Летательный аппарат "сампо 2"

Летательный аппарат "сампо 2"

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к авиации, а более конкретно к летательным аппаратам, предназначенным для перевозки пассажиров, багажа и грузов.

Известен летательный аппарат «САМПО» (Заявка РФ 2014120293, 10.12.2015).

Задача заявленного технического решения - повысить эксплуатационные качества летательного аппарата, в том числе упростить процесс управления данным летательным аппаратом.

Указанная задача решается тем, что основной режим функционирования лопастей преобразуется следующим образом. В данном режиме лопасть достигает максимально нижней точки ее колебания в тот момент, когда проекция оси лопасти (при вращении крыла) пересекается с линией, проходящей через ось данного крыла и параллельной с осью фюзеляжа, а свободный конец лопасти направлен (по данной линии) к носу летательного аппарата, кроме того, предусмотрена возможность вращения крыльев таким образом, что одна и та же пара лопастей левого и правого крыла достигает максимально нижней точки колебания в один и тот же момент времени.

Заявленное техническое решение от прототипа отличается тем, что изменен основной режим колебания лопастей. В заявляемом варианте лопасть достигает максимально нижней точки ее колебания в тот момент, когда проекция оси лопасти при вращении крыла пересекается с линией, проходящей через ось данного крыла и параллельной с осью фюзеляжа. При этом свободный конец лопасти направлен к носу летательного аппарата. Кроме того, предусмотрена возможность вращения крыльев таким образом, что одна и та же пара лопастей левого и правого крыла достигает максимально нижней точки колебания в один и тот же момент времени.

Заявленный летательный аппарат функционирует аналогично приведенному прототипу (Заявка РФ 2014120293 А, 10.12.2015). То есть он имеет два варианта полета на взлетно-посадочном этапе и два варианта полета на крейсерском режиме, а также отдельный режим функционирования летательного аппарата на участках маневрирования.

При первом варианте на взлетно-посадочном этапе максимальная мощность силовой установки прикладывается на вращающиеся крылья, обеспечивая отрыв летательного аппарата от земли и набор высоты, достаточной для безопасного горизонтального полета.

При втором варианте, соответствующем самолетному варианту взлета, максимальная мощность силовой установки прикладывается к винту горизонтальной тяги. По мере достижения определенной скорости разбега необходимая мощность передается на вращающиеся крылья, обеспечивая тем самым укороченный взлет.

После завершения взлетного участка и набора необходимой высоты летательный аппарат продолжает использовать режим функционирования лопастей, соответствующий конечной точке набора высоты (первый вариант крейсерского полета). Необходимо также отметить, что такой вариант полета позволяет выполнять полет с более низкой скоростью, чем это допустимо для обычных самолетов.

При другом варианте крейсерского полета летательный аппарат использует второй дополнительный режим функционирования лопастей и включается в работу только после достижения определенной горизонтальной скорости полета. Этот режим обеспечивает нулевую амплитуду колебания лопастей, устанавливая их неподвижными в плоскости крыла. При этом осуществляется разъединение связи между силовой установкой и вращающимися крыльями. Последние от воздействия набегающего потока воздуха изменяют направление своего вращения и переходят в так называемый автожирный вариант полета, позволяющий (кроме обычного полета) выполнять более безопасную аварийную посадку летательного аппарата.

А введенные изменения повышают его эксплуатационные качества, в том числе упрощают процесс управления данным летательным аппаратом за счет обеспечения коллинеарности вектора винта горизонтальной тяги и вектора силовой направленности воздушного потока от вращающихся крыльев. Кроме того, уменьшаются возмущающие воздействия на данные крылья в процессе полета (из-за разности фаз колебания лопастей левого и правого крыльев).

Технический результат проявляется в повышении эксплуатационных качеств летательного аппарата за счет введения отличительных признаков.

Краткое описание чертежей

Для пояснения сущности изобретения представлены следующие графические материалы:

Фиг. 1. Варианты синхронного и несинхронного вращения крыльев;

Фиг. 2. Схема основной части трансмиссии ЛА;

Фиг. 3. Сцепление с синхронизацией.

На Фиг. 1 изображены вариант синхронного вращения крыльев (вариант «а») и вариант несинхронного вращения крыльев (вариант «б»). Для упрощения чертежа на каждом крыле приведено по одной лопасти. Под синхронным вращением крыльев понимается одновременное прохождение точек B_i (Фиг 1б) лопастями левого и правого крыльев. Предлагаемому решению соответствует вариант «а». Для прототипа возможна реализация обоих вариантов, с преимущественным преобладанием варианта «б». При реализации варианта «б» угол АОВ₂ меньше угла СОВ₁, и следовательно, лопасть «А» имеет больший наклон к плоскости крыла, чем лопасть «С». А это приводит к различному воздействию лопастей на воздушную среду под крыльями.

В состав схемы, приведенной на фиг. 2, входят следующие элементы:

1 - коробка долговременного разъединения валов,

2 - сцепление 1,

3, 4 - шестерни постоянного зацепления,

5 - сцепление 2 (с синхронизацией),

6 - сцепление 3 (с синхронизацией),

7 - устройство торможения левое,

8 - тормозной диск,

9 - устройство торможения правое.

Схема основной части трансмиссии ЛА демонстрирует принцип синхронизации работы крыльев ЛА. «Сцепление 1» (элемент схемы 2) отключает передачу крутящего момента от силовой установки к крыльям, после чего может проводиться комплекс мероприятий по торможению крыльев или посредством коробки (1) осуществляться разъединение трансмиссии на длительное время (аналогично нулевой передаче коробки переменных передач автомобиля). Для выполнения торможения правого крыла «сцепление 2» (5) включается непосредственно после активации «сцепления 1» (2) и тем самым обеспечивает возможность торможения вращения правого крыла устройством (9), после предварительного включения электромагнитов (1с Фиг.3). Аналогично осуществляется торможение вращения левого крыла. После завершения процесса торможения проводится этап возврата в так называемый синхронный режим. Вначале выключается «сцепления 1» (2), а затем «сцепление 2» (5). Далее включается «сцепления 1» (2), выключаются электромагниты (1с Фиг.3) и после медленного включения «сцепления 2» (5) штифт электромагнита входит в соответствующее отверстие фрикционного диска. Завершается процесс синхронизации выключением «сцепления 2» (5) и «сцепления 1» (2).

На Фиг. 3 представлен вариант сцепления, обеспечивающий синхронизацию вращения крыльев и содержащее следующие элементы:

1с - электромагнит,

2с - ведущий диск,

3с - штифт,

4с - фрикционный диск (с фрикционными накладками),

5с - прижимной диск,

6с - выжимной подшипник,

7с- упругая пластина.

Нижний электромагнит условно показан во включенном состоянии (верхний - в выключенном). В нормальном режиме оба электромагнита работают согласованно.

Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло, горизонтальное и вертикальное хвостовое оперение, силовую установку, предпочтительно из двух двигателей, трансмиссию, обтекаемые горизонтальные балки, шасси, воздушный винт горизонтальной тяги, вращающиеся в противоположных направлениях левое и правое круглые крылья, каждое из которых выполнено с возможностью торможения вращения и имеет радиально расположенные по периметру качающиеся лопасти, отличающийся тем, что каждая упомянутая лопасть выполнена с возможностью достигать максимально нижней точки ее колебания в тот момент, когда проекция оси лопасти при вращении крыла пересекается с линией, проходящей через ось данного крыла и параллельной с осью фюзеляжа, при этом свободный конец лопасти направлен к носу летательного аппарата и предусмотрена возможность вращения крыльев таким образом, что одна и та же пара лопастей левого и правого крыла достигает максимально нижней точки колебания в один и тот же момент времени.