Способ полета летательного аппарата и устройство для его осуществления



Способ полета летательного аппарата и устройство для его осуществления
Способ полета летательного аппарата и устройство для его осуществления
Способ полета летательного аппарата и устройство для его осуществления
Способ полета летательного аппарата и устройство для его осуществления
Способ полета летательного аппарата и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2502642:

Алимов Игорь Евгеньевич (RU)

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам машущего полета и конструкциям махолетов. Способ машущего полета летательного аппарата основан на вращательном машущем движении пары плоскостей, создающих подъемную силу при движении из верхней в нижнюю точку вращения. Достигнув нижней точки вращения, плоскости перемещают внутри механизмов вращения линейно вертикально вверх в исходную точку вращения, не препятствуя образованию подъемной силы. Летательный аппарат состоит из фюзеляжа с посадочным шасси и двигателем с редукторами, обеспечивающими синхронизированное противоположно вращательное движение осей механизмов вращения с установленными несущими плоскостями. В механизмы вращения для изменения угла атаки встроены элементы наклона плоскостей, вращающихся в вертикальной плоскости так, что часть цикла плоскости при движении вниз повернуты горизонтально или под углом атаки и образуют подъемную силу, а в оставшуюся часть цикла несущие плоскости перемещаются приводами внутри механизмов вращения по соответствующим направляющим в противоположное верхнее положение. Обеспечивается повышение скорости полета при сохранении высокой маневренности. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, технике летающих роботов и технике авиамоделизма.

Известен и широко используется способ полета посредством неподвижного крыла с созданием подъемной силы посредством винта (или другого устройства), реализуемый в самолетах.

Недостатками использования такого способа в самолетах являются недостаточная маневренность на низких скоростях и невозможность двигаться в произвольном направлении без разворота всего самолета.

Общеизвестен способ полета посредством машущего крыла. Существуют многочисленные махолеты (орнитоптеры), например устройство машущих крыльев с циклической круткой и управлением по крену (1). Устройство летает посредством возвратно-поступательного движения крыльев с остановкой крыла в верхней и нижней точках.

Недостатками использования такого способа в махолетах являются снижение КПД из-за движения с ускорением около точки экстремума движения крыла, проблемы устойчивости, сложности устройства и его управления.

Известен и широко используется способ полета посредством вращающегося в горизонтальной плоскости несущего винта. Существуют многочисленные вертолеты, например геликоптер с механизмом управления ротора (2), состоящий из фюзеляжа с двигательной установкой и несущего роторного винта с механизмом управления.

Недостатками использования такого способа полета в вертолетах являются их сложность и относительно низкая скорость полета.

Известен летательный аппарат (3), представляющий собой фюзеляж 9 с посадочными шасси 10 и расположенным вдоль оси фюзеляжа в центре двигателем 1, на выходных валах которого размещены редукторы 2 с выходящими противоположно вращающимися соосными валами 3 внутри валов 4 с закрепленными на их концах креплениями 6 плоскостей. В этих креплениях 6 расположены несколько механизмов поворота 7 управляемых системой управления 13, которая представляет собой бортовой компьютер.

Недостатками этого летательного аппарата является высокие требования быстродействия и сложности системы управления.

Наиболее близок по принципу функционирования робот Impass (4, 5), выбранный в качестве прототипа. Однако в существующем конструктивном исполнении он не сможет летать, даже если у него заменить форму опорных спиц на несущие плоскости и скорость их вращения.

Все существующие крылатые способы полета сведены в таблицу (фиг.1) классификации крылатых летательных аппаратов по характеру движения крыла в горизонтальном полете.

Технической задачей настоящего изобретения является создание способа полета летательного аппарата, обеспечивающего более высокую скорость, чем махолеты и вертолеты при сохранении высокой маневренности, присущей вертолетам, и устранения старт-стопного режима движения крыла махолета.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе полета летательного аппарата вертикально вращающиеся несущие плоскости перемещаются из верхнего исходного положения в нижнее, синхронно разворачиваясь на своей оси элементами наклона в заданные моменты времени под воздействием системы управления, создавая подъемную силу необходимой величины и тягу в выбранном направлении, а из нижнего положения в исходное верхнее перемещаются приводами внутри механизмов вращения по соответствующим направляющим. Таким образом, заявленный способ полета реализует принцип объединения движения машущего крыла в вертикальной плоскости махолета с вращательным движением ротора вертолета (фиг.2).

Примеры осуществления способа

В режиме вертикального взлета (фиг.2) летательного аппарата двигатель 3 через редукторы 4 приводит механизмы вращения 5. Несущие плоскости 6 синхронно противоположно направленно вращаются из верхних точек 1 и 1', через точки 2 и 2' в нижние точки 3 и 3'. Достигнув точки 3 и 3', несущие плоскости 6 перемещаются приводами 9 внутри механизмов вращения 5 по соответствующим направляющим 10 в противоположное верхнее положение в верхних точках 1 и 1', заканчивая цикл вращения. Горизонтальное положение несущих плоскостей 6 задается элементами наклона 7 от системы управления 8, что обеспечивает в неподвижной среде вертикальный подъем летательного аппарата.

В режиме горизонтального полета летательного аппарата вперед или назад вдоль своей оси (фиг.3) несущие плоскости 6 наклоняются, создавая необходимый угол атаки для горизонтальной тяги. Способ обеспечивает заявленному летательного аппарату более высокую скорость, по сравнению с вертолетами и махолетами, за счет того, что вектор тяги при небольших углах атаки плоскости почти совпадает с направлением полета аппарата.

В режиме вертикального разворота летательного аппарата вокруг вертикальной оси несущие плоскости 6 движутся с противоположными углами атак, что создает тягу на первой несущей плоскости 6 в одну сторону, а на второй - в другую.

Кроме основных режимов способа полета, описанных выше, существуют множество других, являющихся комбинацией нескольких перечисленных режимов, кроме того возможно использовать принципы маневрирования самолета в полете.

Заявленный способ полета летательного аппарата поясняется чертежами:

- на фиг.1 - таблица существующих крылатых способов полета;

- на фиг.2 - вид спереди летательного аппарата (разрез);

- на фиг.3 - вид сбоку летательного аппарата;

- на фиг.4 - вид механизма вращения летательного аппарата (разрез);

- на фиг.5 - механизм вращения летательного аппарата (разрез).

Пример конкретной реализации

Заявленный способ полета реализован в летательном аппарате (фиг.3), представляющем собой фюзеляж 1 с посадочными шасси 2 и двигателем 3 с редукторами 4, обеспечивающими синхронизированное противоположно вращательное движение осей механизмов вращения 5 с установленными несущими плоскостями 6, причем в эти механизмы встроены элементы наклона 7 плоскостей 6 для изменения угла атаки под воздействием системы управления 8, вращающихся в вертикальной плоскости так, что часть цикла несущие плоскости 6 при движении вниз повернуты горизонтально или под углом атаки и образуют подъемную силу, а в оставшуюся часть цикла плоскости 6 перемещаются приводами 9 внутри механизмов вращения 5 по соответствующим направляющим 10 в противоположное верхнее положение, не препятствуя образованию подъемной силы, и начинают новый цикл вращательного движения. Система управления 8 представляет собой бортовой спецкомпьютер, выполняющий программу управления положением несущих плоскостей в заданные моменты для выполнения полета по заданной траектории.

Летательный аппарат функционирует следующим образом.

В исходном состоянии летательный аппарат стоит на шасси 2 и несущие плоскости 6 находятся в вертикальном положении с концами в верхних точках 1 и 1' соответственно. Двигатель 3 через редукторы 4 приводит механизмы вращения 5. Несущие плоскости 6 синхронно противоположно направленно начинают вращение через точки 2 и 2' в нижние точки 3 и 3'. Достигнув точки 3 и 3', несущие плоскости 6 перемещаются приводами 9 внутри механизмов вращения 5 по соответствующим направляющим 10 в противоположное верхнее положение в верхних точках 1 и 1'. Цикл вращения закончен. Положение несущих плоскостей 6 задается элементами наклона 7 от системы управления 8в зависимости от необходимого режима полета, согласно способу полета аппарата, описанного выше.

Летательный аппарат может иметь несколько пар плоскостей для более стабильного полета без вертикальных периодических колебаний.

Таким образом, предложенное техническое решение летательного аппарата при упрощении механизма конструкции обеспечивает более высокую скорость в режиме горизонтального полета, чем махолеты и вертолеты.

Источники информации:

1. Патент Российской Федерации №2298509.

2. Патент США №2529635.

3. Патент Российской Федерации №2387579.

4.http://www.romela.org/main/IMPASS:_Intelligent_Mobility_Platform_with_Active_Spoke_System.

5. http://www.3dnews.ru/news/gibrid_kolesa_i_nogi_dlya_robotov/.

1. Способ машущего полета летательного аппарата, основанный на вращательном машущем движении пары плоскостей, создающих подъемную силу при движении из верхней в нижнюю точку вращения, отличающийся тем, что достигнув нижней точки вращения, плоскости перемещаются внутри механизмов вращения линейно вертикально вверх в исходную точку вращения, не препятствуя образованию подъемной силы, и начинают новый цикл вращательного движения.

2. Летательный аппарат, состоящий из фюзеляжа с посадочным шасси и двигателем с редукторами, обеспечивающими синхронизированное противоположно вращательное движение осей механизмов вращения с установленными несущими плоскостями, причем в эти механизмы встроены элементы наклона плоскостей для изменения угла атаки под воздействием системы управления, вращающихся в вертикальной плоскости так, что часть цикла плоскости при движении вниз повернуты горизонтально или под углом атаки и образуют подъемную силу, отличающийся тем, что в оставшуюся часть цикла несущие плоскости перемещаются приводами внутри механизмов вращения по соответствующим направляющим в противоположное верхнее положение, не препятствуя образованию подъемной силы, и начинают новый цикл вращательного движения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный двухфюзеляжный вертолет-самолет представляет собой моноплан с передним горизонтальным оперением, содержащий двухкилевое оперение, смонтированное к консолям крыла на гондолах, короткий фюзеляж, двигатель, передающий крутящий момент через систему валов трансмиссии на тянущий и толкающий поворотные винты, обеспечивающие горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу.

Изобретение относится к винтовым движителям транспортных средств. Движитель состоит из воздушного винта и центробежного устройства, установленного соосно с воздушным винтом в его центральной части с возможностью поперечного взаимодействия их выходных воздушных потоков.

Вертолет // 2499735
Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам крепления трансмиссий вертолетов. Вертолет (1) имеет несущий винт (3), фюзеляж (2) и трансмиссию (7), функционально соединенную с несущим винтом.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздушных винтов. Винт (4) вертолета (1) включает в себя вал (10) трансмиссии, вращающийся вокруг первой оси (В), ступицу (11), функционально соединенную с валом (10) трансмиссии под фиксированным углом по отношению к первой оси (В) и с возможностью вращения вокруг второй оси (С), поперечной по отношению к первой оси (В), и две лопасти (12), присоединенные к ступице (11) под фиксированным углом по отношению к первой и второй осям (В, С) и с возможностью вращения вокруг третьей оси (D).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции дверей летательных аппаратов. Воздушное судно (1), способное выполнять полет в режиме зависания, содержит фюзеляж (2), который имеет носовую часть (3), хвостовую секцию (11) на противоположном конце по отношению к носовой части (3), и кабину (8), расположенную между носовой частью (3) и хвостовой секцией (11).

Изобретение относится к авиации, а именно к области аэродинамики несущего винта (НВ) одновинтового вертолета. Способ оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета включает предварительные летные испытания с визуализацией концевых вихрей дымом от генератора дыма при полете с относительными скоростями менее 0,2 км/ч.

Вертолет // 2494924
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет содержит фюзеляж с кабиной, средствами взлета и посадки, органами управления и силовую установку с несущим и толкающим винтами.

Изобретение относится к средствам профилактики образования и удаления сосулек с крыш зданий. .

Вертолет // 2459745
Изобретение относится к авиации и может быть использовано для прокладки дорог в труднодоступной горной местности. .

Изобретение относится к вертолетостроению. Несущий винт вертолета содержит втулку винта, сбалансированные и совмещенные на одной оси одним из двух своих концов несколько лопастей с рабочими аэродинамическими поверхностями, имеющими по диаметру винта передние и задние кромки. На нижних рабочих аэродинамических поверхностях лопастей несущего винта установлены тонкие перегородки высотой в диапазоне от 5 до 15 мм вдоль дуг окружностей диаметром Di, соответствующим i-той перегородке в диапазоне значений Di от 0,2 до 1 диаметра несущего винта DHB , с шагом в диапазоне от 0,03 до 0,1 DHB . Изобретение направлено на увеличение аэродинамической подъемной силы жесткого несущего винта и повышение топливной эффективности вертолета. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам компенсации крутящего момента несущих винтов вертолетов. Способ компенсации реактивного момента несущего винта состоит в создании противодействующего крутящего момента, который создается реактивными силами тяги выходного газового потока в виде реактивных струй газотурбинного двигателя вертолета под действием разделенной части энергии, вырабатываемой газогенератором двигателя, с последующим поперечно-тангенциальным внедрением их в воздушный опорный поток, образованный несущим винтом. Крутящий момент несущего винта получен турбиной привода винта из другой части кинетической энергии, вырабатываемой газогенератором с забором воздуха из центральной менее активной зоны винта или за пределами его зоны действия. Регулирование компенсирующего крутящего момента производится изменением равнодействующей сил тяг реактивных струй при противодействии друг с другом без изменения повышенной реакции опорного потока на винт, его создающий, или степенью перераспределения разделяемого кинетического потока двигателя между собой путем возможности его преобразования в реактивные струи в обход турбины привода несущего винта с сохранением неизменяемой силы тяги несущего винта. Достигается увеличение подъемной силы винта. 6 ил.

Изобретение относится к судостроению, а именно к подруливающим устройствам судов. Подруливающее устройство содержит два винта, установленные в гондоле на стойке обтекателей в сквозном канале, и приводной двигатель, а также снабжено дополнительными стойками, расположенными на обтекателях по краям гондолы. Достигается повышение эффективности работы в проточной части подруливающего устройства, увеличение КПД устройства, уменьшение расхода энергии, затрачиваемой на приведение в движение винтов подруливающего устройства. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции хвостовых винтов вертолетов. Хвостовой винт (12) вертолета (10) имеет привод (1), содержащий электрическую машину с поперечным магнитным потоком с возбуждением от постоянных магнитов с дуплексным расположением статоров. Между двумя статорами (4), каждый из которых имеет систему (8) кольцевых обмоток, расположен дисковый ротор (5), который имеет постоянные магниты (15) и на наружной окружности которого расположены лопасти (14) хвостового винта (12). Каждая система (8) кольцевых обмоток расположена концентрично вокруг оси (17) хвостового винта (12), так что кольцевые обмотки системы (8) кольцевых обмоток расположены относительно оси радиально друг над другом. Ротор через радиальный подшипник опирается на ось (17). Постоянные магниты (15) являются слоистыми. Системы (8) кольцевых обмоток охлаждаются маслом, при этом система (8) кольцевых обмоток каждого статора (4) находится в масляной ванне. Достигается уменьшение удельного веса вертолета при одновременном упрощении конструкции хвостового винта. 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования двигателя. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя заключается в регулировании углов установки направляющих аппаратов компрессора. Для этого предварительно формируют две или более программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от его частоты вращения. Для каждой программы регулирования измеряют значения тяги и расхода топлива, строят зависимости и по ним определяют программу регулирования, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги. В регуляторе двигателя происходит переключение программы в зависимости от режима полета. Достигается снижение расхода топлива, увеличение дальности и продолжительности полета. 2 ил., 1табл.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Конвертоплан содержит фюзеляж, стабилизатор, киль, расположенные в хвостовой части фюзеляжа, консоли, установленные вблизи центра тяжести по обе стороны от фюзеляжа, обтекатели, колонки, роторы с лопастями, автоматы перекоса, средства управления автоматами перекоса. Консоли соединены с фюзеляжем посредством шарниров, обеспечивающих возможность изменения угла поворота в диапазоне от 100 до -10 градусов относительно горизонта независимо друг от друга. Колонки жестко соединены с консолями и закрыты обтекателями. Роторы содержат лопасти с реактивными двигателями, соединенные с колонками посредством торсионов, закрепленных на свободно вращающихся валах колонок в подшипниках. Реактивные двигатели расположены в консольной части лопастей и имеют сопла, ориентированные в сторону задней кромки лопастей. Достигается возможность управления конвертопланом исключительно посредством автоматов перекоса. 21 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Хвостовое оперение вертолета содержит фенестрон с многолопастным винтом (4) с лопастями (3) и при необходимости вертикальные кили (1.2). Выпрямляющие поток статоры (5) неподвижных лопаток расположены в звездообразной конфигурации параллельно плоскости винта далее по ходу по отношению к винту (4). Кольцо (2.1) фенестрона заключено в композитную конструкцию из внешнего защищающего от эрозии поверхностного слоя (7.1, 8.1), выполненного из твердого пластика или пластикового композитного материала, и по меньшей мере одного последующего слоя (7.2, 8.2) из эластомерного демпфирующего материала. Кольцо фенестрона поочередно содержит два слоя твердого пластика и два слоя эластомерного демпфирующего элемента. Достигается снижение уровня шума хвостового оперения. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Система моделирования в реальном времени окружения двигателя летательного аппарата содержит цифровое вычислительное устройство, устройство моделирования в реальном времени части окружения двигателя и летательного аппарата. Цифровое вычислительное устройство содержит вход приема данных датчиков или летательного аппарата, выход, связанный с приводами двигателя или летательного аппарата, модуль регулирования, модуль выбора. Устройство моделирования содержит цифровые вход и выход, модуль контроля, соединенные определенным образом. Обеспечивается режим моделирования в реальном времени окружения двигателя и летательного аппарата с возможностью его отключения во время полета. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх