongated shafts of the aforementioned explosives with fixed elements of the airframe structure.
  • this device is equipped with a control pusher explosive, mounted along the longitudinal axis of the fuselage in its tail section close to the fuselage and designed to control the aircraft in the transverse and vertical axes in the takeoff / landing mode.
  • the axis of rotation of the control propeller can be deflected to the sides at a certain angle, while the deviation is associated with the deflection of certain rudders.
  • the control propeller is automatically feathered when its rotation is stopped in level flight and does not participate in the creation of aerodynamic lift.
  • the explosives that perform the function of lifting, in the takeoff / landing mode are separated from the bearing planes by a certain distance, determined by the fact that the elongated shafts of the explosives that perform the function of lifting, in the takeoff / landing mode, also serve as supports for the aircraft in position on the ground.
  • the disadvantage of such an aircraft layout is a relatively complex and unreliable flight mode, transitional from the takeoff / landing mode to horizontal flight (it is difficult to ensure the stability and controllability of the aircraft), for which a control explosive is used, which complicates the design.
  • the forces and moments from the lifting screws do not create significant additional bending and torque moments, and are also taken by almost the same structural elements that take up aerodynamic forces in level flight.
  • turning units increase the complexity of the design, increase its weight and cost, and reduce the reliability of the aircraft.
  • the purpose of the claimed invention is to create an aircraft that performs horizontal flight due to the creation of aerodynamic lift, capable of performing vertical takeoff and landing, with a simple design and high weight and energy efficiency.
  • FIG. 1 shows a general view of the variant of the claimed aircraft in top, side, front projections. Also in FIG. 1 shows a diagram of the formation by the airframe element of the claimed aircraft of the shading area of the swept area of the lifting explosive.
  • FIG. Figure 2 shows a diagram of an experimental setup used to calculate and justify the distance at which the lifting explosives of the proposed aircraft should be separated from the shading elements of the airframe.
  • FIG. 3 shows the graphs obtained as a result of the experiment.
  • FIG. 4 shows the graphs obtained as a result of the experiment.
  • FIG. 5 shows the graphs obtained as a result of the experiment.
  • FIG. 6 shows the graphs obtained as a result of the experiment.
  • FIG. 7 shows the graphs obtained as a result of the execution experiment.
  • FIG. 8 shows the graphs obtained as a result of the experiment.
  • FIG. Figure 9 shows a general view of the aircraft, the structural elements of which were used during the experiment in projections from above, from the side, and from the front. Also in FIG. Figure 9 shows a diagram of the formation by the airframe element of the aircraft, the structural elements of which were used during the experiment, the shading area of the swept area of the lifting explosives.
  • FIG. 10 shows a diagram of an experimental setup used to calculate and justify the distance at which the lifting explosives of the proposed aircraft should be separated from the shading elements of the airframe.
  • the inventive aircraft is shown in Fig.1. It has a fuselage, bearing planes (2) and empennage and performs horizontal flight due to the creation of aerodynamic lift and at the same time is capable of performing vertical takeoff and landing without the need for a run and, thus, is capable of taking off and landing, including, to unprepared and/or limited sites.
  • the claimed aircraft has special pusher lifting explosives (1) of one or another design, for example, four pusher lifting explosives having a diameter (4) placed using beams (8), based on the airframe elements of the claimed aircraft, for example, on the spars of the bearing planes (2).
  • a different number of lifting explosives (1) and other elements of the airframe L A for supporting pushing lifting explosives (1) are allowed.
  • Lifting explosives (1) are located under the airframe of the aircraft, while the planes of their rotation are related below the elements of the airframe, on which they are supported, at a distance (3) and oriented horizontally. In this case, the lifting force from the lifting explosives (1) is perceived by the same structural elements of the aircraft that perceive the load during its horizontal flight.
  • the mode of operation of the lifting propellers (1) changes, but not the position, and not the configuration of the airframe's bearing planes.
  • the direction of the axes of rotation of the lifting propellers (1) relative to the airframe during the transition of the claimed aircraft from the takeoff / landing mode to the horizontal flight mode remains unchanged, however, it is possible to place the lifting propellants (1) in such a way that after the transition of the claimed aircraft to the horizontal flight mode, the position changes lifting explosives (1), for example, by folding in one way or another in the fairing in order to reduce the front projection area of the proposed aircraft and reduce the resistance of the environment.
  • the inventive device is equipped with a mid-flight pusher explosive (7) of one design or another, mounted along the longitudinal axis of the fuselage in its tail section and providing horizontal movement of the aircraft.
  • Variants of the inventive aircraft are possible, in which the horizontal movement of the aircraft is provided by a propulsion main explosive mounted along the longitudinal axis of the fuselage in its forward part, or, for example, by a jet engine of one or another location.
  • the declared aircraft is transferred from the takeoff/landing mode to the horizontal flight mode by acceleration or deceleration using a sustainer pushing explosive (7), while with an increase in the horizontal speed of the claimed aircraft, the thrust created by the lifting explosives (1) is reduced.
  • the vertical takeoff and landing mode such an aircraft takes off and lands like a multicopter, and in the horizontal flight mode it flies like an airplane.
  • Beams (8) on which lifting explosives are placed under the airframe work mainly in compression, do not perform other functions, for example, such as holding the aircraft in position on the ground and, therefore, have a relatively simple design and low weight, which increases weight efficiency of the claimed aircraft relative to the device adopted by us as a prototype. Also beams (8) can be equipped with fairings that reduce air resistance.
  • the lifting explosives (1) of the proposed aircraft are pushers and are located under the airframe of the aircraft, in order to solve the problem of shading by the elements of the airframe of the area swept by the lifting explosives (1) in the takeoff / landing mode, it is necessary that the lifting explosives (1) be assigned from the shading elements of the airframe to a distance (3), at which the thrust of the lifting explosives (1) will be as close as possible to the thrust of explosives similar in design and operation mode, free from shading.
  • the shading area (5) of the swept area (6) of the lifting explosive (1) is defined as the proportion, in percent, of the projection area of the shading surface (2) on the swept area (6) of the lifting explosive (1) relative to the swept area (6).
  • the scheme of the experimental setup is shown in Fig. 2.
  • the pushing explosive (9) used in the experiment can be located at a different distance (10) from the plate imitating the airframe element and performing shading (hereinafter referred to as the shading surface (11)).
  • the plane of rotation of the explosive (9) is parallel to the shading surface (11).
  • the shading area (12) of the swept area (13) of the propeller (9) is defined as the proportion, in percent, of the projection area of the shading surface (P) on the swept area (13) of the propeller (9) relative to the swept area (13). Under experimental conditions, the shading area (12) is 47%.
  • the distance (10) from the shading surface (I) to the plane of rotation of the propeller (9) changes as a percentage of the diameter (14) of the propeller (9).
  • the power consumed by the installation is recorded by the voltage and current meter (15), and the propeller thrust is measured by the balance (16).
  • the explosive (9) In the stand, the explosive (9) is in an inverted position relative to the shading surface (11) and, thus, does not create lifting thrust, but presses the entire stand against the scales (16).
  • the explosive (9) located above the shading surface (I) corresponds to the lifting explosive located under the airframe of the inventive aircraft, as shown in Fig.1 and vice versa
  • the explosive (9) located under the shading surface (11) corresponds to the lifting explosive, located above the aircraft airframe.
  • the graph resulting from the experiment is shown in Fig. 3, while the graph takes into account the inverted nature of the stand, and the curves correspond to the normal location of the lifting explosive relative to the aircraft airframe.
  • the graph is constructed for different distances of the explosive (9) from the shading surface (11) for two modes of operation of the explosive (9).
  • the thrust of the explosive (9) is related to the thrust of an identical explosive, free from shading (curve 17) and is indicated in % of it.
  • Curves (18) and (19) correspond to a power consumption of 46.5 W
  • curves (20) and (21) correspond to a power consumption of 72.5 W.
  • the described experiment has the disadvantage that only one possible special case is considered within its framework, in which the shape of the shading surface (11) is a trapezoid, and the shading area (12) is 47%.
  • the stand has limited dimensions, and the diameter of the explosive (9) used during the experiment is 8 inches, that is, the result may be different for a full-size DA.
  • a series of measurements were carried out on this stand, in which the shading area (12) changed from 20 to 100% in 10% increments, and the distance (10) from the shading surface (11) to the plane of rotation of the explosive (9) changed from 5 to 35% of the diameter of the explosive (9) in 5% increments.
  • FIG. 3 As shown in FIG. 3, Fig. 4, FIG. 5, Fig. 6, FIG. 7, FIG. 8 graphs reflecting the results of the experiments performed, with a change shading BB (9) from 20 to 100% with a step of 10%, an increase in the thrust of the explosive (9) is observed with an increase in the distance (10) between the explosive (9) and the shading surface (I), when modeling the placement of the explosive (9) under the airframe of the aircraft, and an insignificant change in the thrust of explosives (9), when modeling the placement of explosives (9) over the airframe of the aircraft.
  • a change shading BB 9 from 20 to 100% with a step of 10%
  • the efficiency of the explosive is more than 85% of the corresponding characteristic of the free from shading explosive of the same device at the same power . Also, more than 85% is the efficiency of the explosive, when it is removed under the shading surface at a distance of about 20-25% of the diameter of the explosive with shading of 40% and 50%, with a similar distance of about 30% from the diameter of the explosive for shading of 60%, and, finally, at a distance of about 35% from the diameter of the explosive, with shading of 70-100%.
  • the plane of rotation of each of the explosives (22) is referred to the distance (24) from the airframe, as a result of which the thrust of each of the explosives (22) is more than 90% of the thrust that can be developed by an identical in design and mode of operation, free from shading explosives.
  • the shading area (25) is 64% and the shading area (26) is 56% relative to the total area (27) swept by the explosives (22), and the loss of thrust of the explosives (22) is less than 10% in both cases of shading, relative to the thrust, which can be developed by an explosive, identical in design and mode of operation, but free from shading.
  • Distance (24) corresponding to the length of the beam-pylons (28) for all lifting explosives is about 35% of the diameter (29) of the explosives (22), which in the case of the aircraft shown in Fig. 9 is 1.5 meters.
  • FIG. 10 shows a full-size test bench for the efficiency of lift propellers (30) (propeller diameter 1.5 meters, wing length 3.4 meters) located under the wing (31). It was tested on October 15, 2019 on the territory of MANS Concern JSC, Tver region, Zubtsovsky district, Orlovka airfield.
  • the location of the explosives (30), the distance between them and the airframe, the areas swept by the explosives (30), the shading areas and other parameters that are essential under test conditions fully comply with the above and related to the characteristics of the explosives (22).
  • VMG lifting propeller groups
  • the interpretation of the data was carried out as follows: the average value of the effort and deviations from the average among the group of measurements were calculated.
  • the thrust of the propellers shaded by the wing was calculated, equal to the difference between the doubled force of the free propeller and the force of the shaded propeller.
  • the EMG efficiency was calculated as the ratio of the calculated shaded propeller thrust to the free propeller force multiplied by 100%.
  • the pushing lifting explosives (1) located under the airframe of the claimed aircraft must be removed from the surface of the airframe elements, with support which they are located, at a distance (3), which is at least 15% of the diameter of the above explosives.
  • Protocol J e 1/15.10.19 “Checking the effectiveness of lifting VMGs located under the wing”: https://disk.yandex.ni/i/5HafXcOZd4q_6A

Abstract

The invention relates to the field of aviation, and more particularly to rotary wing aircraft structures. The present aircraft comprises a fuselage, airfoils, a tail assembly, a pusher propeller disposed on the tail end of the fuselage, or a puller propeller on the nose end of the fuselage, or a jet engine. Pusher propellers are supported on elements of the airframe so that the propellers are disposed beneath the airframe of the aircraft. Furthermore, the planes of rotation of said propellers are situated lower than the airframe of the aircraft and are oriented horizontally. The propellers disposed beneath the airframe of the aircraft are spaced apart from the surface of the elements of the airframe on which they are supported by a distance of not less than 15% of the diameter of the propellers. This provides for high weight and energy efficiency.

Description

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ AIRCRAFT
Настоящее изобретение относится к авиации. The present invention relates to aviation.
Общим местом для всех ЛА, использующих для взлета подъемные воздушные винты, является стремление конструкторов увеличить эффективность этих винтов, поскольку потребная мощность на взлете в разы больше, чем мощность потребная для горизонтального полета, что накладывает ощутимые ограничения на весовую эффективность ЛА и стоимость его эксплуатации. A common place for all aircraft using lifting propellers for takeoff is the desire of designers to increase the efficiency of these propellers, since the required takeoff power is many times greater than the power required for level flight, which imposes tangible restrictions on the weight efficiency of the aircraft and the cost of its operation.
Известен летательный аппарат Cora [1] разработки предприятия Wisk (ранее - KittyHawk Corp.) Mountain View, California, USA (https://evtol.news/kitty-hawk-cora/). Для создания подъемной силы данный летательный аппарат имеет специальные подъемные тянущие воздушные винты (ВВ), позволяющие летательному аппарату (ЛА), совершающему горизонтальный полет за счет создания аэродинамической подъемной силы, совершать вертикальные взлет и посадку, в том числе, на неподготовленные и/или ограниченные по площади площадки. При этом подъемные ВВ имеют фиксированную плоскость вращения и вынесены на специальных балках за пределы горизонтальной проекции конструкции ЛА таким образом, чтобы площадь, ометаемая подъемными ВВ, не была затенена или затенялась минимально планером ЛА. Такое решение позволяет во время взлета или посадки добиться тяги подъемных ВВ максимально близкой к тяге, которую может развить идентичный по конструкции и режиму работы, свободный от затенения ВВ. При наличии в таком Л А маршевого ВВ, такой летательный аппарат обладает достоинством очень простого и надежного (легко обеспечить устойчивость и управляемость) переходного режима полета. Переход между режимами вертикального взлёта/посадки и горизонтального полёта такой аппарат осуществляет за счёт разгона или торможения с помощью маршевого движителя. При этом, чем выше скорость горизонтального полёта такого ЛА, тем меньше потребная тяга, которую должны создавать подъемные ВВ. Можно сказать, что в режиме вертикального взлета такой ЛА взлетает, как мультикоптер, а в режиме горизонтального полета совершает полет, как самолет. Данное техническое решение обладает рядом недостатков. Так, недостатком такой схемы ЛА является то, что подъемные винты вынесены на балках, направленных вдоль продольной оси ЛА. Следовательно, во время вертикального взлета и посадки создаются дополнительные изгибающие и крутящие моменты, что требует усиления конструкции, а это, в совокупности с необходимостью вводить в конструкцию вышеупомянутые балки, увеличивает массу конструкции ЛА. Кроме того, такие ВВ, их моторы и балки, на которых они установлены, создают существенное дополнительное сопротивление среды в горизонтальном полете, для чего требуется увеличение мощности, а значит, и массы маршевого двигателя, что ведёт к повышению расхода топлива/энергии. Перечисленные недостатки снижают весовую эффективность описанного выше ЛА и ухудшают его аэродинамическое качество. Known aircraft Cora [1] developed by Wisk (formerly KittyHawk Corp.) Mountain View, California, USA (https://evtol.news/kitty-hawk-cora/). To create lift, this aircraft has special lifting pulling propellers (BBs), which allow an aircraft (LA), performing a horizontal flight due to the creation of aerodynamic lift, to perform vertical takeoff and landing, including on unprepared and / or limited by site area. In this case, the lifting explosives have a fixed plane of rotation and are placed on special beams outside the horizontal projection of the aircraft structure so that the area swept by the lifting explosives is not obscured or is minimally obscured by the airframe of the aircraft. Such a solution makes it possible during takeoff or landing to achieve the thrust of the lifting explosives as close as possible to the thrust that can be developed by an identical in design and mode of operation, free from shading of explosives. In the presence of a marching explosive in such an aircraft, such an aircraft has the advantage of a very simple and reliable (it is easy to ensure stability and controllability) transitional flight mode. The transition between the modes of vertical takeoff / landing and horizontal flight, such an apparatus is carried out due to acceleration or deceleration with the help of a main propulsion unit. At the same time, the higher the horizontal flight speed of such an aircraft, the lower the required thrust, which should be created by lifting explosives. We can say that in the vertical takeoff mode such an aircraft takes off like a multicopter, and in the horizontal flight mode it flies like an airplane. This technical solution has a number of shortcomings. Thus, the disadvantage of such an aircraft scheme is that the lifting screws are placed on beams directed along the longitudinal axis of the aircraft. Consequently, during vertical takeoff and landing, additional bending and torsional moments are created, which requires strengthening the structure, and this, together with the need to introduce the above beams into the structure, increases the mass of the aircraft structure. In addition, such explosives, their motors and beams on which they are installed, create significant additional environmental resistance in level flight, which requires an increase in power, and hence the mass of the propulsion engine, which leads to an increase in fuel / energy consumption. These shortcomings reduce the weight efficiency of the aircraft described above and worsen its aerodynamic quality.
Известен летательный аппарат Vahana [2], созданный организацией АЗ (Acubed, центр инноваций корпорации AirbusSE), Silicon Valley, USA (https://acubed.airbus.com/projects/vahana/). Для создания подъемной силы данный летательный аппарат имеет специальные подъемные тянущие ВВ, позволяющие Л А, совершающему горизонтальный полет за счет создания аэродинамической подъемной силы, совершать вертикальный взлет и посадку в том числе на неподготовленные и/или ограниченные по площади площадки. Подъемные ВВ данного летательного аппарата во время взлета/посадки также располагаются таким образом, чтобы площадь, ометаемая подъемными ВВ, была не затенена или затенялась минимально планером ЛА. Такое решение позволяет во время взлета или посадки добиться тяги подъемных ВВ максимально близкой к тяге, которую может развить идентичный по конструкции и режиму работы, свободный от затенения ВВ. Конструкция данного летательного аппарата предполагает изменение положения ВВ при переходе между режимом взлёта/посадки и режимом горизонтального полёта. Во время вышеназванного перехода между режимами полета, ВВ, расположенные на планере ЛА изменяют свое положение и начинают выполнять роль маршевых, то есть из режима вертикального взлета или посадки в режим горизонтального полета такой аппарат переводится за счет трансформации конструкции планера ЛА (в данном случае за счет поворота несущих поверхностей будь то крылья или оперение, на которых расположены ВВ). Можно сказать, что в режиме вертикального взлета/посадки такой ЛА взлетает как мультикоптер, а в режиме горизонтального полета совершает полет, как самолет. Данное техническое решение обладает рядом недостатков. Так, недостатком такой схемы ЛА является сравнительно сложный и ненадежный переходный режим полета (тяжело обеспечить устойчивость и управляемость ЛА). С точки зрения весовой эффективности, силы и моменты от подъемных винтов не создают значительных дополнительных изгибающих и крутящих моментов, а также воспринимаются почти теми же элементами конструкции, которые воспринимают аэродинамические силы в горизонтальном полете. Однако поворотные узлы увеличивают сложность конструкции, увеличивают её вес и стоимость, уменьшают надежность ЛА. Кроме того, во время вертикального взлета и посадки подъемные ВВ работают в других режимах, чем во время горизонтального полета. Поэтому они либо обладают меньшим коэффициентом полезного действия (КПД) на взлете/посадке, либо меньшим КПД во время горизонтального полета. Отчасти задача увеличения КПД воздушных винтов решается в конструкции данного летательного аппарата за счет использования ВИШ (винт изменяемого шага), но это решение также увеличивает массу и стоимость конструкции, уменьшает её надежность. Перечисленные недостатки снижают весовую и энергетическую эффективность данного ЛА. Known aircraft Vahana [2], created by the AZ organization (Acubed, AirbusSE Corporation Innovation Center), Silicon Valley, USA (https://acubed.airbus.com/projects/vahana/). To create lift, this aircraft has special lifting propulsion explosives that allow an aircraft performing a horizontal flight due to the creation of an aerodynamic lift force, to perform vertical takeoff and landing, including on unprepared and / or areas limited in area. The lifting props of this aircraft during takeoff/landing are also located in such a way that the area swept by the lifting props is not obscured or is minimally obscured by the airframe of the aircraft. Such a solution makes it possible during takeoff or landing to achieve the thrust of the lifting explosives as close as possible to the thrust that can be developed by an identical in design and mode of operation, free from shading of explosives. The design of this aircraft assumes a change in the position of the propellant during the transition between the takeoff / landing mode and the horizontal flight mode. During the above transition between flight modes, explosives located on the aircraft glider change their position and begin to play the role of marchers, that is, from the vertical takeoff or landing mode to the horizontal flight mode, such an apparatus is transferred due to the transformation of the aircraft airframe structure (in this case, due to rotation of bearing surfaces, be it wings or plumage, on which explosives are located). We can say that in the vertical takeoff / landing mode, such an aircraft takes off like a multicopter, and in the horizontal flight mode it flies like an airplane. This technical solution has a number of disadvantages. So, the disadvantage of such an aircraft scheme is relatively complex and unreliable transitional flight mode (it is difficult to ensure the stability and controllability of the aircraft). In terms of weight efficiency, the forces and moments from the lifting screws do not create significant additional bending and torque moments, and are also taken by almost the same structural elements that take up aerodynamic forces in level flight. However, turning units increase the complexity of the design, increase its weight and cost, and reduce the reliability of the aircraft. In addition, during vertical takeoff and landing, lift propellers operate in different modes than during level flight. Therefore, they either have a lower coefficient of performance (COP) during takeoff/landing, or a lower efficiency during level flight. In part, the task of increasing the efficiency of propellers is solved in the design of this aircraft through the use of VISh (variable pitch propeller), but this solution also increases the mass and cost of the structure, and reduces its reliability. These shortcomings reduce the weight and energy efficiency of this aircraft.
Наиболее близким техническим решением, принятым нами в качестве прототипа, является устройство «Convertible helicopter-airplane», патент США на изобретение 2478847. Данный летательный аппарат имеет фюзеляж, несущие плоскости и оперение, выполняет горизонтальный полёт за счёт создания аэродинамической подъёмной силы и при этом способен выполнять вертикальные взлёт и посадку, не нуждаясь в пробеге и, таким образом, способен совершать взлёт и посадку в том числе на неподготовленные и/или ограниченные по размеру площадки. Данный летательный аппарат имеет два специальных толкающих ВВ изменяемого шага, размещённые симметрично по обеим сторонам от фюзеляжа с опорой на элементы несущих плоскостей. Вышеупомянутые ВВ управляемо изменяют положение, в режиме взлёта/посадки находясь под планёром ЛА, таким образом, выполняя роль подъёмных ВВ, при этом плоскость их вращения отнесена ниже планёра ЛА. При переходе от режима взлёта/посадки в режим горизонтального полёта, вышеупомянутые ВВ, расположенные под планером Л А, изменяют свое положение и начинают выполнять роль толкающих маршевых ВВ, то есть из режима вертикального взлета/посадки в режим горизонтального полета такой аппарат переводится за счет изменения направления удлинённых валов вышеупомянутых ВВ при неподвижных элементах конструкции планёра. Помимо вышеупомянутых ВВ, попеременно выполняющих функции подъёмных и маршевых, данное устройство снабжено управляющим толкающим ВВ, смонтированным по продольной оси фюзеляжа в хвостовой его части вплотную к фюзеляжу и предназначенным для управления летательным аппаратом в поперечной и вертикальной осях в режиме взлёта/посадки. Ось вращения управляющего ВВ может быть отклонена в стороны на определённый угол, при этом отклонение связано с отклонением определённых рулей. При этом управляющий ВВ автоматически флюгируется при остановке его вращения в горизонтальном полёте и не участвует в создании аэродинамической подъёмной силы. Проблема затенения элементами планёра площади, ометаемой ВВ, выполняющими функцию подъёмных, в режиме взлёта/посадки, решается за счёт того, что упомянутые ВВ в данных режимах полёта располагаются ниже несущих плоскостей и имеют «необычно большой диаметр (непрактичный применительно к традиционным аэропланам по причине требований к клиренсу)», таким образом, значительная часть ометаемой ВВ, выполняющими функцию подъёмных, площади в режиме взлёта/посадки находится за пределами проекции несущих плоскостей. Кроме того, ВВ, выполняющие функцию подъёмных, в режиме взлёта/посадки отнесены от несущих плоскостей на некоторое расстояние, определяемое тем, что удлинённые валы ВВ, выполняющих функцию подъёмных, в режиме взлёта/посадки также служат опорами летательного аппарата в положении на земле. The closest technical solution adopted by us as a prototype is the "Convertible helicopter-airplane" device, US patent for the invention 2478847. This aircraft has a fuselage, load-bearing planes and empennage, performs horizontal flight due to the creation of aerodynamic lift and is capable of perform vertical takeoff and landing without the need for a run and, thus, is capable of taking off and landing, including on unprepared and / or limited in size areas. This aircraft has two special variable-pitch pusher explosives placed symmetrically on both sides of the fuselage based on the elements of the bearing planes. The above-mentioned explosives change their position in a controlled manner, being under the aircraft airframe in the takeoff/landing mode, thus acting as lifting explosives, while the plane of their rotation is referred below the aircraft airframe. When switching from the take-off / landing mode to the horizontal flight mode, the above-mentioned explosives located under the airframe L A change their position and begin to play the role of pushing sustainer explosives, that is, such an apparatus is transferred from the vertical take-off / landing mode to the horizontal flight mode due to changes the directions of the elongated shafts of the aforementioned explosives with fixed elements of the airframe structure. In addition to the aforementioned explosives, which alternately perform the functions of lifting and marching, this device is equipped with a control pusher explosive, mounted along the longitudinal axis of the fuselage in its tail section close to the fuselage and designed to control the aircraft in the transverse and vertical axes in the takeoff / landing mode. The axis of rotation of the control propeller can be deflected to the sides at a certain angle, while the deviation is associated with the deflection of certain rudders. In this case, the control propeller is automatically feathered when its rotation is stopped in level flight and does not participate in the creation of aerodynamic lift. The problem of shading by airframe elements of the area swept by explosives, performing the function of lifting, in takeoff / landing mode, is solved due to the fact that the mentioned explosives in these flight modes are located below the bearing planes and have an “unusually large diameter (impractical in relation to traditional airplanes due to the requirements to clearance)”, thus, a significant part of the swept explosives, performing the function of lifting, the area in the take-off / landing mode is outside the projection of the bearing planes. In addition, the explosives that perform the function of lifting, in the takeoff / landing mode, are separated from the bearing planes by a certain distance, determined by the fact that the elongated shafts of the explosives that perform the function of lifting, in the takeoff / landing mode, also serve as supports for the aircraft in position on the ground.
Данное техническое решение обладает рядом недостатков. Так, недостатком такой схемы ЛА является сравнительно сложный и ненадежный режим полета, переходный от режима взлёта/посадки к горизонтальному полёту (тяжело обеспечить устойчивость и управляемость ЛА), для чего применяется управляющий ВВ, усложняющий конструкцию. С точки зрения весовой эффективности, силы и моменты от подъемных винтов не создают значительных дополнительных изгибающих и крутящих моментов, а также воспринимаются почти теми же элементами конструкции, которые воспринимают аэродинамические силы в горизонтальном полете. Однако поворотные узлы увеличивают сложность конструкции, увеличивают её вес и стоимость, уменьшают надежность ЛА. Поскольку валы ВВ служат опорами летательного аппарата при положении на земле, ВВ снабжены выступающими амортизаторами, что также увеличивает массу и стоимость конструкции, уменьшают её надежность. Перечисленные недостатки снижают весовую и энергетическую эффективность данного ЛА. Проблема затенения элементами планёра площади, ометаемой подъемными ВВ в режиме взлёта/посадки в отношении технического решения, принятого нами в качестве прототипа, по мнению его авторов, решается самим фактом размещения толкающих подъёмных ВВ ниже несущих плоскостей. Расстояние, на которое ВВ в нижнем положении отнесены от элементов планёра, определяется тем, на какое расстояние планёр должен быть поднят над поверхностью опоры в положении на земле, а также шириной несущих плоскостей ЛА, за пределы которого ВВ должны быть выведены при работе в режиме маршевых. В отношении ЛА, принятого нами в качестве прототипа, не представлено никаких доказательств эффективности предложенного подхода борьбы с затенением ВВ элементами конструкции планёра. Не даны подтверждения натурными экспериментами, либо расчетами, не указаны размеры, пропорции, расстояния между элементами конструкции, реализация которых позволит во время взлета или посадки добиться тяги подъемных ВВ максимально близкой к тяге, которую может развить идентичный по конструкции и режиму работы, свободный от затенения ВВ, а также корректировать расстояние от подъёмных ВВ до элементов планёра и пропорции элементов ЛА при реализации ЛА, принятого нами в качестве прототипа, в различном масштабе. This technical solution has a number of disadvantages. Thus, the disadvantage of such an aircraft layout is a relatively complex and unreliable flight mode, transitional from the takeoff / landing mode to horizontal flight (it is difficult to ensure the stability and controllability of the aircraft), for which a control explosive is used, which complicates the design. In terms of weight efficiency, the forces and moments from the lifting screws do not create significant additional bending and torque moments, and are also taken by almost the same structural elements that take up aerodynamic forces in level flight. However, turning units increase the complexity of the design, increase its weight and cost, and reduce the reliability of the aircraft. Since the shafts of the explosives serve as supports for the aircraft when on the ground, the explosives are equipped with protruding shock absorbers, which also increases the weight and cost of the structure, and reduces its reliability. These shortcomings reduce the weight and energy efficiency of this aircraft. Problem shading by airframe elements of the area swept by lifting explosives in the takeoff / landing mode in relation to the technical solution adopted by us as a prototype, according to its authors, is decided by the very fact of placing pushing lifting explosives below the bearing planes. The distance at which the explosives in the lower position are separated from the airframe elements is determined by the distance the airframe must be raised above the support surface in the position on the ground, as well as the width of the aircraft bearing planes, beyond which the explosives must be removed when operating in the marching mode . With regard to the aircraft that we adopted as a prototype, no evidence of the effectiveness of the proposed approach to combat the shading of explosives by airframe structural elements has been presented. Confirmation by full-scale experiments or calculations is not given, dimensions, proportions, distances between structural elements are not indicated, the implementation of which will allow during takeoff or landing to achieve thrust of lifting explosives as close as possible to thrust that can be developed by an identical in design and mode of operation, free from shading Explosives, as well as adjust the distance from the lifting explosives to the elements of the airframe and the proportions of the aircraft elements when implementing the aircraft, which we adopted as a prototype, on a different scale.
Целью заявляемого изобретения является создание летательного аппарата, выполняющего горизонтальный полёт за счёт создания аэродинамической подъёмной силы, способного выполнять вертикальные взлёт и посадку, обладающего простой конструкцией и высокой весовой и энергетической эффективностью. The purpose of the claimed invention is to create an aircraft that performs horizontal flight due to the creation of aerodynamic lift, capable of performing vertical takeoff and landing, with a simple design and high weight and energy efficiency.
На Фиг. 1 показан общий вид варианта заявляемого летательного аппарата в проекциях сверху, сбоку, спереди. Также на Фиг. 1 показана схема формирования элементом планера заявляемого ЛА площади затенения ометаемой площади подъёмного ВВ. On FIG. 1 shows a general view of the variant of the claimed aircraft in top, side, front projections. Also in FIG. 1 shows a diagram of the formation by the airframe element of the claimed aircraft of the shading area of the swept area of the lifting explosive.
На Фиг. 2 показана схема экспериментальной установки, применённой для расчёта и обоснования расстояния, на которое подъёмные ВВ заявляемого ЛА должны быть отнесены от затеняющих элементов планёра. On FIG. Figure 2 shows a diagram of an experimental setup used to calculate and justify the distance at which the lifting explosives of the proposed aircraft should be separated from the shading elements of the airframe.
На Фиг. 3 показаны графики, полученные в результате выполнения эксперимента. На Фиг. 4 показаны графики, полученные в результате выполнения эксперимента. На Фиг. 5 показаны графики, полученные в результате выполнения эксперимента. На Фиг. 6 показаны графики, полученные в результате выполнения эксперимента. На Фиг. 7 показаны графики, полученные в результате выполнения эксперимента. На Фиг. 8 показаны графики, полученные в результате выполнения эксперимента. On FIG. 3 shows the graphs obtained as a result of the experiment. On FIG. 4 shows the graphs obtained as a result of the experiment. On FIG. 5 shows the graphs obtained as a result of the experiment. On FIG. 6 shows the graphs obtained as a result of the experiment. On FIG. 7 shows the graphs obtained as a result of the execution experiment. On FIG. 8 shows the graphs obtained as a result of the experiment.
На Фиг. 9 показан общий вид ЛА, элементы конструкции которого применены во время выполнения эксперимента в проекциях сверху, сбоку, спереди. Также на Фиг. 9 показана схема формирования элементом планера ЛА, элементы конструкции которого применены во время выполнения эксперимента, площади затенения ометаемой площади подъёмных ВВ. On FIG. Figure 9 shows a general view of the aircraft, the structural elements of which were used during the experiment in projections from above, from the side, and from the front. Also in FIG. Figure 9 shows a diagram of the formation by the airframe element of the aircraft, the structural elements of which were used during the experiment, the shading area of the swept area of the lifting explosives.
На Фиг. 10 показана схема экспериментальной установки, применённой для расчёта и обоснования расстояния, на которое подъёмные ВВ заявляемого ЛА должны быть отнесены от затеняющих элементов планёра. On FIG. 10 shows a diagram of an experimental setup used to calculate and justify the distance at which the lifting explosives of the proposed aircraft should be separated from the shading elements of the airframe.
Заявляемый летательный аппарат показан на Фиг.1. Он имеет фюзеляж, несущие плоскости (2) и оперение и выполняет горизонтальный полёт за счёт создания аэродинамической подъёмной силы и при этом способен выполнять вертикальные взлёт и посадку, не нуждаясь в пробеге и, таким образом, способен совершать взлёт и посадку, в том числе, на неподготовленные и/или ограниченные по размеру площадки. The inventive aircraft is shown in Fig.1. It has a fuselage, bearing planes (2) and empennage and performs horizontal flight due to the creation of aerodynamic lift and at the same time is capable of performing vertical takeoff and landing without the need for a run and, thus, is capable of taking off and landing, including, to unprepared and/or limited sites.
Заявляемый летательный аппарат имеет специальные толкающие подъёмные ВВ (1) той или иной конструкции, например, четыре толкающих подъёмных ВВ, имеющие диаметр (4) размещённые при помощи балок (8), с опорой на элементы планера заявляемого ЛА, например, на лонжероны несущих плоскостей (2). Допускается иное количество подъёмных ВВ (1) и иные элементы планера Л А для опоры толкающих подъёмных ВВ (1). Подъёмные ВВ (1) находятся под планером ЛА, при этом плоскости их вращения отнесены ниже элементов планера, с опорой на которые они размещены, на расстояние (3) и ориентированы горизонтально. При этом подъемную силу от подъемных ВВ (1) воспринимают те же элементы конструкции летательного аппарата, что воспринимают нагрузку во время его горизонтального полета. При переходе от режима взлёта/посадки в режим горизонтального полёта, меняется режим работы подъёмных ВВ (1), но не положение, и не конфигурация несущих плоскостей планера. Направление осей вращения подъёмных ВВ (1) относительно планера при переходе заявляемого Л А от режима взлёта/посадки в режим горизонтального полёта остаётся неизменным, однако допускается вариант размещения подъёмных ВВ (1) таким образом, чтобы после перехода заявляемого ЛА в режим горизонтального полёта изменялось положение подъёмных ВВ (1), например, путём складывания тем или иным образом в обтекатель с целью уменьшения площади передней проекции заявляемого ЛА и снижения сопротивления среды. The claimed aircraft has special pusher lifting explosives (1) of one or another design, for example, four pusher lifting explosives having a diameter (4) placed using beams (8), based on the airframe elements of the claimed aircraft, for example, on the spars of the bearing planes (2). A different number of lifting explosives (1) and other elements of the airframe L A for supporting pushing lifting explosives (1) are allowed. Lifting explosives (1) are located under the airframe of the aircraft, while the planes of their rotation are related below the elements of the airframe, on which they are supported, at a distance (3) and oriented horizontally. In this case, the lifting force from the lifting explosives (1) is perceived by the same structural elements of the aircraft that perceive the load during its horizontal flight. When switching from the takeoff / landing mode to the horizontal flight mode, the mode of operation of the lifting propellers (1) changes, but not the position, and not the configuration of the airframe's bearing planes. The direction of the axes of rotation of the lifting propellers (1) relative to the airframe during the transition of the claimed aircraft from the takeoff / landing mode to the horizontal flight mode remains unchanged, however, it is possible to place the lifting propellants (1) in such a way that after the transition of the claimed aircraft to the horizontal flight mode, the position changes lifting explosives (1), for example, by folding in one way or another in the fairing in order to reduce the front projection area of the proposed aircraft and reduce the resistance of the environment.
Помимо подъёмных ВВ (1), заявляемое устройство снабжено маршевым толкающим ВВ (7) той или иной конструкции, смонтированным по продольной оси фюзеляжа в хвостовой его части и обеспечивающим горизонтальное движение ЛА. In addition to lifting explosives (1), the inventive device is equipped with a mid-flight pusher explosive (7) of one design or another, mounted along the longitudinal axis of the fuselage in its tail section and providing horizontal movement of the aircraft.
Возможны варианты заявляемого летательного аппарата, при которых горизонтальное движение ЛА обеспечивается тянущим маршевым ВВ, смонтированным по продольной оси фюзеляжа в носовой его части, либо, например, реактивным двигателем того или иного расположения. Variants of the inventive aircraft are possible, in which the horizontal movement of the aircraft is provided by a propulsion main explosive mounted along the longitudinal axis of the fuselage in its forward part, or, for example, by a jet engine of one or another location.
Из режима взлета/посадки в режим горизонтального полета заявляемый ЛА переводят разгоном или торможением с помощью маршевого толкающего ВВ (7), при этом при возрастании горизонтальной скорости заявляемого ЛА снижают тягу, создаваемую подъемными ВВ (1). Можно сказать, что в режиме вертикального взлета и посадки такой летательный аппарат взлетает и садится как мультикоптер, а в режиме горизонтального полета совершает полет как самолет. Эти режимы могут сочетаться и плавно переходить один в другой без ущерба для устойчивости и управляемости заявляемого ЛА. The declared aircraft is transferred from the takeoff/landing mode to the horizontal flight mode by acceleration or deceleration using a sustainer pushing explosive (7), while with an increase in the horizontal speed of the claimed aircraft, the thrust created by the lifting explosives (1) is reduced. We can say that in the vertical takeoff and landing mode, such an aircraft takes off and lands like a multicopter, and in the horizontal flight mode it flies like an airplane. These modes can be combined and smoothly transition from one to another without compromising the stability and controllability of the proposed aircraft.
Балки (8) на которых вынесены под планер подъемные ВВ, работают преимущественно на сжатие, не выполняют иных функций, например, таких, как удержание летательного аппарата в положении на земле и, следовательно, имеют относительно простую конструкцию и небольшой вес, что повышает весовую эффективность заявляемого летательного аппарата относительно устройства, принятого нами в качестве прототипа. Также балки (8) могут быть снабжены обтекателями, уменьшающими сопротивление воздуха. Beams (8) on which lifting explosives are placed under the airframe work mainly in compression, do not perform other functions, for example, such as holding the aircraft in position on the ground and, therefore, have a relatively simple design and low weight, which increases weight efficiency of the claimed aircraft relative to the device adopted by us as a prototype. Also beams (8) can be equipped with fairings that reduce air resistance.
Притом, что подъёмные ВВ (1) заявляемого летательного аппарата являются толкающими и находятся под планером летательного аппарата, для решения проблемы затенения элементами планера площади, ометаемой подъёмными ВВ (1) в режиме взлёта/посадки, необходимо, чтобы подъёмные ВВ (1) были отнесены от затеняющих элементов планера на расстояние (3), при котором тяга подъёмных ВВ (1) будет максимально приближена к тяге аналогичных по конструкции и режиму работы ВВ, свободных от затенения. Despite the fact that the lifting explosives (1) of the proposed aircraft are pushers and are located under the airframe of the aircraft, in order to solve the problem of shading by the elements of the airframe of the area swept by the lifting explosives (1) in the takeoff / landing mode, it is necessary that the lifting explosives (1) be assigned from the shading elements of the airframe to a distance (3), at which the thrust of the lifting explosives (1) will be as close as possible to the thrust of explosives similar in design and operation mode, free from shading.
Площадь затенения (5) ометаемой площади (6) подъёмного ВВ (1) определяется как доля, в процентах, площади проекции затеняющей поверхности (2), на ометаемую площадь (6) подъёмного ВВ (1) относительно ометаемой площади (6). Для расчёта и обоснования расстояния (3), на которое подъёмные ВВ (1) заявляемого ЛА должны быть отнесены от затеняющих элементов планера таким образом, чтобы тяга подъёмных ВВ (1) была максимально приближена к тяге аналогичных по конструкции и режиму работы ВВ, свободных от затенения, были проведены эксперименты. The shading area (5) of the swept area (6) of the lifting explosive (1) is defined as the proportion, in percent, of the projection area of the shading surface (2) on the swept area (6) of the lifting explosive (1) relative to the swept area (6). To calculate and justify the distance (3) at which the lifting explosives (1) of the proposed aircraft must be spaced from the shading elements of the airframe so that the thrust of the lifting explosives (1) is as close as possible to the thrust of explosives similar in design and mode of operation, free from shading, experiments were carried out.
Схема экспериментальной установки изображена на Фиг. 2. Применяемый в эксперименте толкающий ВВ (9) по условиям эксперимента может быть расположен на различном расстоянии (10) от пластины, имитирующей элемент планера и осуществляющей затенение (далее - затеняющей поверхности (11)). Плоскость вращения ВВ (9) параллельна затеняющей поверхности (11). Площадь затенения (12) ометаемой площади (13) воздушного винта (9) определяется как доля, в процентах, площади проекции затеняющей поверхности(П), на ометаемую площадь(13) воздушного винта (9) относительно ометаемой площади (13). В условиях эксперимента площадь затенения (12) составляет 47%. Расстояние (10) от затеняющей поверхности (И) до плоскости вращения воздушного винта (9) изменяется в процентах диаметра (14) воздушного винта (9). Мощность, потребляемая установкой, фиксируется измерителем напряжения и тока (15), а тяга винта измеряется весами (16). В стенде ВВ (9) находится в перевернутом положении относительно затеняющей поверхности (11) и, таким образом, не создает подъемную тягу, а прижимает весь стенд к весам (16). При данном положении ВВ (9), расположенный над затеняющей поверхностью (И) соответствует подъемному ВВ, расположенному под планером заявляемого ЛА, как показано на Фиг.1 и наоборот, ВВ (9), расположенный под затеняющей поверхностью (11) соответствует подъемному ВВ, расположенному над планером ЛА. The scheme of the experimental setup is shown in Fig. 2. The pushing explosive (9) used in the experiment, according to the conditions of the experiment, can be located at a different distance (10) from the plate imitating the airframe element and performing shading (hereinafter referred to as the shading surface (11)). The plane of rotation of the explosive (9) is parallel to the shading surface (11). The shading area (12) of the swept area (13) of the propeller (9) is defined as the proportion, in percent, of the projection area of the shading surface (P) on the swept area (13) of the propeller (9) relative to the swept area (13). Under experimental conditions, the shading area (12) is 47%. The distance (10) from the shading surface (I) to the plane of rotation of the propeller (9) changes as a percentage of the diameter (14) of the propeller (9). The power consumed by the installation is recorded by the voltage and current meter (15), and the propeller thrust is measured by the balance (16). In the stand, the explosive (9) is in an inverted position relative to the shading surface (11) and, thus, does not create lifting thrust, but presses the entire stand against the scales (16). At this position, the explosive (9) located above the shading surface (I) corresponds to the lifting explosive located under the airframe of the inventive aircraft, as shown in Fig.1 and vice versa, the explosive (9) located under the shading surface (11) corresponds to the lifting explosive, located above the aircraft airframe.
График, полученный в результате эксперимента изображен на Фиг. 3, при этом в графике учтен перевернутый характер стенда, и кривые соответствуют нормальному расположению подъемного ВВ относительно планера ЛА. График построен для различного удаления ВВ (9) от затеняющей поверхности (11) для двух режимов работы ВВ (9). Тяга ВВ (9) отнесена к тяге идентичного ВВ, свободного от затенения (кривая 17) и указана в % от неё. Кривые (18) и (19) соответствуют потребляемой мощности 46,5 Вт, кривые (20) и (21) соответствуют потребляемой мощности 72,5 Вт. Для каждого положения затеняющей поверхности (11) относительно ВВ (9) есть видеофиксация выполнения эксперимента [3]. Из графика, изображенного на Фиг. 3 явным образом следует, что по мере увеличения указанного на Фиг. 2 расстояния (10) от ВВ (9) до затеняющей поверхности (11), ощутимо растет тяга и соответственно эффективность ВВ (9), т.е. уменьшается влияние затенения, оказываемого затеняющей поверхностью (11) на тягу ВВ (9), что демонстрируют кривые (18) и (20), изображенные на Фиг. 3. Тот же эффект ожидается при увеличении расстояния (3) между плоскостью вращения ВВ (1) и планером, что соответствует увеличению длины балки (8), показанной на Фиг. 1. В то же время анализ кривых 19 и 21 графика, показанного на Фиг. 3 указывает на то, что при расположении ВВ (9) над затеняющей поверхностью (11) не возникает существенного выигрыша в эффективности по мере увеличения расстояния (10) от ВВ (9) до затеняющей поверхности (11). The graph resulting from the experiment is shown in Fig. 3, while the graph takes into account the inverted nature of the stand, and the curves correspond to the normal location of the lifting explosive relative to the aircraft airframe. The graph is constructed for different distances of the explosive (9) from the shading surface (11) for two modes of operation of the explosive (9). The thrust of the explosive (9) is related to the thrust of an identical explosive, free from shading (curve 17) and is indicated in % of it. Curves (18) and (19) correspond to a power consumption of 46.5 W, curves (20) and (21) correspond to a power consumption of 72.5 W. For each position of the shading surface (11) relative to the explosive (9), there is a video recording of the experiment [3]. From the graph depicted in Fig. 3 it clearly follows that as indicated in Fig. 2 distances (10) from the explosive (9) to the shading surface (11), the thrust increases significantly and, accordingly, the efficiency of the explosive (9), i.e. the effect of the shading provided by the shading surface (11) on the thrust of the propellant (9) is reduced, as shown by curves (18) and (20) shown in FIG. 3. The same effect is expected by increasing the distance (3) between the plane of rotation of the propeller (1) and the airframe, which corresponds to an increase in the length of the beam (8) shown in FIG. 1. At the same time, the analysis of curves 19 and 21 of the graph shown in FIG. 3 indicates that when the explosive (9) is located above the shading surface (11), there is no significant gain in efficiency as the distance (10) from the explosive (9) to the shading surface (11) increases.
Описанный эксперимент обладает тем недостатком, что в его рамках рассмотрен только один возможный частный случай, при котором форма затеняющей поверхности (11) - трапеция, а площадь затенения (12) составляет 47%. Кроме того, стенд имеет ограниченные размеры, и диаметр ВВ (9), применённого в процессе эксперимента составляет 8 дюймов, то есть, применительно к полноразмерному ДА результат может быть другим. Чтобы устранить первый недостаток, на данном стенде была проведена серия замеров, при которых площадь затенения (12) изменялась от 20 до 100% с шагом 10%, а расстояние (10) от затеняющей поверхности (11) до плоскости вращения ВВ (9) изменялось от 5 до 35% от диаметра ВВ (9) с шагом в 5%. Замеры производились на двух уровнях мощности (N1 и N2) и для двух ВВ (9) разного шага, - 8x3,6 и 8x6. В результате получена серия графиков, приведённых на Фиг. 4, Фиг. 5, Фиг. 6 и Фиг. 7, демонстрирующих зависимость тяги от расстояния (10) от плоскости вращения ВВ (9) до затеняющей поверхности (11) для двух уровней мощности и двух ВВ(9) различного шага. The described experiment has the disadvantage that only one possible special case is considered within its framework, in which the shape of the shading surface (11) is a trapezoid, and the shading area (12) is 47%. In addition, the stand has limited dimensions, and the diameter of the explosive (9) used during the experiment is 8 inches, that is, the result may be different for a full-size DA. To eliminate the first drawback, a series of measurements were carried out on this stand, in which the shading area (12) changed from 20 to 100% in 10% increments, and the distance (10) from the shading surface (11) to the plane of rotation of the explosive (9) changed from 5 to 35% of the diameter of the explosive (9) in 5% increments. Measurements were made at two power levels (N1 and N2) and for two explosives (9) of different pitch - 8x3.6 and 8x6. The result is a series of graphs shown in Fig. 4, FIG. 5, Fig. 6 and FIG. 7, showing the dependence of thrust on the distance (10) from the plane of rotation of the explosive (9) to the shading surface (11) for two power levels and two explosives (9) of different pitch.
Кроме того, были дополнительно произведены замеры тяги ВВ (9), при смещении затеняющей поверхности^ 1) относительно оси вращения ВВ (9) по хорде затеняющей поверхности (11) на 10 и 20% от диаметра (14) воздушного винта (9), результаты данного эксперимента показаны на Фиг. 8. Как показывают представленные на Фиг.8 графики, существенного изменения их характера не наблюдается, хотя и обнаруживается незначительное возрастание КПД ВВ (9) по мере смещения оси его вращения вперед (к носку) по хорде затеняющей поверхности (И). In addition, the thrust of the propeller (9) was additionally measured with the displacement of the shading surface^ 1) relative to the axis of rotation of the propellant (9) along the chord of the shading surface (11) by 10 and 20% of the diameter (14) of the propeller (9), the results of this experiment are shown in Fig. 8. As the graphs presented in Fig. 8 show, no significant change in their nature is observed, although a slight increase in the efficiency of the explosive (9) is found as the axis of its rotation moves forward (toward the toe) along the chord of the shading surface (I).
Как показывают представленные на Фиг. 3, Фиг. 4, Фиг. 5, Фиг. 6, Фиг. 7, Фиг. 8 графики, отражающие результаты выполненных экспериментов, при изменении затенения BB (9) от 20 до 100% с шагом 10% наблюдается возрастание тяги ВВ(9) при увеличении расстояния (10) между ВВ (9) и затеняющей поверхностью (И), при моделировании размещения ВВ (9) под планером ЛА, и несущественное изменение тяги ВВ (9), при моделировании размещения ВВ (9) над планером ЛА. В частности, при затенении ВВ, составляющем 20 и 30% и удалении плоскости вращения ВВ под затеняющую поверхность на расстояние порядка 15-20% от диаметра ВВ, эффективность ВВ составляет более 85% соответствующей характеристики свободного от затенения ВВ такого же устройства при той же мощности. Также более 85% составляет эффективность ВВ, при его удалении под затеняющую поверхность на расстояние порядка 20-25% от диаметра ВВ при затенении 40% и 50%, при аналогичном удалении на расстояние порядка 30% от диаметра ВВ для затенения 60%, и, наконец, при удалении порядка 35% от диаметра ВВ, при затенении 70-100%. Отсюда следует, что для каждого конкретного случая площади затенения ВВ, для каждого конкретного ВВ со своим конкретным режимом работы можно подобрать расстояние, на которое следует удалить от затеняющей поверхности плоскость его вращения, чтобы получить необходимую эффективность (на практике, как правило, достаточно эффективности более 85%, хотя если это позволяет компоновка ЛА, то лучше стремиться к эффективности 90-95%). As shown in FIG. 3, Fig. 4, FIG. 5, Fig. 6, FIG. 7, FIG. 8 graphs reflecting the results of the experiments performed, with a change shading BB (9) from 20 to 100% with a step of 10%, an increase in the thrust of the explosive (9) is observed with an increase in the distance (10) between the explosive (9) and the shading surface (I), when modeling the placement of the explosive (9) under the airframe of the aircraft, and an insignificant change in the thrust of explosives (9), when modeling the placement of explosives (9) over the airframe of the aircraft. In particular, when the shading of the explosive is 20 and 30% and the removal of the plane of rotation of the explosive under the shading surface at a distance of about 15-20% of the diameter of the explosive, the efficiency of the explosive is more than 85% of the corresponding characteristic of the free from shading explosive of the same device at the same power . Also, more than 85% is the efficiency of the explosive, when it is removed under the shading surface at a distance of about 20-25% of the diameter of the explosive with shading of 40% and 50%, with a similar distance of about 30% from the diameter of the explosive for shading of 60%, and, finally, at a distance of about 35% from the diameter of the explosive, with shading of 70-100%. It follows that for each specific case of the shading area of the explosive, for each specific explosive with its specific mode of operation, it is possible to choose the distance by which the plane of its rotation should be removed from the shading surface in order to obtain the required efficiency (in practice, as a rule, an efficiency of more than 85%, although if the layout of the aircraft allows it, then it is better to aim for an efficiency of 90-95%).
Для того, чтобы исключить возможное влияние малых размеров стенда и ВВ (9), применённых в описанном выше эксперименте, были произведены испытания полноразмерного стенда консоли несущей поверхности проекта ЛА, сходного с заявляемым, изображение которого представлено на Фиг. 9. В конструкции ЛА, представленного на Фиг.9, также, как и в конструкции заявляемого ЛА, представленного на Фиг. 1, для создания подъемной силы во время вертикального взлета и посадки используются идентичные подъемные ВВ (22), расположенные под планером (23) ЛА (в данном случае, под передним горизонтальным оперением (ПГО) и крылом). Плоскость вращения каждого из ВВ (22) отнесена на расстояние (24) от планёра, в результате чего тяга каждого из ВВ (22) составляет более 90% от тяги которую может развить идентичный по конструкции и режиму работы, свободный от затенения ВВ. В примере на Фиг. 9 площадь затенения (25) составляет 64% и площадь затенения (26) составляет 56% относительно всей площади (27), ометаемой ВВ (22), а потеря тяги ВВ (22) составляет менее 10% при обоих случаях затенения, относительно тяги, которую может развить идентичный по конструкции и режиму работы, но свободный от затенения ВВ. Расстояние (24), соответствующее длине балок- пилонов (28) для всех подъемных ВВ составляет порядка 35% от диаметра (29) ВВ (22), который в случае ЛА, представленного на Фиг. 9 составляет 1,5 метра. In order to eliminate the possible influence of the small dimensions of the stand and explosives (9) used in the experiment described above, tests were carried out on a full-size stand of the console of the bearing surface of the aircraft project, similar to the claimed one, the image of which is shown in Fig. 9. In the design of the aircraft shown in Fig.9, as well as in the design of the proposed aircraft, shown in Fig. 1, identical lifting propellants (22) are used to generate lift during VTOL (22) located under the airframe (23) of the aircraft (in this case, under the forward horizontal tail (PGO) and wing). The plane of rotation of each of the explosives (22) is referred to the distance (24) from the airframe, as a result of which the thrust of each of the explosives (22) is more than 90% of the thrust that can be developed by an identical in design and mode of operation, free from shading explosives. In the example in FIG. 9 the shading area (25) is 64% and the shading area (26) is 56% relative to the total area (27) swept by the explosives (22), and the loss of thrust of the explosives (22) is less than 10% in both cases of shading, relative to the thrust, which can be developed by an explosive, identical in design and mode of operation, but free from shading. Distance (24) corresponding to the length of the beam-pylons (28) for all lifting explosives is about 35% of the diameter (29) of the explosives (22), which in the case of the aircraft shown in Fig. 9 is 1.5 meters.
На Фиг. 10 представлен полноразмерный стенд для испытания эффективности подъемных воздушных винтов (30) (диаметр винтов 1,5 метра, длина консоли крыла 3,4 метра), расположенных под крылом (31). Он был испытан 15 октября 2019 года на территории АО «Концерн «МАНС», Тверская область, Зубцовский район, аэродром «Орловка». On FIG. 10 shows a full-size test bench for the efficiency of lift propellers (30) (propeller diameter 1.5 meters, wing length 3.4 meters) located under the wing (31). It was tested on October 15, 2019 on the territory of MANS Concern JSC, Tver region, Zubtsovsky district, Orlovka airfield.
При этом расположение ВВ (30), расстояние между ними и планёром, площади, ометаемые ВВ (30), площади затенения и иные существенные в условиях испытания параметры полностью соответствуют изложенным выше и относящимся к характеристикам ВВ (22). At the same time, the location of the explosives (30), the distance between them and the airframe, the areas swept by the explosives (30), the shading areas and other parameters that are essential under test conditions fully comply with the above and related to the characteristics of the explosives (22).
Для определения эффективности подъемных винтомоторных групп (далее - ВМГ) производилось 2 группы замеров, в которых измерялись усилия в закреплённых с опорой на лонжерон (32) консоли крыла (31) пилонах (33), на которых установлены электромоторы (34) с ВВ (30). Первая группа измеряла усилие при затенении ВМГ крылом (31), вторая измеряла усилие при снятом крыле. При обработке данных вычислялся средний 0 для каждого датчика веса (35), также вычислялись средние значения максимального усилия. To determine the efficiency of lifting propeller groups (hereinafter referred to as VMG), 2 groups of measurements were made, in which forces were measured in pylons (33) fixed with support on the spar (32) of the wing console (31), on which electric motors (34) with explosives (30 ). The first group measured the force when shading the VMG with the wing (31), the second measured the force with the wing removed. During data processing, the average 0 was calculated for each weight sensor (35), and the average values of the maximum effort were also calculated.
Интерпретация данных производилась следующим образом: вычислялись среднее значение усилия и отклонения от среднего среди группы замеров. Вычислялась тяга винтов, затененных крылом, равная разности удвоенного усилия свободного винта и усилию затенённого винта. Эффективность ВМГ вычислялась, как отношение вычисленной тяги затененного винта к усилию свободного винта, умноженных на 100%. The interpretation of the data was carried out as follows: the average value of the effort and deviations from the average among the group of measurements were calculated. The thrust of the propellers shaded by the wing was calculated, equal to the difference between the doubled force of the free propeller and the force of the shaded propeller. The EMG efficiency was calculated as the ratio of the calculated shaded propeller thrust to the free propeller force multiplied by 100%.
Итоговая выдержка из протокола испытаний приведена в [4]. Измерения усилий на датчиках и их интерпретация показали, что эффективность данных ВМГ, при данной тяге свободных винтов, данном удалении от крыла и данном затенении оказалась более 90%. The final excerpt from the test report is given in [4]. Measurements of the forces on the sensors and their interpretation showed that the efficiency of the VMG data, at a given free propeller thrust, a given distance from the wing and a given shading, turned out to be more than 90%.
Таким образом, в результате проведения серии экспериментов, при которых диаметр ВВ равнялся 8 дюймам, и в результате проведения эксперимента с полноразмерным стендом, где диаметр ВВ равнялся 1,5 м, было доказано то, что при размещении подъемного ВВ с опорой на элементы планера (будь то несущие поверхности, такие как крыло и оперение, или другие части планера, например, фюзеляж), в условиях, при которых ометаемая площадь вышеназванного ВВ по нормали к плоскости его вращения затенена проекцией планера более чем на 20%, можно получить тягу вышеназванного подъёмного ВВ, составляющую более 85% от тяги идентичного незатененного ВВ при размещении вышеназванного подъёмного ВВ под планером на расстоянии, варьировавшем в условиях экспериментов от 15 до 35% диаметра вышеназванного подъёмного ВВ, причем с увеличением вышеназванного расстояния в условиях эксперимента тяга возрастала. Thus, as a result of a series of experiments in which the diameter of the explosive was 8 inches, and as a result of an experiment with a full-size stand, where the diameter of the explosive was 1.5 m, it was proved that when placing a lifting explosive supported by airframe elements ( whether it be load-bearing surfaces such as the wing and empennage, or other parts of the airframe such as fuselage), under conditions under which the swept area of the above-mentioned explosive along the normal to the plane of its rotation is shaded by the airframe projection by more than 20%, it is possible to obtain the thrust of the above-mentioned lifting explosive, which is more than 85% of the thrust of an identical unshaded explosive when the above-mentioned lifting explosive is placed under the airframe at a distance that varied under the experimental conditions from 15 to 35% of the diameter of the above lifting explosive, and with an increase in the above distance under the experimental conditions, the thrust increased.
Для реализации цели заявляемого изобретения, на основании описанных выше экспериментов, в отношении описанного выше заявляемого ЛА, независимо от его размера и варианта исполнения, толкающие подъёмные ВВ (1), находящиеся под планером заявляемого ЛА, должны быть отнесены от поверхности элементов планера, с опорой которые они расположены, на расстояние (3), составляющее не менее 15% диаметра вышеназванных ВВ. To realize the purpose of the claimed invention, on the basis of the experiments described above, in relation to the claimed aircraft described above, regardless of its size and version, the pushing lifting explosives (1) located under the airframe of the claimed aircraft must be removed from the surface of the airframe elements, with support which they are located, at a distance (3), which is at least 15% of the diameter of the above explosives.
В результате осуществления заявляемого изобретения, получаем летательный аппарат, выполняющий горизонтальный полёт за счёт создания аэродинамической подъёмной силы, способный выполнять вертикальные взлёт и посадку, обладающий простой конструкцией и высокой весовой и энергетической эффективностью. As a result of the implementation of the claimed invention, we obtain an aircraft that performs horizontal flight due to the creation of aerodynamic lift, capable of performing vertical takeoff and landing, with a simple design and high weight and energy efficiency.
Используемые материалы: Materials used:
[1] Летательный аппарат Cora, компании KittyHawk. Официальный сайт: https://cora.aero Видео: https://www.youtube.com/watch?v=LeFxjRMv5U8 [1] Aircraft Cora, by KittyHawk. Official website: https://cora.aero Video: https://www.youtube.com/watch?v=LeFxjRMv5U8
[2] Летательный аппарат Vahana, компании А3 (подразделение Airbus). Официальный сайт: https://vahana.aero Видео: https://vimeo.com/221950605 [2] Aircraft by Vahana, company A 3 (a division of Airbus). Official website: https://vahana.aero Video: https://vimeo.com/221950605
[3] Ссылка на видеофиксацию эксперимента с модельным экспериментом крыла: https://yadi.Sk/d/F5H6ywLf3aaGJa [3] Link to the video recording of the experiment with the model experiment of the wing: https://yadi.Sk/d/F5H6ywLf3aaGJa
[4] Протокол J e 1/15.10.19 «Проверка эффективности подъемных ВМГ, расположенных под крылом»: https://disk.yandex.ni/i/5HafXcOZd4q_6A [4] Protocol J e 1/15.10.19 “Checking the effectiveness of lifting VMGs located under the wing”: https://disk.yandex.ni/i/5HafXcOZd4q_6A

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ CLAIM
Летательный аппарат, имеющий фюзеляж, несущие плоскости, оперение, толкающий воздушный винт, размещённый на хвостовой оконечности фюзеляжа, или тянущий воздушный винт, размещенный на носовой оконечности фюзеляжа, или реактивный двигатель, толкающие воздушные винты, размещённые с опорой на элементы планера летательного аппарата таким образом, что воздушные винты находятся под планером летательного аппарата и при этом плоскости их вращения отнесены ниже планера летательного аппарата и ориентированы горизонтально, отличающийся тем, что воздушные винты, находящиеся под планером заявляемого летательного аппарата, отнесены от поверхности элементов планера, с опорой на которые они расположены, на расстояние, составляющее не менее 15% диаметра вышеназванных воздушных винтов. An aircraft having a fuselage, load-bearing planes, plumage, a pusher propeller located on the tail end of the fuselage, or a puller propeller located on the forward end of the fuselage, or a jet engine, pusher propellers placed with support on the elements of the airframe of the aircraft in this way that the propellers are located under the airframe of the aircraft and at the same time the planes of their rotation are referred below the airframe of the aircraft and oriented horizontally, characterized in that the propellers located under the airframe of the claimed aircraft are offset from the surface of the elements of the airframe, supported by which they are located , at a distance of not less than 15% of the diameter of the above propellers.
PCT/RU2022/000183 2021-06-09 2022-06-01 Aircraft WO2022260555A1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021116770 2021-06-09
RU2021116770A RU2770513C2 (en) 2021-06-09 2021-06-09 Aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2022260555A1 true WO2022260555A1 (en) 2022-12-15

Family

ID=78289423

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2022/000183 WO2022260555A1 (en) 2021-06-09 2022-06-01 Aircraft

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2770513C2 (en)
WO (1) WO2022260555A1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2478847A (en) * 1944-10-06 1949-08-09 Gen Motors Corp Convertible helicopter-airplane
US20150344134A1 (en) * 2014-06-03 2015-12-03 Juan Gabriel Cruz Ayoroa High Performance VTOL Aircraft
RU2638221C2 (en) * 2016-03-18 2017-12-12 Открытое акционерное общество "Рикор Электроникс" Vertical take-off and landing aircraft and method to control its flight
CN209479974U (en) * 2019-01-18 2019-10-11 广东万虹科技有限公司 A kind of oil electricity mixing multi-rotor unmanned aerial vehicle adapting to High aititude
RU2716391C2 (en) * 2017-12-12 2020-03-11 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли России Unmanned aerial vehicle of vertical take-off and landing

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2478847A (en) * 1944-10-06 1949-08-09 Gen Motors Corp Convertible helicopter-airplane
US20150344134A1 (en) * 2014-06-03 2015-12-03 Juan Gabriel Cruz Ayoroa High Performance VTOL Aircraft
RU2638221C2 (en) * 2016-03-18 2017-12-12 Открытое акционерное общество "Рикор Электроникс" Vertical take-off and landing aircraft and method to control its flight
RU2716391C2 (en) * 2017-12-12 2020-03-11 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли России Unmanned aerial vehicle of vertical take-off and landing
CN209479974U (en) * 2019-01-18 2019-10-11 广东万虹科技有限公司 A kind of oil electricity mixing multi-rotor unmanned aerial vehicle adapting to High aititude

Also Published As

Publication number Publication date
RU2021116770A3 (en) 2022-03-18
RU2021116770A (en) 2021-10-21
RU2770513C2 (en) 2022-04-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Shevell Fundamentals of flight
US10414484B2 (en) Aircraft
CN102458988B (en) There is the aircraft of the box-like wing structure of λ
US3064928A (en) Variable sweep wing aircraft
Ajaj et al. The Transformer aircraft: A multimission unmanned aerial vehicle capable of symmetric and asymmetric span morphing
US20220388633A1 (en) Coupled landing gear and methods of use
Frediani et al. Design of a prototype of light amphibious PrandtlPlane
RU2641952C1 (en) Vertical take-off and landing aircraft
Englar et al. Development of pneumatic channel wing powered-lift advanced superSTOL aircraft
US20220177115A1 (en) High-lift device
RU2770513C2 (en) Aircraft
US11897601B2 (en) Aircraft and methods of use for aerodynamic control with winglet surfaces
Kota Twistable wings take flight
Capone Summary of Propulsive-Lift Research in the Langley 16-Ft Transonic Tunnel
Englar et al. Experimental development and evaluation of pneumatic powered-lift super-STOL aircraft
DeCamp et al. Mission adaptive wing research programme
US20240025536A1 (en) Non-coupled landing gear apparatus and methods of use
Bi et al. Experimental study of aerodynamic interactions between a rotor and afuselage
Kinnaman Flutter analysis of complex airplanes by experimental methods
Flomenhoft Aeroelasticity and dynamic loads-From 1903 to the supersonic era
US20240109649A1 (en) Aircraft with cabin-stowed landing gear
US20240109650A1 (en) Aircraft with outboard-stowed landing gear
US20230257134A1 (en) Blended wing body tanker and method of use
Tapscott et al. A flight study of the conversion maneuver of a tilt-duct VTOL aircraft
Bertelsen et al. History of Deflected Slipstream VTOL Aircraft

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: 22820649

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 202300055

Country of ref document: EA

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE