RU2114765C1 - Комбинированный летательный аппарат - Google Patents
Комбинированный летательный аппарат Download PDFInfo
- Publication number
- RU2114765C1 RU2114765C1 RU96123984A RU96123984A RU2114765C1 RU 2114765 C1 RU2114765 C1 RU 2114765C1 RU 96123984 A RU96123984 A RU 96123984A RU 96123984 A RU96123984 A RU 96123984A RU 2114765 C1 RU2114765 C1 RU 2114765C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- torus
- aerostatic
- air
- lighter
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/06—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Nitrogen And Oxygen Or Sulfur-Condensed Heterocyclic Ring Systems (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
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.
Description
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.
Claims (3)
1. Комбинированный летательный аппарат, содержащий заполненный газом легче воздуха аэростатический корпус из газонепроницаемых эластичных выпуклых верхней и нижней оболочек, зафиксированных на периферии установленного 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, связанный с установленной на одной из его обойм гондолой, имеющей управляющий винт и маршевые двигатели, расположенные симметрично относительно ее продольной оси, органы управления и шасси, отличающийся тем, что он 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 стаканов с отводящими и подводящими патрубками, аэростатический корпус выполнен дискообразным из закрепленных по периферии на полом торе выпуклых верхней и нижней оболочек и имеет закрепленную на полом жестком торе и суппорте эластичную газонепроницаемую наклонную мембрану, делящую полость аэростатического корпуса на отсек для размещения баллонов для газа легче воздуха и отсек термического балластирования, связанный системой подачи горячих газов и забортного воздуха с подводящими патрубками верхнего стакана трубчатого 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 трубчатого телескопического коллектора, давление воздуха в сильфоне превышает в 25 - 250 раз давление газа легче воздуха в баллонах, заполненных им, а диаметр корпуса превышает высоты верхней и нижней оболочек соответственно в 4 - 10 и 6,5 - 20 раз, причем продольно-жесткие элементы регулируемой длины соединены с упомянутым выше суппортом посредством лебедок.
2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что горизонтальные лопасти несущего ротора выполнены с системой сдува с верхних задних кромок в виде последовательно расположенных щелевых сопел, соединенных посредством газопроводов с патрубками верхнего стакана трубчатого телескопического коллектора.
3. Аппарат по пп.1 и 2, отличающийся тем, что он снабжен вспомогательными опорами, смонтированными на жестком торе распорного приспособления.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96123984A RU2114765C1 (ru) | 1996-12-24 | 1996-12-24 | Комбинированный летательный аппарат |
PCT/RU1997/000409 WO1998028188A1 (fr) | 1996-12-24 | 1997-12-18 | Aeronef combine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96123984A RU2114765C1 (ru) | 1996-12-24 | 1996-12-24 | Комбинированный летательный аппарат |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2114765C1 true RU2114765C1 (ru) | 1998-07-10 |
RU96123984A RU96123984A (ru) | 1999-01-27 |
Family
ID=20188345
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU96123984A RU2114765C1 (ru) | 1996-12-24 | 1996-12-24 | Комбинированный летательный аппарат |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2114765C1 (ru) |
WO (1) | WO1998028188A1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2475416C2 (ru) * | 2011-02-07 | 2013-02-20 | Анатолий Тимофеевич Кожанов | Летательный аппарат |
WO2021091521A1 (en) * | 2019-11-05 | 2021-05-14 | Titov Dmytro | Multicopter with integrated mechanism of air suction and air blow |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2830838B1 (fr) * | 2001-10-12 | 2004-01-09 | Airstar | Dirigeable semi-rigide a carene maintenue en conformation par une poche de gaz porteur comprimee par un coussin d'air |
ES2420963T3 (es) | 2006-10-20 | 2013-08-28 | Lta Corporation | Aeronave lenticular |
CA2693379C (en) | 2007-08-09 | 2016-05-31 | Lta Corporation | Lenticular airship and associated controls |
US8894002B2 (en) | 2010-07-20 | 2014-11-25 | Lta Corporation | System and method for solar-powered airship |
CA2830799A1 (en) | 2011-03-31 | 2012-10-04 | Lta Corporation | Airship including aerodynamic, floatation, and deployable structures |
EA016905B1 (ru) * | 2011-06-22 | 2012-08-30 | Николай Федорович Хорьков | Универсальный высокоманевренный летательный аппарат |
CA2929507A1 (en) | 2013-11-04 | 2015-07-23 | Lta Corporation | Cargo airship |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4114837A (en) * | 1977-03-24 | 1978-09-19 | Skagit Corporation | Air transport and lifting vehicle |
US4695012A (en) * | 1983-06-08 | 1987-09-22 | Bernard Lindenbaum | Aerial load-lifting system |
US4685640A (en) * | 1985-05-06 | 1987-08-11 | Hystar Aerospace Development Corporation | Air vehicle |
US5082205A (en) * | 1990-08-09 | 1992-01-21 | Caufman Robert L | Semi-buoyant composite aircraft with non-rotating aerostat |
-
1996
- 1996-12-24 RU RU96123984A patent/RU2114765C1/ru not_active IP Right Cessation
-
1997
- 1997-12-18 WO PCT/RU1997/000409 patent/WO1998028188A1/ru unknown
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2475416C2 (ru) * | 2011-02-07 | 2013-02-20 | Анатолий Тимофеевич Кожанов | Летательный аппарат |
WO2021091521A1 (en) * | 2019-11-05 | 2021-05-14 | Titov Dmytro | Multicopter with integrated mechanism of air suction and air blow |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO1998028188A1 (fr) | 1998-07-02 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2441802C2 (ru) | Воздушное транспортное средство с гибридной подъемной силой | |
US6286783B1 (en) | Aircraft with a fuselage substantially designed as an aerodynamic lifting body | |
EP2576339B1 (en) | Super-rigid hybrid airship and method of producing it | |
US7487936B2 (en) | Buoyancy control system for an airship | |
RU2126341C1 (ru) | Движительная система для летательного аппарата легче воздуха | |
CN1070440C (zh) | 飞艇推进*** | |
US3938759A (en) | Special aircraft using a novel integrated lift, propulsion and steering system | |
US3486719A (en) | Airship | |
US3507461A (en) | Rotary wing aircraft | |
JPS6218397A (ja) | 航空機 | |
RU2114765C1 (ru) | Комбинированный летательный аппарат | |
US6142414A (en) | Rotor--aerostat composite aircraft | |
US4365772A (en) | Aircraft having buoyant gas balloon | |
RU2114027C1 (ru) | Полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат | |
US6837458B2 (en) | Airship | |
RU2141911C1 (ru) | Комбинированный полужесткий управляемый летательный аппарат легче воздуха | |
RU2201379C2 (ru) | Аэростатический аппарат | |
RU2098318C1 (ru) | Управляемый аэростатический летательный аппарат-кран | |
WO2005073081A1 (fr) | Aeronef aerostatique commandable semi-rigide equipe d'un corps de configuration variable | |
EP0619792B1 (en) | Hybrid aircraft | |
JP4628994B2 (ja) | 飛行船型空中クレーン | |
EP0088460B1 (en) | Aircraft having buoyant gas balloon | |
RU2074101C1 (ru) | Комбинированный летательный аппарат | |
WO2020202237A1 (en) | Airship with rigid supporting structure | |
RU2348567C2 (ru) | Универсальный летательный аппарат |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20071225 |