комбинированный летательный аппарат

Формула изобретения

1. Комбинированный летательный аппарат, содержащий гондолу с управляющим винтом, шасси, несущий ротор из аэростатической герметичной эластичной оболочки для газа легче воздуха с размещенными в ней и связанными друг с другом радиальными элементами распорного приспособления, на концах которых закреплены горизонтальные лопасти с механизмами изменения угла атаки и тяговые двигатели, расположенные симметрично относительно центральной оси снаружи от оболочки и составляющие привод вращения последней, топливные баки тяговых двигателей, суппорт с упорным подшипником для кинематической связи гондолы с несущим ротором и систему управления, отличающийся тем, что он снабжен механизмом регулирования объема оболочки в виде источника давления и связанного с ним сильфона, размещенного вдоль вертикальной оси в центре распорного приспособления и контактирующего с внутренней поверхностью оболочки, распорное приспособление с жестким полным тором, закрепленным на концах радиальных элементов, закрепленной концентрично тору обоймой, охватывающей сильфон и соединенной с основаниями радиальных элементов, при этом концы горизонтальных лопастей имеют вертикальные лопасти, на одной из обойм подшипника суппорта закреплен опорный конус, контактирующий с наружной поверхностью оболочки и соединенный посредством гибких связей с тором, при этом эластичная оболочка выполнена дискообразной формы из верхней и нижней секций, закрепленных периферийной частью на торе, на котором при помощи кронштейнов смонтированы тяговые двигатели, радиус кривизны нижней секции оболочки при рабочем давлении в сильфоне превышает радиус кривизны верхней секции оболочки в 1,1 2,1 раза, диаметр тора больше высоты оболочки в рабочем положении в 1,3 20,0 раз и превышает расстояние между осью вращения и осью каждого тягового двигателя привода вращения в 3,5 5,5 раз, а диаметр большего основания опорного конуса меньше диаметра тора в 1,2 6,0 раз.

2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что топливные баки тяговых двигателей привода вращения эластичной оболочки размещены в жестком полом торе.

3. Аппарат по пп.1 и 2, отличающийся тем, что он снабжен вспомогательными опорами, смонтированными на жестком полом торе.

4. Аппарат по пп.1 3, отличающийся тем, что он снабжен маршевыми двигателями, установленными на гондоле.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к воздушному транспорту и касается летательных аппаратов тяжелее воздуха большой грузоподъемности, используемых в качестве летающих кранов для строительных и монтажных работ, а также для осуществления крупногабаритных, не подлежащих делению грузов большого веса.

Известен полужесткий аэростатический летательный аппарат, содержащий гондолу, подвешенную к каркасу эластичной оболочки, заполненной газом легче воздуха и имеющую дискообразную форму, силовую установку с маршевыми двигателями, системой управления и систему управления с приспособлением для подогрева газа легче воздуха для термостатического баластирования [1]

Недостатками известного аэростатического летательного аппарата является низкая весовая отдача отношение полезной нагрузки к собственной массе летательного аппарата, а также высокая стоимость и сложность эксплуатации и потребность в баластной системе.

Известен также автожир, содержащий кабину с шасси, маршевым двигателем, и смонтированным на суппорте несущий ротор, имеющий лопасти с механизмами изменения угла их атаки и связанный через муфту сцепления с маршевым двигателем [2]

Недостатками автожира является низкий коэффициент полезного действия и небольшая весовая нагрузка, а также невозможность в режиме авторотации производить монтажные и демонтажные работы при возведении сооружений различного назначения и транспортировку грузов на внешней подвеске.

Наиболее близким к предлагаемому является комбинированный летательный аппарат, содержащий гондолу с управляющим винтом, систему управления, несущий ротор из аэростатической герметичной эластичной оболочки для газа легче воздуха, с размещенными в ней и связанными друг с другом радиальными элементами распорного приспособления, на концах которых закреплены горизонтальные лопасти с механизмами изменения угла атаки, тяговые двигатели, расположенные симметрично относительно центральной оси снаружи от оболочки и составляющие привод вращения последней, топливные баки тяговых двигателей, суппорт с упорным подшипником для кинематической связи гондолы с несущим ротором, и систему управления [3]

Недостатками этого комбинированного летательного аппарата являются низкая весовая нагрузка, выполнение аэростатической эластичной емкости шарообразной, что по сравнению с дискообразной формой не дает значительного увеличения весовой нагрузки при ее вращении относительно центральной вертикальной оси, а отсутствие механизма регулирования объема эластичной емкости не позволяет регулировать экранный эффект и величину полезной нагрузки.

Целью изобретения является повышение полезной нагрузки, весовой отдачи и обеспечение снижения удельного расхода топлива при одновременном увеличении скорости полета и маневренности, необходимой при транспортировке грузов на внешней подвеске и производстве строительно-монтажных работ.

Это достигается за счет того, что комбинированный летательный аппарат, содержащий гондолу с управляющим винтом, шасси, систему управления, несущий ротор из аэростатической герметичной эластичной оболочки для газа легче воздуха, с размещенными в ней и связанными друг с другом радиальными элементами распорного приспособления, на концах которых закреплены горизонтальные лопасти с механизмами изменения угла атаки и тяговые двигатели, расположенные симметрично относительно центральной оси снаружи от оболочки и составляющие привод вращения последней, топливные баки тяговых двигателей, суппорт с упорным подшипником для кинематической связи гондолы с несущим ротором, и систему управления, снабжен механизмом регулирования объема оболочки в виде источника давления и связанного с ним сильфона, размещенного вдоль вертикальной оси в центре распорного приспособления и контактирующего с внутренней поверхностью оболочки, распорное приспособление жестким полым тором, закрепленными на концах радиальных элементов, установленной концентрично тору обоймой, охватывающей сильфон и соединенной с основаниями радиальных элементов, при этом концы горизонтальных лопастей имеют вертикальные лопасти, на одной из обойм подшипника суппорта закреплен опорный конус, контактирующий с наружной поверхностью оболочки и соединенный посредством гибких связей с тором, при этом эластичная оболочка выполнена дискообразной формы из верхней и нижней секций, закрепленных периферийной частью на торе, на котором при помощи кронштейнов смонтированы тяговые двигатели, радиус кривизны нижней секции оболочки при рабочем давлении в сильфоне превышает радиус кривизны верхней секции оболочки в 1,1-2,1 раза, диаметр тора больше высоты оболочки в рабочем положении в 1,3-20,0 раз и превышает расстояние между осью вращения оболочки и осью каждого тягового двигателя привода вращения в 3,5-5,5 раз, а диаметр большого основания опорного корпуса меньше диаметра тора в 1,2-6,0 раз.

Кроме того, в комбинированном летательном аппарате топливные баки тяговых двигателей привода вращения аэростатической эластичной оболочки могут быть размещены внутри жесткого полого тора распорного приспособления, а сам комбинированный летательный аппарат может быть снабжен смонтированными на торе убирающимися опорами и установленными на гондоле маршевыми двигателями.

На фиг. 1 схематично изображен общий вид комбинированного летательного аппарата на стоянке с минимальным объемом аэростатической оболочки при сжатом сильфоне и выпущенных убирающихся опорах в разрезе; на фиг. 2 то же при максимальном объеме аэростатической эластичной оболочки при расжатом сильфоне и убранных убирающихся опор в разрезе; на фиг. 3 вид в плане на фиг. 1.

Комбинированный летательный аппарат состоит из гондолы 1 с управляющим приводным винтом 2, маршевыми двигателями 3 и шасси 4. Гондола 1 имеет суппорт 5 с упорным подшипником, одна из обойм которого имеет закрепленный на ней усеченный опорный конус 6, кинематически связанный с несущим ротором 7 аэростатической герметичной эластичной оболочки дискообразной формы, выполненной составной из верхней 8 и нижней 9 выпуклых секций, причем радиус Rн кривизны нижней секции 9 превышает Rв оболочки при рабочем давлении кривизны верхней секции в 1,1-2,1 раз. Несущий ротор состоит из распорного приспособления в виде жесткого полого тора 10, охватывающего концентрично связанную с ним радиальными элементами 11 направляющую обойму 12 и смонтированные при помощи механизмов 13 изменения угла атаки горизонтальные лопасти 14, имеющие на концах вертикальные лопасти 15 горизонтальных перемещений. Кромки верхней 8 и нижней 9 секций эластичной оболочки закреплены на жестком полом торе 10 распорного приспособления, в направляющей обойме 12 которого размещен сильфон 16 механизма изменения объема эластичной оболочки, контактирующий торцами с внутренней поверхностью нижней 9 и верхней 8 секций. Опорный усеченный конус 6 упорного подшипника контактирует с наружной поверхностью нижней 9 секции и соединен гибкими связями 17 с жестким полым тором 10, имеющим кронштейны 18 крепления тяговых двигателей 19 привода вращения, при этом топливные баки 20 двигателей 19 размещены в жестком полом торе 10, который может быть снабжен вспомогательными убирающимися опорами 21 для опирания на основание. Диаметр Dт жесткого полого тора 10 больше высоты Н эластичной оболочки, и диаметр dк большего основания усеченного опорного конуса соответственно в 1,3-20,0 и 1,2-6,0 раз, а давление воздуха в сильфоне 16 и расстояние между осью каждого тягового двигателя 19 и центральной вертикальной осью эластичной оболочки превышает давление в последней газа легче воздуха и диаметр dк большего основания усеченного опорного конуса 6 соответственно в 25-250 и 3,5-5,5 раз.

Работает комбинированный летательный аппарат следующим образом: перед запуском тяговых двигателей 19 и управляющего приводного винта 2 сильфоном 16 устанавливают заданный объем эластичной оболочки, заполняя ее полость газом легче воздуха под требуемым давлением, при этом нижняя 9 секция эластичной оболочки расправляется, а гибкие связи 17 натягиваются и обеспечивают благодаря этому необходимую жесткость распорного приспособления, обеспечивающего дискообразную форму эластичной оболочки, при этом гибкие связи 17 могут быть выполнены регулируемой длины, что позволяет изменять радиус кривизны нижней 9 секции, что позволяет регулировать экранный эффект. На следующем этапе взлета одновременно включают управляющий приводной винт 2, тяговые двигатели 19 привода вращения эластичной оболочки, а после набора заданного числа оборотов ротора 7 лопасти 14 механизмами 13 изменения угла их атаки поворачивают их в положение обеспечивающее их максимальное тяговое усилие (подъемную силу) и производят взлет комбинированного летательного аппарата. После набора заданной высоты тяговые двигатели 19 отключают и включив маршевые двигатели 3, переводят ротор 7 в режим авторотации, причем управление полетом осуществляется изменением угла атаки лопастей 14 ротора 7 и управляющим приводным винтом 2.

Транспортировка негабаритных грузов на внешней подвеске на чертежах условно не показана. Посадка осуществляется в обратном порядке отключения маршевых двигателей при включенных тяговых двигателях 19 привода эластичной оболочке.