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

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

Реферат

 

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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