RU2749709C1 - Swashplate of multi-rotor aircraft with rigid attachment of blades and method for its operation - Google Patents

Abstract

FIELD: aircraft engineering.SUBSTANCE: invention relates to the field of aviation, in particular rotor blade control systems. The swashplate of a multi-rotor aircraft with a rigid attachment of blades consists of a base to which an internal rack is bolted, on which a supporting rotating cylinder is mounted with the help of support bearings and a thrust bearing. On the outside of the cylinder, a driven gear is fixed, to which energy is supplied from the engine through the drive shaft with the drive gear. A separate drive is designed to control the rotation stop of the carrier rotating cylinder. Inside the rack there is a threaded collective pitch control shaft, on the lower part of which there is a worm gear and a worm shaft from an electric motor with a gearbox. When the threaded shaft rotates, the threaded part raises or lowers the L-shaped collective pitch control slider. The rotating cage, through ball bearings and rods, also transmits the control action to the blades, which are attached to the supporting rotating cylinder through the support and thrust bearings, between which the blade rotation mechanism is located.EFFECT: invention provides possibility to perform vertical take-off and landing and high-speed horizontal cruising flight of aircraft.3 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к авиации, а именно к конструкции автомата перекоса несущего винта, трансформируемого в несущее крыло комбинированного вертолета-самолета (трансформера).The invention relates to aviation, namely to the design of the rotor swashplate, which is transformed into the wing of a combined helicopter-aircraft (transformer).

Автомат перекоса был изобретен более 100 лет назад и с тех пор принципиально не менялся. Последние несколько десятков лет остро стоит задача создания скоростного экономичного аппарата вертикального взлета и посадки. Одним из перспективных вариантов решения данной задачи является трансформация несущего винта (ротора) в крыло. Такие попытки были предприняты ранее несколькими компаниями : австралийская компания StopRotor Technology разработала прототип летательного аппарата с технологией Hybrid RotorWing. Она позволяет использовать несущий винт в качестве неподвижных крыльев. Патент вертолет-самолет-амфибия RU (2310583) предусматривает использование лопасти несущего винта при вертикальном взлете и в режиме крыла при горизонтальном полете. Разработка 2013 года Stop-Rotor Rotary Wing Aicraft военно-морской лаборатории (NRL) США, которая представляла БПЛА – трансформер и имеет запатентованную технологию, позволяющую переключение между режимом несущего винта и режимом фиксации крыла. Проект Boeing X-50 с реактивным приводом лопастей несущего винта, трансформируемого в крыло, проект в настоящее время закрыт. Макет-образец К-90 представленный в 2008 году КБ Камова на специализированной выставке HeliRussia и, возможно, другие, но в проектах указана только необходимость применения лопасти винта в качестве крыла. Таким образом, потребность есть, но в результате длительных поисков несколькими исполнителями в открытых мировых источниках не обнаружено описания автомата перекоса или другого устройства, позволяющего выполнить в полете поворот лопасти на 180 гр. и обратно, тем самым выполняя трансформацию лопасти несущего винта в крыло и обратно. По этой причине нет возможности представить достаточно близкие аналоги и прототипы. The swashplate was invented over 100 years ago and has not changed fundamentally since then. Over the past few decades, there has been an acute problem of creating a high-speed, economical vertical take-off and landing vehicle. One of the promising options for solving this problem is the transformation of the main rotor (rotor) into a wing. Such attempts have been made earlier by several companies: the Australian company StopRotor Technology has developed a prototype aircraft with Hybrid RotorWing technology. It allows the main rotor to be used as fixed wings. The patent amphibious helicopter RU (2310583) provides for the use of a main rotor blade during vertical takeoff and in wing mode during horizontal flight. Developed in 2013 by the Stop-Rotor Rotary Wing Aicraft of the US Naval Laboratory (NRL), which introduced a transformer UAV and has a patented technology that allows switching between rotor mode and wing lock mode. The Boeing X-50 project with a jet-driven rotor blades convertible into a wing, the project is currently closed. The prototype K-90 presented in 2008 by the Kamov Design Bureau at the specialized exhibition HeliRussia and, possibly, others, but the projects only indicate the need to use a propeller blade as a wing. Thus, there is a need, but as a result of lengthy searches by several performers in open world sources, no description of the swashplate or other device was found that allows the blade to rotate 180 degrees in flight. and vice versa, thereby performing the transformation of the rotor blade into the wing and vice versa. For this reason, there is no way to present sufficiently close analogs and prototypes.

Создание такого устройства, а также решение вопросов всего аппарата в целом открывает самые широкие возможности для массового создания скоростных экономичных аппаратов вертикального взлета и посадки. В нашем решении используется часть традиционных узлов автомата перекоса, но четко установлена количественная обязательная взаимосвязь между несколькими основными параметрами (характеристиками), поэтому в соответствии с этим изменена конструкция автомата перекоса, это позволяет получить совершенно новые свойства: характеристики и возможности, которыми ранее ни один летательный аппарат не обладал.The creation of such a device, as well as the solution of issues of the entire apparatus as a whole, opens up the widest possibilities for the mass creation of high-speed, economical vertical take-off and landing vehicles. Our solution uses part of the traditional swashplate assemblies, but a quantitative mandatory relationship between several basic parameters (characteristics) has been clearly established, therefore, the swashplate design has been changed in accordance with this, this allows us to obtain completely new properties: characteristics and capabilities that have previously been the apparatus did not possess.

Лопасти несущего винта вертолета часто имеют симметричный профиль. Это связано с его характерной особенностью – при изменении угла атаки положение фокуса крыла, т.е. точки суммарного приложения сил не меняется, она не перемещается по хорде крыла, всегда находится на 25 % длины хорды, поэтому лопасти несущего винта крепятся в этой точке и имеют возможность поворачиваться вокруг нее, не меняя положения центра нагрузки. Аналогичные тонкие симметричные профили применяются на самолетах с околозвуковыми скоростями. Таким образом одну и туже лопасть мы можем оптимально применять в двух режимах.The rotor blades of a helicopter often have a symmetrical profile. This is due to its characteristic feature - when changing the angle of attack, the position of the wing focus, i.e. the point of the total application of forces does not change, it does not move along the wing chord, it is always at 25% of the chord length, therefore the rotor blades are attached at this point and have the ability to rotate around it without changing the position of the load center. Similar thin symmetrical airfoils are used on airplanes with transonic speeds. Thus, we can optimally use the same blade in two modes.

Подробно, на уровне технического проекта разработана конструкция всего самолета, но она пока не является предметом изобретения, возможно в будущем к этому вопросу можно будет вернуться.In detail, at the level of a technical design, the design of the entire aircraft has been developed, but it is not yet the subject of an invention, perhaps in the future it will be possible to return to this issue.

Главным путем повышения скорости и экономичности в авиации является увеличение высотности полетов, в разреженном воздухе сопротивление значительно падает, но для этого должны быть обеспечены необходимая скорость и площадь несущей поверхности. В нашем случае, на небольшой высоте, где плотность воздуха максимальная, для выполнения переходного процесса применяем относительно небольшие поверхности переднего горизонтального оперения (далее - ПГО) и заднего крыла. Тонкие профили не позволяют разместить в крыльях эффективную механизацию. Для повышения их несущей способности на низких скоростях, в переходном режиме, когда двигатель имеет значительный резерв мощности, в качестве механизации применено управление пограничным слоем и реактивные закрылки. Для этого в конструкции предусмотрен вентилятор и воздуховоды, изготавливаемые из легких и прочных композитных материалов. После выполнения переходного процесса вентилятор отключается или может использоваться для наддува двигателя для последующего высотного полета, так как дополнительно появляются несущие высокоскоростные поверхности для горизонтального полета в виде роторов - крыльев в режиме «крыло». Сумма всех несущих поверхностей и их характеристики позволяют выполнять высотный скоростной экономичный полет. The main way to increase speed and efficiency in aviation is to increase the altitude of flights; in rarefied air, the resistance drops significantly, but for this the necessary speed and bearing surface area must be provided. In our case, at a low altitude, where the air density is maximum, to perform the transient process, we use relatively small surfaces of the front horizontal tail (hereinafter - PGO) and the rear wing. Thin profiles do not allow for efficient mechanization in the wings. To increase their bearing capacity at low speeds, in a transient mode, when the engine has a significant power reserve, boundary layer control and jet flaps are used as mechanization. For this, the design provides for a fan and air ducts made of lightweight and durable composite materials. After the transient process is completed, the fan is turned off or can be used to pressurize the engine for subsequent high-altitude flight, since additionally high-speed bearing surfaces appear for horizontal flight in the form of rotors - wings in the “wing” mode. The sum of all bearing surfaces and their characteristics allow high-altitude high-speed economic flight to be performed.

Известен вертолет (RU 2407675) продольной схемы (аналог), содержащий фюзеляж, несущие винты, к втулкам которых прикреплены лопасти, систему управления лопастями несущих винтов, состоящую из командных рычагов управления в кабине пилота и проводки управления, соединенной с лопастями, автопилот и двигатели для привода несущих винтов, также снабжен не менее чем двумя воздушными винтами с приводом от двигателей, установленными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа с возможностью общего шага как совместно, так и дифференциально, система управления вертолетом снабжена устройством, изменяющим частоту вращения несущих винтов, лопасти закреплены на втулках несущих винтов жестко, а автопилот выполнен с функцией стабилизации горизонтального положения фюзеляжа. Указанная схема позволяет повысить скорость летательного аппарата по сравнению с обычным вертолетом, так как большая часть мощности в горизонтальном полете идет на маршевые воздушные винты, несущие винты с закрепленными жестко лопастями создают только вертикальное усилие. Некоторые опытные образцы развивали скорость до 460 км/ч. Данная или немного большая цифра является предельной для указанной схемы, так как с повышением путевой скорости даже с учетом снижения скорости вращения несущих винтов на 20-30 % суммарная скорость на «наступающей» лопасти достигает околозвуковых значений, что не позволяет дальше увеличивать путевую скорость. Кроме этого часть энергии уходит на вращение несущих винтов. Очевидно, что принципиально задача не решена. Скоростной и экономической эту схему назвать нельзя. Known helicopter (RU 2407675) longitudinal scheme (analog), containing a fuselage, rotor propellers, to the hubs of which are attached blades, a control system for rotor blades, consisting of command control levers in the cockpit and control wiring connected to the blades, an autopilot and engines for rotor drive, also equipped with at least two propellers driven by engines, mounted symmetrically relative to the longitudinal axis of the fuselage with the possibility of a common pitch both jointly and differentially, the helicopter control system is equipped with a device that changes the rotor speed, the blades are fixed on the bushings the main rotor is rigid, and the autopilot is designed with the function of stabilizing the horizontal position of the fuselage. This scheme allows to increase the speed of the aircraft in comparison with a conventional helicopter, since most of the power in horizontal flight goes to the main propellers, the rotor blades with rigidly fixed blades create only a vertical force. Some prototypes reached speeds of up to 460 km / h. This or a slightly larger figure is the limit for this scheme, since with an increase in ground speed, even taking into account a decrease in the rotational speed of the rotor rotor by 20-30%, the total speed on the "advancing" blade reaches transonic values, which does not allow to further increase the ground speed. In addition, part of the energy is spent on the rotation of the rotors. Obviously, the problem has not been solved in principle. This scheme cannot be called speedy and economic.

Известен высокоскоростной летательный аппарат (аналог) с большой дальностью полета (RU2520843) содержащий фюзеляж, два несущих винта противоположного вращения, расположенных тандемом, по меньше мере один движитель, моторную группу для подачи мощности на несущие винты и движители, систему объединения, постоянно соединяющую упомянутую моторную группу с упомянутой вращающейся несущей поверхностью, средство регулирования скорости упомянутых несущих винтов для поддержания скорости вращения каждого несущего винта, равной первой скорости вращения до первой воздушной на траектории упомянутого летательного аппарата, затем для постепенного снижения скорости вращения по линейному закону в зависимости от воздушной скорости на траектории вертолета. Аппарат может содержать в средней части фюзеляжа крыло по типу высоко- средне или –низкоплан, которое позволяет снизить нагрузку на несущие винты, но при этом к сопротивлению горизонтальному полету от несущих винтов появляется дополнительное сопротивление в виде упомянутого крыла, на значительный прирост скорости рассчитывать нельзя. Задача создания скоростного и экономичного аппарата не решена. Known is a high-speed aircraft (analogue) with a long range (RU2520843) containing a fuselage, two counter-rotating rotary propellers located in tandem, at least one propeller, a motor group for supplying power to the rotor propellers and propellers, an integration system that permanently connects said motor a group with said rotating bearing surface, means for adjusting the speed of said rotor to maintain the rotational speed of each rotor equal to the first rotational speed to the first air speed on the trajectory of said aircraft, then to gradually decrease the rotational speed according to a linear law depending on the air speed on the trajectory helicopter. The device can contain in the middle part of the fuselage a wing of the high-medium or low-wing type, which allows to reduce the load on the rotors, but at the same time, additional resistance appears in the form of the mentioned wing to the resistance to horizontal flight from the rotors, and a significant increase in speed cannot be expected. The task of creating a high-speed and economical vehicle has not been solved.

Известен вертолет-самолет-амфибия RU (2310583), который содержит моноплан с высокорасположенным крылом небольшого удлинения, на консолях которого смонтированы два поворотных кольцевых канала, оснащенных узлами поворота и винтами, создающими вертикальную и с соответствующим отклонением горизонтальную тягу, и снабженных в их центре на горизонтальных ребрах жесткости редукторами винтов, которые связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым силовой установкой, включающей два двигателя, установленные в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа и снабженные синхронизирующим валом и газовыми рулями путевого и продольного управления, смонтированными в конце хвостовой балки, хвостовое оперение и шасси трехопорное, убирающееся в носовой отсек и герметичные борт – отсеки, снабжен возможностью преобразования на вертолетных режимах полета с одно -в трехвинтовую ярусную схему 2+1 и обратно или на самолетных режимах полета с моно- в биплановую схему и обратно, при этом главный редуктор оснащен вертикальным валом с двухлопастным центральным несущим винтом, лопасти которого имеют законцовки, формирующие его в S- образную форму в плане, при этом одна из его лопастей снабжена возможностью изменения угла установки, допускающей переворот лопасти в вертикальной плоскости в момент ее расположения вдоль продольной оси фюзеляжа в хвостовой части, для преобразования двухлопастного несущего винта в крыло, имеющее законцовки, придающие ему форму в плане в виде скобы, и обратно, вертикальный вал оснащен дополнительным приводом, обеспечивающим фиксированный поворот в горизонтальной плоскости и установку крыла перпендикулярно продольной оси фюзеляжа относительно задней кромки. Known amphibious helicopter RU (2310583), which contains a monoplane with a high wing of small elongation, on the consoles of which are mounted two rotary annular channels, equipped with rotation nodes and screws that create a vertical and with a corresponding deviation horizontal thrust, and equipped in their center on horizontal stiffening ribs by screw reducers, which are connected by connecting shafts with the main gearbox driven by a power plant, which includes two engines installed in nacelles on both sides of the longitudinal axis of the fuselage and equipped with a synchronizing shaft and gas rudders of directional and longitudinal control mounted at the end of the tail boom, the tail unit and the tricycle landing gear, retractable into the nose compartment and sealed side - compartments, is equipped with the ability to convert on helicopter flight modes from one to three-rotor tiered scheme 2 + 1 and vice versa or on airplane flight modes from mono to biplane scheme and vice versa, when this chapter The main gearbox is equipped with a vertical shaft with a two-bladed central rotor, the blades of which have tips that form it into an S-shaped plan, while one of its blades is equipped with the ability to change the angle of installation, allowing the blade to turn in the vertical plane at the time of its location along the longitudinal the fuselage axis in the tail section, to convert a two-bladed main rotor into a wing with tips that give it a shape in the plan in the form of a bracket, and vice versa, the vertical shaft is equipped with an additional drive that provides a fixed rotation in the horizontal plane and the installation of the wing perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage relative to the rear edges.

В режиме горизонтального полета от применения схемы биплан, с крыльями, расположенными на одной вертикали, да еще на таком близком расстоянии отказались еще вначале 20-го века в связи с тем, что с ростом скорости они создают большое сопротивление, данная схема была применена только на самых тихоходных самолетах. Из-за отрицательного взаимного влияния двух близкорасположенных крыльев схема параллельный «биплан» не получила распространения. In the horizontal flight mode, the use of the biplane scheme, with the wings located on the same vertical, and even at such a close distance, was abandoned at the beginning of the 20th century due to the fact that with increasing speed they create great resistance, this scheme was applied only on the slowest aircraft. Due to the negative mutual influence of two closely spaced wings, the parallel "biplane" scheme did not become widespread.

В режиме вертикального взлета могут возникнуть проблемы с безопасностью, так как при резких маневрах, или большой горизонтальной скорости т.е при достаточно больших маховых движениях лопастей в вертикальной плоскости возможно задевание крыльев, также как в аналогичных двухлопастных вертолетах «Робинсон» возникает режим «бампинь», т.е. неуправляемые удары лопастью о хвостовую балку. Близкорасположенное к несущему винту, большое по площади крыло также значительно снижает эффективность несущего винта и требует большей мощности. В изобретении принята более современная, перспективная и экономичная схема – продольный триплан или многоплан, не имеющая конструктивных ограничений скорости, сохраняя небольшие размеры всего самолета, взаимное отрицательное влияния трех несущих поверхностей компенсировано следующим образом:In the vertical takeoff mode, safety problems may arise, since with sharp maneuvers, or high horizontal speed, ie with sufficiently large flapping movements of the blades in the vertical plane, the wings may touch, just as in similar two-bladed Robinson helicopters, the “bumpy” mode appears. , i.e. uncontrollable blows of the blade against the tail boom. Close to the main rotor, the large wing area also significantly reduces the efficiency of the main rotor and requires more power. In the invention, a more modern, promising and economical scheme is adopted - a longitudinal triplane or multiplane, which does not have design speed limits, while maintaining the small dimensions of the entire aircraft, the mutual negative influence of the three bearing surfaces is compensated as follows:

- ПГО находится от ротора-крыла на значительном удалении по высоте и в горизонтальной плоскости (в плане); - PGO is located from the rotor-wing at a considerable distance in height and in the horizontal plane (in plan);

- заднее крыло-консоль находится также на значительном удалении, его угол атаки также может подбираться в зависимости от режима полета. - the rear wing-console is also at a considerable distance, its angle of attack can also be selected depending on the flight mode.

Главной общей технической задачей было создание самолёта вертикального взлёта и посадки (далее – СВВП) не имеющего конструктивных ограничений максимальной скорости и на некоторых, специально спроектированных аппаратах, она должна достигать 800-900 км/ч. Аппарат должен быть предназначен для внеаэродромного, часто индивидуального базирования и в стесненных условиях, поэтому должен быть возможно компактнее но, самое главное, характеристики горизонтального полета: весовая отдача, экономичность, дальность, скорость должны быть на уровне лучших самолетных характеристик данного класса. Сложность аэродинамической схемы и управления не должна быть препятствием или сдерживающим фактором, так как предполагается максимально возможное применение автоматического электродистанционного управления как отдельных элементов и узлов, так и всего аппарата, т.е. всей системы в целом, с максимальным использованием всех технических возможностей. Широкое использование автоматического управления является преимуществом, а не недостатком, так как появляется возможность применить наиболее передовые технические достижения. The main general technical task was the creation of a vertical take-off and landing aircraft (hereinafter referred to as VTOL aircraft) that does not have design restrictions on the maximum speed and on some specially designed vehicles, it should reach 800-900 km / h. The device should be designed for off-aerodrome, often individual deployment and in cramped conditions, therefore it should be as compact as possible, but, most importantly, the characteristics of horizontal flight: weight return, efficiency, range, speed should be at the level of the best aircraft characteristics of this class. The complexity of the aerodynamic configuration and control should not be an obstacle or a limiting factor, since the maximum possible use of automatic fly-by-wire control of both individual elements and units and the entire apparatus is assumed, i.e. the entire system as a whole, with the maximum use of all technical capabilities. The widespread use of automatic control is an advantage, not a disadvantage, since it becomes possible to apply the most advanced technical advances.

Изобретение призвано создать механизмы автоматов перекоса лопастей, которые долговечны, просты в сборке и могут устанавливаться на летательные аппараты, имеющие традиционный самолетный фюзеляж и основные самолетные системы.The invention is intended to create blade swashplate mechanisms that are durable, easy to assemble and can be installed on aircraft having a traditional aircraft fuselage and basic aircraft systems.

Технический результат - конструкции позволяют выполнять вертикальные взлеты, посадки и высокоскоростной горизонтальный крейсерский полет, различных летательных аппаратов, в том числе самолета-амфибии. EFFECT: structures allow performing vertical takeoffs, landings and high-speed horizontal cruising flights of various aircraft, including amphibious aircraft.

Так как, в конечном счете, длинна лопасти и нагрузка на нее имеют ограничения, однороторная схема более применима для легких самолетов, многороторная схема более применима для тяжелых самолетов. Условия работы автоматов перекоса для указанных вариантов имеют важное отличие – в однороторной схеме должны выполняться маховые движения лопастей, для многороторной схемы такой необходимости нет и крепление лопастей может быть выполнено жестким, только с возможностью их изменения угла атаки, но это требует установки маршевых движителей (винтов или вентиляторов), также упрощает конструкцию и переходные процессы вертикального подъема в горизонтальный полет и обратно. Since the blade length and load are ultimately limited, the single rotor design is more applicable to light aircraft, the multi-rotor design is more applicable to heavy aircraft. The operating conditions of the swash plates for these options have an important difference - in a single-rotor scheme, the swinging movements of the blades must be performed, for a multi-rotor scheme there is no such need and the blades can be fixed rigidly, only with the possibility of changing their angle of attack, but this requires the installation of propulsion (screws or fans), also simplifies the design and transients of vertical ascent to level flight and back.

На летательных аппаратах с двумя или несколькими несущими винтами имеющими автоматы перекоса с жестким креплением лопастей, вращение соосных или соседних винтов, при продольной схеме, имеют противоположное направление, поэтому «наступающие» лопасти двух винтов движутся параллельно с каждой стороны продольной оси вертолета не создавая момента по крену. Такой же характер движения имеют «отступающие» лопасти, при этом также не создается неуравновешенного момента по крену. On aircraft with two or more main rotor blades with swash plates with rigid attachment of the blades, the rotation of coaxial or adjacent screws, in the longitudinal scheme, has the opposite direction, therefore, the "advancing" blades of the two propellers move parallel to each side of the helicopter's longitudinal axis without creating a moment along roll. The "retreating" blades have the same character of movement, while the unbalanced roll moment is also not created.

Автоматы перекоса с жестким креплением лопастей обычной конструкции получили распространение в последние годы и доказали полную свою применимость на скоростных экспериментальных вертолетах Sikorsky X2, Sikorsky S-97 Rider, Sikorsky-Boeing SB-1 Defiant и других, с двумя соосными несущими винтам, имеющими также толкающие винты. К аналогичным конструкциям можно отнести разработку перспективной модели вертолета Камова Ка-92. На другой модели - Ка-102 несущие винты с жестким креплением лопастей расположены по продольной схеме, разнесены по краям фюзеляжа и также имеются маршевые толкающие винты. При этом на фюзеляж ложатся нагрузки немного больше, чем при соосной схеме, но это компенсируется небольшим увеличением жесткости фюзеляжа. Swash plates with a rigid attachment of the blades of a conventional design have become widespread in recent years and have proven their full applicability on high-speed experimental helicopters Sikorsky X2, Sikorsky S-97 Rider, Sikorsky-Boeing SB-1 Defiant and others, with two coaxial main rotor, also having pushing screws. Similar designs include the development of a promising model of the Kamov Ka-92 helicopter. On the other model, the Ka-102, the main rotors with rigid attachment of the blades are located in a longitudinal pattern, spaced along the edges of the fuselage, and there are also propulsion propellers. At the same time, the loads are slightly higher on the fuselage than in the coaxial scheme, but this is compensated by a slight increase in the stiffness of the fuselage.

Устройство предназначено для аппаратов с двумя или несколькими несущими винтами и маршевыми движителями, при этом не требуется выполнять маховые движения лопастей.The device is designed for vehicles with two or more main rotor and propulsion, while it is not required to perform the flapping motion of the blades.

Технический результат достигается за счет автомата перекоса многороторного летательного аппарата с жестким креплением лопастей, состоящим из основания, которое является частью фюзеляжа и переносит все нагрузки с лопастей –крыльев на фюзеляж, к которому болтами крепится внутренняя стойка, на которую с помощью опорных подшипников и упорного подшипника установлен несущий вращающийся цилиндр, с наружной стороны цилиндра закреплена ведомая шестерня к которой через ведущий вал с ведущей шестерней осуществляется подвод энергии от двигателя, ведущий вал расположены в подшипниках. Отдельный привод выполнен для управления стопором вращения несущего вращающегося цилиндра, внутри внутренней стойки находятся резьбовой вал управления общим шагом, на нижней части которого находится червячная шестерня и червячный вал от электродвигателя с редуктором, в верхней части резьбовой вал дополнительно соединен с внутренней стойкой через верхний упорный подшипник. При вращении резьбового вала его резьбовая часть поднимает или опускает г-образный ползун управления общим шагом, который через два шарикоподшипника соединен с наружным круглым ползуном управления общим шагом в которые вставлены оси внутренней невращающейся части управляющей тарелки, наружная вращающаяся обойма которой через подшипник в скользящей прямоугольной обойме соединена с несущим вращающимся цилиндром. Внутри внутренней стойки находится второй вал –управления циклическим шагом, нижняя часть которого имеет головку с вертикальными шлицами, которая ходит внутри цилиндра, который имеет внутренние так же вертикальные шлицы, низ цилиндра соединен с упорным подшипником и червячной шестерней, работающей вместе с червячным валом, идущим от редуктора с электродвигателем управления циклическим шагом. Внутри верхней части внутренней стойки также расположен ползун управления циклическим шагом, соединенный через упорный подшипник с резьбовым валом управления циклическим шагом, имеющим резьбовое зацепление внутри г-образного выступа ползуна управления общим шагом, на ползуне циклического шага имеется кронштейн, на который одета упорная серьга, которая передает управляющее воздействие на ответный кронштейн нижней половины невращающейся части управляющей тарелки, наружная вращающаяся обойма которой через шаровые опоры и тяги также передает управляющее воздействие к лопастям, которые крепятся к несущему вращающемуся цилиндру через опорно-упорные подшипники, между которыми располагается механизм доворота лопасти, при этом точка соединения тяги на управляющей тарелке при нулевом угле атаки лопастей – крыльев находится в одной вертикальной плоскости с осью поворота лопасти – крыла, суммарная величина хода общего шага и хода циклического шага в одном направлении больше или равна радиусу рычага от оси поворота лопасти до точки соединения тяги на лопасти – крыле. The technical result is achieved due to the swashplate of a multi-rotor aircraft with a rigid attachment of the blades, consisting of a base, which is part of the fuselage and transfers all the loads from the blades-wings to the fuselage, to which an internal strut is bolted onto which with the help of support bearings and a thrust bearing a bearing rotating cylinder is installed, on the outer side of the cylinder a driven gear is fixed to which energy is supplied from the engine through the drive shaft with the drive gear, the drive shaft is located in bearings. A separate drive is made to control the rotation stopper of the carrying rotating cylinder, inside the inner rack there is a threaded shaft for controlling a common pitch, on the lower part of which there is a worm gear and a worm shaft from the electric motor with a gearbox, in the upper part the threaded shaft is additionally connected to the inner column through the upper thrust bearing ... When the threaded shaft rotates, its threaded part raises or lowers the L-shaped control slider with a common pitch, which is connected through two ball bearings to the outer circular control slider with a common pitch, into which the axes of the inner non-rotating part of the control plate are inserted, the outer rotating cage of which is through a bearing in a sliding rectangular cage connected to a supporting rotating cylinder. Inside the inner rack there is a second shaft - cyclic step control, the lower part of which has a head with vertical splines, which runs inside the cylinder, which also has vertical splines, the bottom of the cylinder is connected to a thrust bearing and a worm gear working together with a worm shaft running from a gearbox with an electric motor for cyclic step control. Inside the upper part of the inner rack, there is also a cyclic pitch control slider connected through a thrust bearing to a threaded cyclic pitch control shaft having a threaded engagement inside the L-shaped protrusion of the common pitch control slider; on the cyclic pitch slider there is a bracket on which a thrust shackle is worn, which transmits the control action to the reciprocal bracket of the lower half of the non-rotating part of the control plate, the outer rotating cage of which, through the ball bearings and rods, also transfers the control action to the blades, which are attached to the supporting rotating cylinder through support-thrust bearings, between which the blade rotation mechanism is located, while the point of connection of the thrust on the control plate at a zero angle of attack of the blades - wings is in the same vertical plane with the axis of rotation of the blade - wing, the total value of the stroke of the total step and the stroke of the cyclic step in one direction is greater than or equal to the radius chaga from the axis of rotation of the blade to the point of connection of the thrust on the blade - the wing.

Способ работы автомата перекоса многороторного аппарата, в котором во время поворота на 180 градусов одной лопасти, вторая лопасть все время остается в неподвижном и в горизонтальном положении с углом атаки 0 градусов и не создает никаких помех полету в переходном режиме.A method of operation of the swashplate of a multi-rotor apparatus, in which, during a 180-degree rotation of one blade, the second blade always remains stationary and in a horizontal position with an angle of attack of 0 degrees and does not interfere with flight in the transient mode.

Количество роторов - крыльев зависит от взлетного веса самолета и расчетной крейсерской скорости. Например, по предварительным расчетам, для 6-местного СВВП взлетным весом до 1,5 – 2 тн достаточно одного ротора – крыла над центром масс аппарата. При этом на СВВП с одним ротором-крылом в режиме переходного процесса, на скорости до 200 км/ч, на ПГО и заднее крыло-консоль ложится 100% весовой нагрузки. Аэродинамические движители для высокоскоростных аппаратов не могут иметь хорошие характеристики при вертикальном взлете, т.е почти в статическом режиме и на крейсерской скорости. Вентиляторы должны работать с оптимальными характеристиками на крейсерской скорости, а основная нагрузка при вертикальном взлете приходится на ротор – лопасти. Основная конструктивная задача — это создать лопасть - крыло, возможно большого удлинения, сохраняющего свою жесткость в режиме крыла и при этом имеющего небольшую толщину (высоту). ПГО и заднее крыло-консоль должно обладать такими же характеристиками и при этом иметь мощную механизацию в тонком профиле, это реализовано в управлении (сдувом) пограничным слоем и применении реактивных закрылков. Это позволяет создавать большую подъемную силу при относительно небольшой скорости, минимальное сопротивление и высокую эффективность при крейсерской скорости. После окончания переходного процесса к двум несущим поверхностям – ПГО и заднему крылу- консоли добавляется еще одна или несколько - роторов-крыльев. Имея достаточно большую суммарную несущую поверхность и трансзвуковые аэродинамические профили появляется возможность подниматься на большую высоту и в условиях разреженного воздуха выполнять экономичный высокоскоростной крейсерский полет аналогично разрабатываемому компанией «Боинг» проекту с тонким длинным трансзвуковым крылом ферменной конструкции  Transonic Truss-Braced Wing (TTBW). The number of rotors - wings depends on the takeoff weight of the aircraft and the design cruising speed. For example, according to preliminary calculations, for a 6-seater VTOL aircraft with a takeoff weight of up to 1.5 - 2 tons, one rotor is enough - a wing above the center of mass of the vehicle. At the same time, on VTOL aircraft with one rotor-wing in the transient mode, at speeds up to 200 km / h, 100% of the weight load falls on the VGO and the rear wing-console. Aerodynamic propellers for high-speed vehicles cannot have good performance in vertical take-off, that is, in almost static mode and at cruising speed. The fans must operate at optimum performance at cruising speed, and the main load during vertical takeoff falls on the rotor-blades. The main design task is to create a blade - wing, possibly of high aspect ratio, retaining its rigidity in the wing mode and at the same time having a small thickness (height). The PGO and the rear wing-console should have the same characteristics and at the same time have powerful mechanization in a thin profile, this is implemented in the control (blowing off) of the boundary layer and the use of jet flaps. This allows for high lift at relatively low speed, minimal drag and high efficiency at cruising speed. After the end of the transition process, one or more rotors-wings are added to the two bearing surfaces - the VGO and the rear wing-console. Having a sufficiently large total load-bearing surface and transonic aerodynamic profiles, it becomes possible to climb to a great height and perform an economical high-speed cruise flight under conditions of rarefied air, similar to the project developed by Boeing with a thin long transonic wing of the Transonic Truss-Braced Wing (TTBW) truss structure.

С увеличением роторов до 2 нагрузка на ПГО и заднее крыло-консоль переходном процессе может составлять не более 50 %, так переходный процесс выполняется не одновременно, а последовательно на каждом роторе-крыле. При 4-х и более роторах-крыльях, имеющих кратковременный достаточный запас в подъемном усилии необходимость в ПГО и задних крыльях - консолях вообще может исчезнуть. Фактически получается самолет – трансформер. После последовательного перехода в режим крыльев всех роторов образуется комплекс несущих поверхностей, который называется продольный обратный биплан, если есть два ротора – крыла, триплан – если три крыла и, соответственно, далее в зависимости от количества ротор - крыльев. Некоторые исследования показывают, что они являются высокоэффективными несущими устройствами по сравнению с обычным крылом даже при жестко зафиксированных углах атаки каждого крыла. В нашем варианте негативное влияние соседних крыльев снижается выбором указанной выше схемы их расположения и тем что, все крылья, их углы атаки управляются электронной бортовой системой, соответственно будут иметь свои индивидуальные оптимальные параметры в зависимости от скорости и режима самолета. В каждом режиме самолета изменение скорости и направления после каждого крыла будет учтено на последующем крыле, и оно будет выставлено под оптимальным углом. With an increase in rotors to 2, the load on the VGO and the rear wing-cantilever of the transient process can be no more than 50%, so the transient process is performed not simultaneously, but sequentially on each rotor-wing. With 4 or more wing rotors, which have a short-term sufficient reserve in the lifting force, the need for PGO and rear wings - consoles may disappear altogether. In fact, it turns out an airplane - a transformer. After a sequential transition to the mode of the wings of all rotors, a complex of bearing surfaces is formed, which is called a longitudinal reverse biplane, if there are two rotors - wings, a triplane - if there are three wings and, accordingly, then, depending on the number of rotor - wings. Some studies show that they are highly efficient lift-off devices compared to a conventional wing, even with rigidly fixed angles of attack for each wing. In our version, the negative influence of neighboring wings is reduced by choosing the above-mentioned scheme of their location and by the fact that all wings, their angles of attack are controlled by an electronic on-board system, and accordingly will have their own individual optimal parameters depending on the speed and mode of the aircraft. In each airplane mode, the change in speed and direction after each wing will be taken into account on the next wing, and it will be exposed at the optimal angle.

При этом будут учитываться множество параметров, в том числе текущее значение веса самолета. This will take into account many parameters, including the current value of the weight of the aircraft.

Место установки основных движителей определено таким образом, чтобы расстояние от двигателя (двигателей) до редуктора и соответственно от редуктора до вентиляторов было минимальным. Вентиляторы находятся на конце крыла. После вентиляторов к их кольцевым кожухам закреплены изогнутые по форме данных кожухов кили, с помощью которых осуществляется управление по курсу в горизонтальном полете и при вертикальном подъеме, в конечном счете получился механизм управляемого вектора тяги. При работе двигателей, даже на нулевой скорости движения, указанные кили являются эффективными органами управления. The place of installation of the main propellers is determined in such a way that the distance from the motor (motors) to the gearbox and, accordingly, from the gearbox to the fans is minimal. The fans are located at the end of the wing. After the fans, keels curved in the shape of these casings are fixed to their annular casings, with the help of which they control along the course in horizontal flight and during vertical ascent, ultimately a mechanism for a controlled thrust vector is obtained. When the engines are running, even at zero speed, these keels are effective controls.

Вертикальные стойки, через которые проходят вертикальные валы к роторам-крыльям, имеют в плане обтекаемую форму вытянутой капли с закругленной передней частью и острой задней кромкой, являются своеобразными стабилизаторами курсовой устойчивости. The vertical struts, through which the vertical shafts pass to the wing rotors, have a streamlined shape of an elongated drop with a rounded front part and a sharp trailing edge, and are a kind of directional stability stabilizers.

В целях исключения чрезмерного усиления и, соответственно, утяжеления части фюзеляжа в местах установки крыла-консоли разработана новая конструкция силовых элементов заднего крыла -консоли, проходящих через фюзеляж, которая является фактически одним сборным силовым элементом, при этом нагрузки на фюзеляж значительно меньше, а весь узел значительно легче, компактнее, проще и надежнее. In order to avoid excessive reinforcement and, accordingly, the heavier part of the fuselage in the places where the wing-console is installed, a new design of the load-bearing elements of the rear wing-cantilever passing through the fuselage has been developed, which is actually one prefabricated load-bearing element, while the load on the fuselage is much less, and the entire the unit is much lighter, more compact, simpler and more reliable.

Вертикальный взлет выполняется следующим образом. Перед взлетом поворотная лопасть находится в режиме «ротор, несущий винт». ПГО и задние крылья-консоли повернуты вертикально вверх. При многороторной схеме реактивные моменты от несущих винтов взаимокомпенсируются, поэтому дополнительных устройств не требуется. Управление по курсу осуществляется килями, находящимися в потоке воздуха за маршевыми вентиляторами, так как даже при нулевой скорости всего аппарата они достаточно эффективны. Предложенная конструкция килей имеет преимущества: малое сопротивление, так как они расположены в потоке воздуха за кожухами вентиляторов и также выступают в роли винглетов, законцовок крыла, предотвращая перетекание воздуха с нижней части крыла на верхнюю, увеличивая его эффективность. После запуска двигателя, разворота всех роторов и подъема СВВП в вертолетном режиме на необходимую высоту от 5 м, может осуществляться переход в горизонтальный режим полета. Маршевые движители - вентиляторы плавно начинают поворачиваться вперед, создавая горизонтальную составляющую общей тяги. По мере набора скорости ПГО и заднее консоль-крыло начинают воспринимать весовую нагрузку самолета. После того, как подъемная сила ПГО и заднего крыла-консоли превысят вес самолета, выполняется останов одного из роторов-крыльев, на завершающей стадии которого производится поворот лопасти в режим «крыло». В дальнейшем полет выполняется в обычном самолетном режиме. Если самолет многороторный, то каждый ротор - крыло в зависимости от скорости и высоты устанавливаются в своем определенном оптимальном угле атаки. Данный режим определен заранее расчетным и опытным путем. Vertical take-off is performed as follows. Before takeoff, the swing arm is in rotor-rotor mode. PGO and rear wing-consoles are turned vertically upwards. With a multi-rotor scheme, the reactive moments from the rotors are mutually compensated, so no additional devices are required. Heading control is carried out by keels located in the air flow behind the sustainer fans, since even at zero speed of the entire apparatus, they are quite effective. The proposed keel design has the following advantages: low resistance, since they are located in the air flow behind the fan shrouds and also act as winglets, wingtips, preventing air from flowing from the bottom of the wing to the top, increasing its efficiency. After starting the engine, turning all the rotors and lifting the VTOL aircraft in helicopter mode to the required height from 5 m, the transition to the horizontal flight mode can be carried out. Propellers - fans smoothly begin to turn forward, creating a horizontal component of the total thrust. As the speed increases, the PGO and the rear wing-console begin to perceive the weight load of the aircraft. After the lift force of the VGO and the rear wing-console exceeds the weight of the aircraft, one of the wing rotors is stopped, at the final stage of which the blade is rotated into the “wing” mode. In the future, the flight is carried out in the usual airplane mode. If the aircraft is multi-rotor, then each rotor-wing, depending on the speed and altitude, is set at its certain optimal angle of attack. This mode is determined in advance by calculation and experiment.

Переход с горизонтального полета в режим вертикального вертолетного снижения и приземления выполняется после снижения горизонтальной скорости до величины, позволяющей выполнять полет с помощью несущих поверхностей ПГО и заднего крыла-консоли. Постепенно на роторе –крыле устанавливается нулевой угол атаки, когда им уже не создается подъемная сила, затем лопасть ротора-крыла поворачивается в режим «лопасть». Ротор начинает постепенно разворачиваться также при нулевом угле атаки и, соответственно, нулевой подъемной силе, после разворота производится его нагружение установкой лопастей на необходимый угол. В многороторном аппарате такие операции производятся последовательно, на каждом роторе. The transition from horizontal flight to the mode of vertical helicopter descent and landing is performed after lowering the horizontal speed to a value that allows flight with the help of the bearing surfaces of the PGO and the rear wing-console. Gradually, a zero angle of attack is established on the rotor-wing, when it no longer creates a lift, then the blade of the rotor-wing turns into the "blade" mode. The rotor begins to turn gradually also at a zero angle of attack and, accordingly, zero lift; after the turn, it is loaded by setting the blades to the required angle. In a multi-rotor apparatus, such operations are performed sequentially, on each rotor.

Конкретно для автомата перекоса переход ротора из вертолетного режима в самолетный производится следующим образом. Аппарат выполняет подъем в обычном вертолетном режиме, лопасти имеют конфигурацию обычного вертолетного несущего винта. Переход в горизонтальный полет может выполняться на любой высоте, от 5 до 5000 метров, в режимах набора высоты, снижения или горизонтального полета после достижения необходимой горизонтальной скорости. Перевод осуществляется плавно, по мере набора горизонтальной скорости с помощью маршевых вентиляторов и перехода весовой нагрузки на несущие поверхности переднего горизонтального оперения и основного (заднего) крыла, углы атаки общего шага и циклического шага винта снижаются до 0 гр. Чтобы скорость перевода была возможно ниже на несущих поверхностях включается режим максимальной механизации – подается воздух для управления пограничным слоем воздуха. После снижения до 0 угла атаки лопастей и фиксации их специальным механизмом в строго горизонтальном положении, в коробке передач осуществляется перевод мощности к нему от основного двигателя на разгонный электродвигатель – генератор, который на долю секунды останавливает ротор вдоль продольной оси фюзеляжа, поворачиваемая лопасть располагается над задней частью фюзеляжа. После этого одновременно дается команда на установку минимального общего шага (-45 гр.) и минимального (-45 гр.) угла циклического шага на поворотной лопасти, которая находится над задней частью фюзеляжа, соответственно установится максимальный угол циклического шага на неповортной лопасти, которая находится над передней частью фюзеляжа. Поворотная лопасть с удвоенной скоростью, общий шаг (-45гр.) + циклический шаг (-45гр.), занимает положение -90 гр., неповоротная лопасть над передней частью фюзеляжа остается неподвижной, так как происходит встречная взаимокомпенсация движения общего шага на -45гр. и циклического шага на +45гр. С помощью механизма доворота поворотная лопасть проходит участок от -90гр. до примерно -95гр. Механизму доворота будет помогать или вообще может его заменить определенное положение ротора и встречный поток воздуха, если с помощью электродвигателя - генератора ротор начать поворачивать в обратную сторону до занятия им своего положения, соответствующему режиму крыла (перпендикулярно продольной оси самолета). Процесс обратного поворота ротора на 90 гр. и поворота лопасти на 180 гр. происходит быстро и одновременно, сразу же подается обратная управляющая команда, общий шаг и циклический шаг движутся в свое среднее положение - точка 0 гр., поворотная лопасть при этом, пройдя точки -90 гр. и -95гр. движется в направлении - 180 гр., что на роторе соответствует режиму крыла с углом атаки 0 гр. Таким образом на роторе выполнен переход из режима «несущий винт» в режим «управляемого полноповоротного крыла» симметричного профиля. Предполагается, что такой переход будет выполнятся на скорости от 100 до 200 км/ч. Несущий вращающийся силовой цилиндр жестко фиксируется от поворота специальным приводным штифтом, затем угол атаки лопастей-крыльев увеличивается и они начинают воспринимать весовую нагрузку. Процесс представлен детально, пошагово, реально он будет происходить быстро, лишь на доли секунды останавливается вращение ротора в продольном положении (вдоль продольной оси самолета), затем короткий поворот ротора на 90 градусов в обратную сторону с одновременным поворотом лопасти на 180 гр., процесс легко может выполняться в автоматическом режиме без участия пилотов. В салоне самолета он будет мало заметен, не более чем выпуск и уборка закрылков и шасси у других самолетов. Дальше скорость самолета увеличивается до крейсерской и, при необходимости, до максимальной. Обратный переход выполняется в обратном порядке: снижение скорости, остановка и установка лопастей-крыльев вдоль продольной оси самолета, перевода одной лопасти в режим «винт», затем при нулевом угле атаки или на авторотации в режиме автожира выполняется раскрутка ротора разгонным электродвигателем, производится подача сигналов на управление общим и циклическим шагом. Ротор перешел в режим «несущий винт».Specifically for the swashplate, the rotor transition from helicopter mode to aircraft mode is performed as follows. The device performs ascent in a normal helicopter mode, the blades have the configuration of a conventional helicopter rotor. The transition to level flight can be performed at any altitude, from 5 to 5000 meters, in climb, descent or level flight modes after reaching the required horizontal speed. The transfer is carried out smoothly, as the horizontal speed is set with the help of the sustainer fans and the weight load is transferred to the bearing surfaces of the front horizontal tail and the main (rear) wing, the angles of attack of the common pitch and cyclic pitch of the propeller are reduced to 0 degrees. To make the transfer speed as low as possible on the bearing surfaces, the maximum mechanization mode is switched on - air is supplied to control the boundary layer of air. After reducing the angle of attack of the blades to 0 and fixing them with a special mechanism in a strictly horizontal position, in the gearbox, power is transferred to it from the main engine to an accelerating electric motor - a generator, which for a split second stops the rotor along the longitudinal axis of the fuselage, the rotated blade is located above the rear part of the fuselage. After that, the command is simultaneously given to set the minimum total pitch (-45 degrees) and the minimum (-45 degrees) angle of the cyclic step on the rotary blade, which is located above the rear part of the fuselage, respectively, the maximum angle of the cyclic step on the non-rotary blade, which is located over the front of the fuselage. Swivel blade with double speed, total step (-45g) + cyclic step (-45g), occupies a position of -90 degrees, non-swivel blade above the front part of the fuselage remains stationary, as there is an oncoming mutual compensation of the movement of the total step by -45g. and a cyclic step of + 45gr. With the help of the reversal mechanism, the swivel blade passes the section from -90gr. up to about -95gr. The reversal mechanism will be helped or even replaced by a certain rotor position and counter air flow, if with the help of an electric motor - generator, the rotor starts to turn in the opposite direction until it takes its position corresponding to the wing mode (perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft). The process of reverse rotation of the rotor by 90 degrees. and turning the blade 180 degrees. occurs quickly and at the same time, an inverse control command is immediately given, the common step and the cyclic step move to their average position - point 0 degrees, while the rotary blade, passing the points -90 degrees. and -95gr. moves in the direction - 180 degrees, which on the rotor corresponds to the wing mode with an angle of attack of 0 degrees. Thus, the rotor has a transition from the "rotor" mode to the "controlled full-turn wing" of the symmetrical profile. It is assumed that such a transition will be carried out at a speed of 100 to 200 km / h. The supporting rotating power cylinder is rigidly fixed from turning by a special drive pin, then the angle of attack of the blades-wings increases and they begin to perceive the weight load. The process is presented in detail, step by step, in reality it will happen quickly, the rotation of the rotor in the longitudinal position (along the longitudinal axis of the aircraft) stops only for a fraction of a second, then a short rotation of the rotor 90 degrees in the opposite direction with simultaneous rotation of the blade 180 degrees, the process is easy can be performed in automatic mode without the participation of pilots. In the cabin of the aircraft, it will be little noticeable, nothing more than the release and retraction of flaps and landing gear on other aircraft. Further, the aircraft's speed increases to cruising speed and, if necessary, to maximum. The reverse transition is performed in the reverse order: speed reduction, stop and installation of the blades-wings along the longitudinal axis of the aircraft, transfer of one blade to the "propeller" mode, then at zero angle of attack or autorotation in autogyro mode, the rotor is spun up by the accelerating electric motor, signals are given to control the general and cyclical step. The rotor has switched to the "rotor" mode.

Основные элементы автомата перекоса изображены на рис. 1-4.The main elements of the swashplate are shown in Fig. 1-4.

Основание 1 Base 1

Внутренняя стойка 2 Inner post 2

Опорные подшипники 3 Support bearings 3

Упорный подшипник 4 Thrust bearing 4

Ведущий вал с шестерней 5Drive shaft with gear 5

Подшипники 6Bearings 6

Ведомая шестерня 7Driven gear 7

Резьбовой вал управления общим шагом 8 Threaded shaft control with common pitch 8

Г-образный ползун управления общим шагом 9 L-shaped slider for controlling the total pitch 9

Цилиндр с внутренними вертикальными шлицами 10 Cylinder with internal vertical splines 10

Резьбовой вал управления циклическим шагом с нижней шлицевой головкой с вертикальными шлицами 11 Threaded cyclic pitch control shaft with bottom spline head with vertical splines 11

Ползун управления циклическим шагом 12Cyclic step control slider 12

Наружная вращающаяся обойма управляющей тарелки 13 Outer rotating cage of the control plate 13

Несущий вращающийся цилиндр 14Carrying rotating cylinder 14

Червячный вал общего шага 15Common pitch worm shaft 15

Червячный вал циклического шага 16Cyclic pitch worm shaft 16

Упорная серьга 17Thrust earring 17

Наружный круглый ползун управления общим шагом 18Outer round control slider with a total pitch of 18

Невращающаяся часть управляющей тарелки 19Non-rotating part of the control plate 19

Шаровые опоры 20 Ball joints 20

Тяги к лопастям 21Thrust to blades 21

Верхний упорный подшипник резьбового вала управления общим шагом 22Upper thrust bearing of the threaded control shaft with a common pitch of 22

Стопор вращения несущего вращающегося цилиндра ротора-крыла в режиме крыла 23 Rotation stopper of the supporting rotating cylinder of the rotor-wing in wing mode 23

Привод стопора вращения несущего вращающегося цилиндра 24Rotation stopper drive of the bearing rotating cylinder 24

Упорно-опорный подшипник лопастей 25Thrust support bearing of blades 25

Механизм доворота лопастей 26Blade turning mechanism 26

Электродвигатель и редуктор привода циклического шага 27Cyclic step drive motor and gearbox 27

Электродвигатель и редуктор привода общего шага 28 Electric motor and gearbox of the drive of the common pitch 28

Шарикоподшипники 29 соединения внутреннего г-образного и наружного круглого ползуна Ball bearings 29 of the connection of the inner L-shaped and outer round slider

Подшипник в скользящей прямоугольной обойме внутри несущего вращающегося цилиндра 30Bearing in a sliding rectangular cage inside a supporting rotating cylinder 30

Основание 1 является частью фюзеляжа и переносит все нагрузки с лопасти–крыла на фюзеляж. К основанию с помощью болтов крепится внутренняя стойка 2, на которую с помощью опорных подшипников 3 и упорного подшипника 4 установлен несущий вращающийся цилиндр 14. С наружной стороны цилиндра закреплена ведомая шестерня 7, к которой через ведущий вал с шестерней 5, расположен в подшипниках 6, осуществляется подвод энергии от двигателя. Base 1 is part of the fuselage and transfers all loads from the wing-wing to the fuselage. An inner pillar 2 is attached to the base with the help of bolts, on which, with the help of support bearings 3 and a thrust bearing 4, a supporting rotating cylinder 14 is installed. On the outside of the cylinder, a driven gear 7 is fixed, to which, through a drive shaft with a gear 5, is located in bearings 6, energy is supplied from the engine.

Внутри внутренней стойки находятся резьбовой вал управления общим шагом 8, на нижней части которого находится червячная шестерня и червячный вал 15 от электродвигателя с редуктором 28. В верхней части резьбовой вал дополнительно соединен с внутренней стойкой через верхний упорный подшипник 22. При вращении резьбового вала его резьбовая часть поднимает или опускает г-образный ползун управления общим шагом 9, который через два шарикоподшипника 29 соединен с наружным круглым ползуном управления общим шагом 18. В подшипники вставлены оси внутренней невращающейся части управляющей тарелки 19, наружная вращающаяся обойма которой 13 через подшипник 30 в скользящей прямоугольной обойме соединена с несущим вращающимся цилиндром 14. Inside the inner strut there is a threaded control shaft with a common pitch 8, on the lower part of which there is a worm gear and a worm shaft 15 from the electric motor with a gearbox 28. In the upper part, the threaded shaft is additionally connected to the inner strut through the upper thrust bearing 22. When the threaded shaft rotates, its threaded part raises or lowers the L-shaped control slider with a common pitch 9, which through two ball bearings 29 is connected to the outer circular control slider with a common pitch 18. The axles of the inner non-rotating part of the control plate 19 are inserted into the bearings, the outer rotating cage of which is 13 through the bearing 30 in a sliding rectangular the cage is connected to the supporting rotating cylinder 14.

Внутри внутренней стойки находится второй вал –управления циклическим шагом 11, нижняя часть которого имеет головку с вертикальными шлицами, которая ходит внутри цилиндра 10, который имеет внутренние так же вертикальные шлицы, низ цилиндра соединен с упорным подшипником и червячной шестерней, работающей вместе с червячным валом 16, идущим от редуктора с электродвигателем управления циклическим шагом 27. Внутри верхней части внутренней стойки также расположен ползун управления циклическим шагом 12, соединенный через упорный подшипник с резьбовым валом управления циклическим шагом 11 проходящим через резьбовое зацепление внутри г-образного выступа ползуна управления общим шагом 9, на ползуне управления циклическим шагом имеется кронштейн, на который одета упорная серьга 17, которая передает управляющее воздействие на ответный кронштейн нижней половины невращающейся части управляющей тарелки 19, наружная вращающаяся обойма которой 13 через шаровые опоры 20 и тяги 21 передает управляющее воздействие к лопастям. Лопасти крепятся к несущему вращающемуся цилиндру 14 через опорно-упорные подшипники 25, между которыми располагается механизм доворота лопасти 26. Inside the inner rack there is a second shaft - control with a cyclic step 11, the lower part of which has a head with vertical splines, which runs inside the cylinder 10, which also has internal vertical splines, the bottom of the cylinder is connected to a thrust bearing and a worm gear working together with a worm shaft 16, coming from a gearbox with an electric motor for controlling a cyclic step 27. Inside the upper part of the inner rack, a cyclic step control slider 12 is also located, connected through a thrust bearing with a threaded control shaft for a cyclic step 11 passing through a threaded engagement inside the L-shaped protrusion of the control slider with a common step 9 , on the cyclic step control slider there is a bracket on which a persistent shackle 17 is fitted, which transfers the control action to the response bracket of the lower half of the non-rotating part of the control plate 19, the outer rotating cage of which 13 through ball bearings 20 and rods 21 transfers control impact on the blades. The blades are attached to the bearing rotating cylinder 14 through support-thrust bearings 25, between which the blade rotation mechanism 26 is located.

Claims (2)

1. Автомат перекоса многороторного летательного аппарата с жестким креплением лопастей, состоящий из основания, которое является частью фюзеляжа и переносит все нагрузки с лопастей–крыльев на фюзеляж, к которому болтами крепится внутренняя стойка, на которую с помощью опорных подшипников и упорного подшипника установлен несущий вращающийся цилиндр, с наружной стороны цилиндра закреплена ведомая шестерня, к которой через ведущий вал с ведущей шестерней осуществляется подвод энергии от двигателя, ведущий вал расположен в подшипниках, отличающийся тем, что отдельный привод выполнен для управления стопором вращения несущего вращающегося цилиндра, при этом внутри внутренней стойки находятся резьбовой вал управления общим шагом, на нижней части которого находится червячная шестерня и червячный вал от электродвигателя с редуктором, в верхней части резьбовой вал дополнительно соединен с внутренней стойкой через верхний упорный подшипник, при вращении резьбового вала его резьбовая часть поднимает или опускает г-образный ползун управления общим шагом, который через два шарикоподшипника соединен с наружным круглым ползуном управления общим шагом, в которые вставлены оси внутренней невращающейся части управляющей тарелки, наружная вращающаяся обойма которой через подшипник в скользящей прямоугольной обойме соединена с несущим вращающимся цилиндром, при этом внутри внутренней стойки находится второй вал управления циклическим шагом, нижняя часть которого имеет головку с вертикальными шлицами, которая ходит внутри цилиндра, который имеет внутренние вертикальные шлицы, при этом низ цилиндра соединен с упорным подшипником и червячной шестерней, работающей вместе с червячным валом, идущим от редуктора с электродвигателем управления циклическим шагом, при этом внутри верхней части внутренней стойки также расположен ползун управления циклическим шагом, соединенный через упорный подшипник с резьбовым валом управления циклическим шагом, имеющим резьбовое зацепление внутри г-образного выступа ползуна управления общим шагом, на ползуне циклического шага имеется кронштейн, на который надета упорная серьга, которая передает управляющее воздействие на ответный кронштейн нижней половины невращающейся части управляющей тарелки, наружная вращающаяся обойма управляющей тарелки через шаровые опоры и тяги также передает управляющее воздействие к лопастям, которые крепятся к несущему вращающемуся цилиндру через опорно-упорные подшипники, между которыми располагается механизм доворота лопасти, при этом точка соединения тяги на управляющей тарелке при нулевом угле атаки лопастей–крыльев находится в одной вертикальной плоскости с осью поворота лопасти–крыла, суммарная величина хода общего шага и хода циклического шага в одном направлении больше или равна радиусу рычага от оси поворота лопасти до точки соединения тяги на лопасти–крыле.1. The swashplate of a multi-rotor aircraft with a rigid attachment of the blades, consisting of a base, which is part of the fuselage and transfers all the loads from the blades-wings to the fuselage, to which an internal strut is bolted, on which a supporting rotating cylinder, a driven gear is fixed on the outer side of the cylinder, to which energy is supplied from the engine through the drive shaft with the drive gear, the drive shaft is located in bearings, characterized in that a separate drive is made to control the rotation stopper of the supporting rotating cylinder, while inside the inner rack there are a threaded shaft for controlling a common pitch, on the lower part of which there is a worm gear and a worm shaft from an electric motor with a gearbox, in the upper part, the threaded shaft is additionally connected to the inner rack through the upper thrust bearing, when the threaded shaft rotates, its threaded part is raised pushes or lowers the L-shaped common pitch control slider, which is connected through two ball bearings to the outer circular common pitch control slider, into which the axes of the inner non-rotating part of the control plate are inserted, the outer rotating ring of which is connected to the bearing rotating cylinder through a bearing in a sliding rectangular holder, while inside the inner rack there is a second cyclic pitch control shaft, the lower part of which has a head with vertical splines, which runs inside the cylinder, which has internal vertical splines, while the bottom of the cylinder is connected to a thrust bearing and a worm gear working together with a worm shaft, coming from a gearbox with an electric motor for controlling a cyclic pitch, while inside the upper part of the inner rack there is also a cyclic pitch control slider connected through a thrust bearing to a threaded shaft for controlling a cyclic pitch, which has a threaded engagement inside an L-shaped about the protrusion of the common pitch control slider, on the cyclic pitch slider there is a bracket on which a persistent shackle is put on, which transfers the control action to the response bracket of the lower half of the non-rotating part of the control plate, the outer rotating cage of the control plate through ball bearings and rods also transfers control action to the blades , which are attached to the supporting rotating cylinder through support-thrust bearings, between which there is a blade turnover mechanism, while the thrust connection point on the control plate at a zero angle of attack of the blades-wings is in the same vertical plane with the axis of rotation of the blade-wing, the total stroke the total step and the stroke of the cyclic step in one direction is greater than or equal to the radius of the lever from the axis of rotation of the blade to the point of connection of the thrust on the blade-wing.
2.  Способ работы автомата перекоса по п. 1, отличающийся тем, что время поворота на 180 градусов одной лопасти, вторая лопасть все время остается в неподвижном и в горизонтальном положении с углом атаки 0 градусов и не создает никаких помех полету в переходном режиме.
2. The method of operation of the swashplate according to claim 1, characterized in that the time of rotation of one blade through 180 degrees, the second blade always remains stationary and in a horizontal position with an angle of attack of 0 degrees and does not interfere with flight in the transient mode.

Images