close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Патент BY3835

код для вставкиСкачать
ОПИСАНИЕ
ИЗОБРЕТЕНИЯ
К ПАТЕНТУ
РЕСПУБЛИКА БЕЛАРУСЬ
(19)
BY (11) 3835
(13)
C1
(51)
(12)
7
B 64C 39/02
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ПАТЕНТНЫЙ
КОМИТЕТ РЕСПУБЛИКИ БЕЛАРУСЬ
(54)
(21) Номер заявки: 950500
(22) 1995.06.20
(86) РСТ/СН 94/00185, 1994.09.20
(31) 2842/93-9
(32) 1993.09.21
(33) CH
(46) 2001.03.30
ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
(71) Заявитель: ФРИК АЭРОТЕХ АГ (LI)
(72) Автор: ФРИК Александр (LI)
(73) Патентообладатель: ФРИК АЭРОТЕХ АГ (LI)
(57)
1. Летательный аппарат, устанавливаемый и закрепляемый на нагрузке, имеющей возможность исполнения функций управления и с помощью летательного аппарата автономного подъема от земли, зависания над
землей или сохранения стационарного положения, содержащий закрепляемое на нагрузке опорное устройство для создания силовой связи между летательным аппаратом и нагрузкой, приводное устройство (100), вал
которого с помощью вращающегося приводного вала (108) непосредственно присоединен к рабочему колесу
лопастного компрессора (200) для создания воздушного потока, причем вал приводного устройства (100) и
рабочее колесо лопастного компрессора (200) вращаются с одинаковой скоростью, по меньшей мере один
топливный бак (10) для топлива, необходимого для эксплуатации приводного устройства
Фиг. 1a
BY 3835 C1
(100), по меньшей мере две удлинительные трубы (300), которые заканчиваются выходными соплами (304,
305), расположенными по бокам рядом с нагрузкой и предназначенными для выхода регулируемого по направлению потока газа для создания подъемной силы, отличающийся тем, что лопастной компрессор (200)
снабжен всасывающим диффузором (202), расположенным в горизонтальном положении над нагрузкой,
вращающийся приводной вал (108) для привода рабочего колеса лопастного компрессора (200) в нормальном летном положении летательного аппарата расположен практически в вертикальном положении, выходные сопла (304, 305) в нормальном летном положении летательного аппарата расположены над общим
центром тяжести летательного аппарата и нагрузки.
2. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что нагрузкой является летчик.
3. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что нагрузкой является устройство управления с дистанционным
управлением (409).
4. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в приводное устройство (100) входит двигатель внутреннего
сгорания.
5. Аппарат по п. 4, отличающийся тем, что двигателем внутреннего сгорания является поршневой двигатель.
6. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что удлинительные трубы (300) и лопастной компрессор (200) в
основном выполнены из легких строительных материалов типа многослойных волокнистых материалов.
7. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что топливный бак (10) вместе с установленным на нем опорным
устройством (100) и лопастным компрессором (200) образует первый блок, а удлинительные трубы (300) образуют второй блок, оба блока соединены друг с другом карданным шарниром (2) и компенсатором отклонения (301) в области лопастного компрессора.
8. Аппарат поп. 1, отличающийся тем, что топливный бак (10) вместе с установленным на нем опорным
устройством, приводным устройством (100) образует первый блок, а удлинительные трубы (300) и лопастной компрессор (200) образуют второй блок, оба блока соединены друг с другом через карданный шарнир
(2) в области лопастного компрессора, а приводной вал представляет собой карданный вал (110), состоящий
из двух гомокинетических карданных шарниров.
9. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что приводное устройство (100), лопастной компрессор (200) и
удлинительные трубы (300) образуют первый блок, а топливный бак (10) вместе с установленным на нем
опорным устройством образуют второй блок, оба блока соединены через поворотный и опрокидывающийся
шарнир (6).
10. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что концы удлинительных труб для выхода воздуха (300) в
нормальном полетном положении летательного аппарата установлены с закруткой и аксиально симметрично
к вертикальной оси центра тяжести (X) для сообщения летательному аппарату крутящего момента, компенсируемого крутящим моментом приводного устройства (100), при этом триммеры (302), установленные в
области выходных сопел (304, 305) имеют возможность точной настройки для компенсации крутящего момента.
11. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что концы удлинительных труб для выхода воздуха (300) в
нормальном летном положении летательного аппарата направлены прямо вниз и имеются два сопла отклонения в горизонтальном направлении (209), в которых отклоняется часть потока воздуха и затем выталкивается через них для сообщения летательному аппарату крутящего момента, который компенсирует крутящий
момент, созданный приводным устройством (100), при этом дроссельные клапаны (210), установленные перед отклоняющими соплами (209), имеют возможность точной настройки для компенсации крутящего момента.
12. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что для управления летательным аппаратом предусмотрены перекрестно расположенные, регулируемые с помощью кабелей крылья (315, 316) или подвижные сопла (312),
регулируемые с помощью карданного шарнира в области выходных сопел (304, 305).
13. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что он оснащен аварийной спасательной системой из одного
или нескольких парашютов (401).
14. Аппарат по п. 13, отличающийся тем, что аварийная спасательная система оснащена патроном расширения (404) для быстрого раскрытия парашюта (401).
15. Аппарат по п. 13, отличающийся тем, что аварийная спасательная система оснащена несколькими
вытяжными механизмами (403, 403а, 403б) для быстрого вытягивания и раскрытия парашюта (401).
16. Аппарат по п. 13, отличающийся тем, что он оснащен поглотителем удара (408) в виде амортизатора, связанного с опорным устройством.
17. Аппарат по п. 5, отличающийся тем, что на всасывающем диффузоре компрессора (202) установлено
кольцевое водоохлаждающее устройство (III) для охлаждения поршневого двигателя.
18. Аппарат по п. 17, отличающийся тем, что кольцевое водоохлаждающее устройство выполнено с направляющим кольцом для подачи воздуха охлаждения к поршневому двигателю.
2
BY 3835 C1
19. Аппарат по п. 5, отличающийся тем, что на концах удлинительных труб (300) установлены элементы
водяного охлаждения (121) для охлаждения поршневого двигателя.
20. Аппарат по п. 5, отличающийся тем, что под приводным устройством (100) расположен охлаждающий ротор (115), приводимый в действие приводным валом (108), и охлаждающее устройство (119) для охлаждения поршневого двигателя.
21. Аппарат по п. 5, отличающийся тем, что байпасная система (113) расположена под статорным кольцом (205) лопастного компрессора (200), которая непосредственно соединена со всасывающими каналами
карбюратора приводного устройства (100) и служит для нагнетания мощности двигателя.
22. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что соединительный фланец 102 на стороне двигателя выполнен в виде соединительного фланца с пусковым ременным шкивом 122 для обеспечения запуска двигателя
вручную с помощью наматываемого на ременные шкивы троса, а соединительные спицы 123 соединительного фланца выполнены в виде лопастей.
(56)
US 3023980 A, 1962.
US 3443775 A, 1969.
US 3381917 A, 1970.
Горбенко К. С., Макаров Ю.В. Самолеты строили сами. - М.: Машиностроение, 1989. - С. 34, 35.
Изобретение относится к воздушным транспортным средствам, в частности к летательным аппаратам, устанавливаемым и закрепляемым на груз.
Известны летательные аппараты такого типа, двигатель которых сконструирован как работающий на горючем топливе ракетный (реактивный) двигатель или газотурбинный двигатель с направленными вниз соплами, так что выходящие из них горячие выхлопные газы являются опасными: созданная реактивная струя
двигателя горячая и представляет опасность для летчика из-за возможности воспламенения, а для окружающей среды из-за возможности образования пожара. Кроме этого, высокая температура этих выхлопных газов
ограничивает выбор материалов, пригодных для строительства летательного аппарата, например в качестве
конструктивных материалов узлов, контактирующих с горячими выхлопными газами, непригодны никакие
пластмассы, а в данном случае даже алюминий.
Из US-A-3 023 980 известен газотурбинный летательный аппарат такого типа Это такой летательный аппарат, который крепится на спине летчика. В качестве горючего для газовой турбины используется, например,
бензин. При этом газовая турбина с помощью прямо присоединенного, горизонтально закрепленного вращающегося приводного вала с равной скоростью вращения вращает аксиальный компрессор, который всасывает воздух из окружающей среды и подает его в газовую турбину. Через две трубы, которые ведут от
газовой турбины к выходным соплам, расположенным сбоку рядом с летчиком, выталкивается образованная
струя горячего газа с выходной температурой около 1200°F (700 °С) и, таким образом, создается необходимая подъемная сила. Управление летательным аппаратом осуществляется ручкой для регулировки направления выходных сопел, т.е. отклонения направления выхода горячего газа в окружающую среду. Недостатком
этого летательного аппарата являются высокие температуры выходящей струи газа и предельно короткая
максимальная продолжительность полета из-за большого расхода горючего.
Из US-A-4 795 111 известна летающая платформа с дистанционным управлением, в которой поршневой
двигатель внутреннего сгорания прямо вращает обведенный корпусом лопастной винт. Этот аппарат в основном применяется в качестве военных или гражданских наблюдательных платформ с дистанционным
управлением. Упоминается, но не описывается возможность нахождения летчика в подъемной части. В этом
аппарате отсутствует недостаток, связанный с горячими выхлопными газами. Описываемая платформа не
может крепиться на спине летчика. Кольцо винта заканчивается неразветвленной, короткой, прямой и не поворотной трубой. Уже при использовании двух разделенных труб платформа стала бы непригодной и тяжелой для применения ее в качестве летательного аппарата, прикрепленного на спине летчика.
Поэтому задачей изобретения является создание летательного аппарата, выхлопные газы которого имеют
столь низкую температуру, что они практически не являются опасными и позволяют оптимально использовать предлагаемый спектр легких строительных материалов для летательного аппарата, позволяющих длительное пребывание в воздухе.
Для решения поставленной задачи предлагается летательный аппарат, устанавливаемый и закрепляемый
на нагрузке, имеющей возможность исполнения функций управления и с помощью летательного аппарата
автономного подъема от земли, зависания над землей или сохранения стационарного положения. Летатель3
BY 3835 C1
ный аппарат содержит закрепляемое на нагрузке опорное устройство для создания силовой связи между летательным аппаратом и нагрузкой, приводное устройство, вал которого с помощью вращающегося приводного вала непосредственно присоединяется к рабочему колесу лопастного компрессора для создания
воздушного потока. Вал приводного устройства и рабочее колесо лопастного компрессора вращаются с одинаковой скоростью. Имеется по меньшей мере один топливный бак для топлива, необходимого для эксплуатации приводного устройства, и по меньшей мере две удлинительные трубы, которые заканчиваются
выходными соплами, расположенными по бокам рядом с нагрузкой и предназначенными для выхода регулируемого по направлению потока газа для создания подъемной силы. Лопастной компрессор снабжен всасывающим диффузором, расположенном в горизонтальном положении над нагрузкой. Вращающийся
приводной вал для привода рабочего колеса лопастного компрессора в нормальном летном положении летательного аппарата расположен практически в вертикальном положении. Выходные сопла в нормальном летном положении летательного аппарата расположены над общим центром тяжести летательного аппарата и
нагрузки. В одном варианте нагрузкой является летчик.
В другом варианте нагрузкой является устройство управления с дистанционным управлением.
В одном из вариантов в приводное устройство входит двигатель внутреннего сгорания.
Предпочтительно двигателем внутреннего сгорания является поршневой двигатель.
В предпочтительном варианте удлинительные трубы и лопастный компрессор в основном выполнены из
легких строительных материалов типа многослойных волокнистых материалов.
В одном из вариантов топливный бак вместе с установленным на нем опорным устройством и лопастным
компрессором образует первый блок, а удлинительные трубы образуют второй блок, оба блока соединены
друг с другом карданным шарниром и компенсатором отклонения в области лопастного компрессора.
В другом варианте топливный бак вместе с установленным на нем опорным устройством, приводным
устройством образует первый блок, а удлинительные трубы и лопастной компрессор образуют второй блок,
оба блока соединены друг с другом через карданный шарнир в области лопастного компрессора, а приводной вал представляют собой карданный вал, состоящий из двух гомокинетических карданных шарниров.
В предпочтительном варианте приводное устройство, лопастной компрессор и удлинительные трубы образуют первый блок, а топливный бак вместе с установленным на нем опорным устройством образуют второй блок, оба блока соединены через поворотный и опрокидывающийся шарнир.
В одном из вариантов концы удлинительных труб для выхода воздуха в нормальном полетном положении летательного аппарата установлены с закруткой и аксиально симметрично к вертикальной оси центра
тяжести для сообщения летательному аппарату крутящего момента, компенсируемого крутящим моментом
приводного устройства, при этом триммеры, установленные в области выходных сопел, имеют возможность
точной настройки для компенсации крутящего момента.
В другом варианте концы удлинительных труб для выхода воздуха в нормальном летном положении летательного аппарата направлены прямо вниз и имеются два сопла отклонения в горизонтальном направлении, в которых отклоняется часть потока воздуха и затем выталкивается через них для сообщения летательному
аппарату крутящего момента, который компенсирует крутящий момент, созданный приводным устройством,
при этом дроссельные клапаны, установленные перед отклоняющими соплами, имеют возможность точной
настройки для компенсации крутящего момента.
В предпочтительном варианте для управления летательным аппаратом предусмотрены перекрестно расположенные, регулируемые с помощью кабелей, крылья или подвижные сопла, регулируемые с помощью
карданного шарнира в области выходных сопел.
Аппарат оснащен аварийной спасательной системой из одного или нескольких парашютов.
Аварийная спасательная система оснащена патроном расширения для быстрого раскрытия парашюта.
В одном из предпочтительных вариантов аварийная спасательная система оснащена несколькими вытяжными механизмами для быстрого вытягивания и раскрытия парашюта.
В другом предпочтительном варианте аппарат оснащен поглотителем удара в виде амортизатора, связанного с опорным устройством.
В одном из вариантов на всасывающем диффузоре компрессора установлено кольцевое водоохлаждающее устройство для охлаждения поршневого двигателя.
В другом варианте кольцевое водоохлаждающее устройство выполнено с направляющим кольцом для
подачи воздуха охлаждения к поршневому двигателю.
В одном из вариантов на концах удлинительных труб установлены элементы водяного охлаждения для
охлаждения поршневого двигателя.
Под приводным устройством расположен охлаждающий ротор, приводимый в действие приводным валом, и охлаждающее устройство для охлаждения поршневого двигателя.
Байпасная система расположена под статорным кольцом лопастного компрессора, непосредственно соединена с всасывающими каналами карбюратора приводного устройства и служит для нагнетания мощности
двигателя.
4
BY 3835 C1
В одном из вариантов соединительный фланец на стороне двигателя выполнен в виде соединительного
фланца с пусковым ременным шкивом для обеспечения запуска двигателя вручную с помощью наматываемого на ременные шкивы троса, а соединительные спицы соединительного фланца выполнены в виде лопастей.
Такое устройство летательного аппарата позволяет поднять груз, способный управлять летательным аппаратом, т.е. обычно поднять летчика (на спине которого с помощью корсета или опорного устройства крепится изобретенный летательный аппарат) с земли в вертикальном направлении и в течение более
длительного промежутка времени (до одного часа и более) или на продолжительном отрезке держать в режиме зависания или полета. Необходимую мощность летательного аппарата обеспечивает, например, работающий на горючем поршневой двигатель внутреннего сгорания с искровым зажиганием (тип Otto), который
с помощью приводного вала приводит в действие установленный на нем лопастной компрессор; последний с
помощью своего рабочего колеса всасывает воздух сжимает его и ускоряет с тем, чтобы он с большой скоростью направлялся в вертикальном направлении вниз к соответствующему выходному соплу трубы и выходил через него. В качестве привода также можно использовать двигатели внутреннего сгорания (ДВС) типа
двигатель Дизеля или двигатель Ванкеля. Также можно использовать другие типы ДВС, например водородные. На выходном конце труб сопла имеют сужение, благодаря чему обеспечивается ускорение выходящего
воздушного потока.
Благодаря возможности согласования геометрии компрессора с характеристиками привода отпадает необходимость редуктора для передачи или редукции между коленчатым валом поршневого двигателя и лопастным компрессором. Прямой привод с приводным валом между приводным устройством и рабочим
колесом дает значительное упрощение, и соответственно значительную экономию веса.
В отличие от вертолета в данном летательном аппарате, несмотря на использование в нем приводного
устройства с вращающимися частями, отпадает необходимость выравнивания крутящего момента двигателя
с помощью специального винта. Необходимый противодействующий крутящий момент можно получить путем отклонения воздушной струи привода от вертикального направления потока.
Летательный аппарат по изобретению удовлетворяет потребность в небольшом, легком, просто работающем летательном аппарате, который дает возможность летать на нем грузу, например летчику, способному управлять таким аппаратом. Он характеризуется легкой маневренностью, простотой транспортировки
и монтажа, на земле его может нести один человек, он легко запускается и обслуживается. На таком аппарате можно выполнять такие воздушные маневры, которые невозможны на других известных летательных аппаратах, как, например, экранопланы, сверх легкие (ultra light) самолеты, воздушные баллоны, управляемые
парашюты, дельтапланы и т.п. Кроме этого, на таком летательном аппарате можно достичь те регионы или
цели, которые недоступны или труднодостижимы при использовании вертолета, например узкие горные
ущелья. Кроме этого, благодаря устранению опасности возникновения пожара данный летательный аппарат
может летать над лесными массивами, а также в узких переулках между домами и прямо к фасадам домов.
Одним из существенных преимуществ летательного аппарата по изобретению, а также существенным отличием по сравнению с уже известными летательными аппаратами, является использование двигателя внутреннего сгорания или поршневого двигателя. По сравнению с другими двигателями, как, например, газовые
турбины, химические приводы, например с перекисью водорода и т.п., он гораздо эффективнее и экономичнее, а также технически проще, что обеспечивает значительно большую продолжительность полета. Другим
преимуществом поршневого двигателя является его простое, надежное управление, а также низкие затраты
на приобретение и эксплуатацию. Его обслуживание и профилактика также значительно дешевле, чем в случае использования газовых турбин. В качестве горючего можно использовать обычное горючее для поршневых двигателей, так что уже имеющаяся инфраструктура обеспечивает беспроблемное снабжение горючим.
Благодаря низкой температуре воздушного потока, создаваемого лопастным компрессором и выходящего
через сопла, можно успешно выполнить важные машинные детали из легких многослойных волокнистых
материалов, например трубы и/или лопастный компрессор. Это преимущество присутствует даже в случае
смешивания выхлопных газов поршневого двигателя с выходящим воздушным потоком.
Данный летательный аппарат успешно применяется в качестве транспортного средства для оказания первой помощи в спасательных операциях в труднодоступных местностях или в густонаселенных центрах
больших городов, где вследствие большого движения или других препятствий не удается своевременно добраться до раненых с помощью обычных транспортных средств. Он также успешно применяется при тушении
больших пожаров в высотных домах, позволяя доставить туда систему спасения пострадавших людей или
вывести их с помощью такого летательного аппарата. Это особенно важно в том случае, когда нецелесообразно использовать обычные средства, такие как спасательные приставные лестницы или вертолеты.
Кроме этого, летательный аппарат по изобретению является крайне легким, небольшим и благоприятным
по стоимости воздушным транспортным средством, для которого являются достаточными взлетные и посадочные площадки минимальной площади. Он является значительно менее чувствительным к условиям посадки и взлета, чем, например, работающие на газовых турбинах летательные аппараты, в которых вблизи
5
BY 3835 C1
земли имеется опасность снижения тяги вследствие рециркуляции выхлопного газа или попадания в двигатель посторонних предметов, таких как пыль, листья, камешки и т.п. и повреждения двигателя.
Этот летательный аппарат пригоден также в качестве недорогостоящего и быстрого способа достижения
труднодоступных местностей, например для выполнения контроля и наблюдения. Он отличается простотой
управления и позволяет летчику летать над лесными массивами и использовать при этом крайне малые площади. Также возможен полет на более длинные расстояния на малых высотах от земли. Он имеет большие
возможности применения в военных целях, где решающими факторами являются значительный радиус действия летательного аппарата, а также его компактная конструкция, что обеспечивает широкие возможности
для его применения. Данный летательный аппарат может находить широкое и крайне интересное применение также в воздушном спорте.
Благодаря выбранному, новому и особенно простому приводу, получающемуся из комбинации двигателя
внутреннего сгорания, лопастного винта и удвоенной трубы, стало возможным получить оптимальное направление воздушных потоков и соответственно использовать приводную энергию двигателя с более высоким к.п.д. Благодаря прямому соединению вращающихся осей двигателя внутреннего сгорания и лопастного
компрессора, а также оптимальному согласованию скорости вращения двигателя внутреннего сгорания с аэродинамической формой лопастного компрессора достигается выход воздушного потока через сопла труб с дозвуковой скоростью, вследствие чего еще больше увеличивается к.п.д. устройства создания подъемной силы,
т.е. привода вместе с лопастным компрессором, в отличие от газотурбинного летательного аппарата, струя
газа из которого выталкивается со значительно большей скоростью. Поэтому летательный аппарат по изобретению имеет крайне небольшой расход горючего и соответственно позволяет выполнять более длительные полеты.
Ниже на чертежах подробнее описываются примеры конструкций летательного аппарата.
На фиг. 1а, 1b, 1с, и 1d в схематическом виде сбоку, спереди с частичным разрезом, спереди и сверху показаны примеры конструкции летательного аппарата по данному изображению, закрепленного на спине летчика.
На фиг. 1e, 1f показаны водяной радиатор на всасывающем диффузоре компрессора, служащий для охлаждения поршневого двигателя.
На фиг. 1g показан вращаемый приводным валом охлаждающий ротор и узел водяного охлаждения, служащий для охлаждения поршневого двигателя.
На фиг. 1h показаны элементы водяного охлаждения на концах труб, служащие для охлаждения поршневого двигателя, а также управляющее устройство с дистанционным управлением вместо летчика.
На фиг. 1i показана обводная (байпассная) система для нагнетания поршневого двигателя.
На фиг. 1j показан соединительный фланец в виде пускового ременного шкива.
На фиг. 2 показано устройство кардана в области компрессора лопастного колеса.
На фиг. 3 схематически показан вид сверху части летательного аппарата, представленного на фиг. 1а, 1b,
1с и 1d, для показа возможности компенсации крутящего момента.
На фиг. 4а, 4b, 4с и 4d схематически показан вид сбоку части летательного аппарата, представленного на
фиг. 1а, 1b, 1с и 1d для показа возможности регулировки направления выходящего потока воздуха.
На фиг. 5 схематически показан принцип действия системы спасения в указанном в патентной заявке летательном аппарате, представленном на фиг. 1а, 1b, 1с и 1d.
Как, в частности, видно на фиг. 1а, летательный аппарат находится на спине летчика. Корсет выполнен в
виде топливного бака с горючим 1 и соприкасается со спиной летчика Р. С помощью системы ремней 2, сделанной в виде сиденья, путем фиксирования затяжки ремня 3 достигается жесткая силовая связь между летчиком и летательным аппаратом. Это также служит для переноса летчиком Р аппарата до и после полета. В
обычном полетном положении летательного аппарата общая ось центра тяжести Х летательного аппарата и
летчика или груза проходит между приводным устройством 4 и летчиком Р практически через середину выходных сопел 5, 6, которые, как правило, расположены над общим центром тяжести летательного аппарата и
летчика Р. Ручкой газа 7 летчик Р регулирует на одном из двух консолей управления 8 мощность поршневого двигателя, входящего в приводное устройство 4 и запускающегося ручным стартером 9. Приводное устройство 4 снабжается топливом из топливного бака 1 с помощью обычного смесеобразующего устройства.
При этом топливный бак 1 может состоять из нескольких частей или можно предусмотреть несколько топливных баков.
На летательном аппарате установлен лопастной компрессор 10 с лопастями из углеродного волокна 11,
стальной вал 12 которого связан с коленчатым валом 13 приводного устройства 4 через выполненный из углеродного волокна приводной вал 14, который в нормальных полетных условиях летательного аппарата стоит практически вертикально. Вал лопастного винта 12 заканчивается в выполненной из алюминия втулке
компрессора 15, в котором вмонтированы лопатки компрессора 11. При этом вал лопастного винта 12 обычно оснащен самосмазывающимися опорами. Лопастной компрессор 10 втягивает воздух из окружающей
среды через выполненный из углеродного волокна всасывающий диффузор компрессора 16, который в нор6
BY 3835 C1
мальных полетных условиях летательного аппарата находится практически в горизонтальном положении над
летчиком, и выталкивает его с высокой скоростью вниз в вертикальном направлении через выполненный из
углеродного волокна статор 17, служащий для выравнивания потока воздуха, а также равномерно распределяет поток в две выполненные из углеродного волокна трубы 18. Расположенные сбоку рядом с летчиком Р
выходные сопла 5, 6 на концах труб 18 создают подъемную тягу, необходимую для отрыва летчика и летательного аппарата от земли и зависания над землей.
Увеличение мощности приводного устройства 4 приведет к росту скорости вращения лопастного компрессора 10. Передача мощности лопастям компрессора 11 вызовет рост скорости выхода воздуха из выходных сопел 5, 6 и, следовательно, увеличение подъемной тяги.
Путем выравнивания закрученного потока на выходе из компрессора с помощью неподвижных, выполненных из углеродного волокна лопаток садаптированных к соответствующей геометрии компрессора, создается крайне эффективное превращение мощности двигателя приводного устройства 4 в энергию потока,
которая подводится к трубам 18. Это является существенным усовершенствованием по сравнению с обычными несущими винтами вертолетов, а также воздушными винтами. Верхний конец торсионной втулки 19
скреплен болтами статорным лопастным колесом 17 а нижний конец - с соединительным шпангоутом 20.
Соединительный шпангоут 20 на обеими концах плотно соединен с рамой 21, которая держит приводное
устройство 4, топливный бак 1 и лопастной компрессор 10. Этим обеспечивается жесткость несущей конструкции и избегается кручение рамы 21 крутящим моментом, созданным приводным устройством 4.
С помощью консолей управления 8, скрепленных винтовым соединением 22 с трубами 18, и карданного
механизма 23 (см., в частности, фиг. 1c, 1d и фиг. 2), соединяющего удлинительные трубы 18 со статором 17
лопастного компрессора 10, обе удлинительные трубы 18, а также находящиеся на их концах выходные сопла 5, 6 могут отклоняться в любом направлении под углом примерно +/-10 град (см. выделенное на чертеже
положение отклонения на фиг. 1b). Это движение управления позволяет летчику в такой мере изменять результирующее усилие выходящего через удлинительные трубы 18 воздушного потока, чтобы оно совпало с
осью центра тяжести Х всего летательного аппарата вместе с летчиком и, таким образом, обеспечило полет на режиме висения. Небольшие отклонения от этого установленного положения дополнительно влияют
на движение летательного аппарата в горизонтальном положении. Эта возможность регулировки необходима также для учета различного веса летчиков.
Самый эффективный метод выравнивания крутящего момента приводного устройства 4 и лопастного
компрессора 10 с помощью противодействующего крутящего момента заключается в закрутке 24, 25 (в частности, фиг. 1а и 1d) обеих удлинительных труб 18 настолько, чтобы их выходные сопла 5, 6 отклоняли
струю таким образом, чтобы компенсировался крутящийся момент. При этом триммерами 26, расположенными в области выходных сопел 5, 6, можно осуществлять тонкую регулировку компенсации крутящего момента.
На фиг. 3 показана другая возможность с помощью противодействующего крутящего момента выравнивать крутящий момент, созданный приводным устройством 4 и лопастным компрессором 10; она заключается в отводе небольшого количества воздуха от созданного потока воздуха. Это достигается с помощью двух
отклоняющих сопел 27, которые на расстоянии от оси центра тяжести Х отклоняют разделенные воздушные
потоки под углом 90 ° в тангенциальном направлении и выводят их. Поворотной ручкой 28, расположенной на
одной из консолей управления 8, можно регулировать дроссельные клапаны 29 для управления выходящими
из отклоняющих сопел 27 воздушными потоками и соответственно противодействующим крутящим моментом.
Удлинительные трубы 18 отклоняют через карданный шарнир 23 с карданным кольцом 23' для подвески
удлинительных труб 18 на раме 21 с помощью крепежного соединения 30 (см., в частности, фиг. 1b). Для
уплотнения свободного пространства, образующегося между корпусом компрессора 31, закрепленного на
раме 1, и удлинительными трубами 18, зажимными кольцами крепят компенсатор отклонения 32, который
охватывает сильфонное уплотнение с одним или несколькими валами и одновременно служит распределителем воздушного потока, или прямо вслаивается или крепится в зависимости от материала (с учетом различных свойств материалов). Таким образом, для стабилизации полета можно с незначительными потерями
отклонять образующуюся выхлопную струю в необходимом направлении. У прохода приводного вала 14 устанавливают соответствующее уплотнение. Кожух компрессора 31, охватывающий лопастной компрессор
10, жестко крепится креплением 33 с рамой 1, а также с приводным устройством 4 и топливным баком 1.
На фиг. 4а, 4b, 4с и 4d показаны другие возможные решения для разворота и отклонения струи, а также
для управления летательным аппаратом и стабилизации равновесия.
На фиг. 4а видно, что первый узел образуется приводным устройством 4 с рамой 1, а также с топливным
баком 1 и установленным на нем опорным устройством; второй узел включает все удлинительные трубы 18 с
лопастным компрессором 10, а приводное устройство 4 соединено с лопастным компрессором 10 с помощью карданного вала 34. Этот карданный вал 34 состоит, например, из двух гомокинетических карданных
шарниров, показанных на рисунке. Управление обеспечивается путем смешения вертикальной оси центра
7
BY 3835 C1
тяжести Х с помощью карданного шарнира 23 между первым и вторым узлом в области кожуха компрессора
31.
На фиг. 4b видно, что приводное устройство 4, рама 21, лопастной компрессор 10 и удлинительные трубы
18 образуют первый узел, а второй узел включает топливный бак 1 с установленным на нем опорным устройством для летчика Р, причем оба узла соединены друг с другом в опорном устройстве. Путем выравнивания результирующей подъемной силы можно управлять летательным аппаратом.
На фиг. 4с видно, что для управления и стабилизации летательного аппарата перекрестно расположенные
винты управления 35, 36 закреплены продольно и поперечно на вращающемся вокруг собственной оси полом валу 37, благодаря чему можно отклонять выходящую струю в любом направлении. На полом валу 37
проведен трос 38, с помощью которого ручкой 28 можно регулировать винты 36 управления через оси вращения 39. Винт управления 35 жестко соединен с полым валом 37. Этот вал вращается вокруг собственной
оси с помощью скобы 40 путем поворота консоля управления 8 в поворотном шарнире 41. С помощью этого
отклонения струи, имеющегося на выходе воздушного потока из удлинительных труб 18, можно обеспечить
стабилизацию и управление летательным аппаратом.
На фиг. 4d видно, что для управления и стабилизации летательного аппарата на конце удлинительной
трубы 18 регулировочные сопла 42 подвижно закреплены дополнительным карданным кольцом 43, а также
другими соединительными скобами 44. При этом консоли управления 8 жестко соединены с подвижными
управляющими соплами 42. С помощью следующего компенсатора отклонения 45 уплотняют свободное
пространство между регулировочными соплами 42 и удлинительными трубами 18. Путем отклонения струи
достигается стабильное состояние равновесия или можно управлять летательным аппаратом. При использовании дополнительных карданных колец 43 для управления и стабилизирования летательного аппарата карданный шарнир 23 может естественно отсутствовать.
Для обеспечения полета в режиме висения вращения вокруг собственной оси или для полета по узким
траекториям полета по кабельным тягам 38 с помощью поворотной ручки 28 двигаются уравновешивающие
винты 26 (фиг. 1b, 1с), которые в зависимости от их положения отклоняют поток воздуха вперед или назад.
Это отклонение наряду с содействием управлению частично выравнивает крутящий момент винтового компрессора 10 и приводного устройства 4. Важную роль для мощности двигателя в приводном устройстве с
двигателем внутреннего сгорания или поршневым двигателем играет предусмотренная на приводном устройстве 4 система выхлопа 46. Концевые трубы выхлопной системы 46 направлены вниз в обычном направлении испускания газов и дают путем выпуска выхлопных газов двигателя дополнительный подъем. Водное
охлаждающее устройство 47 для охлаждения головки цилиндра поршневого двигателя установлено таким
образом, чтобы его как можно лучше обтекал окружающий воздух. Это протекание обеспечивается с помощью соответствующих направляющих лопаток 48 в воздушном потоке выходных сопел 5, 6.
Приводное устройство 4 крепится на раме 21 с помощью подвески двигателя 49 с основными крепежными
винтами на демпферах. Кроме этого, для подавления вибраций имеется возможность резьбовым соединением закрепить поршневой двигатель на головке цилиндра с помощью подвески головки цилиндра 50 на раме
21. Демпфирующий соединительный фланец 51 со звездообразной резиновой опорой вала двигателя или коленчатого вала 13 соединяет его с демпфирующим приводным валом, выполненным из углеродного волокна
14. Топливный бак 1 вместе с установленном на нем опорным устройством крепится болтами прямо на раму
21 с резиновой опорой. На верхней стороне топливного бака 1 установлен загрузочный штуцер 52, вентиляционное отверстие 53 топливного бака 1, а также электрическое измерительное устройство 54 для измерения
уровня топлива в топливном баке. Соединительный патрубок 55 находится на самом нижнем, воронкообразном, суженном конце топливного бака. Особые стенки 56 или изоляция топливного бака пеноматериалом 1
препятствуют колебанию топливу. На консоле управления 8 находятся инструменты 57 для показа уровня
заполнения топливного бака 1, скорости вращения приводного устройства 4 и температуры приводного устройства 4. Стойка 58 или опора летательного аппарата скреплена с рамой 21 с возможностью регулировки
по высоте и позволяет стоя выключать летательный аппарат. Опору 58 можно убирать и поднимать во время
полета, и она оборудована амортизатором, который в случае падения служит поглотителем удара 59. Опору
58 можно сконструировать таким образом, чтобы она имела ось вращения или при полете служила для летчика
опорной поверхностью (не показана). Обшивка 60 втулки компрессора 15 лопастного компрессора 10 улучшает
аэродинамический подвод всасываемого воздуха.
На фиг. 1е и 1f показан другой вариант для охлаждения поршневого двигателя. Кольцевой водяной радиатор 61 (фиг. 1е) или кольцевое водоохлаждающее устройство 62 с направляющим кольцом воздуха
(фиг. 1f) имеют контурное исполнение и непосредственно присоединяются к всасывающему каналу 16 лопастного компрессора 10, который при работе всасывает часть поступающего воздуха через кольцевые водоохлаждающие устройства 61, 62. Благодаря показанному оптимальному расположению такого
охлаждающего устройства на кромке всасывающего канала компрессора 16 или путем расположения направляющего кольца воздуха для лучшего подвода воздуха к кольцевому водяному охлаждающему устройству, всасываемый с высокой скоростью воздух не препятствуется, а проходит лучше.
8
BY 3835 C1
На фиг. 1g показан еще один вариант охлаждения поршневого двигателя или приводного устройства 4. С
помощью крепежной рамы 63 под приводным устройством 4 установлен охлаждающий ротор 64. Привод
охлаждающего ротора 64 осуществляется через зубчатый ремень 65 и закрепленный на нижнем конце коленчатого вала 13 ременной шкив. Воздушный поток, созданный охлаждающим ротором 64, подводится по
направляющему каналу воздуха 66 к расположенному внизу плоскому охлаждающему устройству 67 и протекает через него. Путем применения ременных шкивов 68 с различными диаметрами можно изменить скорость вращения охлаждающего ротора 64.
На фиг. 1h показан еще один вариант охлаждения поршневого двигателя. Кроме этого, на нем еще показано возможность использования устройства дистанционного управления 69 для замены летчика (Р). Для охлаждения поршневого двигателя воздух из основного потока отводится в трубы 18 по направляющим
каналам воздуха 70 на трубе и подводится к элементам водяного охлаждения 71, расположенным на концах
удлинительных труб. При использовании устройства дистанционного управления 69 для замены летчика (Р)
можно также беспилотно управлять летательным аппаратом. В таком случае устройство дистанционного
управления 69 управляет отклонением удлинительных труб 18 для управления или регулировки равновесия.
Благодаря существенно лучшему к.п.д. лопастного компрессора по сравнению с вертолетом такого же весового класса, такой летательный аппарат с дистанционным беспилотным управлением особенно рекомендуется для перевозок материалов, а также для ведения наблюдения.
На фиг. 1i показана обводная система 72 для нагнетания мощности поршневого двигателя. Обводная система 72 размещена под неподвижным кольцом 17 лопастного компрессора 10 и прямо соединяется со всасывающими каналами карбюратора двигателя.
Согласно фиг. lj, соединительный фланец 51 на стороне двигателя можно выполнить в виде соединительного фланца с пусковым ременным шкивом 73 так, чтобы двигатель можно было запускать вручную с помощью наматываемого на ременной шкив 73 троса. Соединительные спицы 74 соединительного фланца с
пусковым ременным шкивом 73 имеют винтообразное накручивание, так что при вращении они обеспечивают циркуляцию воздуха, охлаждающую расположенные над ними и под ними части.
На фиг. 5 показана аварийная система спасения 75 из парашюта 76, механизм которого включается вытягиванием аварийного кольца 77 или автоматически. Вследствие крайне низкой высоты полета, на которой в
большей частью применяют летательный аппарат, появляется необходимость крайне быстрого раскрытия
парашюта 76 при отказе подъемной тяги. Поскольку в летательном аппарате расположение ротора или рабочего колеса не является препятствием, то парашют 76 можно выстрелить вертикально вверх очень короткой
лентой или канатами.
В изображение под названием "Этап 1" парашют 76 находится в упаковке в парашютном чехле 78 с вытяжными механизмами 79. Вытяжные механизмы 79 для ускоренного раскрытия парашюта 76 еще не приведены в действие. В парашют 76 также упакован патрон расширения 80 с соответствующим взрывным
механизмом, который за счет расширения оказывает воздействие на ускоренное раскрытие парашюта 76. В
изображение под названием "Этап 2" вытяжным механизмом 79 парашют 76 вытягивается из чехла 78 до
полного растягивания канатов спасательного парашюта 81. Эти активируют, как показанное на этапе 3,
вспомогательные вытяжные механизмы 79а и 79б, которые быстрее раскрывают парашют 76. Для ускоренного раскрытия парашюта 76 используют также струйные язычки. Одновременно со вспомогательными вытяжными механизмами 79а и 79б запускаются находящиеся на нижней стороне парашюта 76 патрон
расширения 80. С его помощью парашют 76 быстро раскрывается. На этапе 4 показан парашют 76 в раскрытом состоянии.
9
Фиг. 1b
Фиг. 1e
Фиг. 1c
Фиг. 1f
Фиг. 1d
BY 3835 C1
Фиг. 2
Фиг. 1g
Фиг. 3
Фиг. 1h
Фиг. 4a
Фиг. 1i
11
BY 3835 C1
Фиг. 4c
Фиг. 4b
Фиг. 4d
Фиг. 5
Государственный патентный комитет Республики Беларусь.
220072, г. Минск, проспект Ф. Скорины, 66.
12
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
0
Размер файла
314 Кб
Теги
by3835, патент
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа