RU2699452C1 - Aircraft - Google Patents
Aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2699452C1 RU2699452C1 RU2018138780A RU2018138780A RU2699452C1 RU 2699452 C1 RU2699452 C1 RU 2699452C1 RU 2018138780 A RU2018138780 A RU 2018138780A RU 2018138780 A RU2018138780 A RU 2018138780A RU 2699452 C1 RU2699452 C1 RU 2699452C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- pos
- hydraulic
- hydromechanical
- control
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки различного назначения. Особенностью данного летательного аппарата является возможность его вертикального взлета и посадки. Технический результат - транспортное средство, способное добраться в любую труднодоступную точку планеты. Поставленная задача достигается за счет того, что в летательном аппарате используется система взлета, посадки и система управления движением, аналогов которой нет в мире.The invention relates to the field of aviation, in particular to the design of aircraft vertical take-off and landing for various purposes. A feature of this aircraft is the possibility of its vertical take-off and landing. The technical result is a vehicle capable of reaching any inaccessible point on the planet. The task is achieved due to the fact that the aircraft uses a take-off, landing and motion control system, which has no analogues in the world.
Из научно технической литературы известен аппарат вертикального взлета и посадки заявка на изобретение 2017133738, от 27.09.2017 федеральной службы по интеллектуальной собственности (Роспатент).From the scientific and technical literature, a vertical take-off and landing apparatus is known for an application for the invention 2017133738, dated September 27, 2017, of the Federal Service for Intellectual Property (Rospatent).
Указанный в данной заявке летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержит корпус в виде полого цилиндра, расположенного вертикально и две горизонтальные платформы круглой формы. Силовую установку и кабину с системой управления летательным аппаратом на верхней платформе, закрытую обшивкой верхней части фюзеляжа, два соосных вертикально-осевых ротора с лопастями, прикрепленными к роторам через вертикальный, горизонтальный и осевой шарниры, верхний и нижний обтекатели по форме близкие к усеченной полусфере, неподвижно закрепленные по периметру роторов, нижнюю часть фюзеляжа под нижней платформой и телескопические опоры, с установленным автоматом перекоса.The vertical take-off and landing aircraft specified in this application contains a body in the form of a hollow cylinder located vertically and two horizontal round platforms. The power plant and the cabin with the aircraft control system on the upper platform, closed by the skin of the upper part of the fuselage, two coaxial vertical-axial rotors with blades attached to the rotors through vertical, horizontal and axial hinges, upper and lower fairings in shape close to a truncated hemisphere, motionlessly fixed around the perimeter of the rotors, the lower part of the fuselage under the lower platform and telescopic bearings, with an installed swash plate.
Лопасти, прикрепленные по периметру к соосным вертикально-осевым роторам, обеспечивают создание аэродинамической силы, а установленный автомат перекоса позволяет изменять направление вектора аэродинамической силы.The blades attached around the perimeter to the coaxial vertical-axial rotors provide the creation of aerodynamic force, and the installed swash plate allows you to change the direction of the aerodynamic force vector.
Применение автомата перекоса между двух соосных вертикально-осевых роторов с лопастями позволит исключить несущий вертолетный винт и оставить свободным пространство над верхней частью фюзеляжа.The use of a swashplate between two coaxial vertically axial rotors with blades will eliminate the rotor of the helicopter and leave free space above the upper part of the fuselage.
Недостатками указанного аппарата являются сложность в ходе его эксплуатации, габариты, вес, отсутствие системы безопасности, невозможность взлета и посадки на небольших площадках, во дворе дома, невозможность подлета аппарата в плотную к зданию, в том числе и к верхним этажам любых зданий, нерационально расположение винтов, что существенно снижает их эффективность.The disadvantages of this apparatus are the complexity during its operation, dimensions, weight, lack of a security system, the impossibility of take-off and landing in small areas, in the courtyard of the house, the impossibility of flying the apparatus into a dense building, including the upper floors of any buildings, irrational location screws, which significantly reduces their effectiveness.
В своем изобретении я предлагаю принципиально новый подход к устройству летательного аппарата, который будет взлетать и садиться вертикально, перемещаться вправо, влево за счет толкающих подъемных винтов, двигаться вперед, назад, останавливаться в воздухе за счет ходовых толкающих винтов. Все винты будут расположены в импеллерах, что увеличит их коэффициент полезного действия.In my invention, I propose a fundamentally new approach to the design of an aircraft, which will take off and land vertically, move to the right, left due to pushing lifting screws, move forward, backward, stop in the air due to running pushing screws. All screws will be located in the impellers, which will increase their efficiency.
Для достижения поставленной цели на летательном аппарате установлены:To achieve this goal, the following are installed on the aircraft:
- четыре подъемных гидромеханические коробки передач (далее по тексту ГМКП) (фиг. 1 поз. 3),- four lifting hydromechanical gearboxes (hereinafter referred to as GMKP) (Fig. 1, item 3),
- гидромоторы подъемных ГМКП (фиг. 1 поз. 10),- hydraulic motors lifting GMKP (Fig. 1, pos. 10),
- подъемные толкающие винты (фиг. 1 поз. 26), расположенные на всех подъемных ГМКП- lifting pushing screws (Fig. 1, item 26) located on all lifting GMKP
- гидромотор ходовой ГМКП (фиг. 1 поз. 24),- hydraulic motor running GMKP (Fig. 1, item 24),
- ходовая гидромеханическая коробка передач (фиг. 1 поз. 4), вместо ходовой гидромеханической коробки передач на летательном аппарате, как разновидность, может устанавливаться редуктор ходового винта,- running hydromechanical gearbox (Fig. 1, item 4), instead of the running hydromechanical gearbox on the aircraft, as a variant, a screw drive reducer can be installed,
- ходовой толкающий винт (фиг. 1 поз. 25), в зависимости от модификации может устанавливаться несколько толкающих винтов, в том числе с использованием дополнительных ходовых ГМКП или редукторов,- running pushing screw (Fig. 1, pos. 25), depending on the version, several pushing screws can be installed, including using additional running GMKP or gearboxes,
- коробка отбора мощности (фиг. 1 поз. 2),- power take-off (Fig. 1 pos. 2),
- бак для рабочей жидкости (фиг. 1 поз. 5),- a tank for the working fluid (Fig. 1, item 5),
- гидронасосы (фиг. 1 поз. 11), обеспечивающие работу гидромоторов (фиг. 1 поз. 10, поз. 24),- hydraulic pumps (Fig. 1, pos. 11), ensuring the operation of hydraulic motors (Fig. 1, pos. 10, pos. 24),
- гидронасосы (фиг. 1 поз. 15), обеспечивающие работу ГМКП (фиг. 1 поз. 3, поз. 4), гидроцилиндров (фиг. 1 поз. 12, 13, 18), системы управления гидравликой летательного аппарата,- hydraulic pumps (Fig. 1, pos. 15), ensuring the operation of the GMKP (Fig. 1, pos. 3, pos. 4), hydraulic cylinders (Fig. 1, pos. 12, 13, 18), aircraft hydraulic control system,
- блок управления гидравликой руля направления движения и бокового хода (фиг. 1 поз. 7),- the control unit for the hydraulic steering wheel of the direction of travel and lateral movement (Fig. 1, item 7),
- блок управления переключением передач подъемных ГМКП (фиг. 1 поз. 6),- control unit shifting gears lifting GMKP (Fig. 1, item 6),
- блок управления стабилизаторами полета летательного аппарата (фиг. 1 поз. 23),- control unit for the flight stabilizers of the aircraft (Fig. 1, pos. 23),
- блок управления регулируемым гидромеханическим перепускным клапаном управляющим работой гидромотора (фиг. 1 поз. 16) ходовой ГМКП,- control unit adjustable hydromechanical bypass valve controlling the operation of the hydraulic motor (Fig. 1, pos. 16) running GMKP,
- блок управления блоком привода руля высоты (фиг. 1 поз. 20),- control unit for the elevator drive unit (Fig. 1, item 20),
- гидроцилиндры привода стабилизатора полета (фиг. 1 поз. 18),- hydraulic cylinders of the flight stabilizer drive (Fig. 1, pos. 18),
- стабилизаторы полета летательного аппарата (фиг. 1 поз. 17),- flight stabilizers of the aircraft (Fig. 1, pos. 17),
- руль направления движения (фиг. 1 поз. 14),- rudder (Fig. 1, position 14),
- руль высоты (фиг. 1 поз. 22).- elevator (Fig. 1, pos. 22).
Все гидроцилиндры системы управления полетом можно заменять электромеханическим приводом. Применение электромеханических приводов является вторым вариантом комплектации системы управления полетом летательного аппарата.All flight control cylinders can be replaced with an electromechanical drive. The use of electromechanical drives is the second version of the aircraft flight control system.
Сущность изобретения заключается в следующем.The invention consists in the following.
Крутящий момент от двигателя (фиг. 1 поз. 1) передается на коробку отбора мощности (фиг. 1 поз. 2), которая соединена с двигателем. Коробка отбора мощности (фиг. 1 поз. 2) передает крутящий момент на гидронасосы (фиг. 1 поз. 11 и 15), расположенные на корпусе коробки отбора мощности (фиг. 1 поз. 2). Гидронасосы (фиг. 1 поз. 11) откачивают рабочую жидкость из бака для рабочей жидкости системы гидравлики летательного аппарата (фиг. 1 поз. 5) и подают ее на блок регулируемых перепускных клапанов управления работой гидромоторов (фиг. 1 поз. 32), расположенных на подъемных ГМКП. Когда блок регулируемых перепускных клапанов управления работой гидромоторов (фиг. 1 поз. 32) находится в выключенном состоянии, то рабочая жидкость через перепускной клапан, расположенный на гидронасосах, возвращается в бак для рабочей жидкости гидросистемы (фиг. 1 поз. 5). При включенном блоке регулируемых перепускных клапанов управления работой гидромоторов (фиг. 1 поз. 32) рабочая жидкость под давлением по каналам высокого давления подается на гидромоторы (фиг. 1 поз. 10), расположенные на первичном валу ГМКП (фиг. 1 поз. 3). Гидромоторы (фиг. 1 поз. 10) передают крутящий момент на первичный вал ГМКП (фиг. 1 поз. 3). Рабочая жидкость из гидромоторов (фиг. 1 поз. 10) возвращается в бак для рабочей жидкости системы гидравлики (фиг. 1 поз. 5).Torque from the engine (Fig. 1 pos. 1) is transmitted to the power take-off (Fig. 1 pos. 2), which is connected to the engine. The power take-off box (Fig. 1, pos. 2) transmits torque to the hydraulic pumps (Fig. 1, pos. 11 and 15) located on the body of the power take-off (Fig. 1, pos. 2). Hydraulic pumps (Fig. 1 pos. 11) pump out the working fluid from the tank for the working fluid of the aircraft’s hydraulic system (Fig. 1 pos. 5) and feed it to the block of adjustable bypass valves for controlling the operation of hydraulic motors (Fig. 1 pos. 32) located on lifting GMKP. When the block of adjustable bypass valves controlling the operation of hydraulic motors (Fig. 1, item 32) is in the off state, then the working fluid through the bypass valve located on the hydraulic pumps returns to the tank for the working fluid of the hydraulic system (Fig. 1, item 5). When the block of adjustable bypass valves controlling the operation of hydraulic motors (Fig. 1, item 32) is turned on, the working fluid under pressure is fed through high-pressure channels to the hydraulic motors (Fig. 1, item 10) located on the primary shaft of the oil and gas compressor (Fig. 1, item 3) . Hydromotors (Fig. 1, pos. 10) transmit torque to the primary shaft of the GMKP (Fig. 1, pos. 3). The working fluid from the hydraulic motors (Fig. 1, pos. 10) is returned to the tank for the working fluid of the hydraulic system (Fig. 1, pos. 5).
С гидронасосов (фиг. 1 поз. 15) рабочая жидкость по каналам высокого давления подается на электромеханический гидрораспределитель, управляющий переключением передач подъемных ГМКП (фиг. 1 поз. 8).From hydraulic pumps (Fig. 1, pos. 15), the working fluid is supplied through the high pressure channels to an electromechanical control valve that controls the gear shifting of the lifting hydraulic drive (Fig. 1, pos. 8).
Когда блок управления переключения передач подъемных ГМКП (фиг. 1 поз. 6) находится в выключенном состоянии, рабочая жидкость через обратный клапан электромеханического гидрораспределителя (фиг. 1 поз. 8), будет возвращаться обратно в бак для рабочей жидкости системы гидравлики.When the control unit for shifting gears of the lifting hydraulic drive gearbox (Fig. 1, pos. 6) is in the off state, the working fluid through the check valve of the electromechanical control valve (Fig. 1, pos. 8) will return to the tank for the working fluid of the hydraulic system.
После включения выбранной передачи, на блоке управления переключения передач подъемных ГМКП (фиг. 1 поз. 6), рабочая жидкость через электромеханический гидрораспределитель будет подаваться в корпус выбранной передачи ГМКП (фиг. 1 поз. 3). Гидромотор (фиг. 1 поз. 10) вращает первичный вал ГМКП (фиг. 1 поз. 3), поэтому крутящий момент, после включения передачи, передастся на подъемный толкающий винт (фиг. 1 поз. 26), расположенный на выходном валу ГМКП. Подъемный толкающий винт (фиг. 1 поз. 26) для большей эффективности расположен в импеллере (фиг. 1 поз. 27). Направленный поток воздуха от подъемных толкающих винтов (фиг. 1 поз. 26) заставит летательный аппарат подниматься в воздух. Рабочая жидкость из ГМКП (фиг. 1 поз. 3) откачивается маслооткачивающим насосом (фиг 1 поз. 9).After the selected gear is engaged, on the shift gear control unit of the lifting GMCP (Fig. 1, item 6), the working fluid will be pumped through the electromechanical control valve into the housing of the selected GMPC gearbox (Fig. 1, item 3). The hydraulic motor (Fig. 1, pos. 10) rotates the primary shaft of the GMKP (Fig. 1, pos. 3), so the torque, after turning on the gear, is transmitted to the lifting pushing screw (Fig. 1, pos. 26) located on the output shaft of the GMKP. The lifting pushing screw (FIG. 1, pos. 26) is located in the impeller for greater efficiency (FIG. 1, pos. 27). The directed air flow from the lifting pushing screws (Fig. 1, pos. 26) will cause the aircraft to rise into the air. The working fluid from GMKP (Fig. 1, pos. 3) is pumped out by an oil pump (Fig. 1, pos. 9).
Боковое движение летательного аппарата осуществляется за счет изменения угла наклона подъемных ГМКП (фиг. 1 поз. 3), на которых расположены подъемные толкающие винты (фиг. 1 поз. 26), относительно продольной оси летательного аппарата. Боковое движение происходит следующим образом. Поворачивая центральный вал блока управления гидравликой руля направления движения и бокового хода (фиг. 1 поз. 7) влево, мы подаем рабочую жидкость на гидроцилиндры управления бокового хода (фиг. 1 поз. 13), расположенные по правому борту летательного аппарата, ГМКП, которые находятся по правому борту летательного аппарата отклоняются вправо от продольной оси летательного аппарата, в результате поток воздуха создаваемый винтами, расположенными на этих ГМКП, заставляет летательный аппарат двигаться влево. Поворачивая центральный вал блока управления гидравликой руля направления движения и бокового хода (фиг. 1 поз. 7) вправо, мы подаем рабочую жидкость на гидроцилиндры управления бокового хода(фиг. 1 поз. 13), расположенные по левому борту летательного аппарата. ГМКП, которые находятся по левому борту летательного аппарата отклоняются влево от продольной оси летательного аппарата, в результате поток воздуха, создаваемый винтами, расположенными на этих ГМКП, заставляет летательный аппарат двигаться вправо. Боковое движение может осуществляться за счет изменения скорости вращения подъемных толкающих винтов. За счет изменения скорости вращения винтов боковое движение происходит следующим образом. Увеличивая скорость вращения винтов, расположенных по правому борту, мы заставляем летательный аппарат двигаться влево и наоборот, увеличивая скорость вращения винтов, расположенных по левому борту, мы заставляем летательный аппарат двигаться вправо. В летательном аппарате будет использоваться комбинированный вариант бокового движения, включающий в себя оба выше указанных варианта.The lateral movement of the aircraft is carried out by changing the angle of inclination of the lifting GMPC (Fig. 1, pos. 3), on which the lifting pushing screws (Fig. 1, pos. 26) are located, relative to the longitudinal axis of the aircraft. Lateral movement is as follows. Turning the central shaft of the control unit for the rudder and lateral motion steering (Fig. 1 pos. 7) to the left, we supply the working fluid to the lateral control hydraulic cylinders (Fig. 1 pos. 13) located on the starboard side of the aircraft, GMKP, which located on the starboard side of the aircraft deviate to the right of the longitudinal axis of the aircraft, as a result of the air flow generated by the screws located on these GMKP, makes the aircraft move to the left. By turning the central shaft of the control unit for the rudder and lateral movement (Fig. 1, pos. 7) to the right, we supply the working fluid to the lateral-stroke control cylinders (Fig. 1, pos. 13) located on the left side of the aircraft. GMKP, which are located on the left side of the aircraft deviate to the left of the longitudinal axis of the aircraft, as a result of the air flow generated by the screws located on these GMKP, makes the aircraft move to the right. Lateral movement can be carried out by changing the rotation speed of the lifting pushing screws. Due to changes in the speed of rotation of the screws, the lateral movement occurs as follows. Increasing the speed of rotation of the screws located on the starboard side, we make the aircraft move to the left and vice versa, increasing the speed of rotation of the screws located on the starboard side, we make the aircraft move to the right. The aircraft will use a combined version of the lateral movement, which includes both of the above options.
Для движения летательного аппарата вперед-назад и плавного подвода летательного аппарата к нужной точке, в летательном аппарате будет использоваться изменение скорости вращения подъемных толкающих винтов. Увеличивая скорость вращения подъемных толкающих винтов, расположенных в корме летательного аппарата, мы заставляем летательный аппарат неподвижно зависать на месте, если он двигался назад, или двигаться вперед, если он зависал на одном месте. И наоборот, увеличивая скорость вращения подъемных толкающих винтов, расположенных в носовой части летательного аппарата, мы заставляем летательный аппарат неподвижно зависать на месте, если он двигался в перед, или двигаться назад, если он зависал на одном месте. Движение летательного аппарата вперед на маршевых скоростях осуществляется за счет потока воздуха создаваемого ходовым толкающим винтом (фиг. 1 поз. 25), расположенным в корме летательного аппарата. Вращаясь, ходовой толкающий винт (фиг. 1 поз. 25) создает поток воздуха, направленный от летательного аппарата, этот поток заставляет летательный аппарат двигаться вперед. Передача крутящего момента на ходовой толкающий винт происходит следующим образом. Переводя блок управления клапаном управляющего работой гидромотора, (фиг. 1 поз. 16), расположенного на ходовой ГМКП, в рабочее положение, мы подаем рабочую жидкость через регулируемый электромеханический перепускной клапан (фиг. 1 поз. 19), управляющий работой гидромотора, на гидромотор, расположенный на ходовой гидромеханической коробке передач (фиг. 1 поз. 24), который расположен на первичном валу ходовой гидромеханической коробки передач (фиг. 1 поз. 4). В результате первичный вал ходовой гидромеханической коробки передач (фиг. 1 поз. 4) начинает вращаться. После выбора передачи на блоке управления электромеханическим гидрораспределителем (фиг. 1 поз. 36) рабочая жидкость подается через электромеханический гидрораспределитель (фиг. 1 поз. 35) в корпус выбранной передачи ходовой гидромеханической коробки передач (фиг. 1 поз. 4), в результате крутящий момент передается на ходовой толкающий винт (фиг. 1 поз. 25). В летательном аппарате будет использоваться комбинированный способ перемещения, включающий в себя способ изменения скорости вращения подъемных винтов и ходовых толкающих винтов одновременно.To move the aircraft forward and backward and smoothly bring the aircraft to the desired point, the aircraft will use a change in the speed of rotation of the lifting pushing screws. By increasing the rotation speed of the lifting pushing screws located in the stern of the aircraft, we make the aircraft hang motionless in place if it was moving backward, or moving forward if it was hanging in one place. And vice versa, increasing the rotation speed of the lifting pushing screws located in the nose of the aircraft, we make the aircraft hang motionless in place if it was moving in front, or moving back if it was hanging in one place. The forward movement of the aircraft at marching speeds is due to the air flow created by the thrust propeller (Fig. 1, pos. 25) located in the stern of the aircraft. Rotating, the driving push screw (Fig. 1, pos. 25) creates an air flow directed from the aircraft, this flow makes the aircraft move forward. The transmission of torque to the thrust propeller is as follows. Transferring the valve control unit controlling the operation of the hydraulic motor (Fig. 1 pos. 16), located on the running GMKP, to the working position, we supply the working fluid through an adjustable electromechanical bypass valve (Fig. 1 pos. 19), which controls the operation of the hydraulic motor, to the hydraulic motor located on the running hydromechanical gearbox (Fig. 1, pos. 24), which is located on the input shaft of the running hydromechanical gearbox (Fig. 1, pos. 4). As a result, the primary shaft of the hydromechanical gearbox (Fig. 1, item 4) begins to rotate. After selecting the gear on the control unit of the electromechanical control valve (Fig. 1 pos. 36), the working fluid is supplied through the electromechanical control valve (Fig. 1 pos. 35) into the housing of the selected transmission of the hydromechanical gearbox (Fig. 1 pos. 4), as a result the moment is transmitted to the driving push screw (Fig. 1, pos. 25). The aircraft will use a combined movement method, including a method of changing the rotational speed of the lifting screws and the pushing propellers at the same time.
Поворот летательного аппарата осуществляется за счет изменения положения рулей, направления движения летательного аппарата (фиг. 1 поз. 14), которые расположены за ходовым толкающим винтом (фиг. 1 поз. 25), и находятся в потоке воздуха создаваемого ходовым толкающим винтом (фиг. 1 поз. 25). Поворачивая руль направления движения летательного аппарата (фиг. 1 поз. 14) вправо, мы направляем поток воздуха вправо, в результате летательный аппарат поворачивает вправо. Поворачивая руль направления движения летательного аппарата (фиг. 1 поз. 14) влево, мы направляем поток воздуха влево, в результате летательный аппарат поворачивает влево. Поворот летательного аппарата можно производить за счет изменения скорости вращения подъемных толкающих винтов. Увеличивая скорость вращения подъемных толкающих винтов, расположенных впереди по левому борту и сзади по правому борту летательного аппарата, мы повернем летательный аппарат вправо. Увеличивая скорость вращения подъемных толкающих винтов, расположенных впереди по правому борту и сзади по левому борту летательного аппарата, мы повернем летательный аппарат влево. В летательном аппарате будет использоваться комбинированный способ поворота, включающий оба выше указанных способа.The rotation of the aircraft is carried out by changing the position of the rudders, the direction of movement of the aircraft (Fig. 1, pos. 14), which are located behind the thrust propeller (Fig. 1, pos. 25), and are in the air stream created by the thrust propeller (Fig. 1 item 25). Turning the rudder of the aircraft (Fig. 1, pos. 14) to the right, we direct the air flow to the right, as a result the aircraft turns to the right. Turning the rudder of the aircraft (Fig. 1 pos. 14) to the left, we direct the air flow to the left, as a result the aircraft turns to the left. The rotation of the aircraft can be done by changing the speed of rotation of the lifting pushing screws. Increasing the speed of rotation of the lifting pushing screws located in front of the left side and rear on the right side of the aircraft, we will turn the aircraft to the right. Increasing the speed of rotation of the lifting pushing screws located in front of the starboard side and behind on the port side of the aircraft, we will turn the aircraft to the left. The aircraft will use a combined rotation method, including both of the above methods.
Летательный аппарат в воздухе останавливается в результате создания рулями направления движения летательного аппарата (фиг. 1 поз. 14) сплошной преграды на пути воздушного потока, создаваемого ходовым толкающим винтом (фиг. 1 поз. 25). Работает система торможения следующим образом. Переводя блок управления остановкой летательного аппарата (фиг. 1 поз. 28) в рабочее положение, мы подаем команду на гидроцилиндры привода руля направления движения и торможения летательного аппарата (фиг. 1 поз. 12), в результате чего рули направления движения летательного аппарата складываются к центру друг на дуга создавая сплошную преграду на пути воздушного потока. Поток воздуха, отражаясь от преграды, направляется по ходу движения летательного аппарата, заставляя летательный аппарат останавливаться. Останавливать летательный аппарат в воздухе можно за счет изменения скорости вращения подъемных толкающих винтов, увеличивая скорость вращения передних подъемных толкающих винтов, или уменьшая скорость вращения задних подъемных толкающих винтов, мы заставляем плавно останавливаться летательный аппарат. В летательном аппарате будет использоваться комбинированный вариант остановки летательного аппарата с использованием изменения скорости вращения подъемных толкающих винтов и использованием рулей направления движения летательного аппарата одновременно. Для устойчивости полета на маршевых скоростях на летательном аппарате установлены два стабилизатора полета летательного аппарата (фиг. 1 поз. 17), которые имеют вид треугольного крыла, расположены под летательным аппаратом и выдвигаются из под летательного аппарата, при необходимости, следующим образом. Переводя блок управления стабилизаторами полета (фиг. 1 поз. 23) в рабочее положение мы подаем рабочую жидкость на гидроцилиндры привода стабилизатора (фиг. 1 поз. 18), в результате штоки цилиндров выдвигаются и стабилизаторы полета (фиг. 1 поз. 17) выходят из под летательного аппарата.The aircraft in the air stops as a result of the rudders creating the direction of movement of the aircraft (Fig. 1, pos. 14) of a continuous obstacle in the way of the air flow created by the thrust propeller (Fig. 1, pos. 25). The braking system operates as follows. Transferring the control unit to stop the aircraft (Fig. 1, pos. 28) to the operating position, we give a command to the hydraulic cylinders of the rudder for driving the direction of movement and braking of the aircraft (Fig. 1, pos. 12), as a result of which the rudders of the direction of motion of the aircraft are folded to centered on an arc creating a solid barrier to airflow. The flow of air, reflected from the obstacle, is directed along the direction of the aircraft, causing the aircraft to stop. You can stop the aircraft in the air by changing the speed of rotation of the lifting pushing screws, increasing the speed of rotation of the front lifting pushing screws, or reducing the speed of rotation of the rear lifting pushing screws, we make the aircraft stop smoothly. The aircraft will use the combined version of stopping the aircraft using changes in the rotational speed of the pushing propellers and using the rudders at the same time. For flight stability at cruising speeds, two stabilizers of the aircraft’s flight are installed on the aircraft (Fig. 1, item 17), which have the appearance of a triangular wing, are located under the aircraft and extend from under the aircraft, if necessary, as follows. Transferring the flight stabilizer control unit (Fig. 1, pos. 23) to the operating position, we supply the working fluid to the stabilizer drive hydraulic cylinders (Fig. 1, pos. 18), as a result, the cylinder rods extend and the flight stabilizers (Fig. 1, pos. 17) come out from under the aircraft.
На летательном аппарате будет установлен автопилот, блок дистанционного управления, система стабилизации полета относительно горизонта и вертикали. В зависимости от модификации летательного аппарата автопилот, блок дистанционного управления и систему стабилизации полета относительно горизонта и вертикали можно использовать отдельно или комбинировать в любом варианте.An autopilot, a remote control unit, and a flight stabilization system relative to the horizon and vertical will be installed on the aircraft. Depending on the modification of the aircraft, the autopilot, the remote control unit and the flight stabilization system relative to the horizon and vertical can be used separately or combined in any version.
Вся рабочая жидкость системы управления летательным аппаратом проходит через радиатор охлаждения рабочей жидкости гидросистемы (фиг. 1 поз. 30). На летательном аппарате установлен радиатор системы охлаждения двигателя (фиг. 1 поз. 31). В летательном аппарате установлена система контроля утечки рабочей жидкости из системы гидравлики.All the working fluid of the aircraft control system passes through a radiator for cooling the working fluid of the hydraulic system (Fig. 1, item 30). A radiator of the engine cooling system is installed on the aircraft (Fig. 1, item 31). The aircraft has a hydraulic fluid leakage control system.
Система контроля состоит из блока аварийного отключения подачи рабочей жидкости (фиг. 1 поз. 29), датчиков контроля давления в системе гидравлики (фиг. 1 поз. 33), перепускных клапанов системы аварийного отключения подачи рабочей жидкости (фиг. 1 поз. 34). Эта система работает следующим образом. Рабочая жидкость подается в систему гидравлики под определенным давлением, в случае утечки рабочей жидкости из системы гидравлики, давление в системе падает, датчики контроля давления в системе гидравлики (фиг. 1 поз. 33) подают сигнал на блок аварийного отключения подачи рабочей жидкости (фиг. 1 поз. 29), этот блок автоматически включает перепускной клапан системы аварийного отключения подачи рабочей жидкости (фиг. 1 поз. 34), который подает рабочую жидкость на аварийный участок гидросистемы. В результате рабочая жидкость с гидронасоса возвращается в бак для рабочей жидкости гидросистемы (фиг. 1 поз. 5). Для приземления в летательном аппарате, в зависимости от модификации, будут использоваться телескопические опоры либо выдвижные шасси. Данное изобретение относится к авиации, может быть использовано для перевозки людей, грузов и позволяет создать принципиально новый вид транспорта, который может широко применяться в народном хозяйстве.The control system consists of an emergency shutdown block of the working fluid supply (Fig. 1 pos. 29), pressure sensors in the hydraulic system (Fig. 1 pos. 33), bypass valves of the emergency shutdown of the working fluid supply (Fig. 1 pos. 34) . This system works as follows. The working fluid is supplied to the hydraulic system under a certain pressure, in the event of a leak of the working fluid from the hydraulic system, the pressure in the system drops, the pressure monitoring sensors in the hydraulic system (Fig. 1 pos. 33) signal the emergency shutdown unit for the supply of working fluid (Fig. 1 pos. 29), this unit automatically turns on the bypass valve of the emergency shutdown system for supplying the working fluid (Fig. 1 pos. 34), which supplies the working fluid to the emergency section of the hydraulic system. As a result, the working fluid from the hydraulic pump returns to the tank for the working fluid of the hydraulic system (Fig. 1, item 5). For landing in an aircraft, depending on the modification, telescopic supports or retractable landing gears will be used. This invention relates to aviation, can be used to transport people, goods and allows you to create a fundamentally new type of transport, which can be widely used in the national economy.
На фигуре 1 изображено:The figure 1 shows:
1. Двигатель внутреннего сгорания.1. The internal combustion engine.
2. Коробка отбора мощности.2. Power take-off.
3. Гидромеханическая коробка передач подъемная.3. Hydromechanical gearbox lifting.
4. Ходовая гидромеханическая коробка передач.4. Running hydromechanical gearbox.
5. Бак для рабочей жидкости гидросистемы.5. Tank for hydraulic fluid.
6. Блок управления переключения передач подъемных гидромеханических коробок передач.6. Control unit for shifting gears of lifting hydromechanical gearboxes.
7. Блок управления гидравликой руля направления движения и бокового хода.7. The control unit for the hydraulic steering of the direction of travel and lateral movement.
8. Электромеханический гидрораспределитель с перепускным клапаном для управления переключением передач подъемных гидромеханических коробок передач.8. Electromechanical control valve with bypass valve for controlling gear shifting of lifting hydromechanical gearboxes.
9. Масло откачивающий насос.9. Oil pumping pump.
10. Гидромотор подъемных гидромеханических коробок передач.10. Hydraulic motor lifting hydromechanical gearboxes.
11. Гидронасосы обеспечивающие работу гидромоторов.11. Hydraulic pumps ensuring the operation of hydraulic motors.
12. Гидроцилиндры привода руля направления движения и торможения.12. Hydraulic cylinders of a rudder drive of a direction of movement and braking.
13. Гидроцилиндры управления бокового хода.13. Side control hydraulic cylinders.
14. Руль направления движения.14. The rudder.
15. Гидронасосы обеспечивающие работу гидромеханических коробок передач, гидроцилиндров, системы управления гидравликой.15. Hydraulic pumps providing the operation of hydromechanical gearboxes, hydraulic cylinders, hydraulic control systems.
16. Блок управления регулируемым гидромеханическим перепускным клапаном управляющим работой гидромотора ходовой ГМКП.16. The control unit is controlled by a hydromechanical bypass valve that controls the operation of the hydraulic motor running GMKP.
17. Стабилизатор полета.17. Flight stabilizer.
18. Гидроцилиндры привода стабилизатора.18. Hydraulic cylinders of the stabilizer drive.
19. Регулируемый электромеханический перепускной клапан управляющий работой гидромотора ходовой ГМКП.19. Adjustable electromechanical bypass valve controlling the operation of the hydraulic motor running GMKP.
20. Блок управления блоком привода руля высоты.20. The control unit for the elevator drive unit.
21. Блок привода руля высоты.21. The elevator drive unit.
22. Руль высоты.22. Rudder.
23. Блок управления стабилизаторами полета.23. Control unit for flight stabilizers.
24. Гидромотор ходовой гидромеханической коробки передач.24. Hydraulic motor running hydromechanical gearbox.
25. Ходовой толкающий винт.25. Running pushing screw.
26. Подъемный толкающий винт.26. Lifting pushing screw.
27. Импеллер.27. Impeller.
28. Блок управления остановкой летательного аппарата.28. The control unit stop the aircraft.
29. Блок аварийного отключения подачи рабочей жидкости.29. Block emergency shutdown of the supply of working fluid.
30. Радиатор охлаждения рабочей жидкости гидро системы.30. Radiator for cooling the working fluid of a hydro system.
31. Радиатор системы охлаждения двигателя.31. Radiator of the engine cooling system.
32. Блок регулируемых перепускных клапанов управления работой гидромоторов расположенных на подъемных гидро механических коробках передач.32. Block of adjustable bypass valves for controlling the operation of hydraulic motors located on hydraulic lifting mechanical gearboxes.
33. Датчики контроля давления в системе гидравлики.33. Pressure sensors in the hydraulic system.
34. Перепускной клапан системы аварийного отключения подачи рабочей жидкости.34. The bypass valve of the emergency shutdown system for the supply of working fluid.
35. Электромеханический гидрораспределитель с перепускным клапаном управляющий переключением передач ходовой гидромеханической коробки передач.35. An electromechanical control valve with a bypass valve that controls gear shifting of a running hydromechanical gearbox.
36. Блок управления переключения электромеханического гидрораспределителя с перепускным клапаном, управляющего переключением передач, толкающей гидромеханической коробки передач.36. The control unit for switching the electromechanical control valve with a bypass valve that controls the gear shift, pushing the hydromechanical gearbox.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018138780A RU2699452C1 (en) | 2018-11-02 | 2018-11-02 | Aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018138780A RU2699452C1 (en) | 2018-11-02 | 2018-11-02 | Aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2699452C1 true RU2699452C1 (en) | 2019-09-05 |
Family
ID=67851499
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018138780A RU2699452C1 (en) | 2018-11-02 | 2018-11-02 | Aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2699452C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2732932C1 (en) * | 2019-12-30 | 2020-09-24 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Helicopter transmission of rotor coaxial configuration |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU645540A3 (en) * | 1975-03-06 | 1979-01-30 | Eickmann Karl | Tandem-rotor helicopter |
| US4925131A (en) * | 1966-05-18 | 1990-05-15 | Karl Eickmann | Aircraft with a plurality of propellers, a pipe structure for thereon holdable wings, for vertical take off and landing |
| WO2016068784A1 (en) * | 2014-10-30 | 2016-05-06 | Acc Innovation Ab | Multi-rotor aerial vehicle |
| RU2586996C2 (en) * | 2013-08-16 | 2016-06-10 | Николай Владимирович Хныкин | Low-flying multifunctional device and jet turbine engine with two flow channels |
| RU180474U1 (en) * | 2017-10-26 | 2018-06-14 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина" | Vertical takeoff and landing airplane |
-
2018
- 2018-11-02 RU RU2018138780A patent/RU2699452C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4925131A (en) * | 1966-05-18 | 1990-05-15 | Karl Eickmann | Aircraft with a plurality of propellers, a pipe structure for thereon holdable wings, for vertical take off and landing |
| SU645540A3 (en) * | 1975-03-06 | 1979-01-30 | Eickmann Karl | Tandem-rotor helicopter |
| RU2586996C2 (en) * | 2013-08-16 | 2016-06-10 | Николай Владимирович Хныкин | Low-flying multifunctional device and jet turbine engine with two flow channels |
| WO2016068784A1 (en) * | 2014-10-30 | 2016-05-06 | Acc Innovation Ab | Multi-rotor aerial vehicle |
| RU180474U1 (en) * | 2017-10-26 | 2018-06-14 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина" | Vertical takeoff and landing airplane |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2732932C1 (en) * | 2019-12-30 | 2020-09-24 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Helicopter transmission of rotor coaxial configuration |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10906664B2 (en) | Multi-rotor aerial vehicle | |
| RU2520843C2 (en) | High-speed aircraft with long flight range | |
| US4171784A (en) | Combination road and air vehicle having a lowerable chassis | |
| US2478847A (en) | Convertible helicopter-airplane | |
| US3790105A (en) | Hydraulically controlled fluid stream driven vehicle | |
| US4173321A (en) | Vehicle for traveling in the air and on the ground equipped with hydraulically driven propellers | |
| US4856732A (en) | Airborne vehicle with hydraulic drive and control | |
| EP3333403B1 (en) | Boundary layer excitation aft fan gas turbine engine | |
| US3211399A (en) | Aircraft driven or borne by a plurality of hydraulic motors with substantially equal or proportional rotary velocity | |
| CN101450714A (en) | Jet type helicopters | |
| US20200307811A1 (en) | Aviation hydraulic propulsion system utilizing secondary controlled drives | |
| RU2674622C1 (en) | Convertiplane | |
| US2340396A (en) | Airplane power plant cooling | |
| RU2699452C1 (en) | Aircraft | |
| EP3378763B1 (en) | Aircraft hydraulic systems having shared components | |
| US5954479A (en) | Twin engine, coaxial, dual-propeller propulsion system | |
| RU2699591C1 (en) | Aircraft | |
| US3405890A (en) | Control means in fluid-power driven, fluid-borne vehicles | |
| RU2726763C1 (en) | Aircraft flight control system | |
| US3262659A (en) | Thrust control apparatus | |
| US20140212299A1 (en) | Propulsion engine | |
| US4488692A (en) | Vehicle with propeller-pairs and automatic synchronization with power division | |
| US3357656A (en) | Turbine propulsion and drive for aircraft rotor means | |
| RU2538484C1 (en) | Streamlined ship | |
| RU2520821C2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft |