Винтокрылые летательные аппараты, несущие винты для них: ..с неподвижными крыльями – B64C 27/26

Настоящее изобретение относится к авиации, в частности к конструкции гибридных (комбинированных) вертолетов. Гибридный вертолет (1) содержит фюзеляж (2), поверхность (3), генерирующую аэродинамическую подъемную силу, поверхности (30, 35, 40) стабилизаторов и интегральную приводную систему. Интегральная приводная система образована механической соединительной системой (15) между несущим винтом (10) радиуса (R) с управлением общим и циклическим шагом лопастей (11) указанного несущего винта (10), по меньшей мере, одним воздушным винтом (6) с управлением общим шагом лопастей указанного воздушного винта (6) и, по меньшей мере, одним газотурбинным двигателем (5), приводящим в действие указанную механическую соединительную систему (15). Выходные скорости вращения указанного, по меньшей мере, одного газотурбинного двигателя (5), указанного, по меньшей мере, одного воздушного винта (6), указанного несущего винта (10) и указанной механической соединительной системы (15) являются взаимно пропорциональными, причем коэффициент пропорциональности является постоянным на всех режимах полета. Несущий винт генерирует подъемную силу, необходимую для взлета, посадки, зависания и полета в вертикальном направлении, и часть подъемной силы для горизонтального полета. 20 з.п. ф-лы, 4 ил.

Настоящее изобретение относится к области авиации, в частности к гибридным вертолетам. Вертолет (1) содержит фюзеляж (2), поверхность (3), генерирующую аэродинамическую подъемную силу, поверхности (30, 35, 40) стабилизаторов, интегральную приводную систему. Приводная система образована механической соединительной системой (15) между несущим винтом (10) радиуса (R) с управлением общим шагом и циклическим шагом лопастей (11) указанного несущего винта (10), по меньшей мере, одним воздушным винтом (6) с управлением общим шагом лопастей указанного воздушного винта (6) и, по меньшей мере, одним газотурбинным двигателем (5), приводящим в действие указанную механическую соединительную систему (15). Несущий винт (10) непрерывно приводится во вращение газотурбинным двигателем (5) независимо от стадии полета гибридного вертолета. Скорость вращения ( ) несущего винта (10) равна первой скорости вращения ( 1) до первой скорости (V1) полета указанного гибридного вертолета (1), а затем постепенно уменьшается при использовании линейной зависимости как функции скорости полета указанного гибридного вертолета по траектории полета. Коэффициент пропорциональности выходных скоростей вращения двигателя (5), несущего винта (10), воздушного винта (6) и механической соединительной системы (15) является постоянным. Достигается снижение массы и повышение эффективности вертолета. 16 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата. Силовая установка (1) летательного аппарата содержит двигатель (6) и устройство (4) его крепления, расположенное между крылом (2) летательного аппарата и двигателем. Устройство крепления включает в себя жесткую конструкцию (8), а также средства крепления двигателя (6) на указанной жесткой конструкции (8). Средства крепления состоят из первого (10) и второго (12) узлов подвески, при этом первый узел (10) подвески выполнен из двух боковых полуузлов (10а), каждый из которых закреплен на корпусе (18) вентилятора двигателя (6), а второй узел (12) подвески закреплен на передней части центрального корпуса (22) этого двигателя (6). Технический результат заключается в упрощении конструкции силовой установки и уменьшении прогиба двигателя летательного аппарата. 17 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Летательный аппарат содержит корпус 12, два крыла 15 и 16, установленные так, что фокусы профилей крыльев 15 и 16 расположены впереди центра масс летательного аппарата. На передней части корпуса 12 и на пилоне 14 на продольной оси корпуса 12, а также на концах крыльев 15 и 16 установлены аэродинамические движители 1-4 с наклоном вперед от горизонтали на угол менее 30°. Аэродинамические поверхности движителей 2 и 4 на концах крыльев 15 и 16 установлены на одном уровне выше аэродинамических поверхностей движителя 1 на передней части корпуса 12, а аэродинамические поверхности движителя 3 на пилоне 14 - выше аэродинамических поверхностей движителей 2 и 4. Аэродинамические поверхности двух любых движителей имеют возможность двигаться по окружности в одну сторону, а аэродинамические поверхности двух других движителей имеют возможность двигаться по окружности в противоположную сторону. На пилоне 14 размещены стабилизатор и руль направления. Технический результат - расширение арсенала технических средств. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.