Летательный аппарат тяжелее воздуха с вертикальным взлетом и посадкой с винтонесущими гондолами, имеющими возможность свободного поворота на 90° под управлением демпфирующих устройств

Изобретение относится к летательному аппарату тяжелее воздуха с вертикальными взлетом и посадкой. Летательный аппарат имеет фюзеляж (1), по меньшей мере, два плеча (3), симметрично выступающих по продольным сторонам фюзеляжа, по одной винтонесущей гондоле (4), установленной с возможностью поворота на свободном конце каждого плеча. Каждая гондола имеет вал вращения, обеспечивающий ее свободный поворот на 90° относительно соответствующего плеча из крайнего практически вертикального положения взлета в крайнее практически горизонтальное положение крейсерского полета, и демпфирующие устройства, которые содержат, по меньшей мере, два связанных друг с другом пассивных гидроцилиндра, каждый из которых установлен между одним из плеч (3) и осью вращения соответствующей гондолы (4). Изобретение позволяет упростить конструкцию. 10 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Настоящее изобретение относится к летательному аппарату тяжелее воздуха с вертикальными взлетом и посадкой, имеющему фюзеляж, минимум два плеча, симметрично выступающих по продольным сторонам фюзеляжа, по одной винтонесущей гондоле, установленной с возможностью поворота на свободном конце каждого плеча, причем каждая гондола снабжена осью вращения, обеспечивающей ее свободный поворот на 90° относительно соответствующего плеча из крайнего практически вертикального положения взлета в крайнее практически горизонтальное положение крейсерского полета, и демпфирующие устройства для контроля поворота гондол из одного крайнего положения в другое.

Летательный аппарат такого типа описан в документах ЕР-А-0808768 и US-A-5839691.

Винтонесущие гондолы этого летательного аппарата самопроизвольно-вращающимися под действием момента тангажа аэродинамических сил, прилагаемого со стороны соответствующих винтов. Угол их поворота регулируется специальными демпфирующими устройствами, содержащими:

- соединительную тягу, проходящую через центральный элемент,

- гидравлический амортизатор, связанный с этим центральным элементом,

- устройства блокирования гондол в их крайних положениях взлета и крейсерского полета, когда они образуют углы, соответственно, 90 и 0° с осью летательного аппарата.

Соединительная тяга обеспечивает синхронизацию поворота гондол вокруг собственной оси. Кроме того, благодаря этой тяге удается, вследствие ее упругости, создать разность угла поворота гондол относительно друг друга, равную приблизительно ±3°.

Гидравлический амортизатор ограничивает скорость поворота гондол и способен, при необходимости, блокировать их в промежуточном наклонном положении под углом от 0 до 90°.

Что же касается блокирующих устройств, в их состав входит упор, расположенный на штоке гидравлического цилиндра и препятствующий наклону гондол назад за пределы вертикального положения с сохранением в то же время возможности создания указанной выше разности наклона в ±3°, а также стопоры, смонтированные на осях вращения гондол и блокирующие их в горизонтальном положении с одновременным устранением упругости соединительной тяги. Применение этих стопоров жестко фиксирует положение гондол и устраняет возможность их отклонения на ±3°.

Демпфирующие устройства летательного аппарата, описанного в документе ЕР-А-0808768, разнесены по трем удаленным друг от друга позициям, в результате чего они оказываются непрочными, сложными по конструкции и громоздкими.

Целью изобретения является устранение этого недостатка, для чего предложен летательный аппарат типа описанного выше, отличительной чертой которого является то, что демпфирующие устройства содержат, по меньшей мере, два связанных друг с другом пассивных гидроцилиндра, каждый из которых установлен на одном из плечей, а штоки их связаны с осями вращения соответствующих гондол.

Благодаря этому удается без труда и с высокой надежностью обеспечить синхронизацию поворотов гондол, поскольку это осуществляется простым перемещением рабочей жидкости между двумя гидроцилиндрами.

Целесообразно, чтобы два гидроцилиндра были соединены друг с другом крест-накрест с помощью маслопроводов.

В результате приобретается дополнительная синхронизация углов поворота гондол, благодаря чему еще более возрастает надежность демпфирующего устройства.

Кроме этого, по меньшей мере, один из маслопроводов может быть снабжен жиклером.

Благодаря этому жиклеру удается ограничивать перемещение гондол и в более широком диапазоне скоростей, регулировать скорость поворота гондол.

Можно также предусмотреть, по меньшей мере, для одного из маслопроводов специальный запорный кран, что позволит пилоту фиксировать гондолы в каком-либо промежуточном наклонном положении между их крайними положениями, соответствующими взлету или полету в крейсерском режиме.

Согласно одному из предпочтительных вариантов реализации устройства можно предусмотреть общий запорный кран для обоих маслопроводов.

Кроме того, их можно соединить маслопроводом, содержащим жиклер и расширительную емкость, что позволит компенсировать тепловое расширение и выравнивать давление в гидравлической системе в состоянии покоя.

Целесообразно, чтобы гидроцилиндры были связаны с осями вращения гондол с помощью гибкого соединения.

Благодаря этой гибкости удастся в каждом синхронном положении гидроцилиндров получить разность углов поворота между гондолами до значений порядка ±3°.

Одним из предпочтительных вариантов реализации могла быть установка дополнительной кинематической связи, состоящей из подшипников и рычагов, расположенной между валами вращения гондол, которая бы обеспечила более гибкую связь между гондолами и позволила бы легко добиться разности в отклонениях до ±3°.

Кроме того, в предпочтительных моделях гидроцилиндры имеют упоры, препятствующие повороту гондол за пределы их крайнего практически вертикального положения, обеспечивая в то же время возможность получения разности их наклона, равной ±3°.

Для упрощения монтажа и уменьшения используемого пространства целесообразно разместить эти упоры на штоках гидроцилиндров.

Летательный аппарат - объект изобретения отличается также тем, что на его плечах размещены стопоры, которые зацепляются с валами вращения гондол, блокируя их в крайнем горизонтальном положении, препятствуя в то же время получению разности их наклона.

Ниже в качестве примера приводится описание одного из вариантов реализации изобретения, не имеющего ограничителей, со ссылками на приложенные чертежи, где

- фиг.1 представляет собой общий вид летательного аппарата с гондолами, находящимися в крайнем положении крейсерского полета;

- фиг.2 представляет собой частичный вид сверху в разрезе, иллюстрирующий часть левого плеча с гондолой, установленной на нем с возможностью поворота, причем для простоты гондола показана в горизонтальном положении (фиг.8), а поршень - в среднем положении (фиг.4);

- фиг.3 представляет собой схематическое изображение гидроцилиндров, входящих в состав демпфирующих устройств, предназначенных для управления поворотов винтонесущих гондол, а также маслопроводы, соединяющие эти гидроцилиндры между собой;

- фиг.4 представляет собой разрез в увеличенном масштабе по линии IV-IV на фиг.2, при этом не показанная здесь гондола находится в наклонном угловом положении, когда ее ось образует с осью летательного аппарата угол 45°;

- фиг.5 представляет собой вид в увеличенном масштабе той части фиг.4, которая выделена штриховой окружностью;

- фиг.6 представляет собой разрез по линии VI-VI на фиг.5;

- на фиг.7 представлен вид, аналогичный приведенному на фиг.4, с той разницей, что здесь винтонесущая гондола занимает крайнее положение взлета, когда ее ось образует с осью летательного аппарата угол 90°;

- на фиг.8 представлен вид, аналогичный показанному на фиг.4, с той разницей, что здесь винтонесущая гондола занимает положение крейсерского полета, когда ее ось, параллельная оси летательного аппарата.

Показанный на фиг.1 летательный аппарат содержит фюзеляж 1, имеющий кабину 2, два плеча 3, симметрично выступающих по продольным сторонам фюзеляжа, по одной винтонесущей гондоле 4, установленной с возможностью поворота на свободном конце каждого из двух плеч, V-образное крыло 5, которое закреплено в задней части фюзеляжа с помощью двух подкосов 6 и свободные концы которого имеют продолжение вниз в виде двух вертикальных килей 7 и два горизонтальных носовых стабилизатора 8, предусмотренных в передней части фюзеляжа, один из которых является продолжением другого и каждый из которых снабжен поворотным закрылком 9, приводимым в действие пилотом традиционным способом.

Различные перечисленные выше конструктивные элементы использованы в летательном аппарате, описанном в документе ЕР-А-0808768, поэтому более детально о них говорить незачем.

Следует, однако, добавить, что гондолы 4 имеют винт 10 с тремя лопастями 11 и могут свободно поворачиваться на угол до 90° относительно продольной оси соответствующего плеча из крайнего положения взлета, в котором они вытянуты практически вертикально, образуя с осью фюзеляжа 1 угол 90°, в крайнее положение крейсерского полета (на фиг.1 показано как раз это положение), в котором они вытянуты горизонтально, образуя с осью фюзеляжа 1 угол 0°.

Обратимся теперь к фиг.2, где видно, что корпус винтонесущей гондолы 4 снабжен цилиндром вращения 12, опирающимся на подшипники скольжения 13, которые закреплены соответственно на торцевом ребре 14 и внутреннем ребре 15, находящихся внутри левого плеча.

Можно также видеть, что винт 10, закрепленный на левой гондоле 4, приводится во вращение валом 16, частично проходящим внутри цилиндра вращения 12. Привод осуществляется через коническую передачу (шестерни 17 и 18), при чем на валу 16 установлена шестерня 17. Ведущим валом является вал 19, на конце которого закреплена коническая шестерня 18, входящая в зацепление с шестерней 18. Далее от вала 18 осуществляется привод на вал 19, расположенный внутри гондолы 4 и вращающий винт 10.

Кроме того, возможно пошаговое управление положением ребра 14 с помощью автомата смещения 20, который приводится в действие специальным приводом с помощью тросика 21.

Поскольку правая винтонесущая гондола установлена на правом плече точно таким же способом, как и левая, то мы опускаем здесь описание и иллюстрацию различных элементов, служащих для ее монтажа и приведения в движение соответствующего винта.

Показанный на фиг.1 летательный аппарат снабжен также демпфирующими устройствами, предназначенными для управления поворотом гондол 4 из одного крайнего положения в другое.

В соответствии с изобретением, эта демпфирующая система содержит два гидроцилиндра 22, каждый из которых установлен между плечом 3 и осью вращения 12 соответствующей гондолы, как показано на фиг.2.

Оба гидроцилиндра 22, детально показанные на фиг.3, являются гидроцилиндрами пассивного типа. Они имеют корпус 23, поршень 24, разделяющий корпус 23 на переднюю камеру 25 и заднюю камеру 26, и шток 27 поршня, на котором закреплен поршень 24 и который перемещается в осевом направлении внутри корпуса 23.

Гидроцилиндры соединены между собой крест-накрест двумя маслопроводами 28, 29. Если говорить более точно, маслопровод 28 соединяет переднюю камеру 25 правого гидроцилиндра с задней камерой 26 левого гидроцилиндра, а маслопровод 29 соединяет переднюю камеру 25 левого гидроцилиндра с задней камерой 26 правого гидроцилиндра и наоборот.

Благодаря такой конструкции достигается одинаковое перемещение обоих поршней, а также легко и надежно обеспечивается синхронный наклон обеих гондол 4.

Каждый из маслопроводов 28, 29, использование которых обеспечивает дополнительную синхронизацию, снабжена жиклером 30, установленным возле каждого из ее концов.

Назначение жиклеров 30 состоит в ограничении скорости перемещения поршней 24 и, следовательно, скорости поворота гондол 4.

Маслопроводы 28, 29 снабжены также общим запорным краном 31, который пилот может приводить в действие для предотвращения циркуляции рабочей жидкости из одного гидроцилиндра в другой, с тем чтобы блокировать гондолы 4 в каком-либо заданном наклонном положении в пределах между крайними положениями взлета и крейсерского полета.

Следует также отметить, что маслопроводы 28, 29 соединены маслопроводом 32, в котором имеются жиклер 33 гораздо более меньшего сечения, чем жиклеры 30 с расширительным бачком 34. Указанные жиклер 33 и бачок 34 служат для компенсации теплового расширения и выравнивания давлений в состоянии покоя.

На фиг.4-6 видно, что свободный конец штока 27 поршня гидроцилиндра 22 шарнирно крепится на оси 35, являющейся частью небольшого рычага 36, образованного двумя параллельными и отстоящими друг от друга плоскими деталями, которые, в свою очередь, шарнирно закреплены на оси вращения 12 соответствующей гондолы 4 с помощью второй оси 37 небольшого рычага 36.

Рычаг 36 крепится на оси вращения 12 с помощью подшипника 38, вставленного между осью 37 и осью вращения 12.

Подшипник 38, предназначенный для работы на скручивание или на срез, обеспечивает возможность поворота рычага 36 примерно на ±45° относительно оси вращения 12 и его возврата в нейтральное положение под действием практически линейной силы отдачи.

Следует иметь в виду, что когда рычаг 36 занимает нейтральное положение, он наклонен назад под углом примерно 15°, как показано на фиг.5, объяснение чему будет приведено ниже.

Момент подъемной силы, действующий на ориентацию продольных осей каждого из винтов 10 через механизм смещения 20, передается на соответствующее плечо 3 по кинематической цепи, включающей в себя: вал 19 винта, вал вращения 12 плеча, рычаг 36, шток и гидроцилиндр 27-22, то есть, в частности, через подшипник 38.

Составными частями этого момента являются, с одной стороны, довольно незначительный симметричный момент, необходимый лишь для пилотирования летательного аппарата, который практически уравновешен в продольном направлении крылом 5 и оперением 8, и для компенсации торможения рабочей жидкости жиклерами 30, а с другой стороны - асимметричный момент, который создает разность наклона гондол 4, равную приблизительно ±3°.

Эта разность, необходимая для бокового пилотирования летательного аппарата, обеспечивается именно упругим соединением, создаваемым подшипниками 38.

Таким образом, для рычага 36 с длиной, равной четверти радиуса соответствующей оси вращения 12, разность наклона гондол в ±3° вызывает поворот рычага 36 на его оси 37 на угол, равный ±3°: ¹/₄=±12°, что значительно меньше упоминавшегося выше отклонения на ±45°.

В соответствии с одним из важных признаков изобретения, на штоке 27 поршня каждого из гидроцилиндров 22 закреплен упор 39. По существу, эти упоры рассчитаны таким образом, чтобы они опирались на корпуса 23, когда гондолы 4 находятся в крайних положениях взлета, показанных на фиг.7.

Внутренний момент, который необходимо передавать от винтов 10 к плечам 3 летательного аппарата во время взлета, имеет довольно большую величину.

Он обусловлен расположением центра тяжести аппарата перед плечами, причем сила тяжести уравновешивается значительным перемещением гондол в вертикальном положении назад и усиливается под действием вращения винтов валами 16 и коническими шестернями 17, 18.

Эти два момента действуют в одном и том же направлении и обеспечивают усилие, которое разворачивает гондолы 4 назад, за пределы угла 90°.

Конкретное назначение упоров 39 состоит в том, чтобы предотвратить образование угла более 90° между гондолами и осью фюзеляжа летательного аппарата.

Тем не менее, благодаря подшипникам 38 сохраняется возможность получения разности наклона гондол, равной ±3°, которая необходима для бокового пилотирования летательного аппарата с поворотом.

Поскольку упомянутый выше внутренний момент действует через подшипники 38, рычаги 36 смещаются вперед на довольно значительное расстояние.

Таким образом, упоминавшаяся выше ориентация рычагов в направлении назад выбрана в качестве их нейтрального положения именно в целях частичной компенсации этого явления и уравновешивания среднего наклона рычагов по обе стороны от продолжения радиуса.

В соответствии с одним из важных признаков изобретения плечи снабжены стопором 40, который должен входить в зацепление с выступом 41, предусмотренным на оси вращения 12 соответствующей гондолы 4, блокируй ее в крайнем положении крейсерского полета, когда она образует угол 0° с осью фюзеляжа 1 летательного аппарата, как это показано на фиг.8.

В этом положении передача постоянного внешнего момента между гондолами 4 и их плечами 3 отсутствует, поскольку сила тяги центрируется практически по оси винтов.

При боковом пилотировании летательного аппарата разность наклонов в ±3° становится ненужной, как, впрочем, и соответствующая упругость. При высоких скоростях она оказывается даже вредной, создавая аэроупругость, приводящую к потере устойчивости - аэроупругую неустойчивость.

Назначение стопоров 40, которые действуют непосредственно между плечами 3, на которых они установлены, и осями вращения 12 соответствующих гондол 4, как раз и состоит в ограничении этой свободы поворота гондол.

Упомянем также, что зацепление стопоров с выступами 41 обеспечивается оттяжной пружиной, а их расцепление - электромагнитом.

Когда гондолы заблокированы в положении крейсерского полета, рычаги 36 занимают нейтральное положение, а кран 31 открыт. При этом величины давления рабочей жидкости в камерах 25, 26 гидроцилиндров одинаковы и определяются давлением жидкости, имеющим место в емкости 34.

1. Летательный аппарат тяжелее воздуха с вертикальными взлетом и посадкой, имеющий фюзеляж (1), по меньшей мере, два плеча (3), симметрично выступающих по продольным сторонам фюзеляжа, по одной винтонесущей гондоле (4), установленной с возможностью поворота на свободном конце каждого плеча, причем каждая гондола имеет ось вращения (12), обеспечивающую ее свободный поворот на 90° относительно соответствующего плеча из крайнего практически вертикального положения взлета в крайнее практически горизонтальное положение крейсерского полета, и демпфирующие устройства для управления поворотом гондол из одного крайнего положения в другое, отличающийся тем, что демпфирующие устройства содержат, по меньшей мере, два связанных друг с другом пассивных гидроцилиндра (22), каждый из которых установлен между одним из плеч (3) и осью вращения (12) соответствующей гондолы (4).

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что два гидроцилиндра (22) соединены друг с другом крест-накрест с помощью маслопроводов (28, 29) таким образом, что маслопровод (28) соединяет переднюю камеру (25) правого гидроцилиндра с задней камерой (26) левого гидроцилиндра, а маслопровод (29) соединяет переднюю камеру (25) левого гидроцилиндра с задней камерой (26) правого гидроцилиндра.

3. Летательный аппарат по п.2, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один из двух маслопроводов (28, 29) снабжен, по меньшей мере, одним жиклером (30).

4. Летательный аппарат по п.2 или 3, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один из двух маслопроводов (28, 29) снабжен запорным краном (31).

5. Летательный аппарат по п.2 или 3, отличающийся тем, что маслопроводы (28, 29) снабжены общим запорным краном (31).

6. Летательный аппарат по любому из пп.2-5, отличающийся тем, что маслопроводы (28, 29) соединены каналом (32), содержащим жиклер (33) и расширительный бачок (34).

7. Летательный аппарат по любому из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что гидроцилиндры (22) связаны с осями вращения (12) гондол (4) с помощью гибкого соединения.

8. Летательный аппарат по п.7, отличающийся тем, что гибкое соединение обеспечивается подшипниками (38), расположенными между осями вращения (12) и установленными на них рычагами (36).

9. Летательный аппарат по п.7, отличающийся тем, что гидроцилиндры (22) имеют упоры (39), препятствующие повороту гондол (4) за пределы их крайнего практически вертикального положения, обеспечивая в то же время возможность получения разности их наклона, равной ±3°.

10. Летательный аппарат по п.9, отличающийся тем, что упоры (39) размещены на штоках (27) гидроцилиндров (22).

11. Летательный аппарат по любому из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что на его плечах (3) предусмотрены стопоры (40), которые зацепляются с осями вращения (12), блокируя гондолы (4) в их крайнем практически горизонтальном положении, препятствуя в то же время получению разности их поворотов в вертикальной плоскости.