ВЕРТОЛЕТНО-АЭРОСТАТНЫЙ КОМПЛЕКС Российский патент 1998 года по МПК B64B1/34 B64C27/00 

Устройство относится к комплексным летательным аппаратам, состоящим из двух летательных аппаратов, собранных в один комплекс, а именно к комплексам, состоящим из аэростата и вертолета.

Идея объединения преимуществ двух указанных летательных аппаратов известна. Приведем выдержку из книги В.Г. Броуде. Воздухоплавательные летательные аппараты. М.: Машиностроение, 1976, с. 94, 95.

"Имеются проекты летательных аппаратов, соединяющих в себе дирижабль или воздушный шар с вертолетом (геликостаты)". Американский инженер Эдвард Вандеряни запатентовал гибрид вертолета, самолета и воздушного шара. Вероятно, что по этому патенту фирма Алл Америкен Инжиниринг (США) разрабатывает аэрокран для груза до 50 т (см. табл. 17).

Известны подобные проекты и наших избирателей. Обычно предлагают собственный вес аппарата уравновесить аэростатической подъемной силой, а вертолет (или самолет) будет нести только полезную нагрузку. Эти гибриды называют летательными аппаратами скомпенсированного веса. Предлагают подвешивать вертолет к воздушному шару или окружить вертолет аэростатом тороидальной формы и т.д.".

Далее в книге расматрвиается пример комбинированного аппарата в составе вертолета Ми-1 и аэростата с подъемной силой 1875 кг, равной весу пустого вертолета и автор продолжает:
"На рис. 4.5 (у нас фиг. 1) изображены (в одном масштабе для сравнения) Ми-1 и газовместилище в виде шара, дирижабля и тора (с внутренним диаметром, равным диаметру несущего винта). Парусность и лобовое сопротивление у таких летательных аппаратов резко возрастут и потребуют увеличения энерговооруженности, которое "съест" все ожидаемые выгоды. А как такие аппараты будут летать? Какова будет их устойчивость и безопасность? Как крепить вертолет к аэростатной части? На эти вопросы пока ответа нет. На наш взгляд, к таким проектам следует относится крайне осторожно. Большинство из них совершенно нереальны".

Схемы из упомянутой книги В. Г. Броуде, изображенные на фиг. 1б, 1г, конструктивно нереальны. Схема на фиг. 1а аэродинамически несовершенна. Схема на фиг. 1в рассмотрена для несовершенного вертолета Ми-1 при слишком большой подъемной силе аэростата, равной весу пустого вертолета, что не позволит в эксплуатации швартовать аэростат к вертолету. Длина соединительного троса на схеме имеет порядок радиуса несущего винта, что также нерационально, т.к. не обеспечивает безопасность.

Известна также схема из патента США N 3103323, кл. 244-36, 1963, согласно которой аэростат крепится непосредственно к грузу, причем подъемная сила аэростата несколько меньше веса груза, а недостающую подъемную силу и пропульсивную силу создает вертолет (фиг. 2). Авторы патента решают проблемы устойчивости груза и безопасности вертолета от попадания буксировочного устройства к аэростату. Указанная схема, изображенная на фиг. 2, не дает эксплуатационных преимуществ по сравнению с дирижаблем и, следовательно, неконкурентоспособна.

В качестве прототипа выбрано изобретение по патенту США N 4695012, B 64 B 1/34, 1987 (фиг. 3), согласно которому предлагается сложная комбинация аэростата, вертолетов или вертикально взлетающих самолетов, соединенных с вертикальным тросом, несущим груз, причем предполагается, что аэростат полностью уравновешивает вес системы без груза.

Система по данному патенту сложна по конструкции, управление ею трудно осуществимо и безопасность эксплуатации при современном уровне техники недостаточна.

Насколько нам известно, комплексы, состоящие из вертолетов и аэростатов, практического применения пока не получили, что по нашему мнению, связано с несовершенством предложенных схем и параметров проектов.

Внимательное рассмотрение вопроса показывает, что при рациональном выборе схемы, параметров и конструкции вертолетно-аэростатного комплекса он может быть технически осуществим и обеспечить серьезные преимущества по сравнению как с дирижаблем, так и с вертолетом.

Задачей предлагаемого изобретения является создание вертолетно-аэростатного комплекса, простого в изготовлении и надежного в эксплуатации с обеспечением высокой технической и экономической эффективности.

Для выполнения этой задачи предлагается схема, внешне сходная с изображенной на фиг. 1в, которая имеет малый вес конструкции и требует наименьших доработок аэростата и вертолета, но для обеспечения возможности ее реализации и получения преимуществ она должна иметь изложенные ниже конструктивные отличия.

На фиг. 1 даны схемы комбинированных летательных аппаратов из книги В.Г. Броуде; на фиг. 2 - схема комбинированного летательного аппарата по патенту США N 3103323; на фиг. 3 - схема комбинированного летательного аппарата по патенту США N 4695012; на фиг. 4 - схема предлагаемого вертолетно-аэростатного комплекса; на фиг. 5 - схема предлагаемого устройства для передачи усилия через вал несущего винта; на фиг. 6 - балансировочные характеристики вертолета МИ-8МТВ с аэростатом.

Предлагаемый вертолетно-аэростатный комплекс (фиг. 4, 5, 6), содержит вертолет 1 с несущим винтом, который установлен на валу 2, аэростат 3 и трос 4, соединяющий верхний узел 8 вертолета с узлом 6 крепления внизу аэростата 3. Вертолет 1 снабжен невращающейся трубой 7, расположенной внутри вала несущего винта 2. Силовой стержень 5, передающий усилие от аэростата 3, расположен внутри трубы 7 и соединен с тросом 4 посредством шарнира 8, а нижним концом - с узлом 9 внешней подвески, а при отсутствии внешней подвески - с фюзеляжем через ферму 10 крепления внешней подвески. Это обеспечивает передачу нагрузок без существенного дополнительного загружения конструкции вертолета.

Сферический шарнир 8 соединения троса 4 с силовым стержнем 5 расположен вблизи центра втулки несущего винта 12, что обеспечивает уравновешивание вертолета при малых дополнительных отклонениях органов управления.

Во флюгерном положении аэростата 3 на крейсерском режиме полета ось троса 4 проходит через центр объема аэростата 3, его центр массы расположен под центром объема, а аэродинамический фокус - позади центра объема, что обеспечивает уравновешивание аэростата во флюгерном положении и минимальное аэродинамическое сопротивление.

Подъемная сила аэростата составляет 50-70% от веса вертолета, что обеспечивает возможность использования вертолета для швартовки аэростата.

Длина троса 4, соединяющего аэростат 3 с вертолетом 1, составляет не менее одного диаметра несущего винта, что с учетом упругости в тросе 4 способствует обеспечению безопасности полета вертолета 1 при уменьшении подъемной силы аэростата 3.

В силовом стержне 5 установлен замом или тросоруб 13, который обеспечивает аварийное разъединение троса 4 с аэростатом 3 от внешней подвески при уменьшении усилия в тросе 4 ниже допустимой величины или от кнопки пилота. Тросоруб 13 - это гильотина, нож которой, предназначенный для перерубания троса (силового стержня), приводится в действие сжатым газом (например, от срабатывания пиропатрона). Замок может представлять собой соединение проушин на двух разъединяемых частях силового стержня с помощью штифта, который выдергивается из сочленения сжатым газом (например, от пиропатрона). Возможны и другие быстродействующие замки.

В аварийной ситуации обеспечивается также отсоединение груза 14 от существующего на вертолете 1 замка внешней подвески 15.

Была выполнена проработка проекта вертолетно-аэростатного комплекса в составе вертолета Ми-8МТ и аэростата типа ДМ-800 с избыточной подъемной силой 4 т и вредной пластинкой C•S=14 м². Основные данные комплекса представлены в таблице.

Из приведенных данных следует, что топливная эффективность комплекса при транспортировке грузом на внешней подвеске выше, чем у одиночного вертолета, на 17-24%, а транспортная производительность выше на 60%.

Кроме того, большой выигрыш получается за счет того, что с помощью вертолета Ми-8МТ с аэростатом станет возможным поднимать на внешней подвеске вместо 4 до 8 т груза, в то время как без аэростата для этого требуется вертолет более высокой весовой категории (Ми-10, Ми-26), что в несколько раз увеличивает стоимость крановых работ.

Из расчетов, представленных в виде балансировочных характеристик на фиг. 6, следует, что потребное отклонение органов управления на рассматриваемых режимах находится в приемлемых пределах.

На фиг. 6 обозначено:
ϕ - угол общего вала несущего винта;
δ_к - боковое отклонение тарелки автомата перекоса;
δ_в - продольное отклонение тарелки автомата перекоса;
ν_⊘ - угол тангажа;
γ - угол крена;
V - скорость полета;
V_кр - крейсерская скорость полета;
индекс "пред" - предельное значение величины
Исходные данные расчета: вес груза 8 т, вредная пластина аэростата и троса 15 м², подъемная сила аэростата 4 т, высота полета 500 м, центровка вертолета средняя.

Изобретение относится к комплексным летательным аппаратам, состоящим из аэростата и вертолета. Задачей предлагаемого изобретения является создание вертолетно-аэростатного комплекса, простого в изготовлении и надежного в эксплуатации с обеспечением высокой технической и экономической эффективности. Сущность: комплекс содержит вертолет 1, аэростат 3, соединенные тросом 4. Вертолет 1 снабжен невращающейся трубой, расположенной внутри вала 2 несущего винта, силовой стержень, передающий усилие от троса 4, расположен внутри трубы и соединен с тросом посредством шарнира, а нижним концом - с узлом внешней подвески, при отсутствии же внешней подвески - с фюзеляжем через ферму крепления внешней подвески. Указанная конструкция обеспечивает увеличение вдвое величины груза, перевозимого на внешней подвеске, практически не требует усиления фюзеляжа вертолета, позволяет использовать вертолет для швартовки аэростата, обеспечивает уравновешивание вертолета без существенного увеличения расходов управления в полете, обеспечивает аварийное отделение аэростата от вертолета и существенно снижает расход топлива на т.км транспортной работы по сравнению с одиночным вертолетом. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Вертолетно-аэростатный комплекс, содержащий вертолет с несущим винтом, который установлен на валу, аэростат и трос, соединяющий верхний узел силового стержня с узлом крепления внизу аэростата, отличающийся тем, что вертолет снабжен невращающейся трубой, расположенной внутри вала несущего винта, силовой стержень, передающий усилие от аэростата, расположен внутри трубы и соединен с тросом посредством шарнира, а нижним концом с узлом внешней подвески груза, а при отсутствии внешней подвески фюзеляжем вертолета. 2. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что шарнир соединения троса с силовым стержнем расположен вблизи центра втулки несущего винта. 3. Комплекс по п. 1, отличающийся тем, что трос соединен с аэростатом таким образом, что во флюгерном положении аэростата на крейсерском режиме полета ось троса проходит через центр объема аэростата, центр массы которого расположен под центром объема, а аэродинамический фокус позади центра объема аэростата. 4. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что подъемная сила аэростата составляет 50 70% от веса вертолета, и вертолет используется для швартовки аэростата. 5. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что длина троса составляет не менее одного диаметра несущего винта. 6. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что в силовом стержне установлен замок или тросоруб, обеспечивающие аварийное разъединение троса с аэростатом от внешней подвески при уменьшении натяжения троса ниже допустимой величины или от кнопки пилота.