Летательный аппарат с фюзеляжем, выполненным по существу в виде аэростатического подъемного тела, двигательная установка и способ управления летательным аппаратом - RU2196703C2

Чертежи

Показать все 8 чертежа(ей)

Описание

Изобретение относится к летательному аппарату с фюзеляжем, выполненным по существу в виде аэростатического подъемного тела, а также с соединенными с фюзеляжем и оснащенными воздушными винтами комбинированными устройствами подъема и тяги, которые образуют двигательные установки и имеют возможность разворота между позицией подъема, в которой плоскость вращения соответствующего пропеллера по существу горизонтальна, а вал отбора мощности соответствующего механизма привода вала пропеллера по существу вертикален, и позицией тяги, в которой плоскость вращения соответствующего пропеллера по существу вертикальна, а вал отбора мощности соответствующего механизма привода вала пропеллера по существу горизонтален.

Известны аэростатические летательные аппараты с приводами передвижения, такие как цепеллины (дирижабли). Благодаря своей подъемной способности такие летательные аппараты могут взлетать и приземляться по существу вертикально, однако, поскольку они в своем большинстве легче воздуха, то при каждой стоянке их необходимо привязывать. Кроме того, по своей сущности такие летательные аппараты трудно управляемы, так как из-за своей низкой скорости и малых аэродинамических плоскостей управления они имеют слабую управляемость, то есть высокую инерционность реакции на управляющие воздействия. Позднее стали известны летательные аппараты с главными приводами, имеющими возможность относительно медленного разворота вокруг поперечной оси, и вспомогательными поперечными приводами для содействия аэродинамическому управлению, которые позволили несколько уменьшить радиус поворота летательного аппарата, но ни в коем случае не обеспечили точного маневрирования. Другим недостатком летательных аппаратов с вытянутым обтекаемым корпусом является их чрезвычайно высокая чувствительность к боковому ветру и связанная с этим необходимость привязывать летательный аппарат подобно тому, как лодку привязывают к буйку, с возможностью разворота по ветру, для чего требуются якорные мачты.

Известны летательные аппараты вертикального взлета, винтомоторный блок которых переводится в вертикальную позицию привода подъема с горизонтальной плоскостью вращения винта или горизонтальную позицию привода тяги с вертикальной плоскостью вращения винта. Проблемой в таких летательных аппаратах с разворачиваемыми винтомоторными блоками является компенсация разворачивающих сил, создаваемых при развороте винтомоторных блоков, которые должны опираться на надежные опорные конструкции на несущих плоскостях летательного аппарата и на фюзеляже. Из-за этих разворачивающих сил перевод винтомоторного блока может производиться только относительно медленно. Указанные летательные аппараты вертикального взлета управляются по существу также с помощью аэростатических средств управления. Поскольку при вертикальном взлете такого летательного аппарата винтомоторный блок должен обеспечивать подъем всего летательного аппарата, грузоподъемность его весьма ограничена.

В связи с этим задачей, на решение которой направлено изобретение, является создание летательного аппарата указанного типа, который сочетает преимущества аэростатического летательного аппарата с преимуществами летательного аппарата вертикального взлета и за счет этого имеет возможность транспортировать больше груза на более дальние расстояния, а кроме того, может совершать быструю и точную посадку без необходимости сооружения сложных наземных конструкций.

В соответствии с отличительной частью пункта 1 формулы изобретения поставленная задача решается за счет того, что плоскость вращения пропеллера имеет возможность наклона во всех направлениях относительно подсоединенного к валу пропеллера вала отбора мощности соответствующего привода.

Эта возможность наклона плоскости вращения пропеллера в дополнение к принципиально предусмотренной возможности поворота привода вокруг поперечной оси обеспечивает возможность управления вектором тяги летательного аппарата с высокой скоростью реакции, а также придает летательному аппарату высокую степень управляемости при взлете и посадке. За счет указанного управления вектором тяги создается возможность (при достаточной мощности привода) производить по существу точную посадку летательного аппарата с корпусом в виде аэростатического тела. При этом достигается то преимущество, что летательный аппарат может совершать посадку на малой площади и может, например, принимать груз на заводском дворе и доставлять его непосредственно к месту приемки груза.

Наклон плоскости вращения пропеллера происходит под действием аэродинамических сил на лопасти пропеллера вследствие индивидуальной установочной настройки углов установки отдельных лопастей пропеллера. При этом на фюзеляж в качестве силы воздействует только вектор тяги, используемый для горизонтального полета, подъема и управления. Реактивные моменты, возникающие при быстром росте вектора тяги, например гироскопические моменты соответствующей двигательной установки или пропеллера, воспринимаются окружающим воздухом, а не конструкцией летательного аппарата. При таком решении плоскость пропеллера может очень быстро наклоняться относительно вала привода в широком диапазоне углов наклона в любом направлении без передачи на фюзеляж реактивных усилий от гироскопических моментов. Угол наклона плоскости вращения пропеллера относительно подсоединенного к валу пропеллера вала отбора мощности соответствующей двигательной установки может лежать между ±20^o и ±50^o, предпочтительно между ±25^o и ±35^o и наиболее предпочтительно быть равным ±30^o.

Поскольку управление вектором тяги летательного аппарата по изобретению действует как в позиции двигательной установки в режиме горизонтального полета, так и в позиции в режиме взлета; при кратковременных посадках с работающим приводом не требуется никакого закрепления летательного аппарата на земле, так как быстрореагирующее управление вектором тяги обеспечивает стабилизацию летательного аппарата на посадочной площадке также и при боковом ветре или порывах ветра. Благодаря этому летательный аппарат по изобретению не зависит от посадочных площадок или специальных посадочных устройств, таких как анкеры для закрепления тросов привязки. Тем не менее для длительной посадки летательного аппарата с выключенным приводом может потребоваться его наземная привязка известным образом. Она может осуществляться посредством якорного закрепления посадочной пяты, предпочтительно встроенной в летательный аппарат на его нижней стороне, или посредством встроенной в фюзеляж системы тросовых лебедок, предпочтительно с центральным управлением. Быстрореагирующее управление вектором тяги летательного аппарата по изобретению позволяет также осуществлять прием и точную доставку груза в режиме зависания аппарата без необходимости его посадки.

В одном из особо предпочтительных исполнений летательного аппарата по изобретению фюзеляж выполнен одновременно и в виде аэродинамического подъемного корпуса. За счет этого в режиме горизонтального полета фюзеляж аппарата может создавать аэродинамическое подъемное усилие в дополнение к аэростатическому подъемному усилию.

Летательный аппарат по изобретению может обходиться без зависящих от скоростного напора аэродинамических управляющих устройств с активным приводом, так что нет необходимости в стабилизаторах и вертикальном оперении. Эти средства повышают чувствительность аппарата к боковому ветру и порывам ветра, не оказывая существенного содействия управлению при полете на низких скоростях в фазе взлета и посадки, так как оно осуществляется исключительно путем управления вектором тяги. Соответственно, летательный аппарат может быть выполнен более простым по форме.

За счет того, что фюзеляж имеет по существу круглую горизонтальную проекцию, с одной стороны, он обладает повышенной подъемной силой по сравнению с известными летательными аппаратами сигарообразной формы при той же длине. С другой стороны, при том же объеме он имеет меньшую увлажняемую внешнюю поверхность, что ведет к снижению веса и уменьшает сопротивление трения. Кроме того, за счет этого существенно снижается чувствительность к боковому ветру.

При этом преимущество выполнения фюзеляжа по существу с эллиптическим поперечным сечением заключается в заметном снижении сопротивления потоку при горизонтальном полете.

Выполнение фюзеляжа в форме асимметричного эллипса в поперечном сечении с верхней частью, которая образует более выпуклую оболочку, и более плоской нижней частью, образующей нижнюю оболочку, придает фюзеляжу также при крейсерском полете в горизонтальном положении в дополнение к аэростатической подъемной силе еще и аэродинамическую подъемную силу, которая дополняет пропеллерный привод подъема при взлете и посадке. Кроме того, различная кривизна обеспечивает равномерное распределение конструктивной нагрузки в верхней оболочке и нижней оболочке фюзеляжа в форме асимметричного диска.

Предпочтительно, фюзеляж оснащен по меньшей мере одним кольцом жесткости в форме обода, которое расположено в экваториальной области фюзеляжа и образует горизонтальный пояс жесткости, воспринимающий радиальные нагрузки от верхней и нижней оболочек и дополнительно воспринимает, например, действующие на фюзеляж силы лобового скоростного напора.

При этом создаются особые преимущества, когда кольцо жесткости имеет боковую стенку, имеющую в поперечном сечении форму дуги эллипса. За счет этого кольцо жесткости в поперечном сечении сопрягается с контуром сечения фюзеляжа в экваториальной области.

Далее, имеется преимущество в выполнении кольца жесткости в виде волокнистого соединительного элемента, предпочтительно многослойной конструкции. При этом достигается более высокая прочность, низкая масса и желаемая упругость, допускающая упругую деформацию кольца жесткости в заданных пределах. За счет такой упругой деформации кольца жесткости, например, силы и моменты от несущей привод конструкции могут восприниматься и передаваться на конструкцию оболочки, которая благодаря максимальным величинам плеч рычагов и естественной жесткости эллиптического дискообразного фюзеляжа, заполненного средой под давлением, лучше приспособлена для этого. Главной задачей кольца жесткости в форме обода является восприятие радиальных усилий конструкции оболочки для повышения горизонтальной жесткости дискообразного фюзеляжа.

Целесообразно, чтобы суммарные силы сжатия воспринимались двумя имеющимися в кольце жесткости поясами жесткости, обладающими высокой удельной прочностью на сжатие. Предпочтительно также, чтобы к этим поясам жесткости были прикреплены несущие конструкции верхней и нижней оболочек фюзеляжа.

Для ограничения желаемой радиальной упругости кольцо жесткости может быть снабжено также опорной фермой, предпочтительно выполненной в виде решетчатой фермы по существу треугольного контура в поперечном сечении, причем два угла треугольника образованы у встроенных в кольцо жесткости поясов жесткости, а вершина треугольника обращена внутрь фюзеляжа.

Целесообразно, чтобы опорная ферма была по меньшей мере частично соединена заодно с кольцом жесткости.

Согласно еще одному предпочтительному исполнению изобретения две двигательные установки закрепляются вместе на одной опорной конструкции, предпочтительно нежестко укрепленной на фюзеляже. При этом изгибающие моменты, создаваемые в фазе взлета и посадки в результате подъемной силы отдельных приводов и смещений плоскостей вращения пропеллеров, могут передаваться непосредственно от одной двигательной установки на другую без передачи усилий через всю конструкцию фюзеляжа. Таким образом двигательные установки создают друг для друга взаимную опору через свою опорную конструкцию.

Указанные двигательные установки и/или их опорные конструкции с соответствующими двигательными установками предпочтительно нежестко соединены тягами с несущей привод рамой, которая вследствие этих нежестких соединений имеет возможность перекосов и скручивания.

Предпочтительно двигательные установки и/или их опорные конструкции нежестко укреплены на кольце жесткости в форме обода. При таком исполнении двигательные установки составляют единый узел с несущей привод рамой, которая нежестко укреплена на кольце жесткости в форме обода. В этом исполнении достигается передача большей части усилий от отдельных двигательных установок через несущую привод раму, так что кольцо жесткости и конструкция оболочки фюзеляжа разгружены от передачи этих усилий. За счет этого дополнительно обеспечивается разрыв передачи вибраций.

За счет установки передних и задних двигательных установок на разных расстояниях от центральной продольной плоскости задние двигательные установки не оказываются на пути вихревого следа от передних двигательных установок.

Дополнительно к этому или альтернативно, передние и задние двигательные установки могут быть расположены на различных высотах с тем, чтобы еще более улучшить условия в этом отношении.

В одном из наиболее предпочтительных исполнений изобретения летательный аппарат оснащен четырьмя двигательными установками, которые, предпочтительно, расположены попарно, с установкой каждой пары на одной опорной конструкции. Предпочтительно при этом, чтобы каждая двигательная установка была расположена в углу воображаемого четырехугольника (или другого многоугольника в соответствии с числом двигательных установок), описанного вокруг или пересекающего окружность горизонтальной проекции летательного аппарата.

Предпочтительно, в каждой двигательной установке предусмотрены два параллельных друг другу моторных блока (мотора). За счет этого в каждой двигательной установке создается резервная возможность при выходе из строя одного из моторов обеспечить надежный привод всей двигательной установки с небольшой потерей общей тяги. Это обеспечивает повышение безопасности эксплуатации летательного аппарата, поскольку риск выхода из строя всей двигательной установки значительно снижается при наличии дублирующих моторных блоков. Оснащение летательного аппарата четырьмя двойными двигательными установками создает резерв привода даже для случая, когда один из моторов отказывает при взлете с максимальной массой подъема, то есть при вертикальном полете. В случае полного отказа всей двигательной установки во время взлета две диагонально расположенные двигательные установки создают подъемное усилие и позволяют при максимальной массе вертикального взлета сохранить низкую скорость опускания, в то время как третья работающая двигательная установка используется для стабилизации летательного аппарата относительно осей крена и тангажа. В случае, когда такой отказ происходит на достаточно большой высоте, можно перевести летательный аппарат в крейсерский режим полета. Также и в крейсерском режиме летательный аппарат с четырьмя двигательными установками при выходе из строя одной из них сохраняет полную способность к полету и управляемость, так как при этом обеспечивается наличие одной двигательной установки с каждой стороны от продольной центральной плоскости, а третья работоспособная двигательная установка используется для управления ориентацией летательного аппарата.

В нижней области фюзеляжа предпочтительно выполнено грузовое помещение для транспортирования грузов, под которым может выдвигаться посадочная пята, предпочтительно выполненная в виде плоской площадки.

В одном из предпочтительных исполнений грузовое помещение снабжено по меньшей мере одним трапом, причем предпочтительно, чтобы были предусмотрены два трапа на двух противоположно обращенных сторонах. Один трап облегчает загрузку и разгрузку летательного аппарата, а наличие двух трапов на двух противоположных сторонах обеспечивает быструю погрузку и разгрузку в так называемом режиме Ро-Ро (Ro-Ro).

В том случае, когда под грузовым помещением в области его окружной периферии в качестве посадочной пяты предусмотрена пневматически выдвигаемая сильфонная кольцевая камера или выступ, такая посадочная пята может, с одной стороны, демпфировать толчки при посадке и, с другой стороны, благодаря низкому удельному давлению на несущую поверхность, позволяет осуществлять посадку на основания с плохой несущей способностью. Для установки определенной высоты пневматически выдвигаемая кольцевая камера или выступ имеет встроенный ограничитель высоты.

В другом исполнении летательного аппарата по изобретению для его использования в качестве пассажирского транспортного средства в передней части экваториальной области фюзеляжа предусмотрен пассажирский салон, предпочтительно частично двухъярусный. При этом предпочтительно, чтобы пассажирский салон был подвешен в кольце жесткости в форме обода и предпочтительно также на передней опорной конструкции.

В одном из предпочтительных исполнений в задней части экваториальной области фюзеляжа предусмотрено помещение для багажа и груза. Это размещение помещения для багажа и груза в задней части в сочетании с наличием пассажирского салона в передней части летательного аппарата способствует его максимально возможному уравновешиванию.

Предпочтительно, чтобы помещение для багажа и груза было подвешено в кольце жесткости в форме обода и предпочтительно также на задней опорной конструкции.

В еще одном предпочтительном исполнении в нижней оболочке предусмотрен встроенный в нее центральный корпус, на нижней стороне которого выполнена пневматически выдвигаемая сильфонная кольцевая камера или выступ в качестве посадочной пяты.

В том случае, когда центральный корпус подвешен в образованной верхней и нижней оболочками общей оболочке фюзеляжа таким образом, что может при жесткой посадке упруго смещаться вверх и тем самым обеспечивать пружинную подвеску пассажирского салона и помещения для багажа и груза, это позволяет предотвратить передачу толчков при посадке на пассажирский салон и помещение для багажа и груза.

Предпочтительно, центральный корпус оснащен по меньшей мере одним трапом для доступа снаружи.

В том случае, когда пассажирский салон и помещение для багажа и груза соединены с центральным корпусом крытыми галереями, между ними обеспечиваются изолированные проходы. Нежесткое соединение между галереями и центральным корпусом допускает пружинное движение центрального корпуса. При этом могут быть предусмотрены по меньшей мере три галереи.

В другом предпочтительном исполнении фюзеляж имеет несущую конструкцию и оболочку, причем оболочка, по меньшей мере частично, в области верхней оболочки выполнена обогреваемой. Этот обогрев, особенно на обращенной внутрь стороне верхней оболочки, обеспечивает освобождение оболочки от наледи и за счет этого повышает надежность эксплуатации летательного аппарата в плохую погоду.

Обогреваемые участки оболочки предпочтительно могут быть выполнены с двойными стенками, и между ними пропускается теплый воздух или другой газ теплее наружной среды. При этом могут использоваться либо отходящее тепло привода, либо независимые нагревательные устройства. Предпочтительно также, чтобы давление внутри фюзеляжа было регулируемым. Такое исполнение способствует действенному удалению наледи и тем самым - надежной эксплуатации летательного аппарата в плохих погодных условиях.

В другом особо предпочтительном исполнении летательного аппарата по изобретению предусмотрено центральное, предпочтительно цифровое, управление для индивидуальной или коллективной настройки углов установки лопастей пропеллеров всех двигательных установок в целях исключительного управления положением и для управления полетом в вертикальном режиме взлета и посадки, в горизонтальном крейсерском режиме и в режиме перехода между этими двумя режимами. Это центральное управление при всех режимах эксплуатации обеспечивает стабильные летные качества и, таким образом, освобождает пилота от этой задачи.

В качестве резерва к этому центральному управлению может быть предусмотрено дополнительное ручное управление, которое в случае отказа центрального управления позволяет пилоту стабилизировать поведение летательного аппарата в полете.

Управление вектором тяги в летательном аппарате по изобретению осуществляется посредством двигательной установки по меньшей мере с одним пропеллером, которое выполнено таким образом, что плоскость вращения пропеллера может наклоняться относительно подсоединенного к валу пропеллера вала отбора мощности. При этом равномерность вращательного движения пропеллера достигается за счет того, что вал пропеллера и подсоединенный к нему вал отбора мощности привода соединены между собой, предпочтительно, посредством двойного карданного шарнира или посредством синхронизирующего шарнира. За счет такого конструктивного выполнения независимо от поворотного положения плоскости вращения пропеллера между позициями подъема и транспортного передвижения дополнительно создается действенная возможность наклона в любом направлении плоскости вращения пропеллера как воображаемого диска, что позволяет производить оперативное и быстрое изменение вектора тяги. Это особое исполнение двигательной установки с возможностью наклона в любом направлении плоскости вращения пропеллера относительно вала отбора мощности привода может использоваться не только в описанном здесь летательном аппарате. Оно может применяться также в любых летательных аппаратах или, например, на судах в тех случаях, когда требуется быстрое изменение вектора тяги, создаваемого двигательной установкой вращения.

Для практического применения, предпочтительно в летательных аппаратах, кроме главного преимущества, состоящего в возможности оперативного управления вектором тяги от винтомоторной двигательной установки, имеются также следующие преимущества:
- независимо от ориентации аппарата в полете или положения транспортного средства плоскость пропеллера может быть ориентирована перпендикулярно направлению набегающего потока;
- при боковом ветровом набегающем потоке может быть введен компенсирующий компонент уравновешивающей тяги;
- при косо набегающем потоке к плоскости вращения винта вал пропеллера не подвергается действию изгибающего момента, так как возникновение опрокидывающего момента плоскости пропеллера компенсируется циклической индивидуальной настройкой установки лопастей.

При этом целесообразно, чтобы ступица пропеллера была установлена на карданном шарнире с помощью карданного кольца, что обеспечивает возможность наклона плоскости пропеллера, позволяющего управлять вектором тяги.

В другом предпочтительном исполнении такой двигательной установки лопасти пропеллера расположены на ступице пропеллера без горизонтального шарнира винта и без вертикального шарнира или других эквивалентно действующих упругих частей. При этом угол установки отдельных лопастей пропеллера является регулируемым посредством автомата перекоса совместно, а также для наклона плоскости вращения пропеллера - индивидуально переменно. Такая установка лопастей пропеллера и управление углом их установки посредством автомата перекоса обеспечивает непосредственно вслед за изменением угла установки лопастей (изменение питча) наклон плоскости вращения пропеллера, за счет чего достигается изменение вектора тяги в целях управления летательным аппаратом.

Циклическое изменение углов установки лопастей осуществляется посредством автомата перекоса, как в несущих винтах вертолетов. Однако в отличие от них здесь по окончании динамического поворота плоскости пропеллера в плоскость, перпендикулярную направлению набегающего потока, не требуется последующей циклической установки оснований лопастей, так как ступица пропеллера, в отличие от жестко установленной ступицы винта вертолета, поворотно переводится относительно вала привода вместе с плоскостью вращения пропеллера. В данном варианте осуществления изобретения автомат перекоса, ступица пропеллера и лопасти пропеллера после поворота вновь вращаются в параллельных плоскостях.

Угол наклона плоскости вращения пропеллера относительно подсоединенного к валу пропеллера вала отбора мощности соответствующей двигательной установки может быть выполнен в основном между ±20^o и ±50^o, предпочтительно между ±25^o и ±35^o и более предпочтительно равным ±30^o. Однако, если угол наклона плоскости вращения пропеллера относительно подсоединенного к валу пропеллера вала отбора мощности соответствующей двигательной установки составляет больше ±45^o, то при соответствующем косом положении двигательной установки на транспортном средстве позиции подъема и транспортного передвижения могут быть достигнуты только за счет наклона плоскости вращения пропеллера.

Однако, предпочтительно, предусматривается механизм поворота узла крепления двигательной установки на транспортном средстве для поворота двигательной установки вокруг оси между позицией подъема, в которой вал отбора мощности расположен по существу вертикально, и позицией передвижения, в которой вал отбора мощности расположен по существу горизонтально. Этот поворот плоскости вращения пропеллера из горизонтальной позиции (позиции подъема) в вертикальную позицию (позицию передвижения) и в обратном порядке в процессе переходной фазы, например, для летательного аппарата это переходные фазы между вертикальным полетом и горизонтальным полетом, осуществляется также с помощью индивидуальной настройки угла наклона лопастей пропеллера посредством гидродинамических сил, которые инициируют и производят поворот вала отбора мощности привода вокруг оси поворота, например вокруг оси, параллельной поперечной оси летательного аппарата.

Предпочтительно, предусматривается следящее устройство, которое отслеживает поворот двигательной установки и особенно плоскости вращения пропеллера, вследствие действующих на пропеллер гидродинамических сил и создаваемых ими гироскопических сил, и способствует указанному повороту предпочтительно без реактивных усилий. При этом следящее устройство сопровождает с заметно более низкой скоростью (примерно, коэффициент 5) поворот плоскости вращения пропеллера под действием гидродинамических сил (при применении на летательном аппарате эти силы являются аэродинамическими) и создаваемых ими гироскопических сил.

В альтернативном исполнении ступица пропеллера установлена в одноосном шарнире наклона, ось наклона которого проходит перпендикулярно оси поворота двигательной установки, так что наклоняемость ступицы пропеллера вокруг оси наклона совместно с поворачиваемостью двигательной установки вокруг оси поворота обеспечивает наклон плоскости вращения пропеллера во всех направлениях, при этом скорость перестановки следящего устройства для поворота вокруг оси поворота двигательной установки по существу соответствует скорости перестановки вызванного гидродинамикой наклонного движения плоскости вращения пропеллера с тем, чтобы обеспечить свободный от реактивных усилий поворот. При таком исполнении нет необходимости в карданной установке ступицы пропеллера.

В другом предпочтительном исполнении в ступице пропеллера встроена выполненная предпочтительно в виде планетарного механизма понижающая передача, которая соединена с возможностью передачи вращения с валом отбора мощности привода предпочтительно посредством двойного карданного шарнира или посредством синхронизирующего шарнира, при этом скорость вращения вала отбора мощности передается с понижением на ступицу пропеллера. За счет этого двойной карданный шарнир или синхронизирующий шарнир для привода пропеллера разгружен от очень высоких моментов, особенно при воздушных винтах большого диаметра.

Это исполнение двигательной установки по изобретению обеспечивает свободное от реактивных усилий отклонение плоскости вращения пропеллера от ее текущего положения за счет ее наклона под действием регулируемой установки углов наклона лопастей винта и тем самым свободное от реактивных усилий изменение вектора тяги. Соответственно, при данном исполнении фюзеляж не должен воспринимать никаких гироскопических моментов, так что можно обойтись без тяжелых опорных конструкций и соответствующего усиления фюзеляжа даже в тех случаях, когда требуется быстродействующее управление полетом и управление положением аппарата.

Далее, изобретение относится к способу управления летательным аппаратом с пропеллерным приводом, в котором угол установки отдельных лопастей каждого пропеллера устанавливают циклически индивидуально и посредством этого вызывают свободный от реактивных усилий наклон плоскости вращения пропеллера под действием аэродинамических сил и создаваемых ими гироскопических сил. Этот способ обеспечивает быстродействующее управление летательным аппаратом с пропеллерной тягой и в особенности в области более низких скоростей полета позволяет производить более быстрые изменения направления по сравнению с известными способами аэродинамического управления посредством руля высоты, руля направления и руля крена.

Далее изобретение будет описано более подробно на примере выполнения со ссылками на чертежи, на которых:
фиг. 1 представляет летательный аппарат в соответствии с изобретением в транспортно-пассажирском исполнении в процессе полета;
фиг. 2 - вид в перспективе летательного аппарата в транспортно-пассажирском исполнении в поперечном разрезе;
фиг. 3 - летательный аппарат в транспортно-пассажирском исполнении в позиции посадки на неподготовленное основание;
фиг. 4 - летательный аппарат в грузовом исполнении в позиции посадки на неподготовленное основание;
фиг. 5 - вид в перспективе летательного аппарата в грузовом исполнении в поперечном разрезе;
фиг.6 - вид сверху в поперечном разрезе летательного аппарата в грузовом исполнении с несущей рамой для передних и задних двигательных установок;
фиг. 7 - частичный вид в разрезе на виде сбоку летательного аппарата согласно изобретению, оснащенного кольцом жесткости и опорной конструкцией;
фиг.8 - частичный вид в разрезе на виде сбоку разворачиваемой двигательной установки в первом варианте выполнения;
фиг.9 - частичный вид в разрезе на виде сбоку разворачиваемой двигательной установки во втором варианте выполнения.

На фиг.1 представлен на виде сбоку летательный аппарат в соответствии с изобретением в транспортно-пассажирском исполнении в процессе полета. Летательный аппарат включает фюзеляж 1, выполненный по существу в виде аэростатического тела, заполняемого, преимущественно, газом легче воздуха, предпочтительно гелием.

Фюзеляж 1 выполнен в форме тела вращения эллипсоида и имеет по существу горизонтальную проекцию в форме круга и эллиптическое поперечное сечение. По отношению к экваториальной плоскости фюзеляжа 1 верхняя часть фюзеляжа, называемая далее верхней оболочкой 2, имеет более крутую выпуклость, чем лежащая ниже экватора нижняя часть фюзеляжа 1, называемая далее нижней оболочкой 3, которая выполнена существенно более плоской и имеет соответственно меньшую высоту по сравнению с верхней оболочкой 2.

Хотя фюзеляж 1 имеет в горизонтальной проекции форму круга, относительно направления полета он имеет ярко выраженную переднюю часть, образованную приставкой кабины пилота 4, которая расположена на экваториальной окружности фюзеляжа 1. Передняя половина экваториальной окружности фюзеляжа 1 снабжена выполненными в стенке фюзеляжа иллюминаторами 5 верхнего яруса двухъярусного пассажирского салона 38 (фиг. 2). Другой ряд панорамных иллюминаторов 6 нижнего яруса расположен в передней части фюзеляжа 1 под кабиной пилота 4 и по обе стороны от нее. Две передние двигательные установки 7, 8 и две задние двигательные установки 9, 10 вынесены поперечно от фюзеляжа 1.

Передние двигательные установки 7, 8 снабжены каждая ориентированным вперед по направлению полета пропеллером 11, 12, которые выполнены в виде тягового пропеллера с лопастями 11', 12', которые выполнены подобно лопастям обычного самолетного пропеллера. Диаметр пропеллера находится в диапазоне диаметров вертолетных пропеллеров.

Задние двигательные установки 9, 10 снабжены каждая ориентированным назад относительно направления полета пропеллером 13, 14, который выполнен в виде толкающего пропеллера. Лопасти 13', 14' пропеллеров задних двигательных установок 9, 10 также выполнены в виде лопастей пропеллера самолетного типа, а диаметр задних пропеллеров 13, 14 примерно равен диаметру передних пропеллеров 11,12.

Передние двигательные установки 7, 8 установлены на фюзеляже 1 с помощью поперечных тяг 15, 16 или 18, 19, а также продольных тяг 17 или 20.

Задние двигательные установки 9, 10 установлены на фюзеляже 1 с помощью поперечных тяг 21, 22 или 24, 25, а также продольных тяг 23 или 26.

Передние двигательные установки 7, 8 расположены выше экваториальной плоскости, а задние двигательные установки 9, 10 расположены ниже экваториальной плоскости фюзеляжа 1.

Фиг. 2 представляет вид летательного аппарата согласно изобретению в транспортно-пассажирском исполнении в поперечном разрезе в перспективе. При этом обшивка 2' верхней оболочки 2 показана в поперечном разрезе на своей большей части, а обшивка 3' нижней оболочки 3 показана в частичном разрезе в зоне левой задней двигательной установки 9.

В экваториальной области фюзеляжа 1 предусмотрено кольцо 27 жесткости в форме обода, на верхней и нижней кромках которого имеются прочные кольцевые опорные пояса 28, 29. Между кольцевыми опорными поясами 28, 29 проходит кольцевая стенка 30, соединяющая между собой верхний и нижний кольцевые опорные пояса 28, 29. Конструкция кольца 27 жесткости будет далее описана подробно при рассмотрении фиг.7.

Передние двигательные установки 7, 8 соединены между собой посредством передней опорной конструкции 31 в виде решетчатой фермы, причем передние верхние поперечные тяги 15, 18 и передние нижние поперечные тяги 16, 19 образуют элементы передней опорной конструкции 31.

Задние двигательные установки 9, 10 соединены между собой посредством задней опорной конструкции 32, причем задние верхние поперечные тяги 15, 18 и задние нижние поперечные тяги 16, 19 образуют элементы задней опорной конструкции 32.

Передние продольные тяги 17, 20 соединены каждая на своей стороне с соответствующей задней продольной тягой 23, 26, причем в зоне их соединения предусмотрена решетчатая конструкция 33, 34, позволяющая компенсировать различное высотное положение двигательных установок и их продольных тяг.

Продольные тяги 17, 23 или 20, 26 со своими соответствующими соединительными конструкциями 33 или 34 образуют соответственно левый раскос 36 и правый раскос 37.

Передняя опорная конструкция 31, задняя опорная конструкция 32, левая передняя продольная тяга 17, левая задняя продольная тяга 23, их левая соединительная решетчатая конструкция 33, правая передняя продольная тяга 20, правая задняя продольная тяга 26 и их правая соединительная решетчатая конструкция 34 образуют вместе несущую привод раму 35, которая связывает между собой четыре двигательные установки 7-10, причем продольные тяги 17-26 связаны со своими соответствующими опорными конструкциями 31, 32 нежестко с тем, чтобы допускать скручивание и перекосы несущей привод рамы 35.

Несущая привод рама 35 нежестко навешена на имеющее форму обода кольцо 27 жесткости в зонах передней и задней опорных конструкций 31, 32, а также в зонах правого и левого раскосов 36, 37 с тем, чтобы также и здесь допускать кручение между несущей привод рамой 35 и кольцом 27 жесткости в форме обода.

В передней части фюзеляжа 1 предусмотрен полукольцевой пассажирский салон 38, навешенный на кольцо 27 жесткости в форме обода и на несущую привод раму 35, и в частности, на ее переднюю опорную конструкцию 31. Иллюминаторы 5 пассажирского салона выполнены в передней части кольца 27 жесткости, в его боковой кольцевой стенке.

В нижней части фюзеляжа 1 предусмотрено помещение 39 для грузов и багажа пассажиров. Помещение 39 для багажа и груза навешено на кольцо 27 жесткости и заднюю опорную конструкцию 32. На нижней стороне помещения 39 для багажа и груза имеется люк 40, ведущий от пола помещения 39 к боковой стенке нижней оболочки 3. Выход люка на стенку закрывается крышкой 41. В районе люка 40 в помещении 39 для багажа и груза предусмотрен не показанный здесь лифт или лебедка для погрузки и разгрузки груза.

В центре фюзеляжа предусмотрен цилиндрический центральный корпус 42, который опирается на посадочную пяту 43, выполненную на нижней стороне нижней оболочки 3, и соединен галереями 44, 45, 46 с пассажирским салоном 38 и помещением для багажа и груза. Центральный корпус 42 доходит по меньшей мере до уровня экваториальной плоскости или немного дальше вверх, так что между верхним концом центрального корпуса 42 и верхней оболочкой 2 остается заметное вертикальное расстояние. Центральный корпус 42 подвешен к верхней оболочке 2, нижней оболочке 3 и кольцу 27 жесткости, которые образуют фюзеляж 1 в виде замкнутой общей оболочки, таким образом, что при жесткой посадке летательного аппарата он может совершать пружинное движение вверх, обеспечивая демпферную подвеску пассажирского салона 38, помещения 39 для багажа и груза и несущей привод рамы 35; при этом галереи 44, 45, 46 связаны с центральным корпусом 42 нежестко, чтобы допускать это демпфирование.

В нижней области нижней оболочки 3 предусмотрен галерейный коридор 47, идущий радиально от центрального корпуса 42 к стенке обшивки 3' нижней оболочки 3. Выход коридора 47 закрывается входным трапом 48. Внутри центрального корпуса 42 предусмотрены лестницы и/или лифты, связывающие вход центрального корпуса 42 на уровне коридора 47 с верхним входом в галереи 44, 45, 46.

Далее, как видно на фиг.2, двигательные установки 7, 8, 9, 10 выполнены угловыми, причем моторные блоки 49-52 расположены поперечно к продольной центральной плоскости, проходящей через центральный корпус 42 и кабину пилота 4, и предпочтительно горизонтально. При этом передние моторные блоки 49, 50 ориентированы соосно передним верхним поперечным тягам 15 и 18, а задние моторные блоки 51, 52 ориентированы соосно задним нижним поперечным тягам 22 и 25. Таким образом, оси моторных блоков 49-52 лежат в плоскости, параллельной экваториальной плоскости летательного аппарата.

Каждый из моторных блоков 49-52 связан с не представленной на чертеже угловой передачей, входной вал которой связан с выходным валом соответствующего моторного блока, а несущий пропеллер выходной вал лежит в плоскости, перпендикулярной оси вращения соответствующего мотора, и связан с соответствующим передним участком 53, 54 или задним участком 55, 56 двигательной установки. В исполнении по фиг.2 выходные валы ориентированы горизонтально. Наличие угловой передачи в каждой двигательной установке 7-10 обеспечивает угловую конструкцию блока, как это видно на фиг.2.

Каждая двигательная установка 7-10 установлена с возможностью поворота вокруг оси вращения соответствующего моторного блока 49-52. За счет этого передние участки 53, 54 передних двигательных установок 7, 8 и задние участки 55, 56 задних двигательных установок 9, 10, в которых проходят выходные валы, могут переводиться из показанного на фиг.2 горизонтального положения в вертикальное.

На фиг.3 летательный аппарат показан на виде сбоку в наземной позиции, в которой содержащие выходные валы участки 53-56 двигательных установок 7-10 переведены в вертикальное положение. При этом плоскость вращения пропеллеров двигательных установок 7-10 проходит горизонтально, так как фиг.3 представляет одновременно позиции двигательных установок при посадке и взлете.

На фиг. 3 показаны также открытая крышка 41 помещения 39 для багажа и груза и опущенный трап 48 коридора 47 к центральному корпусу 42. Под нижней оболочкой 3 фюзеляжа 1 видна сильфонная кольцевая камера 57, которая выдвинута вниз из нижней стенки нижней оболочки 3 и служит посадочной пятой летательного аппарата.

Кроме того, на фиг.3 видно, что передняя двигательная установка 7, как и не показанная на чертеже передняя двигательная установка 8, по сравнению с положением по фиг.1 развернута вверх, так что плоскость пропеллера 11 лежит выше соответствующего моторного блока 49, а плоскость пропеллера 13 задней двигательной установки 9, как и не показанной задней установки 10, лежит ниже моторного блока 51. Эти различные положения плоскостей пропеллеров служат для того, чтобы при передних винтах тягового типа и задних винтах толкающего типа как передние, так и задние двигательные установки могли создавать направленное вверх подъемное усилие.

На фиг.4 представлен летательный аппарат в соответствии с изобретением в грузовом исполнении в той же позиции, что летательный аппарат в грузопассажирском исполнении на фиг.3. В этом исполнении в фюзеляже 1 нет иллюминаторов 5 и 6. При этом в нижней оболочке выполнено грузовое отделение 58 (фиг. 5) по существу восьмиугольной формы в горизонтальной проекции. Под днищем грузового отделения 58 имеется выступающая вниз сильфонная кольцевая камера 59 соответствующего контура в горизонтальной проекции, которая выполняет ту же функцию посадочной пяты, что и камера 57 для пассажирского исполнения, но имеет в горизонтальной проекции большую опорную плоскость, соответствующую контуру грузового отделения.

Далее, на фиг.4 в стенке нижней оболочки 3 предусмотрены передний трап 60 и задний трап 61, которые ведут к грузовому отделению 58 через передний коридор 62 и задний коридор 63 (фиг.5) с тем, чтобы облегчить одновременную загрузку и разгрузку.

Фиг.5 представляет вид летательного аппарата в грузовом исполнении в поперечном разрезе в перспективе и в принципе соответствует виду по фиг.2 для летательного аппарата в пассажирском исполнении. Конструкция несущей привод рамы 64 в этом исполнении также в основном соответствует конструкции несущей привод рамы 35. Конструкция фюзеляжа 1 с верхней оболочкой 2, нижней оболочкой 3 и кольцом 27 жесткости в форме обода также в основном идентична исполнению для пассажирского летательного аппарата. Грузовое отделение 58 находится по существу в области нижней оболочки 3 фюзеляжа 1, а верхняя стенка грузового отделения 58 заметно отстоит от верхней стенки верхней оболочки 2 с тем, чтобы здесь также допускать пружинное движение грузового отделения 58 и демпферную подвеску несущей привод рамы 64. Высота грузового отделения 58 достигает максимум одной четверти общей высоты летательного аппарата.

На фиг.6 летательный аппарат в грузовом исполнении по фиг.4 и 5 показан на виде сверху в поперечном разрезе. На его правой стороне относительно направления полета Х показаны правая передняя двигательная установка 8 и правая задняя двигательная установка 10 в положениях вертикального полета (с горизонтальной плоскостью винтов). Левые передняя и задняя двигательные установки 7 и 9 показаны в положениях горизонтального режима полета (с вертикальной плоскостью винтов). Эти различные положения двигательных установок даны для иллюстрации и не соответствуют какой-либо реальной ситуации полета.

Расположение двигательных установок в отношении распределения подъемной силы в продольном направлении предпочтительно принимается таким, чтобы при вертикальном старте результирующая из точки приложения подъемной силы всех двигательных установок A_rot и из аэростатической подъемной силы объема фюзеляжа A_aerostat проходила через центр тяжести G летательного аппарата. При этом предпочтительно, чтобы распределение массы и распределение аэростатической подъемной силы A_aerostat было организовано таким образом, чтобы центр тяжести G отстоял от точки приложения аэростатической подъемной силы настолько, чтобы при выходе из строя всех двигательных установок, например, из-за отсутствия топлива, устанавливался устойчивый аэродинамический режим планирующего полета с предварительно выбранной малой скоростью полета. В качестве примера на фиг. 6 обозначены точки: A_aerodyn - точка приложения суммарной аэродинамической подъемной силы, A_aerostat - точка приложения аэростатической подъемной силы объема фюзеляжа, A_rot - точка приложения подъемной силы всех двигательных установок и G - центр тяжести летательного аппарата.

На виде на фиг.6 наглядно показано, что поперечные тяги 15, 16; 18, 19; 21, 22; 24, 25, из которых здесь видны только верхние тяги, по отношению к поперечной оси Y летательного аппарата немного отклоняются в наружную сторону от расположенного внутри фюзеляжа центрального участка соответствующей опорной конструкции, то есть вперед от передней опорной конструкции 31 и назад от задней опорной конструкции 32. Получающееся при этом косое положение плоскостей пропеллеров относительно вертикальной плоскости при транспортном (крейсерском) полете видно также на фиг.1, где летательный аппарат показан на виде сбоку. Это косое положение имеет следствием то, что при нормальном положении пропеллера в транспортном полете (фиг.1) обтекающие летательный аппарат воздушные потоки обтекают винт по существу по оси.

На фиг.7 представлен в разрезе частичный вид сбоку экваториальной области летательного аппарата по изобретению. Кольцо 27 жесткости имеет верхний трубчатый опорный пояс 28 и нижний трубчатый опорный пояс 29, заделанные в кольцевую стенку 30 по типу сэндвич-конструкции соответственно вдоль ее верхней и нижней окружных кромок. Стенка 30 имеет выпуклый профиль, выгнутый наружу по дуге эллипса. Обшивка 2' верхней оболочки 2 и обшивка 3' нижней оболочки 3 прикреплены соответственно к верхнему опорному поясу 28 и нижнему опорному поясу 29 с помощью подходящих крепежных средств. При этом опорные пояса 28, 29 могут иметь форму поперечного профиля, отличную от показанной на фиг.7 круглой формы с закреплением на них обшивок 2', 3' с помощью соответствующих монтажных частей.

Обшивки изготовлены из соответствующего гибкого материала, например такого, который используется в области строительства дирижаблей. Выбранное здесь обозначение "верхняя обшивка" и "нижняя обшивка" не означает, что речь идет о какой-то жесткой конструкции, а обозначает лишь геометрическую форму, принимаемую фюзеляжем в состоянии под давлением.

Верхняя оболочка 2 выполнена с двойной стенкой, причем внутренняя обшивка 2'' отстоит от наружной обшивки 2' и образует канал, в который направлены выпускные отверстия 65 верхнего опорного пояса 28. Пространство, образованное между внутренней обшивкой 2'' и наружной обшивкой 2', может быть также разделено на множество каналов в меридиональном направлении. В крайней верхней точке верхней оболочки 2 в наружной обшивке 2' выполнено не показанное центральное верхнее выпускное отверстие. За счет этого теплый воздух от верхнего опорного пояса 28 может поступать через отверстия 65 в каналы, образованные между внутренней обшивкой 2'' и наружной обшивкой 2', и выходить через верхнее центральное отверстие, нагревая наружную обшивку 2' и удаляя с нее наледь.

Далее на фиг.7 показана обычная ферма 66 жесткости, которая примыкает к радиальной внутренней стороне кольца 27 жесткости и связывает верхний и нижний опорные пояса 28, 29 с внутренним кольцевым опорным поясом 67. Ферма жесткости служит для усиления кольца 27 жесткости.

Для целей управления летательный аппарат, выполненный без обычных аэродинамических устройств управления, имеет специальные двигательные установки 7-10, которые вследствие особой конструкции ступицы 110 пропеллера с имеющей возможность наклона плоскости вращения пропеллеров позволяют управлять направлением движущей силы с помощью пропеллеров.

Ступица 110 пропеллера такой двигательной установки и ее модификация описаны далее применительно к фиг.8 и 9.

На фиг.8 представлено первое исполнение ступицы пропеллера одной из двигательных установок 7-10. В своей нижней части на фиг.8 ступица пропеллера имеет выполненную в виде полого цилиндра переднюю секцию 101 опоры пропеллера или корпуса двигательной установки, которая соответствует передним участкам 53, 54 передних двигательных установок 7, 8 или задним участкам 55, 56 задних двигательных установок 9, 10 летательного аппарата по изобретению.

Внутри передней секции 101 соосно ей расположена внутренняя цилиндрическая поддерживающая труба 102, связанная с цилиндрической передней секцией 101 с помощью кольцевого распорного фланца 103.

Внутри внутренней цилиндрической поддерживающей трубы 102 соосно ей установлен в опорах 105 поворотный вал 104. Вал 104 является валом отбора мощности одного из представленных на фиг.2 моторных блоков 49-52. Вал 104 отбора мощности может быть расположен соосно вращающемуся валу соответствующего моторного блока или связан с ним угловой передачей (передачей между пресекающимися осями), как показано в примере выполнения по фиг.1-7. Кроме того, вал 104 может быть валом отбора мощности установленной за моторным блоком понижающей или коллекторной передачи.

На свободном конце цилиндрической передней секции 101 опоры пропеллера или корпуса двигательной установки внутри ее кольцевой цилиндрической стенки поворотно установлено карданное кольцо 106. При этом ось 106' поворота карданного кольца 106 расположена перпендикулярно продольной оси 101' цилиндрической передней секции 101. Установка карданного кольца 106 на цилиндрической передней секции 101 выполнена известным образом с помощью опорных цапф 107, 108. Внутри карданного кольца 106 установлена с возможностью поворота цилиндрическая несущая труба 109 ступицы 110 пропеллера с помощью двух пар опорных цапф 11, которые выступают от нижнего конца полой цилиндрической несущей трубы 109 в двух взаимно перпендикулярных направлениях.

Ось 111' наклона, вокруг которой поворачиваются опорные проушины 111, а вместе с ними и полая цилиндрическая несущая труба 109, перпендикулярна продольной оси 109' цилиндрической несущей трубы 109 и перпендикулярна оси 106' поворота карданного кольца 106. С помощью этих средств образован внешний карданный шарнир 112, центр которого образован точкой пересечения осей 101', 106' и 111' и который допускает наклон в любом направлении плоскости 113 вращения пропеллера относительно продольной оси 101' цилиндрической передней секции 101 опоры пропеллера или корпуса привода, которая образует также ось 104' вала 104 отбора мощности.

В области свободного конца вала 104 отбора мощности предусмотрены две диаметрально противоположные нижние внутренние поворотные опоры 114, 114', в которых установлена поперечная сквозная ось 115, причем ось 115' поворота оси 115 перпендикулярна оси 104' вращения вала 104 отбора мощности, которая в свою очередь соосна продольной оси 101' передней секции 101. Для образования нижней карданной крестовины ось 115 оснащена в своей середине (в направлении длины) двумя поперечными цапфами 116, ось 116' поворота которых проходит перпендикулярно оси 115' поворота.

На поворотных цапфах 116 поворотно установлен соединительный вал 118, который отходит от свободного конца полого вала 104 отбора мощности и на своем удаленном от цапф 116 конце установлен на поворотных цапфах 117, ось 117' поворота которых проходит параллельно оси 116'. Для образования верхней карданной крестовины поворотные цапфы 117 установлены поперечно в середине (в направлении длины) оси 119, ось 119' поворота которой проходит перпендикулярно оси 117' поворота.

Ось 119 поворотно установлена в двух верхних поворотных опорах 120, 120', которые укреплены диаметрально противоположно на свободном конце вала 121 пропеллера. Ось 121' вращения вала 121 пропеллера перпендикулярна плоскости 113 вращения пропеллера и оси 119' поворота.

С помощью этих средств образован внутренний двойной карданный шарнир 122, крестовины которого отстоят на одинаковые расстояния от центра внешнего карданного шарнира 112. За счет этого при наклоне плоскости 113 вращения пропеллера угол между осями вращения вала 104 отбора мощности и соединительного вала 118 и угол между осями вращения соединительного вала 118 и вала 121 пропеллера имеют одинаковую величину, равную половине угла наклона плоскости 113 вращения пропеллера. Посредством выполненного таким образом двойного карданного шарнира вращение вала 104 отбора мощности одинаково и равномерно передается на вал 121 пропеллера при любом наклонном положении плоскости 113 вращения пропеллера.

Ось 121' вращения вала 121 пропеллера и ось 104' вала 104 отбора мощности пересекаются в центре внешнего карданного шарнира 112, то есть в точке пересечения оси 106' поворота карданного кольца 106 и оси 111' наклона, вокруг которой поворачиваются опорные проушины 111.

Внутри ступицы 110 пропеллера предусмотрен планетарный механизм 123, центральная шестерня которого связана с валом 121 пропеллера, а на эпицикле 124 установлены лопасти 125 пропеллера. Сателлиты планетарного механизма 123 установлены на водиле, которое жестко укреплено на цилиндрической несущей трубе 109.

Установка лопастей 125, 125' пропеллера на эпицикле 124 выполнена таким образом, что угол установки лопастей 125, 125' пропеллера может регулироваться. Для этого каждая лопасть 125, 125' шарнирно связана с автоматом 127 перекоса с помощью верхних установочных тяг 126, 126' и верхних шаровых шарниров 128, 128'. Автомат 127 перекоса состоит из внутренней подшипниковой обоймы 129 и внешней подшипниковой обоймы 130, причем верхние шаровые шарниры 128, 128' расположены на внутренней подшипниковой обойме 129. Плоскость кольцевого автомата перекоса наклонной шайбы 127 проходит через центр внешнего карданного шарнира 112, однако она может быть также смещена к ступице пропеллера.

На внешней подшипниковой обойме 130 автомата перекоса 127 предусмотрены нижние шаровые шарниры 131, 131', связанные с нижними установочными тягами 132, 132'. Тяги 132, 132' проходят вдоль передней секции 101 опоры пропеллера или корпуса привода и имеют возможность установочного смещения посредством соответствующих цилиндров 133, 133'. Цилиндры 133, 133' расположены снаружи от передней секции 101, однако могут быть также размещены и внутри трубчатой передней секции 101 в пространстве между ее стенкой и внутренней цилиндрической поддерживающей трубой 102.

Посредством цилиндров 133, 133', нижних установочных тяг 132, 132', наклонной шайбы 127 и верхних установочных тяг 126, 126' может не только индивидуально регулироваться угол установки каждой лопасти 125, 125', но также за счет такого механизма установочного регулирования может осуществляться совместное регулирование угла установки всех лопастей пропеллера на общую для всех лопастей величину изменения угла установки.

На фиг.9 представлена модификация ступицы пропеллера по фиг.8, в которой внешний карданный шарнир 112 заменен простым шарниром.

В исполнении по фиг.9 на верхнем свободном конце передней секции 101 опоры пропеллера или корпуса привода предусмотрены нижние опорные проушины 134, выступающие вперед от торца свободного конца цилиндрической передней секции 101 и расположенные диаметрально противоположно друг другу. К нижним опорным проушинам 134 поворотно присоединены опорные проушины 111 цилиндрической несущей трубы 109 ступицы пропеллера, причем ось наклона 111' расположена перпендикулярно продольной оси 101' передней секции 101. Таким образом построен шарнир 134' наклона. Кроме того, оси 101' и 111' проходят перпендикулярно оси 135' поворота устройства 135 крепления для крепления двигательной установки на летательном аппарате.

При такой конструкции ступицы пропеллера плоскость 113 вращения пропеллера может быть наклонена в любом направлении, так как ось 135' поворота создает ту степень свободы, которую создает ось 106' поворота карданного кольца 106 в исполнении по фиг.8.

В исполнении по фиг.8 с внешним карданным шарниром 112 может быть также предусмотрено устройство 135 крепления, поворачиваемое вокруг оси 135' поворота.

Изобретение не ограничивается приведенными примерами выполнения, которые служат для пояснения основной изобретательской идеи. В пределах сферы защиты возможны также другие варианты выполнения, отличные от приведенных. При этом устройство должно иметь особенности, представленные в пунктах формулы изобретения.

По сравнению с пунктами формулы изобретения описание и чертежи служат для лучшего понимания изобретения и не ограничивают сферы его действия.

Реферат

Изобретение относится к области авиации. Аппарат имеет фюзеляж, выполненный в виде аэростатического подъемного тела, и соединенные с фюзеляжем комбинированные устройства подъема и передвижения, оснащенные воздушными винтами и образующие двигательные установки, которые имеют возможность разворота от положения подъема, в котором плоскость вращения соответствующего винта расположена горизонтально, а вал отбора мощности механизма привода вала винта расположен вертикально, в положение горизонтального полета, в котором плоскость вращения соответствующего винта расположена вертикально, а вал отбора мощности соответствующего механизма привода вала винта расположен горизонтально. Плоскость вращения винта может разворачиваться вокруг вала отбора мощности соответствующего механизма, который приводит вал винта. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств. 3 с. и 41 з. п.ф-лы, 9 ил.

Формула