Изобретение относится к области воздушного транспорта и касаются летательных аппаратов тяжелее воздуха большой грузоподъемности, используемых в качестве летающих кранов для строительных и монтажных работ, а также для осуществления транспортировки крупногабаритных, не подлежащих делению грузов большого веса.
Известен из патента СССР N 1779232, B 64 C 27/02, 1989 автожир, содержащий кабину с шасси, маршевым двигателем и суппортом, на котором установлен несущий ротор, имеющий лопасти с механизмами изменения угла атаки и связанный через муфту сцепления с маршевыми двигателями.
Недостатками вышеуказанного 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 техническим решением является известный из патента США N 3976265, кл. 244-2, 1976 комбинированный летательный аппарат, содержащий заполненный газом легче воздуха аэростатический корпус из газонепроницаемых эластичных выпуклых верхней и нижней оболочек, зафиксированных на периферии закрепленного на центральной вертикальной оси распорного приспособления, на внешних концах жестких радиальных элементов которого смонтированы посредством механизмов изменения угла атаки горизонтальные лопасти несущего ротора и привод его вращения, при этом на нижнем конце центральной вертикальной оси установлен суппорт с упорным подшипником, связанным с установленной на одной из его обойм гондолой, имеющей управляющий винт и маршевые двигатели, расположенные симметрично ее продольной оси, органы управления и шасси.
Недостатками этого комбинированного летательного аппарата является низкая полезная весовая нагрузка вследствие выполнения аэростатического корпуса шарообразным, а привода вращения последнего - виде нескольких двигателей, закрепленных последовательно на распорном приспособлении, отсутствия термического балластирования, что обуславливает снижение маневренности, необходимой при транспортировке грузов на внешней подвеске и производстве строительно-монтажных работ и повышенный расход топлива. Задачей изобретения является повышение полезной нагрузки, весовой отдачи и обеспечение снижения удельного расхода топлива, при одновременном увеличении скорости полета и маневренности, при транспортировке грузов на внешней подвеске и производстве строительно-монтажных работ.
Указанная задача изобретения достигается тем, что комбинированный летательный аппарат содержит заполненный газом легче воздуха аэростатический корпус из газонепроницаемых эластичных выпуклых верхней и нижней оболочек, зафиксированных на периферии закрепленного на центральной вертикальной оси распорного приспособления, на внешних концах жестких радиальных элементов которого смонтированы посредством механизмов изменения угла атаки горизонтальные лопасти несущего ротора и привод его вращения, при этом на нижнем конце центральной вертикальной оси установлен суппорт с упорным подшипником, связанным с установленной на одной из его обойм гондолой, имеющей управляющий винт и маршевые двигатели, расположенные симметрично ее продольной оси и шасси, органы управления и шасси, снабжен баллонами для газа легче воздуха и механизмом регулирования объема аэростатического корпуса с расположенным вдоль его центральной вертикальной оси сильфоном, связанным с источником давления, распорное приспособление снабжено закрепленными концентрично соответственно на внешних и внутренних концах жестких радиальных элементов полым жестким тором и охватывающей сильфон направляющей обоймой. Привод вращения несущего ротора выполнен в виде сегнерова колеса, смонтированного на распорном приспособлении, центральная вертикальная ось которого выполнена в виде соединенного с сегнеровым колесом трубчатого телескопического коллектора из верхнего и нижнего с подводящими и отводящими патрубками.
Аэростатический корпус выполнен дискообразным из закрепленных по периферии на полом жестком торе выпуклых верхней и нижней оболочек и имеет эластичную газонепроницаемую наклонную мембрану, закрепленную на полом жестком торе суппорте и делящую полость аэростатического корпуса на отсек для размещения баллонов для газа легче воздуха и отсек термического балластирования, соединенный системой подачи горячих газов и забортного воздуха с подводящим патрубком верхнего стакана телескопического коллектора, причем на свободных концах горизонтальных лопастей несущего ротора образованы вертикальные лопасти.
Суппорт соединен с полым жестким тором посредством внутренней подвески в виде продольно-жестких элементов регулируемой длины, при этом маршевые двигатели снабжены поворотными в вертикальной плоскости гибкими направляющими соплами, соединяющимися с отводящими патрубками нижнего стакана телескопического коллектора, давление воздуха в сильфоне превышает в 25,0 - 250,0 раз давления газа легче воздуха в баллонах, заполненных им, а диаметр аэростатического корпуса превышает высоты верхней и нижней оболочек соответственно в 4,0 - 10,0 и 6,5 - 20,0 раз, причем продольно-жесткие элементы регулируемой длины соединены с упомянутым выше суппортом при помощи установленных на нем лебедок.
Кроме того, комбинированный летательный аппарат может быть снабжен смонтированными на жестком торе распорного приспособления вспомогательными опорами, а горизонтальные лопасти несущего ротора могут быть выполнены с системой сдува с верхних задних кромок в виде последовательно расположенных щелевых сопел, соединенных посредством газопроводов с патрубками верхнего стакана трубчатого телескопического коллектора.
На фиг. 1 схематично изображен общий вид комбинированного летательного аппарата на стоянке с минимальным объемом аэростатического корпуса и сжатом сильфоне и выпущенных вспомогательных опорах; на фиг. 2 - вид по А на фиг. 1 при минимальном объеме аэростатического корпуса, сжатом сильфоне и убранных вспомогательных опорах; на фиг. 3 - вид по А на фиг. 1 при максимальном объеме аэростатического корпуса, разжатом сильфоне и убранных вспомогательных опорах; на фиг. 4 - вид в плане на фиг. 1; а фиг. 5 - разрез Б-Б на фиг. 4; на фиг. 6 - узел В на фиг. 4; на фиг. 7 - разрез Г-Г на фиг. 4; на фиг. 8 - вид по стрелке Д на фиг. 7.
Комбинированный летательный аппарат состоит из гондолы 1 со смонтированными на ней управляющим приводным винтом 2, расположенными симметрично ее продольной оси маршевыми двигателями 3 и шасси 4. Гондола 1 закреплена посредством опорного усеченного конуса 5 на одной из обойм упорного подшипника 6 суппорта 7 дискообразного аэростатического корпуса 8 из газонепроницаемых эластичных выпуклых верхней 9 и нижней 10 оболочек, закрепленных кромками по периферии полого жесткого тора 11 распорного приспособления аэростатического корпуса 8. Распорное приспособление аэростатического корпуса 8 выполнено в виде полого жесткого тора 11 и концентричной ему направляющей обоймы 12, соединенных между собой жесткими радиальными элементами 13.
Направляющая обойма 13 охватывает сильфон 14 механизма регулирования объема аэростатического корпуса 8, контактирующий с внутренней поверхностью верхней оболочки 9 и верхним торцом верхнего стакана 15 трубчатого телескопического коллектора, нижний стакан 16 которого закреплен на суппорте 7. Верхний и нижний 16 стаканы имеют соответственно подводящие 17 и отводящие 18 патрубки. Маршевые двигатели 3 снабжены поворотными в вертикальной плоскости гибкими направляющими соплами 19, соединенными с отводящими патрубками 18 нижнего стакана 16 трубчатого телескопического коллектора, верхний стакан 15 которого посредством подводящего 17 патрубка соединен с сегнеровым колесом 20 привода вращения несущего ротора, закрепленного на распорном приспособлении.
Несущий ротор выполнен в виде смонтированных на внешних концах радиальных жестких элементов 13 распорного приспособления через механизмы 21 изменения угла атаки горизонтальных лопастей 22, на свободных концах которых установлены вертикальные лопасти 23. Аэростатический корпус 8 снабжен эластичной газонепроницаемой наклонной мембраной 24, закрепленной по периферии на жестком торе 11 и суппорте 7, дополнительно соединенных друг с другом гибкими элементами внутренней подвески, выполненными в виде продольно - жестких элементов 25 регулированной длины, соединенных посредством лебедок (на чертеже условно не показанных) с неподвижной обоймой упорного подшипника 6 суппорта 7.
Наклонная мембрана 24 делит полость аэростатического корпуса 8 на отсек 26, в котором размещены установленные основаниями на суппорт 7 баллоны 27 для газа легче воздуха, контактирующие вершинами с внутренней поверхностью верхней оболочки 9, и отсек 28 термического балластирования, соединенный системой подачи горячих газов и забортного воздуха (на чертежах условно не показанной) с патрубком 17 верхнего стакана 15 трубчатого телескопического коллектора.
Горизонтальные лопасти 22 несущего ротора могут быть выполнены с системой сдува с верхних задних кромок в виде последовательно расположенных щелевых сопел 29, соединенных посредством газопроводов 30 с патрубками 17 верхнего стакана 15 трубчатого телескопического коллектора, а жесткий тор 11 снабжен вспомогательными убирающимися опорами 31. Давление воздуха в сильфоне 14 механизма регулирования объема аэростатического корпуса 8 превышает в 25 - 250 раз давление газа легче воздуха в баллонах 27, а диаметр аэростатического корпуса 8 превышает высоты H и h верхней 9 и нижней 10 оболочек соответственно в 4,0- 10,0 и 6,5 - 20,0 раз.
Работает комбинированный летательный аппарат следующим образом: перед запуском маршевых двигателей 3 и управляющего приводного винта 2 сильфоном 14 устанавливают заданный объем аэростатического корпуса 8 и заполняют при этом баллоны 27 газом легче воздуха под требуемым давлением, при этом нижняя 10 оболочка расправляется, а продольно - жесткие элементы 25 регулируемой длины натягиваются и обеспечивают благодаря этому необходимую жесткость распорного приспособления, обуславливая тем самым дискообразную форму аэростатического корпуса 8, при этом регулируя длину продольно - жестких элементов 25 регулируемой длины задают требуемый радиус кривизны нижней 10 оболочки, тем самым обеспечивают необходимый экранный эффект.
На следующем этапе взлета после одновременного включения приводного управляющего винта 2 и маршевых двигателей 3 изгибают гибкие направляющие сопла 19 до их соединения с отводящими патрубками 18 нижнего стакана 15 и подают горячие газы через систему их подачи и забортного воздуха в отсек 28 термического балластирования с целью увеличения аэростатической силы и компенсации веса транспортируемых грузов, а затем после набора заданного числа оборотов несущего ротора горизонтальным лопастям 22 механизмами 21 изменения угла атаки поворачивают в положение, обеспечивающее их максимальное тяговое усилие (подъемную силу) и производят взлет комбинированного летательного аппарата. После набора заданной высоты гибкие направляющие сопла 19 маршевых двигателей 3 переводят в режим горизонтального полета, а горизонтальные лопасти 22 несущего ротора переводят в режим авторотации, причем управление полетом производят изменением угла атаки горизонтальных лопастей 22 и управляющим винтом 2.
Транспортировка негабаритных грузов производится на внешней подвеске (на чертежах условно не показано). Посадка и работа в качестве летающего монтажного крана осуществляется при принудительном вращении несущего ротора и включенных системах сдува горизонтальных лопастей.
Изобретение относится к воздушному транспорту и касается конструирования комбинированных летательных аппаратов для производства строительно-монтажных работ и перевозки крупногабаритных и тяжелых грузов. Сущность изобретения состоит в том, что комбинированный летательный аппарат имеет дискообразный аэростатический корпус из газонепроницаемых верхней и нижней оболочек, закрепленных на полом жестком торе. Тор жесткими радиальными элементами соединен с обоймой, охватывающей сильфон механизма изменения объема последнего, связанный с источником давления. Полость корпуса разделена наклонной мембраной на отсек для баллонов для газа легче воздуха и отсек термического балластирования. На распорном приспособлении установлен привод вращения корпуса, выполненный в виде сегнерова колеса, а несущий ротор корпуса имеет горизонтальные лопасти с вертикальными лопастями на их свободных концах. На торе продольно-жесткими элементами регулируемой длины зафиксирован суппорт с упорным подшипником, одна из обойм которого закреплена на гондоле. Гондола имеет управляющий винт, шасси и маршевые двигатели, которые соединены через телескопический коллектор с сегнеровым колесом с помощью поворотных в вертикальной плоскости гибких направляющих сопел. Технический результат реализации изобретения состоит в повышении полезной нагрузки, весовой отдачи и обеспечении снижения удельного расхода топлива. 2 з.п.ф-лы, 8 ил.
| US, 3976265, 1976 | |||
| RU, 2059530, 1996 | |||
| RU, 2066661, 1996. |
