Летательный аппарат с мускульным приводом

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам с мускульным приводом, Целью изобретения является улучшение аэродинамических характеристик летательного аппарата. Летательный аппарат с мускульным приводом содержит два соосных винта противоположного вращения, оболочку, заполненную газом легче воздуха, и педальный привод с цепной передачей. Поставленная цель достигается тем, что оболочка выполнена в виде двояковыпуклого диска с отношением диаметра к толщине, составляющим 8-12 и компенсирующим 85-95% взлетного веса аппарата. 1 ил.

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) В- ИЯ :31га

Ми м;

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К ПАТЕНТУ (21) 4927202/23 (22) 20.03.91 (46) 23,03;93. Бюл, М 11 (76) В.И.Бирюлев (56) Патент США М 4061293, кл, В 64 В 1/32, 1977. (54) ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С МУСКУЛЬHbfM ПРИВОДОМ (57) Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам с мускульным приводом, Целью изобреИзобретение относится к решению проблемы создания сверхлегкого летательного айпарата индивидуального применения, поднимаемого в воздух и совершающего полет за счет мускульной силы пилота.

Цель — улучшение аэродинамических характеристик.

На фиг.1 изображен предлагаемый аппарат; на фиг.2 — дискообразный баллон.

Предлагается конструкция сверхлегкого летательного аппарата, состоящего из трубчатой рамы, закрепленного на ней сидения пилота, педального механизма, вращающего с помощью цепной передачи двухпропеллерный движитель и поддерживающего дискообразного баллона из газонепроницаемого материала, заполненного летучим газом (см. фиг,1).

Движитель аппарата состоит из двух соосных, расположенных горизонтально, многолопастных пропеллеров, вращаемых в противоположных направлениях при помо„„Я2„„1804413 АЗ (я)з В 64 С 31/04, В 64 В 1/32 тения является улучшение аэродинамических характеристик летательного аппарата, Летательный аппарат с мускульным приводом содержит два соосных винта противоположного вращения, оболочку, заполненную газом легче воздуха, и педальный привод с цепной передачей. Поставленная цель достигается тем, что оболочка выполнена в виде двояковыпуклого диска с отношением диаметра к толщине, составляющим 8 — 12 и компенсирующим 85-95% взлетного веса аппарата, 1 ил.

l щи педального механизма с цепной переда- . чей.

Вращение пропеллеров создает вертикальную подъемную силу, а наклон плоскости вращения позволяет перемещать поднятый в воздух аппарат по горизонтали. QQ

Разворот аппарата по горизонтали произво- Qj дится путем отключения одного из винтов. ф, Поддерживающий баллон, для сниже- д ния сопротивления воздуху при полете для уменьшения "парусности", имеет дискообразную форму и его объем рассчитан так, чтобы подъемная сила заключенного в нем газа,компаисироаааа (85 — 9о)% оощаго асса ) а аппарата с пилотом, Наличие такого балло- () на значительно снижает мускульные усилия пилота, необходимые для создания достаточной подъемной силы предлагаемым движителем, существенно облегчает поддержание аппарата в воздухе и гарантирует безопасный, плавный спуск при аварийной остановке движителя.

1804413

Расчет необходимого обьема дискообразного баллона Чоб производится исходя из предполагаемого общего веса аппарата с пилотом Р р, подъемной силы применяемого газа и процента компенсации веса.

Подъемная сила гелия общеизвестна: 1 м гелия поднимает 0,98 кг, процент компенсации веса — (85 — 95) обусловлен стремлением максимально облегчить усилия пилота, необходимые для поднятия аппарата в воздух и совершения полета.

Таким образом:

Vc,в = — - x (85-95), .

0,98

Т.е. при Pcp = 150 кг необходим Чв = (120 — 140) мз

Pcр = 250 кг необходим Ч ь = (200 — 300) м итд.

Геометрические размеры дискообразного баллона при известном V

Зная классическую формулу расчета объема шарового сегмента и учитывая, что объем дискообразного баллона образуется из объемов двух шаровых сегментов, выво. дим формулу расчета геометрических размеров баллонов для наших условий (см. фиг.2).

Чоб= Рср

0,98 100 т.к. Ч = 6 Ь tÇ (-2) + (— )2) то при d/и =- 10, о = 3 1/Чоб

При заданном б/h = 10, б = 3 4Д б значит, при заданном Чв можно рассчитать размеры баллонов для разных Ðcp.

Данные расчетов сведены в таблицу.

Примерами конкретного использования дискообразных крыльев в летательных аппаратах можно считать планер "Дископлан1" и самолет "Дископлан-2". Испытания этих аппаратов показали, что дискообразное крыло позволяет эффективно управлять полетом, при этом, критический угол атаки может достигать 45, что втрое больше, чем у обычного крыла, При этом сохраняется

"0 автоматическая стабилизация аппарата как в продольном, так и в поперечном направлениях.

Но в этих аппаратах дискообразные крылья пустотелые и они осуществляют под15 держивающую функцию только за счет аэродинамических характеристик, полностью зависящих от скорости и равномерности встречного воздушного потока.

Технико-экономические преимущества

20 предлагаемой конструкции летательного аппарата заключается в том, что она позволяет совершать полеты, используя только мускульную силу пилота и без предварительного набора высоты (как этого требуют

25 дельтапланы):

Такие аппараты могут стать новым массовым спортивным снарядом и обеспечить создание новых увлекательных видов спортивных состязаний по скорости и высоте

30 подъема, по дальности и скорости полетов по прямой, по скорости облета препятствий и т.п, Формула изобретения

35 Летательный аппарат с мускульным . приводом, содержащий два соосных винта противоположного вращения, оболочку, заполненную газом легче воздуха, и педальный привод с цепной передачей, о т л и ч а40 ю шийся тем, что, с целью улучшения аэродинамических характеристик, оболочка выполнена в виде двояковыпуклого диска с отношением диаметра к толщине, составляющим 8 — 12 и компенсирующим 85-95 /

45 взлетного веса аппарата.

1804413

Составитель А.Аверьянов

Техред М,Моргентал Корректор М.Ткач

Редактор Т,Иванова

Производственно-издательский комбинат-"Патент", г, Ужгород, ул.Гагарина, 101

Заказ 1068 Тираж Подписное

8НИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва. Ж-35, Раушская наб., 4/5

Летательный аппарат с мускульным приводом Летательный аппарат с мускульным приводом Летательный аппарат с мускульным приводом 

 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам , эпизодически использующим при движении машущие крылья для создания подъемной силы и силы тяги, и может быть использовано преимущественно в спортивных и развлекательных целях

Дирижабль жесткой конструкции содержит негерметичный корпус, внутреннюю оболочку, объем которой состоит из секций первой части, обеспечивающей уравновешивание веса конструкции силой подъемного газа, и секций второй части, в виде мягких полостей, выполненных с возможностью откачки сжатого подъемного газа компрессорами в резервуары пустотелых силовых элементов конструкции. Дирижабль снабжен дизель-генераторами, электродвигателями с воздушными винтами реверсивного типа, изменяющими свое положение из горизонтального в вертикальное, расположенными на верхней части корпуса дирижабля, оборудованием для перевозки пассажиров и грузов как внутри корпуса, так и на внешней подвеске. Изобретение направлено на повышение безопасности. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Гибридный летательный аппарат состоит из внешней, наполняемой легким газом оболочки, внешнего силового кольца, внутренних силовых колец, центрального силового кольца, силовой установки, включающей двигатели с воздушными винтами, создающими вертикальную и горизонтальную тягу. Силовая установка содержит четыре энергетических узла, каждый из которых включает двигатель с воздушным винтом, создающим вертикальную тягу, и двигатель с воздушным винтом, создающим горизонтальную тягу, и устройства, обеспечивающие управление общим шагом лопастей, перекос лопастей и реверс тяги каждого воздушного винта. Все энергетические узлы расположены по внешней окружности кольца симметрично относительно его связанных осей X, Y, Z. Изобретение направлено на стабилизацию аппарата в условиях действия внешних ветровых возмущений. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к транспортным средствам для воздухоплавания. Энергодвигательная установка для дирижабля содержит корпус дирижабля, пропеллеры, соединенные с электродвигателями, энерговырабатывающую установку, электрически связанную с электродвигателями. Силовая установка выполнена в виде реактивного двигателя с управляемым соплом. Основной энерговырабатывающий элемент выполнен в виде электрического генератора, вал которого соединен с валом силовой установки. Корпус дирижабля выполнен каплевидной формы, по периметру которой с внешней стороны установлены электродвигатели, электрически соединенные с электрическим генератором и механически соединенные с пропеллерами. Корпус электродвигателей выполнен сферической формы с возможностью установки в сферическую расточку опор для установки электродвигателей. В корпусе дирижабля установлен аккумулятор, электрически соединенный через блок управления электрическим генератором с электрическим генератором. Изобретение направлено на улучшение динамических характеристик, управляемости и устойчивости дирижабля. 2 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для зондирования верхней атмосферы. Способ зондирования верхней атмосферы основан на измерении и прогнозировании орбиты космического аппарата (КА) и измерении физических параметров атмосферы. Прогнозируется время существования КА. Определяется момент времени начала спусковых операций для спуска космического аппарата в заданную точку на Земле. Определяется момент времени начала зондирования, соответствующий заданной длительности зондирования и возможности спуска КА в заданную точку. К моменту начала зондирования выпускают капсулу с научной аппаратурой на тросе с КА и начинают измерение физических параметров атмосферы с контактом используемых исследовательских приборов и изучаемой среды. Зондирование прекращают в момент начала спусковых операций. Техническим результатом изобретения является обеспечение заданной длительности зондирования верхней атмосферы.

Изобретение относится к летательным аппаратам легче воздуха, а именно к транспортно-грузовым дирижаблям полужесткой конструкции. Многофункциональный летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит корпус диско/торообразной формы, имеющий полости, заполненные несущим газом, и грузовые отсеки, систему энергоблоков, систему управления и органы приземления. Корпус снаружи обтянут газонепроницаемой прозрачной пленкой, армированной изнутри. На периферии корпусного диска закреплено замкнутое опоясывающее кольцо, на котором равноудаленно смонтированы четыре поворотных энергоблока, обеспечивающих вертикальные взлет/посадку и вращение с реверсом. Кабина пилота и грузоподъемная лебедка размещены на оси вращения корпусного диска. Лебедка на дальнем конце троса имеет грузовой крюк и/или подъемный якорь с вращающимися лапами. Обеспечивается улучшение аэродинамических свойств дирижабля, высокая маневренность в условиях эксплуатации. 1 ил.

Изобретение относится к производству спортивного и прогулочного снаряжения и может быть использовано при создании новых моделей тренажеров и снарядов-аналогов: велосипедов, самокатов, роликовых коньков, лыж, снегоходов, снегокатов, коньков, буеров, весельных лодок, байдар, каноэ

Изобретение относится к испытательным аппаратам орнитоптерам

Изобретение относится к авиации

Изобретение относится к летательным аппаратам с мускульным приводом

Изобретение относится к летательным аппаратам

Изобретение относится к авиации

Изобретение относится к летательным и плавательным аппаратам

Изобретение относится к авиации

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха

Изобретение относится к области летательных аппаратов

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам с мускульным приводом, Целью изобретения является улучшение аэродинамических характеристик летательного аппарата

Наверх