close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Патент BY4434

код для вставкиСкачать
ОПИСАНИЕ
ИЗОБРЕТЕНИЯ
К ПАТЕНТУ
РЕСПУБЛИКА БЕЛАРУСЬ
(19)
BY (11) 4434
(13)
C1
(51)
(12)
7
B 64C 27/10
НАЦИОНАЛЬНЫЙ ЦЕНТР
ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ
СОБСТВЕННОСТИ
(54)
(21) Номер заявки: a 19980305
(22) 1998.03.30
(46) 2002.06.30
ВЕРТОЛЕТ
(71) Заявитель: Сычик В.А. (BY)
(72) Автор: Сычик В.А. (BY)
(73) Патентообладатель: Сычик Василий
(BY)
Андреевич
(57)
1. Вертолет, включающий корпус-фюзеляж, силовую установку, вал отбора мощности, аэродинамические
лопасти и систему управления, отличающийся тем, что корпус-фюзеляж выполнен в форме усеченного конуса, к большему основанию которого посредством шарового шарнира присоединено несущее крыло в виде
полусферы, а вдоль образующей корпуса-фюзеляжа смонтированы два соосных косолопастных ротора с
возможностью вращения относительно фюзеляжа в противоположных направлениях.
2. Вертолет по п. 1, отличающийся тем, что продольная ось аэродинамических лопастей одного из роторов наклонена к образующей корпуса-фюзеляжа под острым углом, а продольная ось аэродинамических лопастей другого
ротора наклонена к образующей корпуса-фюзеляжа под противоположным углом.
3. Вертолет по п. 1 или 2, отличающийся тем, что косолопастные роторы выполнены в виде коаксиально
расположенных относительно корпуса-фюзеляжа приводных пар ведущих и ведомых ободов, между которыми смонтированы аэродинамические лопасти, при этом ведущие обода связаны с силовой установкой посредством системы радиальных валов отбора мощности, а ведомые приводные обода связаны с ведущими
посредством зубчатых передач.
Фиг. 1
BY 4434 C1
(56)
DE 38 30 309A1, 1990.
EP 0393 410 A3, 1991.
CH 681290 A, 1993.
RU 2101214 С1, 1998.
Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в качестве многофункционального
летательного аппарата.
Известен летательный аппарат - вертолет [1], который содержит фюзеляж, несущие винты, кабину управления полетом, установленную в левой части фюзеляжа, бортовое оборудование, хвостовую часть и дополнительную кабину в
хвостовой части фюзеляжа, соединенную с корпусом вертолета. Такой летательный аппарат обладает сложной конструкцией, недостаточно высокой маневренностью, грузоподъемностью, скоростью, и исключена планирующая посадка в случае аварии привода винта.
Прототипом предлагаемого изобретения является вертолет, описанный в [2]. Он содержит корпусфюзеляж, кабину с ротором, двигатель, ротор с поворотными на прикрепленных к нему продольных валах
лопастями, опорную раму и ротор противомомента. Ротор содержит несущее кольцо, закрепленное по периметру кабины на наружной обшивке.
Недостатками устройства-прототипа являются:
1. Малая грузоподъемность, обусловленная невысокой эффективностью конструкции.
2. Невысокие летно-аэродинамические характеристики, обусловленные сложностью конструкции и ее несовершенством.
3. Невозможность планирующей посадки в режиме ротации в момент аварии привода винта или силовой
установки и в случае потери одной или всех лопастей.
Задача предполагаемого изобретения заключается в улучшении летно-технических характеристик, увеличении грузоподъемности, обеспечении планирующей посадки при аварии силовой установки, механизмов
привода.
Решение задачи достигается тем, что в вертолете, содержащем корпус-фюзеляж, силовую установку, вал отбора мощности, аэродинамические лопасти и систему управления, согласно изобретению, корпус-фюзеляж выполнен
в форме усеченного конуса, к большему основанию которого посредством шарового шарнира присоединено несущее крыло в виде полусферы, а вдоль образующей корпуса-фюзеляжа смонтированы два соосных косолопастных ротора с возможностью вращения относительно фюзеляжа в противоположных направлениях. Продольная
ось аэродинамических лопастей одного из роторов наклонена к образующей корпуса-фюзеляжа под острым углом,
а продольная ось аэродинамических лопастей другого ротора наклонена к образующей корпуса-фюзеляжа под
противоположным углом. Косолопастные роторы выполнены в виде коаксиально расположенных относительно
корпуса-фюзеляжа приводных пар ведущих и ведомых ободов, между которыми смонтированы аэродинамические
лопасти, при этом ведущие обода связаны с силовой установкой посредством системы радиальных валов отбора
мощности, а ведомые приводные обода связаны с ведущими посредством зубчатых передач.
Сущность изобретения поясняет чертеж, где на фиг. 1 изображен главный вид вертолета, а на фиг. 2 - вид
вертолета снизу (сбоку).
Вертолет состоит из корпуса-фюзеляжа, выполненного в форме усеченного конуса и включающего наружную конусную поверхность 1 и внутреннюю цилиндрическую поверхность 2 с проемом. Корпус вертолета связан посредством направляющих 3 потока воздуха с несущим крылом 4, которое с помощью своего конуса 5 жестко установлено в
шаровой шарнир 21, позволяющий изменять угол наклона несущего крыла 4 относительно оси вертолета. В проеме
конуса 5 может размещаться парашют (на фиг. не показано) для улучшения планирования вертолета в аварийных ситуациях. Корпус вертолета разделен перекрытиями 6 на салон грузо-пассажирский 7 с кабиной для пилотов и отсек 8,
где размещены силовые установки и агрегаты жизнеобеспечения 9 вертолета. На наружной конической части 1 корпуса вертолета закреплены лопасти 10 с механизмом их наклона. Вертолет содержит два параллельных косолопастных ротора, включающих верхний 11, средний 12 и нижний 13 приводные валы, а также две приводные пары ведущих и ведомых ободов 16, 15 и 16, 17, связанных между собой аэродинамическими лопастями верхнего ряда 18 и
нижнего ряда 19. Верхний 11, средний 12 и нижний 13 приводные валы представляют систему радиальных валов отбора мощности. Число радиальных валов отбора мощности, а также число пар ведущих и ведомых ободов с аэродинамическими лопастями можно наращивать, при этом повышается грузоподъемность и скорость движения вертолета.
На верхнем приводном валу 11, среднем приводном валу 12 и нижнем приводном валу 13, которые кинематически
связаны с силовыми установками 9, установлены зубчатые передачи, то есть шестерни 14, входящие в зацепление с
верхним ведомым ободом 15, средним ведущим ободом 16 и нижним ведомым ободом 17. Между верхним ведомым
ободом 15 и средним ведущим ободом 16 установлены аэродинамические лопасти верхнего ряда 18, а между средним
ведущим ободом 16 и нижним ведомым ободом 17 установлены аэродинамические лопасти нижнего ряда 19. На
нижней поверхности несущего крыла 4 по всему периметру его кромки размещен отражатель воздуха 20. Шарнир 21
установлен в сферической обойме 22, закрепленной на цилиндрической части корпуса 2 вертолета.
Несущее крыло 4 вертолета с возможностью изменения угла наклона его относительно оси вертолета способствует устойчивости горизонтального уровня и является базовым элементом вертолета для планируемой его посадки при аварии силовой части и привода лопастей. Несущее крыло 4 удерживает возбужденный поток воздуха,
2
BY 4434 C1
образуемый при движении аэродинамических лопастей верхнего ряда 18 и лопастей нижнего ряда 19. Несущее
крыло 4 может иметь привод вращения вокруг собственной оси (на фиг. не показано), причем направляющие 3 потока воздуха подвижно (шарнирно) соединяются с несущим крылом 4. Вращение несущего крыла 4 в процессе полета вертолета улучшает его аэродинамические свойства. Проход уплотненной массы воздуха через цилиндрический проем корпуса 2 удерживает разность давлений, то есть улучшает аэродинамические качества вертолета.
Направляющая потока воздуха 3, являющаяся соединительной конструкцией несущего крыла 4 с корпусом вертолета, служит для направления потока воздуха и его изменения.
Коническая поверхность 1 корпуса-фюзеляжа над его цилиндрическим проемом при наклоне шарнира 21 является
опорной частью и создает преграду для направления атмосферного потока воздуха. Внутренняя центральная часть несущего крыла 4 представляет конус 5, в проеме которого установлен парашют для обеспечения безопасного планирования вертолета во время его аварии. Шарнир 21 выполнен полым. Он обеспечивает увеличение подачи воздуха на
лопасти в случае наклона вертолета. Цилиндрический проем в корпусе вертолета обеспечивает в рабочем режиме
проход уплотненной массы воздуха под нижнюю плоскость несущего крыла 4, а также вход в салон 7 и доступ к силовым установкам 9.
Внутреннее пространство корпуса-фюзеляжа вертолета разделено на два яруса; верхний салон 7 может быть реализован в пассажирском или грузовом вариантах. Силовые установки и приборы жизнеобеспечения 9 размещены в
нижнем отсеке 8 вертолета. В верхнем перекрытии 6 салона размещается аварийный люк, а в нижнем перекрытии 6 доступ к силовым установкам 9 (на фигуре не показано).
Лопасти 10, закрепленные на конической поверхности 1 корпуса-фюзеляжа вертолета, снабжены механизмом
наклона, не имеют механизма вращения и имеют наклон, противоположным наклону аэродинамическим лопастям
вращения верхнего ряда 18 и нижнего ряда 19. Лопасти 10 при воздействии встречного потока воздуха, образуемого при вращении аэродинамических лопастей нижнего ряда 19 и верхнего ряда 18, обеспечивают управление и маневрирование вертолетом.
Верхний приводной вал 11, средний приводной вал 12 и нижний приводной вал 13 снабжены шестернями
14, которые входят в зацепление посредством зубчатых передач соответственно с верхним ободом 15, средним ободом 16 и нижним ободом 17. Ободы 15, 16, 17 конусной конструкции, на них крепятся аэродинамические лопасти верхнего ряда 18 и аэродинамические лопасти нижнего ряда 19. Аэродинамические лопасти
18, 19 жестко соединены с ободами 15, 16, 17 с постоянным углом атаки (от 5 до 35°) и определенным углом
радиуса крутки, обеспечивающим подъемную силу. Аэродинамические лопасти верхнего ряда 18 и аэродинамические лопасти нижнего ряда 19 имеют углы наклона к направлению воздушной массы вниз по конусной поверхности 1 корпуса вертолета, причем аэродинамические лопасти верхнего ряда 18 имеют встречное
направление вращения относительно аэродинамических лопастей нижнего ряда 19. Лопасти 10 с механизмом наклона на конусной поверхности 1 корпуса вертолета ориентированы под углом встречной атаки относительно аэродинамических лопастей вращения 18, 19 верхнего и нижнего ряда. Вращение аэродинамических лопастей верхнего ряда 18 и аэродинамических лопастей нижнего ряда 19 с лопастями 10
противоположного угла атаки создают подъемную силу и обеспечивают подъем и перемещение тяжеловесных грузов. Конусная конструкция 1 корпуса вертолета за счет получения от лопастей 10, 18, 19 более высоких давлений, чем на верхней поверхности несущего крыла 4, способствует поддержанию высокой плотности воздушной массы, что также обусловливает увеличение подъемной силы вертолета. Уплотненная
воздушная масса через цилиндрический проем цилиндрической части 2 корпуса вертолета создает давление
на нижнюю поверхность несущего крыла 4 и избыточная разность давлений направляет отражателем 20 на
аэродинамические лопасти 18 верхнего ряда вертолета.
Отражатель воздуха 20 также расположен с наружной стороны вращающихся аэродинамических лопастей
верхнего 18 и нижнего ряда 19 между верхним 15 и средним 16 ободами (на фиг. не показан). Отражатель воздуха
20 установлен с углом направления воздушного потока на аэродинамические лопасти 18 верхнего ряда и позволяет
повысить подъемную силу и маневренность вертолета.
При подаче питания на силовые установки 9 с помощью механизма кинематической передачи верхний приводной
вал 11, средний приводной 12 и нижний приводной вал 13 косолопастных роторов приводятся во вращение, причем
нижний вал 13 и верхний вал 11 приводятся во вращение через систему зубчатых передач, ведущих 16 и ведомых 15,
17 ободов. Шестерни 14, размещенные на каждом из указанных валов 11, 12, 13, начинают вращаться и приводят в
движение верхний обод 15 и нижний обод 17. При этом аэродинамические лопасти верхнего ряда 18, связанные с
верхним ведомым ободом 15 и средним ведущим ободом 16, вращаются в заданном направлении, а аэродинамические лопасти нижнего ряда 19, связанные со средним ведущим ободом 16 и нижним ведомым ободом 17, вращаются в
противоположном направлении. Вращение аэродинамических лопастей верхнего ряда 18 и лопастей нижнего ряда 19
обеспечивает пересечение плоскости этих лопастей со встречными лопастями противоположного угла атаки и создает
подъемную силу. В результате вертолет отрывается от земли и подымается в воздух. Лопасти 10 верхнего и нижнего
ряда оснащены механизмом наклона (на фиг. 1 не показано). При наклоне лопастей 10 верхнего ряда правого борта и
лопастей 10 нижнего ряда левого борта формируется заданное направление вертолета. Изменяя угол наклона лопастей
10 левого или правого борта, изменяется направление движения вертолета.
Для получения наклона вертолета в требуемую сторону во избежание разворота лопасти 10 верхнего и нижнего
ряда изменяют наклон одновременно. Движение вертолета в левую или правую сторону осуществляется путем изменения наклона передних и задних лопастей 10 верхнего и нижнего ряда. Для получения вертикального подъема вертолета лопасти 10 должны иметь одинаковый наклон, что обеспечивает равномерную и сбалансированную нагрузку при
3
BY 4434 C1
штиле и маловетреной погоде. Для поворота вертолета в левую или правую сторону изменяют наклон лопастей 10
верхнего или нижнего ряда. При ветреной погоде для вертикального подъема вертолета одновременно регулируется
наклон лопастей 10 верхнего и нижнего ряда с противоположной ветру стороны.
При изменении наклона вертолета шарнир 21 также наклоняется. Жидкость, находящаяся в полости бортов шарнира 21, переливается, наклоняясь в сторону крена. В результате шарнир 21 своими бортиками перекрывает конус 5, чем обеспечивает приток воздуха на аэродинамические лопасти вращения верхнего ряда 18
и нижнего ряда 19, тем самым выравнивает вертолет.
При аварии силовой установки 9 или привода вращения лопастей, конусная поверхность 1 корпуса, отражатель корпуса 20 лопасти 10, аэродинамические лопасти 18, 19 и главным образом несущее крыло 4 оказывают сильное сопротивление воздушной среде и не позволяют вертолету кувыркаться вокруг своей оси, то
есть обеспечивают его планирование с возможностью мягкой посадки. Для этой цели также используется
парашют, размещенный в проеме конуса 5.
Создан лабораторный макет вертолета по представленной на фигуре конструкции, который, как показали
результаты расчета и лабораторных испытаний, обладает следующими техническими параметрами: скорость
горизонтального полета - не ниже 360 км/час, возможность безаварийной планирующей посадки вертолета
даже в отсутствии спецпарашюта.
Лабораторный образец вертолета прошел испытания в аэродинамической трубе и показал высокие летнотехнические свойства. Промышленное освоение предлагаемого летательного аппарата возможно на предприятиях авиакосмической промышленности.
Источники информации:
1. А.с. СССР 1163802, В64С 27/04.
2. ФРГ 3830309, В64С 27/06.
Фиг. 2
Национальный центр интеллектуальной собственности.
220072, г. Минск, проспект Ф. Скорины, 66.
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
0
Размер файла
176 Кб
Теги
by4434, патент
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа