Движительная система для летательного аппарата легче воздуха

 

Система включает пилон 40 с продольной осью и первым и вторым концами 42,44. Первый конец 42 пилона 40 крепится к летательному аппарату с возможностью вращения, а второй конец 44 выступает наружу от летательного аппарата. Пилон 40 вращается вокруг первого конца 42 в плоскости, перпендикулярной продольной оси аппарата. Устройство 26 создания усилия тяги крепится на второй конец 44 пилона 40 и вращается вокруг оси вращения в плоскости, перпендикулярной продольной оси пилона 40. Система энергопитания 32А, 32В соединена с устройством 26 создания усилия тяги для обеспечения подачи питания. Приводная система предназначена для вращения винта, установленного в кольце. Вторая приводная система предназначена для вращения пилона 40 вокруг первого конца 42. Изобретение позволяет повысить маневренность летательного аппарата. 10 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области движительных систем для летательных аппаратов легче воздуха и конкретно к движительной системе, которая обеспечивает маневренность и контроль вектора движущей силы.

Описание предыдущих изобретений Одна из важных проблем как для жестких летательных аппаратов, так и для нежестких, заключается в их ограниченной способности к позиционированию и/или маневрированию при стыковке, особенно в том случае, если на них действуют сильные боковые ветры. Прежде всего, это связано со значительной площадью поперечного сечения, что заставляет летальный аппарат "вертеться флюгером" и раскачиваться под действием ветра. Их особенно трудно контролировать, если ветер дует порывами или когда они попадают в сильные восходящие или нисходящие потоки воздуха. Действительно, доказано, что стыковка представляет собой самую трудную часть полета для летального аппарат легче воздуха.

В прошлом применялись реверсивные воздушные винты при торможении так же, как и дифференциальное противодействие для контроля направления, но эти меры оказались только частично эффективными. Боковые подруливающие средства в виде вентиляторов в направляющей насадке или воздушных винтов в кольцевом обтекателе являются более эффективными, но учитывая то, что они предназначены только для стыковки и "взлета", летательному аппарату приходится на деле подвергаться значительной весовой нагрузке. Примерами могут служить патенты США N 1876153 и 4402475. Также применяются предназначенные для вертикальной подъемной силы воздушные винты для обеспечения дополнительной подъемной силы при взлете; однако, снова возникает проблема, связанная с весовой нагрузкой. Примеры могут быть найдены в патентах США N 1677888 и 5026003.

Другим подходом является использование воздушных винтов, расположенных или не расположенных в кольцевом обтекателе, которые могут вращаться из положения, выравненного относительно продольной оси летального аппарата, в вертикальное положение. Такая система, обеспечивая усилия тяги по восходящей и нисходящей, не обеспечивает боковой тяги. Другой недостаток заключается в том, что, если воздушные винты в кольцевом обтекателе крепятся на грузовой отсек или гондолу, выхлопные газы оттуда будут попадать в газовую оболочку при обеспечении нисходящей тяги несмотря на то, что они крепятся на очень длинных пилонах. Более того, если летальный аппарат очень большой, то соответственно воздушные винты в кольцевом обтекателе и системы энергопитания должны быть также большими для обеспечения эксплуатационной скорости. Это может вызвать связанные с весом структурные проблемы, если системы энергопитания выполнены интегрально с находящимися в кольцевом обтекателе вентиляторами, так как механизм поддерживания и вращения соединения, состоящего из вентилятора и системы энергопитания, становится слишком громоздким.

Существует три обычных типа нежестких летательных аппаратов: включающие одну наполненную газом оболочку, несколько газовых оболочек, соединенных вместе последовательно; и, разумеется, летательные аппараты с множеством газовых оболочек в нежесткой оболочке. Ввиду отсутствия жесткой структуры внутри газовой оболочки, особенная трудность, связанная с такими нежесткими летательными аппаратами, заключается в том, что размещение узлов тяги ограничено гондолой. Так, ввиду того, что гондола находится в подвешенном состоянии от днища летательного аппарата, формируемые движительной системой любые силы маневрирования не могут действовать через центр давления летательного аппарата, и, следовательно, их результативность уменьшается. В общем плане это имеет место и в летальных аппаратах с жесткой внутренней структурой, определяющей форму аппарата, аэродинамическая поверхность которого образована множеством оболочек, которые заполнены воздухом. Несмотря на то что движительная система может крепиться почти везде на жесткой структуре, наиболее часто они крепятся на днище летательного аппарата или рядом с ним для обеспечения легкого доступа к ним и т.д. Следовательно, существует необходимость в движительной системе, в которой все эти проблемы контроля разрешаются при минимальной весовой нагрузке на летательный аппарат.

Так, первостепенной задачей предмета изобретения является создание движительной системы для летательного аппарата легче воздуха.

Другой важной задачей предмета изобретения является создание движительной системы для летательного аппарата легче воздуха, которая обеспечивает повышенную способность к маневрированию.

Следующей задачей предмета изобретения является создание движительной системы для летательного аппарат легче воздуха, которая обеспечивает изменение положения создающих усилия тяги устройств, таких, как вентиляторы или воздушные винты, находящиеся в кольцевом обтекателе и вне его, таким образом, что усилие тяги может быть обеспечено без выходящих оттуда выхлопных газов, попадающих в газовую оболочку летательного аппарата.

Другой задачей предмета изобретения является создание движительной системы для летательного аппарата легче воздуха, в которой устройства создания усилия тяги, например, расположенные в кольцевом обтекателе и вне его вентиляторы или воздушные винты, могут располагаться таким образом, что они не будут мешать наземному оборудованию при постановке летательного аппарата в ангар.

Краткое описание изобретения Настоящее изобретение описывает движительную систему для летательного аппарата легче воздуха жесткого или нежесткого типа с продольной, горизонтальной и вертикальной осями. В летательных аппаратах с нежесткой структурой грузовой отсек и пост управления полетом располагаются в подвешенном состоянии от газовой оболочки, и, следовательно, называются гондолой. В летательных аппаратах с жесткой структурой эти узлы могут быть объединены и нет необходимости в их подвешивании. Однако, в целях обсуждения грузовой отсек и станция управления полетом будут называться здесь "грузовой структурой". Конкретно, множество движительных систем располагаются равномерно с каждой стороны их вертикальных осей. Каждая движительная система включает устройства создания усилия тяги, которые могут быть вентилятором, вентилятором в кольцевом обтекателе, воздушным винтом или воздушным винтом в кольцевом обтекателе. Однако, вентиляторы или воздушные винты в кольцевом обтекателе являются предпочтительными с точки зрения безопасности, так как если случается поломка лопасти, стенка воздухопровода защитит газовую оболочку от возможного разрыва лопастью. Устройство создания тяги также может быть турбовентиляторным двигателем; однако, ввиду очень низкой эксплуатационной скорости таких летательных аппаратов, менее 100 миль в час (160,93 км/час), и больших потребностей в топливе они редко используются в данном случае.

Предпочтительно устройство создания тяги крепится на конце пилона, который во время полета выступает горизонтально от летательного аппарата перпендикулярно продольной оси. Если летательный аппарат является аппаратом нежесткого типа, пилон крепится к гондоле. В случае жесткой конструкции возможно крепление пилона к основной поддерживающей структуре; однако, даже в случаях с жесткой конструкцией более предпочтительно крепить устройства создания усилия тяги на грузовой отсек для обеспечения свободного доступа в случае необходимости: починки или удаления. Это особенно себя оправдывает, если летательный аппарат является очень большого размера.

Устройство создания тяги крепится с возможностью поворота на свободный конец пилона, вращение осуществляется вокруг оси вращения, которая лежит в плоскости, перпендикулярной продольной оси пилона. Предпочтительно, устройство создания усилия тяги может поворачиваться из положения, отличающегося тем, что усилие тяги направлено вперед, в положение, отличающееся тем, что усилие тяги направлено назад, что составляет плюс или минус 180o. Таким образом, усилие тяги может быть направлено вертикально вверх, вертикально вниз и к хвостовой части. Следует отметить, что если используются реверсирующие усилия тяги воздушные винты или вентиляторы, вращение может быть ограничено плюс или минус 90o. Вращение устройств создания усилия тяги осуществляется первым приводом, закрепленным на конце пилона. Пригодный первый приводной узел включает кольцевое зубчатое колесо, закрепленное на устройстве создания усилия тяги, сцепляющемся с цевочным зубчатым колесом, закрепленным на выходном валу гидравлического или электрического двигателя, крепящегося на пилоне. Использование подобной зубчатой передачи позволяет "фиксацию" устройства создания усилия тяги в любой выбранной позиции; однако, могут быть использованы другие механизмы. Также важно отметить, что оси устройств создания усилий тяги могут располагаться каждая по отдельности с целью обеспечения большого разнообразия комбинаций в качестве дополнительной помощи при маневрировании летательного аппарата.

Пилон крепится с возможностью вращения к летальному аппарату таким образом, что устройство создания усилия тяги может располагаться с помощью второй приводной системы вверх и вниз от горизонтали. Обычно на летательный аппарат крепится винтовой домкрат, конец которого закрепляется к пилону. Положение вверх от горизонтали является предпочтительным для устранения повреждений наземного поддерживающего оборудования, когда летательный аппарат находится в ангаре. Положение вниз от горизонтали предпочтительно в том случае, когда устройство создания усилия тяги поворачивается на 90o для обеспечения бокового и направленного вниз усилия тяги. Корректирование устройства создания усилия тяги для обеспечения направленного вниз усилия тяги вместе с расположением пилона в нижней позиции дает возможность направлять выхлопные газы под таким углом, что они не попадают в газовую оболочку. Это особенно выгодно в том случае, когда устройство создания усилия тяги крепится на грузовую структуру ниже газовой оболочки и, следовательно, располагается надежно под ней.

Предпочтительно питание к устройству создания усилия тяги подается от системы энергопитания, вмонтированной на летательном аппарате, в случае, если летательный аппарат имеет нежесткую структуру, в гондоле. Система энергопитания соединена с устройством создания усилия тяги посредством приводных валов и универсальных соединений и передающего узла таким образом, что достигается вращение пилона и устройства создания усилия тяги. Это особенно предпочтительно, так как может быть достигнуто вращение как пилона, так и устройства создания усилия тяги. Наличие закрепленной на конце пилона системы энергопитания может значительно увеличить весовую нагрузку. Кроме того, размещение системы энергопитания в грузовой структуре обеспечивает к ней более свободный доступ. Преимущество этого способа крепления совершенно очевидно, если летательный аппарат имеет очень большой размер. Например, в летательном аппарате с нежесткой структурой, имеющем 1 млн фунтов коммерческой нагрузки (454 т), длина превышает 1000 футов (304,8 м), а диаметр составляет 260 футов (79,248 м). Необходимое наличие шести вентиляторов с лопастями диаметром 18 футов (5,48 м), при этом каждый вентилятор приводится в действие с помощью двух вальных дизельных двигателей мощностью 2000 л.с. Вращение пилона и/или расположенных в кольцевом обтекателе вентиляторов с двумя дизельными двигателями, непосредственно соединенными с вентиляторами, повлечет за собой очень значительную весовую нагрузку.

Во втором варианте исполнения изобретения устройство создания усилия тяги крепится с возможностью вращения на свободный конец жестко закрепленного пилона или другую жесткую структуру, вращающуюся вокруг оси вращения в плоскости, проходящей под острым углом к вертикальной оси. Предпочтительно, чтобы устройство создания усилия тяги могло вращаться в этой плоскости на плюс-минус 180o. Так, направленное вверх подъемное усилие необходимо при взлете, тогда как направленное вниз усилие тяги может быть использовано при постановке летательного аппарата в ангар, а обратное и боковое усилие тяги используется для обоих маневров. Острый угол плоскости, в которой вращаются устройства создания усилия тяги, должен быть достаточным с тем, чтобы выхлопные газы из них не попадали в газовую оболочку в том случае, когда необходимо действие направленного вниз усилия тяги. Однако, этот угол может быть увеличен выше значения, необходимого для того, чтобы не задеть газовую оболочку, и он должен быть определен таким образом, чтобы для контролирования летательного аппарата был необходим больший процент бокового усилия по отношению к направленному или вверх, или вниз усилию тяги. Разумеется, если воздушные винты или вентиляторы являются реверсивными, тогда вращение может быть ограничено до плюс-минус 90o в расположенной под острым углом плоскости. Следовательно, устройства создания усилия тяги должны крепится с возможностью вращения, по меньшей мере, на плюс-минус 90o в их плоскости вращения.

Как и в первом варианте, желательно крепить систему энергопитания в грузовой структуре и подавать питание к устройству создания усилия тяги через приводной вал, закрепленный в пределах пилона. Коробка передач крепится к концу пилона, соединенного с выходным валом системы энергопитания, обеспечивая нужное угловое изменение направления. Вращение устройства создания усилия тяги выполняется с помощью приводного устройства, закрепленного на конце пилона аналогично первой приводной системе, используемой для вращения устройства создания усилия тяги в упомянутом выше первом варианте. Еще раз следует отметить, что оси устройства создания усилия тяги могут располагаться независимо друг от друга, обеспечивая большое количество комбинаций, что может быть дополнительно использовано при маневрировании летательного аппарата.

Усовершенствованные отличительные признаки, характеризующие изобретение, как с точки зрения его организации, так и способа действия, вместе с его другими задачами и преимуществами, будут лучше поняты из следующего описания в сочетании с сопровождающими его чертежами, на которых предпочитаемые варианты исполнения изобретения представлены в качестве примеров. Однако, следует четко отметить, что чертежи представлены только в целях иллюстрации и описания и не должны рассматриваться как определение ограничения изобретения.

Краткое описание чертежей На фиг. 1 - вид в перспективе летательного аппарата легче воздуха, включающего движительную систему изобретения; На фиг. 2 - частичный фронтальный вид летательного аппарата, изображенного на фиг. 1; На фиг. 3 - увеличенный вид устройства создания усилия тяги, представляющего некоторые его варианты, которые могут быть использованы в движительной системе изобретения; На фиг. 4A - увеличенный частичный вид фиг. 2, представляющий движительную систему с устройством создания усилия тяги в положении полета; На фиг. 4B - вид, аналогичный фиг. 4A, изображающий движительную систему с устройством создания усилия тяги в положении постановки в ангар (маневрировании); На фиг. 4C - вид, аналогичный фиг. 4A, представляющий движительную систему с устройством создания усилия тяги в положении постановки в ангар (маневрировании) с повернутым вниз устройством создания усилия тяги; На фиг. 4D - вид, аналогичный фиг. 4A, изображающий движительную систему с устройством создания усилия тяги в положении нахождения в ангаре;
На фиг. 5 - вид сверху движительной системы фиг. 4 по линии 5-5;
На фиг. 6 - вид сбоку систем энергопитания движительной системы, показанной на фиг. 5, по линии 6-6 на фиг. 5;
На фиг. 7 - частичный вид в поперечном разрезе фиг. 5, по линии 7-7;
На фиг. 8 - вид, аналогичный фиг. 4A, изображающий вариант движительной системы, в которой система энергопитания выполнена интегрально с устройством создания усилия тяги;
На фиг. 9 - вид, аналогичный фиг. 2, представляющий альтернативный вариант движительной системы, в которой пилон выполнен стационарным, а устройства создания усилия тяги крепятся с возможностью вращения в плоскости, расположенной под острым углом к вертикальной оси летательного аппарата;
На фиг. 10 - увеличенный вид части фиг. 7 с не показанными полностью элементами для иллюстрации деталей движительной системы и
На фиг. 11 - вид, аналогичный фиг. 8, представляющий вариант движительной системы, в которой система энергопитания выполнена интегрально с устройством создания усилия тяги.

Описание предпочитаемого варианта
На фигурах 1 и 2 изображен летательный аппарат легче воздуха, включающий движительную систему изобретения. Обозначенный числом 10 летательный аппарат имеет нежесткий дизайн с продольной осью 12, вертикальной осью 14 и горизонтальной осью 16 и включает гелиевую оболочку 18 с грузовой структурой 20 в форме гондолы, закрепленной у нижней части. Следует отметить, что движительная система может быть использована также в летательном аппарате с жесткой структурой. Кроме того, тогда как грузовой отсек в виде гондолы (подвешенный грузовой отсек) необходим на летательном аппарате с нежесткой структурой, он совсем не является обязательным для жесткого дизайна. Следовательно, грузовой отсек в стиле гондолы представлен в данном случае только в целях иллюстрации, и, напомним, здесь и далее упоминается в качестве грузовой структуры. Летательный аппарат 10 включает шесть отдельных движительных систем 24 с устройствами создания усилия тяги в форме расположенных в кольцевом обтекателе воздушных винтов 26, закрепленных вдоль грузового отсека 20, по три с каждой стороны (на фиг. 1 изображены воздушные винты, располагающиеся только с левой стороны). Однако, как показано на фиг. 3, расположенные в кольцевом обтекателе вентиляторы 27 так же, как и расположенные вне его воздушный винт и вентиляторы, соответственно 28 и 29, могут заменяться, и, следовательно, применение располагающихся в кольцевом обтекателе воздушных винтов и, в связи с этим, число устройств создающих усилия тяги представлено здесь только в качестве иллюстрации. Кроме того, предпочтительно, чтобы воздушные винты или вентиляторы были реверсивного типа.

Обращаясь снова к фигурам 1 и 2 и, кроме того, к фигурам 4A, В, С и D, а также к фигурам 5, 6 и 7, можно заметить, что каждая движительная система 24 включает два дизельных двигателя 32A и 32В, закрепленных на днище грузового отсека 20. Приводные валы 34A и 34В двигателей 32A и 32В располагаются на осевой линии, которая соединена с узлом 38 передачи, закрепленным с возможностью вращения к днищу 33. Пилон 40 соединен первым концом 42 к узлу 38 передачи, а вторым концом 44 к расположенному в кольцевом обтекателе воздушному винту 26. Пилон 40 выполнен полым и включает приводной вал 46, вмонтированный внутри него и проходящий от узла 38 передачи к располагающемуся в кольцевом обтекателе воздушному винту 26 для приведения последнего в действие. Диагональное жесткое крепление 52 крепится с возможностью вращения первым концом 54 к грузовому отсеку 30 на осевой линии 36 приводных валов 34A и 34В, а вторым концом 56 к пилону 40 для перенесения посредством силы реакции тяговых нагрузок на пилон. Приводной узел в форме винтового домкрата 60 крепится на грузовой отсек 20, при этом конец 62 винта закрепляется к пилону 40 для вращения последнего вокруг осевой линии 36.

Расположенный в конце воздушный винт 26 включает отдельные лопасти 64, закрепляемые с возможностью вращения на центральный пространственный элемент 66. Центральный пространственный элемент также поддерживает канал 68 с помощью кронштейнов 70. Второй конец 44 пилона 40 проходит через канал 66 (канал может вращаться вокруг него) и соединен с центральным пространственным элементом 66 посредством упорных подшипников (не показано) и поддерживает его. Приводной вал 46 соединен с коробкой передач (не показано), которая приводит в действие лопасти 64 воздушного винта. Вращение расположенного в кольцевом обтекателе воздушного винта осуществляется приводным узлом 74, закрепленным на пилоне и включающем двигатель 76 с цевочным зубчатым колесом 78, которое сцепляется с кольцевым зубчатым колесом 80, закрепленным к каналу 68. Так, вращение расположенного в кольцевом обтекателе воздушного винта 26 вокруг пилона 40 может осуществляться независимо от положения пилона. Если располагающийся в кольцевом обтекателе воздушный винт является винтом реверсивного типа, необходимо, чтобы он мог поворачиваться на плюс-минус 90o; если нет, он должен поворачиваться на полные 180o.

Как показано на фигурах 4A, B, C и D, в процессе функционирования, пилон 40 может поворачиваться из положения 40 полета (фигура 4A) до положения 40A (фигура 4B) маневрирования или постановки в ангар посредством приведения в действие винтового домкрата 60. При постановке в ангар располагающийся в кольцевом обтекателе воздушный винт 26 может поворачиваться на 90o, как показано числовым обозначением 26A (фигура 4C) для обеспечения направленного как вниз, так и вбок усилия тяги или направленного вверх и вбок усилия тяги, по желанию. Следует отметить, что обозначенные числом 82 выхлопные газы не попадают в газовую оболочку 18. Следовательно, при любом дизайне длина и угол вращения пилона должны быть достаточными для того, чтобы дать возможность выхлопным газам из устройства создания усилия тяги пройти мимо газовой оболочки при направленном вниз усилии тяги. Когда линии постановки в ангар (не показаны) надежно защищены, пилон 40 может поворачиваться вверх в положение 40В нахождения в ангаре (фигура 4D), причем расположенный в кольцевом обтекателе воздушный винт 26 не мешает никакой наземной структуре ангара (не показано). Следует отметить, что на изображенном на фиг. 1 летательном аппарате, где располагаются шесть воздушных винтов 26 в кольцевом обтекателе и с помощью независимого регулирования вращательного положения каждого винта, а также и положения пилона 40, возможна значительная широта векторов движущей силы между расположенными в кольцевом обтекателе воздушными винтами.

Как показано на фиг. 8, движительная система может быть использована в том случае, когда система энергопитания выполнена интегрально с устройством создания усилия тяги, например, в случае с турбовентилярным двигателем. Как изображено на фиг. 8, пилон 110 с продольной осью 111 крепится с возможностью вращения к грузовому отсеку 20 первым концом 112, а вторым концом 114 к турбовентиляторному двигателю 118. Приводной узел 60 используется для вращения пилона 110, а приводной узел 74 (показанный на фиг. 7, но не показанный на фиг. 8) используется для вращения турбовентиляторного двигателя вокруг продольной оси 111 пилона 110.

На фигурах 9 и 10 представлен второй вариант движительной системы, обозначенной общим числом 90, отличающийся тем, что неподвижно закрепленный пилон 92 используется для поддерживания располагающегося в кольцевом вентиляторе 94. Система энергопитания 32A и 32B соединена с узлом передачи (не показано), который жестко крепится к днищу 33 грузового отсека. Первый конец 96 пилона 92 соединен с узлом передачи (не показано на фиг. 9 и 10), тогда как второй конец 98 соединен с вентилятором 94 в кольцевом обтекателе посредством коробки 100 передач. Коробка передач обеспечивает угловой поворот в плоскости вращения, при этом угол выбирается равным такому углу, что выхлопные газы из устройства создания усилия тяги не попадают в газовую подушку при их повороте с целью создания направленного вниз усилия тяги (как показано с помощью поворачивающейся на 45o коробки 100 передач). Приводной узел 102, аналогичный узлу 74, используется для вращения расположенного в кольцевом обтекателе вентилятора 94 на плюс-минус 90o или 180o, если этот вентилятор включает лопасти реверсивного типа. С помощью такой системы обеспечивается создание бокового усилия тяги при постановке летательного аппарата в ангар. Однако не представляется возможным передвигать вентилятор в кольцевом обтекателе вверх, когда летательный аппарат находится в ангаре. Преимущество данной системы в обеспечении бокового усилия тяги очевидно с какой- либо более простой системой.

Как представлено на фиг. 11, второй вариант исполнения может быть также использован в тех системах, где система энергопитания объединена устройством создания усилия тяги, например, в случае с турбовентиляторным двигателем. На фиг. 10 можно видеть, что пилон 120 жестким образом крепится своим первым концом 122 к грузовому отсеку 20, а вторым концом 124 к турбовентиляторному двигателю 118 посредством коробки 100 передач. Приводной узел 102 используется для вращения турбовентиляторного двигателя 118 в плоскости, наклонной к вертикальной оси летательного аппарата (как показано, под углом 45o). Наконец, как изображено на фиг. 11, устройство создания усилия тяги 118 вращается на 180o для обеспечения обратного усилия тяги. Как обсуждалось ранее, вращение на 180o используется во всех выше представленных вариантах исполнения, в которых не обеспечивается реверсивное усилие тяги.

Несмотря на то, что изобретение описано со ссылками на конкретные варианты исполнения, должно быть очевидно, что данные варианты носят просто иллюстративный характер, и специалистами данной области могут быть выполнены многочисленные изменения и модификации. Следовательно, изобретение не должно ограничиваться только замыслом и областью прилагаемой формулы изобретения.

Промышленная пригодность
Изобретение может быть использовано в самолетостроении.


Формула изобретения

1. Движительная система для летательного аппарата легче воздуха, имеющего продольную, горизонтальную и вертикальную оси, содержащая пилон с продольной осью и первым и вторым концами, причем первый конец пилона прикреплен с возможностью поворота к летательному аппаратуру, а второй конец выступает наружу от него, устройство создания усилия тяги, прикрепленное ко второму концу пилона с возможностью вращения вокруг оси вращения в плоскости, перпендикулярной продольной оси пилона, причем устройство создания усилия тяги выполнено с возможностью поворота по меньшей мере на угол плюс-минус 90o в перпендикулярной продольной оси пилона плоскости, силовую установку, имеющую первый двигатель, выходной вал которого соединен с устройством создания усилия тяги через узел передачи крутящего момента, первое средство для поворота устройства для создания тяги вокруг продольной оси пилона и второе средство для поворота пилона вокруг первого конца, отличающаяся тем, что пилон выполнен с возможностью поворота вокруг первого конца в вертикальной плоскости, перпендикулярной продольной оси летательного аппарата в направлении вверх и вниз, узел передачи соединен с первым валом первого двигателя и имеет второй вал, который соединен с устройством создания усилия тяги, при этом узел передачи прикреплен к грузовому отсеку с возможностью поворота вокруг оси, совпадающей с осью поворота пилона.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что пилон имеет возможность поворота вокруг первого конца вверх или вниз от плоскости, параллельно горизонтальной оси летательного аппарата.

3. Система по п.2, отличающаяся тем, что устройство создания усилия тяги выбрано из группы, включающей вентиляторы, вентиляторы в кольцевом обтекателе, воздушные винты и воздушные винты в кольцевом обтекателе.

4. Система по п.3, отличающаяся тем, что силовая установка объединена с устройством создания усилия тяги.

5. Система по п. 1 или 3, отличающаяся тем, что она предназначена для крепления на днище грузового отсека летательного аппарата и состоит из силовой установки с двигателем в грузовом отсеке, причем двигатель имеет первый и второй валы для передачи крутящего момента к устройству создания усилителя тяги, при этом пилон первым концом соединен с указанным узлом передачи, а вторым концом через второй выходной вал двигателя соединен с устройством создания усилия тяги.

6. Система по п.5, отличающаяся тем, что силовая установка имеет второй двигатель с третьим валом, причем второй двигатель закреплен в грузовом отсеке на некотором расстоянии от первого двигателя так, что первый и третий выходные валы находятся на одной общей осевой линии, указанный узел передачи закреплен между первым и вторым двигателями и соединен также с третьим валом, причем оба двигателя предназначены для вращения второго вала посредством этого указанного узла передачи.

7. Система по п. 6, отличающаяся тем, что средство для поворота устройства создания усилия тяги вокруг оси поворота состоит из кольцевой зубчатой передачи, закрепленной на вентиляторе, и закрепленного на пилоне двигателя, при этом пилон снабжен закрепленным на нем цевочным зубчатым колесом для зацепления с кольцевой зубчатой передачей так, что поворот цевочного зубчатого колеса с помощью двигателя вызывает поворот устройства создания усилия тяги.

8. Система по п.6, отличающаяся тем, что второе средство поворота пилона включает винтовой домкрат, закрепленный на летательном аппарате, при этом винтовой домкрат соединен с пилоном валом так, что выдвижение и втягивание этого вала соответствует повороту пилона вниз и вверх вокруг первого конца.

9. Система по п.6, отличающаяся тем, что первый и второй двигатели являются дизельными двигателями.

10. Система по любому из пп.1 - 9, отличающаяся тем, что устройство создания усилия тяги может создавать усилие тяги реверсивного типа.

11. Система по любому из пп.1 - 9, отличающаяся тем, что устройство создания усилия тяги может быть повернуто на угол плюс-минус 180o.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к комплексным летательным аппаратам, состоящим из аэростата и вертолета

Вертостат // 2066661

Изобретение относится к воздухоплооательнсй технике, в частности к комбинированным аэростатическим летательным аппаратам

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к воздухоплаванию

Изобретение относится к летательным аппаратам легче воздуха, сочетающим принципы аэростатического и аэродинамического полета

Изобретение относится к воздухоплавательной технике легче воздуха и может быть использовано для пассажирских и грузовых перевозок, при проведении высотных монтажных работ и в других областях народного хозяйства

Изобретение относится к воздухоплаванию. Способ управления, стабилизации и создания дополнительной подъемной силы дирижабля, имеющего корпус, хвостовое оперение, гондолу с полезным грузом и бортовые системы, характеризуется тем, что устойчивость и управляемость дирижабля для требуемых характеристик взлета, полета и посадки обеспечена путем использования на нем автожирного винта с управляемым вектором полной аэродинамической силы. Предусмотрен наклон оси вращения автожирного винта (1) относительно продольного и поперечного направлений в присутствии отдельных маршевых силовых установок, выполняющих свои тяговые функции механически независимо от автожирного винта. Изобретение направлено на упрощение управления. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам повышения управляемости и маневренности летательных аппаратов. Силовая установка с изменяемым вектором тяги включает моторную раму, двигатель, связанный с ним через трансмиссию движитель и привод его поворота. Трансмиссия состоит из вала, размещенного в балке и связывающего двигатель с входным валом редуктора движителя. Все элементы силовой установки размещены на единой моторной раме. Балка выполнена поворотной относительно оси вала трансмиссии, при этом обдуваемая часть балки в поперечном сечении имеет симметричный обтекаемый профиль и сечение ориентировано всегда по потоку воздушного винта при любом угле поворота. Силовая установка может иметь два двигателя, каждый из которых связан через свою дополнительную трансмиссию с общим валом, может быть снабжена вторым движителем, установленным справа или слева от двигателей, причем каждый движитель связан со своим редуктором поворотной балкой. Движители могут быть выполнены в виде соосных винтов, соединенных через Т-образный редуктор с валом, размещенным в поворотной балке. Достигается снижение аэродинамического сопротивления, повышение безопасности при единичном отказе двигателя, уменьшение мощности и массы привода поворота. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям аэростатических летательных аппаратов. Летательный аппарат состоит из аэростата тороидальной формы, имеющего жесткую оболочку с отверстием в центре, подвески, состоящей из трапеции, и системы привода и управления. В нижней части подвески находится площадка для пилота и три опоры на пружинных амортизаторах. В средней части трапеции крепится ограждение, а в верхней - крестовина управления. Система управления включает трубчатый кожух, в верхней части которого крепится кольцо-крестовина управления, внутри кожуха на подшипниках крепится привод, состоящий из двух полых валов, расположенных один внутри другого, в верхней части каждого из валов крепятся лопасти, в нижней части кожуха расположен редуктор, в горизонтальной плоскости редуктора располагается вал с педалями привода. Достигается возможность управления аэростатическим аппаратом по высоте и направлению. 3 ил.

Дирижабль // 2550797
Изобретение относится к летательным аппаратам легче воздуха. Дирижабль включает движители, корпус, решетчатый каркас, выполненный из шпангоутов и лонжеронов, мягкие газовые камеры и шасси. Движители включают несущие винты с автоматами перекоса лопастей. Винты установлены на носовом и кормовом торцах корпуса в положении, при котором лопасти работают в плоскости вертикального вращения, перпендикулярной продольной оси дирижабля, осуществляя работу в тянущем и толкающем режимах воздушных винтов самолета. Изобретение направлено на повышение маневренности. 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к воздухоплаванию, а именно к конструкциям аэростатических летательных аппаратов с несущими винтами. Летательный аппарат вертостат содержит оболочку с несущим газом (1), один или два несущих винта (2), кабину для экипажа и пассажиров (3), хвостовое оперение (4), силовую установку (5) и шасси (6). Несущие винты (2) установлены на кабанах (7) выше уровня образующей несущей оболочки (1) вертостата и имеют свободу вращения без соударения концов лопастей с ней. Кабаны (7) несущих винтов неподвижно присоединены к силовым шпангоутам (8) несущей оболочки (1) с возможностью передачи действующих нагрузок от несущего винта (2) на внутреннюю силовую конструкцию оболочки вертостата. Достигается увеличение весовой отдачи и уменьшение габаритов летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к области воздухоплавания. Дирижабль с солнечными батареями содержит оболочку из двух частей в форме шаровых сегментов - верхнего и нижнего. Верхняя часть оболочки выполнена из материала, прозрачного для солнечных лучей. Солнечные батареи закреплены с внутренней стороны верхнего шарового сегмента. Части оболочки скреплены между собой по вертикальной оси симметрии электродвигателем, ротор которого скреплен с одной частью, а статор с другой частью. По краям шаровых сегментов обеих частей расположены крыльчатки с углами атаки положительными при взлете и в полете, направленными навстречу набегающим потокам, а при посадке с отрицательными углами атаки. Изобретение направлено на расширение функциональных возможностей путем взлета, зависания, полета и посадки за счет вращения крыльчаток. 1 ил.

Изобретение относится к области движительных систем для летательных аппаратов легче воздуха и конкретно к движительной системе, которая обеспечивает маневренность и контроль вектора движущей силы

Наверх