Универсальный летательный аппарат тяжелее воздуха - RU2230688C1

Чертежи

Описание

Изобретение относится к универсальным летательным аппаратам тяжелее воздуха, которые могут быть использованы как в качестве самолета, так и вертолета или планера.

Известен из патента Германии № 688973, кл.62с 1202, 1940, универсальный летательный аппарат тяжелее воздуха, содержащий фюзеляж с установленными на нем шасси, несущим крылом большого удлинения, хвостовым вертикальным и горизонтальным оперением, соответственно с рулями по направлению и тангажу, установленным на носовой части фюзеляжа основным воздушным винтом, смонтированным на валу тягового двигателя, кинематически связанным, по меньшей мере, с одним воздушным вспомогательным винтом, установленны на одном из концов телескопической поворотной относительно ее поворотной оси стойки, закрепленной другим концом на каретке размещенного в несущем крыле большого удлинения механизма ее перемещений вдоль продольной оси последнего.

Недостатками указанного летательного аппарата является наличие основного и воздушных вспомогательных винтов, кинематически связанных с двигателем основного воздушного винта, возможность его использования только в режиме планера или самолета и сравнительно малые скорости полета вследствие установки воздушных вспомогательных винтов на несущем крыле большого удлинения, что обуславливает увеличение аэродинамического сопротивления при полетах, из-за наличия на поверхности несущего крыла большого удлинения телескопических поворотных стоек воздушных вспомогательных винтов и т.п.

Известен из Патента США№3,529,793, кл. 244-139, 1969 г. универсальный трансформируемый летательный аппарат тяжелее воздуха, содержащий фюзеляж с образованным в обшивке его верхней части вдоль продольной оси щелевидным закрытым раздвижными шторками проемом, в котором размещена подвижная стойка, связанная нижним концом с механизмом ее перемещений и установленным на ее наружном конце воздушным тяговым винтом, кинематически связанным с приводным двигателем, несущим стреловидным крылом, хвостовым вертикальным и горизонтальным стреловидным оперением, соответственно с рулями по направлению и тангажу.

Недостатками этого универсального трансформируемого летательного аппарата тяжелее воздуха является сложность его конструкции, большая материалоемкость, необходимость современных посадочных полос, используемых для тяжелых многомоторных транспортных аппаратов тяжелее воздуха.

Наиболее близким к предложенному летательному аппарату тяжелее воздуха по своей технической сущности и достигаемому эффекту является известный из патента Российской Федерации (заявка №2003105840/28 (006246) с приоритетом от 03.03.03, по которой принято решение о выдаче патента) универсальный летательный аппарат тяжелее воздуха, содержащий фюзеляж с образованным в его верхней части продольным щелевым проемом, закрытым приводными раздвижными шторками, размещенными под последним в “планерном” режиме полета стойки, состоящей из Г-образного неравноплечего рычага и вспомогательного рычага, шарнирно сочлененного через механизм его продольных перемещений с осью качания Г - образного неравноплечего рычага, и приводного двигателя с тяговым винтом, имеющим складные в плоскости вращения лопасти, установленный на большем плече неравноплечего рычага и свободном конце вспомогательного рычага, при этом малое плечо неравноплечего рычага закреплено на валу зубчатого сектора червячного механизма поворота стойки, кинематически связанного с приводом возвратно-поступательных перемещений вдоль продольной оси фюзеляжа каретки управления, имеющей фиксатором ее переднего, промежуточного и заднего положений, соответствующие “самолетному”, “вертолетному” и “планерному” режимам полета, шасси, несущим с обратной стреловидностью крылом, вертикальное и стреловидное горизонтальное оперения соответственно с рулями по направлению и тангажу.

Недостатками указанного универсального летательного аппарата является сложность управления, недостаточная надежность и устойчивость полета в различных режимах, увеличенные эксплуатационные расходы и недостаточный срок службы.

Задачами изобретения является обеспечение простоты управления, повышение надежности и устойчивости полета в различных режимах, снижения затрат и трудоемкости эксплуатации и увеличения срока службы.

Эти задачи изобретения достигаются тем, что в универсальном летательном аппарате тяжелее воздуха, содержащем фюзеляж с образованным его верхней части и закрытым раздвижными шторками продольным щелевым проемом, под которым размещены при “планерном” режиме полета стойка, состоящая из Г-образного неравноплечего рычага и вспомогательного рычага, шарнирно сочлененного через механизм его продольных перемещений с осью качания Г-образного неравноплечего рычага, и установленный на свободных концах рычагов приводной двигатель с тяговым винтом, имеющим складные в плоскости вращения лопасти, при этом малое плечо Г-образного неравноплечего рычага закреплено на валу зубчатого сектора механизма поворота стойки, червяк которого связан с приводом возвратно-поступательных перемещений каретки управления, имеющей фиксатор ее переднего, промежуточного и заднего положений, соответствующих “самолетному”, “вертолетному” и “планерному” режимам полета, шасси, несущим крылом обратной стреловидности, хвостовым оперением с рулями по направлению и тангажу, угол “α” обратной стреловидности несущего крыла и угол “β” между малым и большим плечами Г-образного неравноплечего рычага стойки соответственно равны 145-175° и 90-100°, при этом длина “Т” большого плеча Г-образного неравноплечего рычага и длина “L” фюзеляжа меньше диаметра “D” воздушного тягового винта и длины “М” несущего крыла соответственно 1,65-2,1 и 2,55-2,85 раз, а длина “T₁” малого плеча Г-образного неравноплечего рычага и расстояние “F” от носовой части фюзеляжа до центроплана фюзеляжа меньше длины “Т” большего плеча Г-образного неравноплечего рычага и длины “L” фюзеляжа соответственно в 3,0-3,7 и 2,0-2,5.

Кроме того, в универсальном летательном аппарате тяжелее воздуха привод возвратно-поступательных перемещений каретки может быть выполнен в виде ходового винта, кинематически соединенного через промежуточный вал с червяком механизма поворота стойки.

Сущность и конструкция предлагаемого универсального летательного аппарата тяжелее воздуха поясняется чертежами.

На фиг.1 схематично изображен общий вид универсального летательного аппарата тяжелее воздуха при его использование в качестве самолета.

На фиг.2 схематично изображен общий вид универсального летательного аппарата тяжелее воздуха при его использование в качестве вертолета.

На фиг.3 схематично изображен общий вид универсального летательного аппарата тяжелее воздуха при его использование в качестве планера.

На фиг.4 - вид в плане на фиг.3.

На фиг.5 - схема механизма возвратно-поступательных перемещений каретки и его кинематической связи с малым плечом неравноплечего рычага.

На фиг.6 - вид по А на фиг.1.

Универсальный летательный аппарат тяжелее воздуха состоит из фюзеляжа 1 с передним 2, средним 3 и задним 4 блистрами и хвостовым оперением в виде киля 5 с рулями направления 6 и тангажа 7 и шасси 8. На центроплане фюзеляжа 1 закреплено несущее крыло 9 обратной стреловидности, угол “β” которой составляет 145-175°. Несущее крыло 9 оснащено предкрылками 10, щелевыми закрылками 11 элеронами 12, веерными предкрылками 13 и закрылками 14. В верхней части фюзеляжа 1 между носовой частью и хвостовым оперением вдоль его продольной оси имеется продольный щелевой проем 15, закрытый раздвижными шторками 16 с приводом открытия и закрытия (на чертежах условно не показан). В полости фюзеляжа 1 за отсеком для размещения пассажиров и/или транспортируемых грузов (на чертежах условно не показан) под проемом 15 при полетах в “планерном” режиме размещены стойка и приводной двигатель 17 с воздушным тяговым винтом 18, имеющим складные в плоскости вращения лопастей. В передней части фюзеляжа 1 смонтирована подвижная вдоль его продольной оси каретка 19 управления с фиксатором 20 ее переднего, промежуточного и заднего положений, соответствующие “самолетному”, “вертолетному” и “планерному” режимам полета. Привод возвратно-поступательных перемещений каретки 19 управления выполнен в виде охватываемого ею ходового винта 21, соединенного через промежуточный вал 22 с механизмом поворота стойки, состоящей из Г-образного неравноплечего рычага 23 и вспомогательного рычага 24. Механизм поворота стойки состоит из червяка 25 и взаимодействующего с ним зубчатого сектора 26. Червяк 25 соединен с промежуточным валом 22, а вал зубчатого сектора 26 жестко соединен с малым плечом Г-образного неравноплечего рычага 23. На большом плече Г-образного неравноплечего рычага 23 и свободном конце вспомогательного рычага 24 установлен приводный двигатель 17. Малое плечо Г-образного неравноплечего рычага 23 расположено под углом “α”, равным 90-100°, к его большему плечу. Вспомогательный рычаг 24 шарнирно сочленен через механизм 27 его продольных перемещений с осью 28 качания Г-образного неравноплечего рычага 23. Длина “Т” большого плеча неравноплечего рычага 23 и длина “L” фюзеляжа 1 меньше диаметра “D” воздушного тягового винта 18 и длины “М” несущего крыла 9 большого удлинения соответственно 1,65-2,1 и 2, 55-2,85 раз. Длина “T₁” малого плеча неравноплечего рычага 23 и расстояние “F” от носовой части фюзеляжа 1 до центроплана фюзеляжа 1 меньше длины “Т” большего плеча неравноплечего рычага 23 и длины “L” фюзеляжа 1 соответственно в 3,0-3,7 и 2,0-2,5.

Работает универсальный летательный аппарат тяжелее воздуха следующим образом. В исходном положение воздушный тяговый винт 18 и приводной двигатель 17 находятся в хвостовой части фюзеляжа 1, при этом шторки 16 проема 15 закрыты, то есть универсальный летательный аппарат тяжелее воздуха трансформирован для полетов в режиме планера, при этом положение приводного двигатель 17 заблокировано фиксатором 20 каретки 19 управления и замком зажигания (условно не показанных). Для трансформирования универсальный летательный аппарат тяжелее воздуха для полетов в режиме самолета замок зажигания переводится положение “самолетное”, снимается блокировка фиксатора 20 и за счет перемещения каретки 19 по ходовому винту 21 привода ев возвратно-поступательных перемещений замыкают контакт (конечный выключатель) реле открытия шторок 16, раскрываемых при этом электродвигателем (на чертежах условно не показанных). При дальнейшем перемещение каретки 19 по ходовому винту 21, поступательное движение последней преобразуется во вращение ходовому винта 21, которое через промежуточный вал 22 передается червяку 25 механизма поворота стойки, поворачивающего при этом зубчатым сектором 26, который вследствие этого поворачивает жестко связанное с ним малое плечо Г-образного неравноплечего рычага 23 против часовой стрелки на 85-95°. При указанном повороте Г-образный неравноплечий рычага 23 и вспомогательный рычаг 24, шарнирно сочлененного с осью 28 качания Г-образного неравноплечего рычага 23 через его механизм 27 продольных перемещений разворачивают приводной двигатель 17 с воздушным тяговым винтом 18 в “самолетный” режим работы и закрывают затем шторки 16 продольного щелевого проема 15 фюзеляжа 1. После запуска в указанном положение приводного двигателя 17 осуществляется взлет универсального летательного аппарата тяжелее воздуха и его полет в “самолетном” режиме. Для перемещения воздушного тягового винта 18 из “самолетного” режима в “вертолетный” режим полета, включается система остановки приводного двигателя 17. Замок зажигания переводится в положение “вертолетного” режима полета, снимается блокировка фиксатора 20. Срабатывает электродвигатель (условно не показан) механизма 27 продольных перемещения вспомогательного рычага 24, который выдвигает последний относительно оси качания 28, благодаря чему приводной двигатель 17 разворачивается против часовой стрелки до замыкания прерывателя. Останавливается электродвигатель и лопасти воздушного тягового винта 18 становятся в “вертолетное” положение. Далее, перемещая каретку 19 по ходовому винту 21 привода ее возвратно-поступательных перемещений вдоль продольной оси фюзеляжа 1, замыкают контакт реле открытия шторок 16 продольного щелевого проема 15 в фюзеляже 1 и открывают последние, а затем продолжая разворот неравноплечего рычага 23 против часовой стрелки до касания его с усиленной стойкой заднего блистра 4 (условно не показанной) и срабатывания замка (условно не показан) приводного двигателя 17. После этого закрываются шторки 16 и универсальный летательный аппарат тяжелее воздуха готов для полетов в “вертолетном” режиме.

Из “вертолетного” режима приводной двигатель 17 можно перевести как в “самолетное” режим, так и в исходное “планерный” режим, минуя “самолетный” режим в зависимости от положения замка зажигания.

В полете управление универсальным летательным аппаратом тяжелее воздуха обеспечивается предкрылками 10, щелевыми закрылками 11 элеронами 12, веерными предкрылками 13, закрылками 14, рулями направления 6 и тангажа 7. В кабине пилота (условно не показана) помимо обычной ручки управления с кнопкой запуска приводного двигателя и рулевых педалей имеется ручка управления переносом и фиксации (условно не показанных) приводного двигателя 17 в “самолетном”, “вертолетном” и “планерном” положениях. При переходах приводного двигателя из одного режима в другой или третий устойчивость и управляемость полетом универсального летательного аппарата тяжелее воздуха не нарушается.

Реферат

Изобретение относится к авиации и касается создания летательного аппарата (ЛА), используемого как самолет, вертолет или планер. ЛА имеет фюзеляж с образованным в его верхней части и закрытым раздвижными шторками продольным щелевым проемом, под которым размещена при “планерном” режиме полета стойка. Стойка состоит из Г-образного неравноплечего рычага и вспомогательного рычага, шарнирно сочлененного через механизм его продольных перемещений с осью качания упомянутого неравноплечего рычага. Приводной двигатель установлен на свободных концах рычагов с тяговым винтом, имеющим складные в плоскости вращения лопасти. Малое плечо упомянутого неравноплечего рычага закреплено на валу зубчатого сектора механизма поворота стойки. Червяк сектора связан с приводом возвратно-поступательных перемещений каретки управления. Каретка имеет фиксатор ее переднего, промежуточного и заднего положений, соответствующих “самолетному”, “вертолетному” и “планерному” режимам полета. ЛА имеет шасси, несущее крыло обратной стреловидности и хвостовое оперение. Угол “α” обратной стреловидности несущего крыла и угол “β” между малым и большим плечами Г-образного неравноплечего рычага стойки соответственно равны 145-175° и 90-100°. Длина “Т” большего плеча этого рычага и длина “L” фюзеляжа меньше диаметра “D” воздушного тягового винта и длины “М” несущего крыла соответственно в 1,65-2,1 и 2,55-2,85 раз, а длина “T₁” малого плеча этого рычага и расстояние “F” от носовой части фюзеляжа до центроплана фюзеляжа меньше длины “Т” большего плеча этого рычага и длины “L” фюзеляжа соответственно в 3,0-3,7 и 2,0-2,5. Технический результат реализации изобретения состоит в повышении эксплуатационных качеств летательного аппарата и в снижении стоимости его постройки. 1 з.п. ф-лы. 6 ил.

Формула