WO2009084977A1 - Method of flying within an extended speed range with controlled force vector propellers - Google Patents

Method of flying within an extended speed range with controlled force vector propellers Download PDF

Info

Publication number
WO2009084977A1
WO2009084977A1 PCT/RU2008/000004 RU2008000004W WO2009084977A1 WO 2009084977 A1 WO2009084977 A1 WO 2009084977A1 RU 2008000004 W RU2008000004 W RU 2008000004W WO 2009084977 A1 WO2009084977 A1 WO 2009084977A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
angles
blades
installation
rotation
revolution
Prior art date
Application number
PCT/RU2008/000004
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Dmitry Sergeevich Khmel
Original Assignee
Zubkov, Sergey Gennadievich
Reznichenko, Vycheslav Ivanovich
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Zubkov, Sergey Gennadievich, Reznichenko, Vycheslav Ivanovich filed Critical Zubkov, Sergey Gennadievich
Priority to EP08767003.0A priority Critical patent/EP2253536A4/en
Publication of WO2009084977A1 publication Critical patent/WO2009084977A1/ru
Priority to US12/824,514 priority patent/US8337156B2/en

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/306—Blade pitch-changing mechanisms specially adapted for contrarotating propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/21—Rotary wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/18—Thrust vectoring
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/20—Vertical take-off and landing [VTOL] aircraft

Definitions

  • the invention relates to aeronautical engineering, specifically to methods of flight when creating forces on propellers, namely, using a change in direction and magnitude of the force created by counter-rotating propellers with an axis directed mainly along the flight, in an extended speed range, from 50 m / with up to high transonic flight speeds.
  • the invention can be used for horizontal flight and maneuvering in flight on vertical take-off aircraft using rotors of the rotors from a position with vertical axes of propellers at take-off to the almost horizontal position of the rotor axes in horizontal flight, while rotation of the rotors and change of position can be applied the aircraft along with the propellers, and on aircraft taking off horizontally and flying with an almost horizontal position of the axes in the mountains horizontal flight, including on airplanes with propellers.
  • State of the art State of the art
  • Such aircraft include helicopters.
  • a helicopter is an aircraft that rises into the air with the help of one or several propellers propelling it into rotation by an engine (B. H. Yuryev, Aerodynamic design of helicopters, Oborongiz, 1956, p. 40).
  • the rotor axis and the entire apparatus lean forward, and the rotor thrust T gives then a pulling force X, which drives the apparatus.
  • you can get both the lateral movement of the machine and the reverse gear (B. H. Yuriev, Aerodynamic design of helicopters, Oborongiz, 1956, p. 109).
  • the helicopter rotor is tilted using a special device called a swashplate.
  • This device invented and developed by academician B. H. Yuriev in 1911, is used on all modern helicopters (E. I. Ruzhitsky, Bezaerodromnaya Aviation, State Publishing House of the Defense Industry, Moscow, 1961, p. 71).
  • the helicopter rotor is located in a horizontal plane and is blown in flight by a stream in a direction close to the plane of rotation, which leads to a change in the velocity of flow around the advancing blade relative to the retreating one.
  • Propellers are known for propellers. These screws are designed to communicate to the devices on which they are mounted translational motion at a speed in the direction either coinciding or close to the direction of the axis of their rotation (B. H. Yuriev, Aerodynamic Calculation of Helicopters, Oborongiz, 1956, p. 50).
  • Propellers can be used in a wide range of speeds, since the plane of the screw is perpendicular to the flow and there is no uneven flow around the blades.
  • patent US2444781, B64C29 / 00 consisting of a fuselage, one screw, consisting of four equally sized blades and rotating around an axis coinciding with the axis of the fuselage.
  • the screw is located near the center of gravity of the aircraft.
  • the aircraft does not have wings, but has wing and keel surfaces for the transition from vertical to horizontal flight, as well as to control the position of the aircraft in flight.
  • the same patent describes a method of flying the above-described aircraft. To create a force perpendicular to the axis of the propeller, it is necessary to tilt the axis of the propeller in a horizontal flight at a small angle to the direction of flight. As a result, the effective angle of attack varies with the angular position of the blade.
  • the angle of attack reaches its maximum when the blade is horizontal, and becomes zero when the blade is vertical.
  • the disadvantage of the method used to fly to create a lifting force perpendicular to the axis of rotation of the screw when the axis deviates at a slight angle to the incoming flow, for example, in a vertical plane during horizontal flight, is that when rotating at large angles to a horizontal position and close to vertical the positions of the blades, the forces created on the blades increase the thrust of the screw, but do not give a significant contribution to the creation of lifting force.
  • the blades rotate in a horizontal plane. After takeoff and climb, the aircraft moves to a position for horizontal flight. In this flight mode, the blades rotate in a vertical plane and act like the propellers of an airplane flying forward, but at the same time, the blades provide lift to maintain the aircraft in the air.
  • the main problem of aircraft for flying using the creation of a force perpendicular to the axis of the propellers, which are in conditions close to the axial flow, is the creation of sufficient lifting force for the flight and the propeller to deflect upward, as well as the inability to deflect the axis at large angles of attack at large flight speeds.
  • the aforementioned patent does not define the conditions for creating a lifting force of sufficient magnitude, regulating its magnitude and ensuring the absence of flow disruption from the rotor blades.
  • conditions have not been defined that make it possible to achieve the absence of sectors on which the blades flow around at negative angles of attack.
  • the disadvantage of the method used to fly to create a lifting force perpendicular to the axis of rotation of the screw when the axis deviates at a slight angle to the incoming flow, for example, in a vertical plane during horizontal flight, is that when rotating at large angles to a horizontal position and close to vertical the positions of the blades, the forces created on the blades increase the thrust of the screw, but do not give a significant contribution to the creation of lifting force.
  • the advantage of the aircraft described above and the method of flight is the use of the cyclic pitch control of the screws to create moments in a given direction, as well as, for example, on helicopter screws, and in this case the swashplate is used to control the position of the aircraft and its propeller, including when the axis of the screw, directed in the direction of flight in the flow around screws close to the axial flow.
  • the disadvantage of the method used to fly to create a lifting force perpendicular to the axis of rotation of the screw when the axis deviates at a slight angle to the incoming flow, for example, in a vertical plane during horizontal flight, is that when rotating at large angles to a horizontal position and close to vertical the positions of the blades, the forces created on the blades increase the thrust of the screw, but do not give a significant contribution to the creation of lifting force.
  • This technical solution does not define the conditions for creating a lifting force of sufficient magnitude, regulating its magnitude and ensuring the absence of flow disruption from the rotor blades, and also does not define the conditions for achieving the absence of sectors where the blades flow around at negative angles of attack.
  • the propellers are located on the wings, acting as load-bearing beams for fixing the propellers, and also used to control and, if necessary, to create additional lifting force along with the propellers.
  • each screw creates a radial force perpendicular to the axis of rotation, providing the bulk of the lifting force in flight, when the propeller axis is set at an angle to the flow, and traction force to overcome the resistance.
  • VTOL vertical take-off and landing aircraft
  • X-IOO rotary propellers
  • VTOL X-19 which is a high-wing with a tandem arrangement of wings and four rotary screws at the ends of the wings.
  • X-19 and the method of their flight is that the creation of a radial force directed perpendicular to the axis of the screw becomes possible only at high transonic speeds of flight, comparable with the peripheral speeds of the screws.
  • the disadvantage of the method used to fly to create a lifting force perpendicular to the axis of rotation of the screw when the axis deviates at a slight angle to the incoming flow, for example, in a vertical plane during horizontal flight, is that when rotating at large angles to a horizontal position and close to vertical the positions of the blades, the forces created on the blades increase the thrust of the screw, but do not give a significant contribution to the creation of lifting force.
  • the angle of the axis to the direction of the incoming flow can vary from 5 ° to 10 °, the conditions for using the method are not defined, allowing to achieve the absence of phenomena of stalling the flow from the blades when using the increase in the angles of installation of the blades at the angles of the axis to the flow large 8 °.
  • the disadvantage is the limited axis angle to the direction of flow during flight of an aircraft with high speeds, phenomena of flow stall at large angles of axis to the flow and the appearance of a zone on the screw in which thrust reverses.
  • the narrow range of angles of the propeller axis to the flow at which flight can be made makes it difficult to switch from flying with axes located vertically to flying with axes located in the direction of horizontal flight.
  • Fluctuations in the lifting force on each blade lead to vibrations of the blade with the speed of the propeller, increasing the voltage in the blade.
  • the increase in lifting force occurs from the vertical position of the blade to the maximum value when the blade is horizontal, and decreases when the blade rotates in a downward direction.
  • the summation of the increased and decreased vertical components of the blade forces leads to the creation of a stable force normal to the axis of the propeller.
  • the disadvantage is that the propellers develop significant radial force only at high flight speeds, when the flight speeds become comparable with the peripheral speeds of the propellers.
  • the disadvantage of the method used to fly to create a lifting force perpendicular to the axis of rotation of the screw when the axis deviates at a slight angle to the incoming flow, for example, in a vertical plane during horizontal flight, is that when rotating at large angles to a horizontal position and close to vertical the positions of the blades, the forces created on the blades increase the thrust of the screw, but do not give a significant contribution to the creation of lifting force.
  • the angle of the axis to the direction of the incoming flow can vary from 2 ° to 12 °, but the conditions for using the method are not defined, allowing to achieve the absence of flow stall phenomena from the blades when using the increase in the installation angles of the blades at the angles of the k axis flow large 8 °.
  • the thrust drops sharply when negative angles of attack on the blades occur when rotating upward in horizontal flight.
  • the disadvantage is the limited axis angle to the direction of flow during flight of an aircraft with high speeds, phenomena of flow stall at large angles of axis to the flow and the appearance of a zone on the screw in which thrust reverses.
  • the narrow range of angles of the propeller axis to the stream at which flight can be made makes it difficult to use this method to switch from vertical take-off with axes located vertically to flight with axes located in the direction of horizontal flight.
  • the creation of a part of the lifting force with the help of the wing leads to additional thrust costs to overcome the resistance of the wing, at a time when all the necessary forces for the flight can be created with screws.
  • the main advantage of the proposed methods of flying on rotors is that the creation of a lifting force on the rotor located in the axial flow allows several times to increase the flight speed on the rotors, relative to helicopters, the flight speed of which is limited by the uneven flow around the rotors rotating around the axes perpendicular flight direction.
  • the use of this method of horizontal flight is especially relevant for aircraft that use the rotation of the rotors from the vertical axis of the propellers at take-off to the almost horizontal position of the axes in horizontal flight and allows the aircraft to take off vertically, in the same way as a helicopter, and flight with screws speeds significantly exceeding the helicopter flight speed.
  • the main disadvantage of the proposed methods for creating a force perpendicular to the axis of the screws in the axial flow is the impossibility of creating a sufficiently large lifting force in horizontal flight, due to the creation of a force perpendicular to the axis of the screws.
  • the disadvantage is the limited axis angle to the direction of flow during flight of an aircraft with high speeds, flow stall phenomena and the appearance of a zone on the screw in which thrust reverses.
  • a narrow range of angles of the axis of the propeller to the flow and a narrow range of speeds at which it is possible to create a force perpendicular to the axis of rotation of the propeller, for the flight makes it difficult to transition from the vertical position of the axis of the propellers at take-off to horizontal flight with the rotational axes of the propellers located in the direction of flight.
  • the conditions for using the method are not defined, allowing to achieve the absence of flow stall phenomena from the blades, the conditions for using the method are not defined, which allow to achieve the absence of sectors on which the thrust reverses.
  • the technical problem to which the invention is directed is to fly in an extended speed range while creating a force of the required magnitude in any direction, including lift to maintain weight on propellers located mainly in the axial flow, by increasing efficiency the creation of a lifting force and a force perpendicular to the axis of the screws, in addition to traction, including when expanding the range of angles of the axes of the screws to the flow, and the implementation of direction control due to the change in the ratio of thrust and lift of propellers in a wide range of values for the implementation of various flight modes, including for maneuvering with overloads.
  • the problem is solved due to the fact that in the method of flying in an extended range of speeds on propellers with control the force vector, which consists in the fact that at least two rotor propellers of opposite rotation, with variable angles of installation of the blades, the axes are set along the direction of flight and when the propeller moves in a stream running along the axis of the rotor increase ⁇ ⁇ , where ⁇ ⁇ - the collective pitch angle, to create on the blades of the screw angles of attack ⁇ l o, where n0 ⁇ - angle of attack vane sections of the screw by axial flow screw flight in ensuring the creation of thrust providing maintenance and increase airspeed reject axis airy screws on the direction of the incident flow at an angle ⁇ oci> where ⁇ oci - angle of the axis of the propeller in relation to the free stream direction, receive force perpendicular to the axes of the propellers in the direction of deflection of the front ends of the propeller axes, increase its
  • V oc is the speed of the unperturbed flow running along the screw axis;
  • U is the peripheral speed of the ends of the blades of the propeller, increase the angles ⁇ osh as the relative speed of the screw increases, providing angles of attack of the blades that do not lead to flow stalls, with the possibility of increasing the force perpendicular to the axes of the propellers, as the peripheral speeds of the propellers decrease, moreover, the axes of both propellers of opposite rotation are set in one direction at angles to the flow in the range:
  • the axes of the propellers are tilted in the specified direction, while creating the largest installation angles during the rotor blade on one propeller in the opposite part with respect to the sector on which the largest installation angles are created on the rotor of the opposite rotation, and the smallest installation angles during the rotation of the blade on one propeller in the opposite part with respect to the sector on which the smallest angles of installation on a propeller of opposite rotation, with the possibility of providing the absence of stalls of the flow from the blades, balancing the moments from the counter-rotating propellers
  • the blade installation angles are cyclically changed to achieve the largest blade rotation angles during the revolution in the rotation sector in the first half of the revolution, lying between 60 ° and 120 ° counting from a given direction, with the creation, in addition to traction, of a force perpendicular to the axes of the propellers in a given direction, and increasing its magnitude with an increase in the greatest during the revolution angles of installation of the blades no more than the magnitude of the angles at which stalls of the flow, and when installing the axes of the propellers at an angle to the flow in a predetermined direction in the range of 2 ° ⁇ 8 ° create a force perpendicular to the axes of the propellers in a given direction, with the possibility of obtaining an increase in its value when using cyclical changes in the angles of installation of the blades to create the largest during a turn of the installation angles not exceeding the angles at which flow stall
  • the angles of installation of the blades are cyclically changed to reduce the angles of installation of the blades with the creation in the first half of the revolution on the rotation sector lying between 60 ° and 120 ° counted from the specified direction, the smallest angles of installation of the blades, with the possibility of creating angles installations ensuring the absence of stalls of the flow.
  • cyclically changing the installation angle relative to the collective pitch angle in the first half of the circulation reach the largest alignment in the first half a turn in rotation on the rotation sector, which lies between 60 ° and 120 ° in the reference of the predetermined direction, reaching larger ⁇ yct respect to ⁇ osh not more than ⁇ b where ⁇ i> 0, moreover, set ⁇ os equal to the angles that, when axially flowing around the screw, ensure the creation of angles of attack ⁇ l0 on the blade, and the condition is met: ⁇ l0 + ⁇ , ⁇ cr attacks, not pr leading to the formation of disruptions in the flow of the first half of a turn, increase the force perpendicular to the axis propellers in a predetermined direction, with increasing quantities ⁇ i.
  • Otosi ⁇ about deflect the front ends of the propeller axes in a predetermined direction and during rotation of the blade, in the reference of the predetermined direction, the first half of a turn reach equalities f mouth ⁇ Foch moreover set ⁇ osh equal angles which, when the axial flow propeller ensure creation on blades of angles of attack ⁇ l o, while observing the condition:
  • ⁇ oc Economics 8 ° ⁇ 45 ° in a given direction and cyclically change the installation angles of the rotor blades, reaching in the first half of the rotation on the rotation sector lying between 60 ° and 120 ° in counting from the given direction of the smallest installation angles equal to:
  • ⁇ set ⁇ os + ⁇ i, for Aq 1 ⁇ 0, set os os equal to the angles that, when axially flowing around the screw, provide blades of angles of attack ⁇ l o, subject to the conditions:
  • the installation angles are cyclically changed in the second half of the revolution, they achieve the maximum reduction in the installation angles in the second half of the revolution, with respect to the angles of the common step during rotation on the rotation sector lying between
  • ⁇ mouth ⁇ osh + ⁇ 2 , for ⁇ 2 ⁇ 0
  • ⁇ 2 is the value by which the blade installation angles in the second half of the revolution are maximally changed with respect to the installation pitch angles
  • ⁇ l0 + ⁇ 2 > 0 with the possibility of creating in the second half of the rotation of the angles of attack of a non-negative value and obtaining traction on the screw with an increase in the force perpendicular to the axes in a given direction, as the smallest installation angles decrease in the second half of the revolution.
  • ⁇ os are set equal to the angles that, when axially flowing around the screw, ensure that the angles of attack ⁇ l0 are created on the blades, and they observe the inequality: ⁇ l0 - ⁇ oci + ⁇ 2 > 0, cyclically change the angles of installation of the screw blades, and reach rotation by sector of rotation, lying between 240 ° and 300 ° in counting from a given direction, the maximum change in the second half of the revolution ⁇ yct with respect to ⁇ by the amount:
  • angles ⁇ ocproductive satisfying the inequality: ⁇ oc Consumer ⁇ C * l o, they reduce the angles of installation of the blades by a maximum of ⁇ 2 ⁇ 0 with the creation of the smallest installation angles in the second half of the revolution when rotating on a sector lying between 240 ° and 300 °, with the possibility, when creating traction, to increase the force perpendicular to the axes of the screws in a given direction, with decreasing installation angles in the second half of the blade rotation in the range of installation angles providing flow around the blades at non-negative angles of attack, and at angles ⁇ oc conversation satisfying the inequality: oc oc Economics > ⁇ l o, the increase in the angles of installation of the blades in the second half of the revolution when rotating on a sector of rotation lying between 240 ° and 300 ° by ⁇ p 2 > 0, it is possible to create non-negative angles of attack of the blades in the second half of the
  • the value ⁇ 2 can take both positive and negative values in the range that ensures the creation of negative angles of attack in the second half of the revolution, and with an increase in the value ( ⁇ oc counselor - ⁇ 2 ), negative angles of attack mainly on a sector lying between 240 ° and 300 °, and an increase in the force perpendicular to the axis in a given direction when the traction falls, up to the creation of braking force, including the creation of a rotor with a rotor in the direction of rotation of the screw and with autorotation screw while ensuring inequality:
  • the installation angles are reduced, the installation angles are smallest in the second half of the revolution and they do not allow angles to increase by more than 2 ° in the sector starting between 240 ° and 255 ° and ending between 285 ° and 300 °
  • the installation angles are increased, they reach the largest installation angles in the first half of the revolution and do not allow a decrease of the angles by more than 2 °, on a sector starting between 60 ° and 75 ° and ending between 95 ° and 120 °.
  • ⁇ 2 ⁇ oc and with the possibility of changing the installation angles to provide feathering angles on the blades in different azimuthal positions during rotation of the blade within the indicated sectors.
  • ⁇ l ⁇ is the value by which, in the sector starting between 60 ° and 85 ° and ending between 95 ° and 120 °, the installation angles are maximally increased with respect to the installation angles ensuring the vane position of the blade, while in the first half of the revolution they reach the maximum change installation angles relative to the installation angles of the common pitch ⁇ i, setting:
  • angles of installation of the blades in the first half of a revolution on a sector between 90 ° and 120 ° are counted as cyclically as possible, counting in rotation from a given direction, and when using a change in the angles of installation in the second half of a revolution, the angles of installation of the blades on a sector of between 240 ° and 270 °, in the countdown by rotation from a given direction, and create the largest angles of attack in the rotation sector, lying in half a turn from 90 ° to 270 ° in the report from a given direction with the possibility of creating a moment, tending rotate the propeller axes with their front ends in a predetermined direction, for example, in horizontal flight with the possibility of creating a moment of cabriole.
  • the angles of installation of the blades are additionally changed during a revolution, reducing as much as possible the installation angles achieved on each screw on azimuths lying in the same direction on each screw and increase maximum on opposite azimuths with the possibility of creating a moment perpendicular to the axes of the screws.
  • the tail unit is used to stabilize the position of the aircraft, deflect the aerodynamic wheels up or down to create moments and control the angular position in pitch, deflect the aerodynamic wheels to the right or to the left to create moments and control the angular position in the direction of travel, deflect the aerodynamic rudders, which are respectively left and right in opposite directions to create moments and control the angular position along the roll.
  • wing aileron deviations can be used to control the position of the aircraft in flight along the roll .
  • the specified relative speed of the screw is achieved by reducing the peripheral speed of the propeller, by changing the radius of the propellers, with the possibility of increasing the ratio of the force perpendicular to the axis of the screw to the traction force as the radius of the screws decreases.
  • At least one additional propulsion is used to create traction.
  • the blades of the screws on the sleeve are fixed pivotally or pivotally with elasticity in the seal with the possibility of using the resulting aerodynamic loads during the rotation of the oscillations of the blade around the hinge in the seal to obtain a change in the angle of attack of the blade in order to prevent the occurrence of angles of attack leading to breakdowns flow, as well as to change the peripheral speeds of the ends of the blades during a revolution.
  • the mechanism of the blade stroke compensator is used, which causes a decrease in the angle of attack of the blade when the blade moves to the side of the generated forces as the size of the stroke of the blade increases due to a decrease in the angle of installation of the blade, with the possibility of preventing the occurrence of angle of attack on the blades leading to stalling, as well as to limit the amount of oscillation of the blade.
  • cyclic change in the shape of the profile or a cyclic deviation of the aerodynamic surfaces mounted on the blades or a cyclic blowing of air jets on a rotation sector in the first half of a revolution lying between 60 ° and 120 °, counted from a given direction, with the possibility of increasing the bearing the properties of the blade during rotation on the specified sector and increase the force perpendicular to the axes of the propellers in a given direction.
  • FIG. 1 is a vector diagram for an element of a rotor blade with an axis at an angle to the flow
  • FIG. 2 - vector diagram of forces acting on the elements of the blades in the plane perpendicular to the direction of flight
  • FIG. 3 is a graph of changes in the angle of attack of the blade element during one revolution of the screw with the axis at an angle to the flow
  • FIG. 4 is a vector diagram of an element of a rotor blade with an axis at an angle to the flow with a reversing zone in the third quarter of a revolution
  • FIG. 1 is a vector diagram for an element of a rotor blade with an axis at an angle to the flow
  • FIG. 2 - vector diagram of forces acting on the elements of the blades in the plane perpendicular to the direction of flight
  • FIG. 3 is a graph of changes in the angle of attack of the blade element during one revolution of the screw with the axis at an angle to the flow
  • FIG. 4 is a vector diagram of
  • FIG. 15 is a graph of a cyclical change in the angles of installation of the blades during one revolution in axial mode;
  • FIG. 16 is a vector diagram of a blade element in a cyclical change of angles installations during a turn in an axial stream;
  • FIG. 17 is a vector diagram of the forces in the plane of the screws during rotation of the blades of screws of the opposite rotation;
  • FIG. 18 is a schematic diagram of flying on screws when creating lift and thrust with counter-rotation screws in an axial flow using a cyclical change in the angles of installation of the blades during a revolution; in FIG.
  • FIG. 22 is a graph of changes in flow inflow angles during a revolution in connection with installing a screw at various angles to the flow; in FIG. 23 is a vector diagram for a rotor blade at an angle of an axis to a stream of 20 ° with a cyclical change in the installation angles of 20 ° during a revolution; in FIG. 24 is a graph of changes in the angles of installation of the blades during a revolution made to compensate for the increase in the angle of attack when installing the axis of the screw at an angle of 15 ° to the flow; in FIG.
  • FIG. 25 is a graph of the angles of attack during a revolution obtained by changing the angles of installation of the blades and the angles of flow of the flow with the axis of the screw at an angle of 15 ° to the flow;
  • FIG. 26 is a graph illustrating the nature of the stepwise change in the angles of installation of the blades when installing the screw at an angle of 15 ° to the flow;
  • FIG. 27 is a graph of angles of attack with a step change in the angles of installation of the blades in during the rotation of the rotor blades with an axis angle of 15 ° to the flow; in FIG.
  • FIG. 28 is a vector diagram of the forces in the plane of the screws with increasing installation angles in the 120 ° sector to create aerodynamic forces when feathering the blades on the rest of the screws of the opposite rotation; in FIG. 29 is a graph of angles of attack on the blades during a revolution when using the 120 ° sector to create aerodynamic forces when feathering the blades on the rest of the screws; in FIG. 30 is a vector diagram of the forces in the plane of the screws with increasing installation angles on the sector of rotation of 60 ° to create aerodynamic forces and when feathering the blades on the rest of the screws of the opposite rotation; in FIG.
  • FIG. 31 is a graph of the angles of attack of the blades during a revolution when using the 60 ° sector to create aerodynamic forces and when feathering the blades on the rest of the screws; in FIG. 32 is a vector diagram of the forces in the plane of the screws with the blades set to positive and negative angles of attack during a revolution when creating thrust on the screws; in FIG. 33 is a graph of the angles of attack of the blades during a turn when installing the blades at positive and negative angles of attack when creating traction on the screws; in FIG. 34 is a vector diagram of the forces in the plane of the screws when installing the blades at positive and negative angles of attack during a revolution with autorotation when the screw is reversed; in FIG.
  • FIG. 35 is a graph of the angles of attack of the blades during a turn when using the installation of the blades on positive and negative angles of attack with autorotation when the screw is reversed; in FIG. 36 is a vector diagram of a blade element when using the installation of the blades at positive and negative angles of attack; in FIG. 37 - a device for directly changing the installation angles of the blades during a revolution.
  • the aircraft necessary for the implementation of the proposed method, has at least two propellers of opposite rotation, with variable angles of installation of the blades.
  • the proposed method of flight is carried out at the moment when the aircraft moves at a speed of at least 50 m / s.
  • the axis of the propellers is set along the direction of flight and when the propeller moves in a stream running along the axis of the propeller, the angles of installation of the blades increase, increasing the angle of the common pitch ⁇ o .
  • angles of attack ⁇ l0 are created on the blades of the propeller (see Fig. 13), which remain constant during axial flow during rotation of the propeller blade and provide thrust, which, in turn, maintains and increases flight speed.
  • the angle of the common pitch is increased, ⁇ o ⁇ , to maintain the angle of attack ⁇ l o on the blades of the propeller . while the forces created by the propeller blades deviate closer to the plane of rotation of the propeller.
  • the axes of the propellers are deflected from the direction of the incident flow by an angle ⁇ ocessor , where, ot axis - the angle of installation of the axis of the propeller with respect to the direction of the incoming flow, and receive a force perpendicular to the axes of the propellers in the direction of deflection of the front ends of the axes of the propellers.
  • the magnitude of this force is increased with increasing flight speed and the angle of the axis of the propeller with respect to the direction of the incoming flow.
  • a speed is reached at which the magnitude of this force is close to the weight of the aircraft, and the forward ends of the propeller axes are deflected upward to create the lifting force necessary for the flight.
  • the action of aerodynamic forces causes a skew of the air flow due to the occurrence of inductive speeds, which also affect the value of the mentioned angles of attack on the blades, namely, the skew of the flow reduces the value of the mentioned angles of attack.
  • the vector diagrams do not show changes in flow angles caused by inductive velocities, but the magnitude of the resistance force vectors dX takes into account the magnitude of the inductive resistance.
  • FIG. Figure 2 shows the force acting on the blade element in the vertical plane during rotation in the blade positions other than horizontal, and its projection on the vertical and horizontal directions.
  • the increased number of lines from the center along the radial direction shows the position of the blade in which it creates large aerodynamic forces.
  • ⁇ 90 ° decreases the projection of the force dY R on the vertical direction dY v and the projection of the force on the lateral direction clY ⁇ increases.
  • V 0TH is the relative speed of the propeller
  • the relative pitch of the propeller does not exceed 3
  • the total force dF acting on the element of the propeller blade, located at a radius close to the radius of the propeller R is significantly deviated from the plane of the propeller, in the direction of creating thrust (see Fig. 9).
  • the thrust of the propellers is too large.
  • the rotation of the propeller is slowed down and the relative speed of the propeller is set within:
  • angles ⁇ sh increase as the relative speed of the propeller increases, providing the angles of attack of the blades that do not lead to flow stalls, with the possibility of increasing the force perpendicular to the axes of the propellers, as the peripheral speeds of the propellers decrease.
  • the relative speed of the propeller and the relative pitch of the propeller increase, the forces created on the blades deviate to the plane of the propeller.
  • the area of the blades and the size of the propellers can be increased, which will ensure flight using the proposed method, at least at a flight speed of up to 50 m / s.
  • the minimum speed at which the proposed method for flight can be used is close to half the maximum speed that a helicopter can reach.
  • the creation of lifting power and thrust in flight at such speeds can be effectively carried out by the method used in helicopters and other vertically flying screw aircraft using the vertical position of the axis of the propellers at high speeds of rotation with the creation of traction directed along the axis of the propellers.
  • the magnitude of the lifting force can be increased as the peripheral rotational speeds slow down and the relative speed of the propeller increases. This will provide the aircraft with the necessary lifting force for the flight, including the use of maneuvering with overloads in a wide range of speeds, including at sufficiently low flight speeds, starting from 50 m / s.
  • the axis angle to the direction of the air flow which ensures the creation of a force perpendicular to the axis of the propellers and lift in accordance with the proposed method, lies in the range from 2 ° to 8 °, since at zero and close to them axis angles to the air flow there is no change in the angle of attack during a revolution, and at axis angles greater than 8 °, flow disruption phenomena can appear on the part of the propeller, which sharply reduce the forces acting on the propeller blades.
  • the position of the axis can be used strictly in the flow and high angles of the axis of the screws to the flow as follows.
  • the axes of both propellers of opposite rotation are set in one direction at angles to the flow in the range:
  • the peculiarity of the used change in the angles of installation of the blades during a revolution is that when the angles of installation of the blades are increased relative to the opposite positions of the blades, in accordance with the method described above, the angles of installation in the opposite positions of the blades on the screws of the opposite rotation increase, the installation angles are reduced likewise .
  • the moments from the counter-rotating propellers compensate each other when creating a force acting perpendicular to the axes of the propellers.
  • the swashplate rings on the counter-rotating screws are rotated in different directions (see Fig. 19).
  • the proposed method is used depending on various angles of the axis to the flow, including to obtain different ratios of thrust and lift on propellers.
  • the forces created by two counter-rotating propellers in flight are shown in a vector diagram of the forces in the plane of the propellers in FIG. 17.
  • the basic scheme of flight on propellers when creating lifting force and thrust by propellers of opposite rotation in the axial flow using cyclical changes in the angles of installation of the blades during a revolution explains the creation of forces and balancing of moments when flying on propellers of the opposite rotation of the proposed method (see. Fig. 18).
  • the use of changing the installation angles during a revolution allows you to change the angle of attack of the blade by one angle at the butt and at the end of the blade, in contrast to changing the angles attacks obtained when the axis is installed at an angle to the flow at constant angles of the blades during a revolution, when the change in the angle of attack decreases with increasing radius and peripheral speeds of rotation of the blade element.
  • the upper limit of the specified range is determined based on the fact that for angles less than 2 °, without using a cyclic change in the installation angles, a sufficiently large lifting force perpendicular to the axis cannot be created.
  • ⁇ (f) is the value by which the blade installation angles are changed with respect to the installation pitch of the common pitch during rotation in the azimuthal position of the blade at an angle of f; where, f is the current azimuthal angle in the plane of rotation, formed if you look at the rotation of the screw between the blade and the specified direction, and reach the largest installation angles in the first half of the rotation when rotating on a rotation sector lying between 60 ° and 120 ° in reference to the specified directions, reaching an increase in ⁇ yct relative to ⁇ sh, by no more than ⁇ b where Aq) 1 > 0, where ⁇ i is the value by which the blade installation angles in the first half of the revolution are maximally changed with respect to the installation angles of the common pitch, the largest value angle at and no more ⁇ l o + ⁇ 1; observe the condition: ctl + ⁇ q> i ⁇ ⁇ crit , where ⁇ crit is the angle of attack, upon reaching which the flow stalls from the blade, they are given the opportunity, when creating
  • ⁇ CRIT depends on the shape of the profile, the nature of the flow of air around the blades of the blades.
  • ot crit lies in the range 12 ° ⁇ 14 °, with a cyclical change in the angles associated with fluctuations in the angles of attack and with the rotational speed of the propeller, depending on the nature of the flow around, the ⁇ crit can increase.
  • the installation angles are changed in the second half of the revolution with the maximum reduction in the installation angles in the second half of the revolution on a sector lying between 240 ° and 300 ° in counting from a given direction with the creation of the smallest angle of attack on the blades not lower than zero in the following way.
  • the magnitude of the angles of inflow of the air flow to the blades will be determined.
  • the magnitude of the angles of installation of the blades when using a cyclical change of the angles of installation in accordance with the proposed method will cyclically change in the second half of the revolution with a maximum decrease in the angles of installation in the second half of the revolution when rotating on a sector lying between 240 ° and 300 ° in counting from a given direction with the creation reducing the angle of attack on the blades below zero (the sectors on which create aerodynamic forces on the screws of the opposite rotation are shown see Fig.
  • the creation in the second half of the rotation of the angle of attack below zero is large in absolute value with respect to positive angles of attack in the first half of the revolution leads to the autorotation of the propeller in the wind turbine mode (sectors on which aerodynamic forces are created on the screws of the opposite rotation are shown in Fig. 34; a graph characterizing such a change in the angle of attack during the revolution using the swashplate to change the angles of the blades shown in FIG. 35, graph 1).
  • Using the creation of lifting force on autorotating propellers of opposite rotation with strictly axial flow around the propellers allows for reduction in the event of engine failure.
  • FIG. 28 shows sectors on which aerodynamic forces are created on counter-rotating screws
  • graph 3 of FIG. 29 shows a graph characterizing the change in the angle of attack for creating aerodynamic forces in the first half of the propeller revolution, and ensuring minimum angles of attack in the second half of the rotor rotation, in the graph 1 of FIG.
  • Figure 29 shows a graph characterizing the change in the angle of attack for creating aerodynamic forces in a sector less than half a revolution of the propeller, and ensuring minimum angles of attack in the rest of the aircraft nta.
  • the size of the sectors on which feathering is carried out can be increased.
  • the graph 1 of Fig. 31 shows a graph characterizing the change in the angle of attack for creating aerodynamic forces in the sector of at least 45 ° and ensuring minimum angles of attack on the rest of the propeller.
  • the maximum change in the installation angles is achieved using a non-sinusoidal change in the installation angles.
  • they can use, for example, a mechanism or a drive that directly changes the angles of the blade during each revolution, depending on the azimuth f.
  • a device can be installed between the blade fixed on the axis with the ability to change the installation angle and a swashplate or a device for changing angles a common step to ensure that the installation angles change over each revolution in the range up to 20 ° (see Fig. 37).
  • ⁇ oc Sprint 2 ° ⁇ 8 °
  • a lifting force is created, both using an increase in the angles of installation of the blades, and without using a change in the angles of installation of the blades.
  • the lower boundary of the specified range is determined based on the fact that at angles of the axis greater than 2 ° without using a cyclic change in the installation angles, a sufficiently large lifting force perpendicular to the axis can be created.
  • the sections of the blades streamlined at negative angles of attack increase the force perpendicular to the axis of the screw, as can be seen from the vector diagram of forces from the blades in the plane of the screw with the formation of reversible sectors of rotation with the axis of the propeller located at an angle to the flow (see Fig. 5) .
  • a graph characterizing the change in the angle of attack of the blades during one revolution with the axis located at an angle to the air flow during the formation of the reverse zone is shown in FIG. 6.
  • Axis ⁇ l0 increasing the angles of installation of the blades of the common pitch ⁇ os to provide the above ratio and create non-negative angles of attack in the second half of the revolution when rotating on a sector of rotation lying between 240 ° and 300 °, with the possibility of creating a force perpendicular to the axis of the propeller in a given direction and traction.
  • the installation angles are cyclically changed to increase the installation angles, on a rotation sector lying between 60 ° and 120 ° in the reference from the given direction, provided that the angle of attack on the blades does not lead to stalls flow in the following way.
  • FIG. 22 d shows the nature of the change in the angles of inflow of the air flow to the blade near the butt due to the installation of the axis of the propeller at different angles to the stream 8 ° - graph 1; 15 ° - chart 2; 30 ° - graph 3.
  • the angle of attack on the blades at the butt of the blade will be increased by angles close to 15 ° when rotating on a sector lying between 60 ° and
  • the angles of installation of the blades are cyclically changed and reach the smallest during a revolution installation angles on a sector lying between 60 ° and 120 ° in the reference from a given direction, and provide a reduction in the angle of attack of the blades to values at which there is no flow stall, with the possibility of creating, besides the traction force, and the force perpendicular to the axes of the screws in a given direction, and increasing its magnitude with increasing magnitude of the smallest blade angles during a revolution.
  • the lower limit of the range is determined by the fact that when the angle of the axis ⁇ oc and more than 8 ° increase on the propellers, large angles of attack can occur on the blades, leading to flow stalls.
  • the upper limit of the range of angles of the axis to the flow not higher than 45 ° is determined on the basis that the projection of the velocity of the unperturbed flow in the plane of the propeller increases with an increase in the angle of the axis to the flow.
  • ⁇ oc and > 45 this leads to an increase in the velocity non-uniformity during the rotation of the blade in the plane of the propeller and to an increase in the flow rates at the ends of the blades during rotation in the first half of the revolution from the direction in which the front part of the axis is deflected to the flow, and at opposite azimuths of rotation this leads to reduction of speeds in the plane of the propeller at peripheral rotational speeds close to the magnitude of the projection of the speed of the unperturbed flow on the plane of the propeller.
  • FIG. 23 shows vector diagrams characterizing the flow around portions of a blade in opposite halves of a revolution.
  • the force generated by the propeller forms a force perpendicular to the YR axis. And the force directed along the X axis, is deflected at different angles of the axis to the air flow.
  • the force vector of the screw deviates toward the axis and the lifting force of the propeller Yv increases, and the thrust P of the propeller decreases.
  • the lifting force generated by the propeller increases as the axis angle to the flow increases, and reduction of propeller thrust, which can allow either to additionally increase the propeller lift, or to create lift for the flight of the required size at a lower ratio Yelnia speed propeller.
  • Flying at large angles of the axis to the flow is used to increase the lifting force with respect to the thrust along with a change in the rotational speed of the propeller and peripheral speeds.
  • the use of the creation of forces in flight at large angles of the axis to the flow is necessary when moving from the vertical position of the axes with the creation of traction along the axis of the propeller at low flight speeds to create forces in flight with high speeds by the proposed method.
  • the proposed method of the filter using the create forces on the propeller is used in view of the proposed possibilities create forces on the propeller at circumferential speeds, providing relative screw speed in the specified range and at angles of installation ⁇ osh ensuring the creation of angles of attack to provide traction, and when changing the installation angles, if you use a cyclical change in the angles of installation of the blades in accordance with the method proposed above at different angles of the axis to the air mu flow.
  • angles of attack ⁇ l0 achieved at different radii of the blade with axial flow around the propeller are determined by the angle of installation of the blades ⁇ os taking into account the angle of rotation of the blade and the angles of the flow and taking into account the inductive bevel of the flow to the blade.
  • a cyclic change in the angles of attack of the blades may not be performed if the lifting force ⁇ ocessor is sufficient to create the necessary lifting force for the flight and provided that ( ⁇ l0 + ⁇ OC and) ⁇ CRIT .
  • Using the proposed method allows to achieve the absence of flow stalls when creating forces for flying on a propeller for different ranges of angles of installation of the axis to the flow, including using a cyclical change in the angles of the installation and allows you to effectively create a force perpendicular to the axis of the propellers, as with a strictly axial flow propellers, and with an increase in the angle of the axis to the flow to 45 ° in the absence of stalls of the air flow from the blades.
  • the possibility of using large angles of the propeller axis to the air flow facilitates the transition from the vertical position of the axes at take-off to an almost horizontal position in horizontal flight.
  • angles of installation of the blades are reduced by a maximum of ⁇ 2 ⁇ 0 with the creation of the smallest installation angles in the second half of the revolution when rotating on a sector lying between 240 ° and 300 °, with the possibility, when creating a thrust force, to increase the force perpendicular to the axes of the propellers in a given direction, with decreasing installation angles in the second half of the blade rotation in the range of installation angles providing flow around the blades at non-negative angles at ki.
  • angles of the blades are increased in the second half of the revolution when rotating on the rotation sector lying between 240 ° and 300 ° by ⁇ ph 2 > 0, and it is possible to create non-negative angles of attack of the blades in the second half of the revolution with the possibility of reducing the angles of attack of the blades in the range of non-negative values, as the largest installation angles decrease in the second half of the revolution and increase the force perpendicular to the axis of the screw in a given direction with increasing values us ( ⁇ oci - ⁇ 2) for creating thrust propeller.
  • the rotation of the blade in the second half of the revolution, counting from a given direction, is accompanied by the creation of forces directed in the direction opposite to the lifting force.
  • the use of reducing the angle of attack in the second half of the revolution in the range of angles not lower than zero and the use of installation angles close to feathering angles providing close to zero angles of attack on the blades allows you to reduce the magnitude of the forces created on the blades in the second half of the revolution, which allows to increase the magnitude of the lifting force, and non-negative angles of attack on the blades, ensure the effective creation of traction on the propeller.
  • the magnitude of the lifting force can be changed over a wide range of values using changes in the relative speed of the screw, when using a cyclic change in the angles of installation of the blades to obtain the lifting force, both when the screw flows around the screw strictly along the axis, and at angles of the axis of the screws to the flow up to 45 ° and for an additional increase in lifting force, a decrease in the installation angles in the second half of the revolution in the range of angles providing positive angles of attack on the blades close to minimum is used.
  • An increase in the lifting force of propellers during maneuvering due to the creation of negative angles of attack on a part of the propeller with a decrease in propeller thrust is performed as follows.
  • the quantity ⁇ 2 can take both positive and negative values in the range that ensures the creation of negative angles of attack in the second half of a revolution.
  • an increase in the value ( ⁇ ocproductive - ⁇ 2 ) an increase in negative angles of attack is obtained mainly on a sector lying between 240 ° and 300 °, and an increase in the force perpendicular to the axis in a given direction, with a drop in traction, up to the creation of braking force, including with the creation by the propeller of a torque in the direction of rotation and autorotation of the screw while ensuring the inequality - ( ⁇ l0 - ⁇ oc Economics + ⁇ 2 )> ⁇ l0 + ⁇ oc Economics + ⁇ , with the creation of angles on the rotation sector lying between 60 ° and 120 ° attacks, in absolute value less than negative angles of attack, creating aemyh in rotation on the sector lying in the
  • the proposed method provides a mode of efficient traction while ensuring the absence of reversal zones, as well as a mode of increasing lift when reducing the efficiency of traction, by creating negative angles of attack on certain sectors of rotation to ensure maneuvering when braking with propellers, including using changes in installation angles during a revolution, which allows you to effectively create a force perpendicular to the axis of the propellers with an increase in the angle of the axis to Otoko to 45 ° with no disruption of air flow from the blades.
  • Such an increase in the angle of the axis to the air flow leads to an increase in the lift of the propellers relative to the thrust and can be used to move from the vertical position of the axes on take-off to an almost horizontal position in horizontal flight and vice versa.
  • ) sin (f) / 2, so cp yst ⁇ osh + (
  • the greatest increase in the angles of attack of the blades occurs when the blade is close to the position perpendicular to the specified direction of creation of the lifting force in sectors lying between 60 ° and 120 ° and in the sector, between 240 ° and 300 °, in the case of using negative angles of attack, in the rest of the turn, where the forces created on the blades do not make a significant contribution to the creation of lifting force, use the installation of the blades at angles that minimize the angle of attack on the blades, providing minimal resistance to the blades of the propeller, i.e. at the angles of feathering, as a result of the aerodynamic forces on the propeller created mainly in sectors where they can be used to create lift, which allows to increase its value in relation to traction.
  • a sinusoidal change in the angles of installation of the blades can be set as follows.
  • the blades are set at angles that ensure they feather in each azimuthal position during rotation, except for sectors of rotation on which the position of the blades close to perpendicular to a given direction in the first half of a revolution from a given direction, during rotation on which the blades are translated at an angle Fitting to ensure the creation of forces in a predetermined direction, when creating the largest angle of incidence on the sectors lying between 60 ° and 120 °, and by using angles of attack less than zero on the rotation sector lying between 240 ° and 300 °.
  • ⁇ (pi ⁇ is the value by which, on a sector starting between 60 ° and 85 ° and ending between 95 ° and 120 °, the installation angles are maximized with respect to the installation angles providing the vane position of the blade.
  • graph 2 of FIG. 26 shows a change in the angles of the plant for performing feathering over most of the revolution and stepwise increase of the installation angles on the sectors of rotation, where the blade is close to the position perpendicular to a given direction
  • graph 2 of FIG. 27 shows the achieved change in angle of attack.
  • ⁇ 2 ⁇ ⁇ 2 - ⁇ 0CI with the possibility of providing the smallest angles of attack of a negative value on the blades, when rotating in the second half of the revolution on a sector starting between 240 ° and 265 ° and ending between 275 ° and 300 °, counting from a given direction.
  • the indicated ranges provide close to maximum angles during rotation of the blade near the positions where the magnitude of the projection of forces on a given direction is greatest within the rotation sector at least 20 °, and allow the sector to expand with maximum angles of up to 60 ° within which the projection of forces in a given direction is close to the magnitude of forces on the blades.
  • the ranges for performing feathering are selected with an interval to the range with maximum angles so that, when changing from feathering, the angles of the blade to be adjusted to the maximum installation angle and vice versa.
  • angles of attack of the blades are constant and take a maximum value during a revolution, resulting in the most make full use of these sectors of rotation to create aerodynamic forces in a given direction and achieve an increase in the lifting force of propellers.
  • an offset can be used areas at which the installation angles reach a maximum value, on both propellers of opposite rotation, for example, in the lower half of the revolution. This happens as follows.
  • the angles of installation of the blades are cyclically changed in the first half of the revolution on a sector between 90 ° and 120 °, counting in rotation from a given direction.
  • the angles of installation of the blades in the sector between 240 ° and 270 ° are cyclically changed as much as possible, counting from the rotation from the specified direction.
  • moments on the propeller can be created in the same way as, for example, on coaxial rotor propellers of opposite rotation in a helicopter. This is as follows.
  • the installation angles of the blades are changed during a revolution, reducing the maximum installation angles achieved on each propeller at azimuths lying in the same direction on each propeller, and increase the maximum on opposite azimuths with the possibility of creating a moment perpendicular to the axes of the propellers.
  • the aerodynamic rudders are deflected up or down.
  • the aerodynamic steering wheels are deflected to the right or left.
  • To create moments and control the angular position of the roll deflect the aerodynamic rudders located respectively on the left and right in opposite directions.
  • the center of gravity is positioned at a pitch angle slightly in front of the total resultant force of the propellers, while the propellers and the plumage create a moment for cabling with the possibility of balancing the moments and performing a steady flight.
  • the position of the propellers is shifted relative to the center of gravity back.
  • the propeller’s lift force creates a dive moment relative to the center of gravity of the aircraft, which puts the aircraft at a lower angle of attack.
  • a supporting wing which can also be used for control. This is as follows.
  • the carrier wing is oriented towards the incoming air flow at an angle of attack from 0 ° to 10 °. As the angle of attack of the supporting wing increases, the additional supporting lifting force. To control the position of the aircraft in flight along the roll can use the deflection of the wing ailerons.
  • flight can be carried out using thrust to create at least one additional propulsion device, for example, a propeller whose axis is directed in the direction of flight, at a relative speed less than one with a relative influx of propellers used to create aircraft thrust. Since when reversing the thrust, the angles of attack of a negative magnitude and the sectors of rotation increase at which the angles of attack become negative relative to the sectors at which the angles of attack reach the highest positive values, this can lead to a decrease in the torque required for rotation until autorotation propeller.
  • a propeller whose axis is directed in the direction of flight
  • flight can be carried out when creating a lifting force on autorotating coaxial propellers using the proposed change in the angles of installation of the blades to create a lifting force by propellers, using large values of the relative screw speed up to 3. Moreover, it is not necessary to rotate the propellers used to create the lifting force, similar to As it happens in flight gyroplane.
  • the mechanism of the blade sway compensator is used, which causes a decrease in the angle of attack of the blade when the blade moves in the direction of the generated forces as the size of the blade sweep increases due to a decrease in the blade installation angles.
  • the aircraft To fly on propellers with a force vector control using the proposed method, the aircraft must reach a speed of at least 50 m / s.
  • the aircraft can use vertical take-off.
  • revs are increased, the screws are tightened, reaching peripheral speeds of about 250 m / s.
  • Perform a flight creating a force directed along the axis of the rotors, balancing the weight, using the tilt of the axes of the propellers to create thrust forward, in the same way as when flying a helicopter.
  • V rel 1.2 ⁇ 3
  • the power plant and transmission must provide for a change in the rotor speed in a wide range of values to slow the peripheral speed of the rotor to values that provide the necessary relative speed of the propeller lying in the proposed range of values.
  • a variable-speed propeller can be used to slow down the peripheral speeds of the propeller. diameter, for example with telescopically retractable ends of the blades.
  • a sufficiently large low-loaded propeller corresponding in size to the propellers used in helicopters, allows to reduce the power consumption in hovering and low-speed flight modes, as well as provide the aircraft with a reduction in the required hovering power and will create the necessary lifting force in flight using the proposed method at a speed of about 100 ⁇ 150 m / s.
  • a circumferential speed of rotation of the propeller of more than 100 m / s it is possible to use a screw with blades fixed pivotally or with some elasticity in the seal or butt of the blade.
  • the twist of the propeller blade suitable for the implementation of the method should be selected for flight with the values of the relative propeller gain used in the method.
  • the propeller In flight, the propeller is used for large values of the relative gait, so the twist of the propeller necessary for optimal flight performance will be small, this twist is close to the twist of the propeller of the helicopter and will provide good characteristics of the propeller in hover mode.
  • Propellers can be installed in the bow and stern or can be spaced on the wings in relation to the center of mass of the aircraft. For control, they can change the propulsion forces of propellers by changing the installation angles of the common pitch of one screw relative to another, as well as by changing the angular position of the axes of the propellers.
  • FIG. 18 shows a possible configuration of an aircraft similar to that proposed in the prototype and analogues, which allows for horizontal flight using the proposed method when reaching the claimed speed range.
  • the specified flight method can be used on any other configurations while ensuring the necessary flight speed at the angles of the axis to the flow in the claimed range.
  • the propeller can be equipped with a swashplate to change the angles of installation of the blades during the rotation of the propellers to create moments of control when the rings of the swash plate deviate in one direction on the opposite rotor propellers.
  • the installation angles of the blades increase on the blades directed from the center along the radius in one direction on the opposite-rotation propellers and a one-way moment is created on each propeller.
  • a swashplate can be used.
  • the difference from the known use of the swashplate is that in this case, the swashplate rings on the opposite-rotation propellers are turned in different directions (see Fig. 19).
  • the angles of installation of the blades of each propeller will vary according to a sinusoidal law, as a function of the angle of rotation of the blade, in counting by rotation from a given direction of creation of the force perpendicular to the axis of the screw, the maximum installation angle is reached at 90 ° rotation, and at 270 ° minimum blade angle.
  • the angles of attack of the blades can be reduced at angles of the axes of the propellers to the flow from 8 ° to 45 °, and also on most of the propeller angles of installation of the blades close to the angles of feathering can be provided.
  • the most complete use of changing the installation angles for the effective creation of lifting force and traction in accordance with the proposed method can be implemented using a swashplate and a mechanism that directly changes the installation angles of each blade during a revolution with a rotational speed of the screw, using a device that directly changes the installation angles of the blades during each revolution, which provides for the change in the angles of installation of the blades at angles in the range of -15 ° to 15 ° s specified in the method using a non-sinusoidal change in the angles of installation of the blades, which is close in nature to a stepwise one, depending on the position of the blade during rotation provided by the device directly changing the angles of installation of the blade with the rotational speed of the screw (see Fig.
  • This device is a power cylinder 1, the movement of which is carried out with the rotational speed of the propeller to provide the proposed change in the angle of installation of the blade 2 by means of a rod 3, pivotally connected to the butt part of the blade 2 and the rod of the aforementioned power cylinder 1.
  • the device is located on each blade 2 between the butt part of the blade 2, mounted on an axial hinge 4, and the drive 5 from the swash plate (not shown in Fig. 37) or the mechanism for changing the overall pitch (not shown in Fig. 37), setting the rotation angles in the second axial hinge 6.
  • the blade 2 is attached to the sleeve 7, mounted on the axis of the 8 propeller, by means of the second axial hinge 6.
  • the aforementioned device will be able to provide any other change in installation angles in accordance with the proposed method.
  • the change in the aerodynamic forces of the blade can be made without changing the angle of attack, for example, using the deflection of the aerodynamic surfaces mounted on the blades, slats and flaps, using changing the shape of the profile, for example, when deflecting the flexible tip of the profile or using blowing air jets, then creating a force perpendicular to the axis of the propellers, along with changing the angle of attack of the blades, can produce a cyclic deflection of aerodynamic surfaces at each revolution installed on the blades, or a cyclic change in the shape of the profile or cyclic blowing of air jets on the rotation sector in the first half of a revolution in counting from a given direction, on which a lifting force is created on a propeller lying between 60 ° and 120 ° in counting from a given direction by rotation of each of the propellers of the opposite rotation.
  • the device for controlling the angles of installation of the blades can be used in accordance with the proposed method, including to ensure feathering of the blades
  • an automated control system can be used which, when the device deviates from a given pitch or glide angle, creates moments that change the angular position of the aircraft by deflecting controlled aerodynamic surfaces and propellers.
  • a vertical take-off aircraft using at least two counter-rotating propellers for hovering will be able to fly using the proposed method at speeds significantly exceeding the helicopter’s flight speed, due to the use of propellers oriented in axes by air flow in flight, using the deflection of the propellers and creating a force perpendicular to the axes of the propellers, creating traction and lifting force to maintain weight aircraft in flight.
  • the magnitude of the lifting force can be increased as the peripheral rotational speeds slow down and the relative speed of the propeller increases. This will provide the aircraft with the necessary lifting force for the flight, including the use of maneuvering with overloads in a wide range of speeds, including at sufficiently low flight speeds, starting from 50 m / s.
  • the flow around the screw along the axis will allow you to fly the proposed method, with speeds significantly exceeding the flight speed Helicopter software.
  • the reduced speed of the flow around the blades will lead to a reduction in profile losses and will allow efficient flight at speeds equal to the highest speeds achieved by airliners.
  • the proposed method ensures the absence of stalls of the flow from the blades and the mode of efficient traction creation, while ensuring the absence of reversal zones, as well as the mode of increasing the lift force while reducing the traction creation efficiency by creating negative angles of attack on certain sectors of rotation to ensure maneuvering when braking by propellers, including using changes in installation angles during a revolution.
  • feathering of the blades can be carried out at angles of the axis to the air flow up to 45 °, including using a sinusoidal change in the installation angles.
  • the angles of attack of the blades are constant and take a maximum value during a revolution, as a result of which , most fully use these sectors of rotation to create aerodynamic forces in a given direction and achieve an increase in the lift of propellers.
  • the proposed method can be carried out on propellers oriented with axes at an angle from 0 ° to 45 ° to the flow, both at low speeds up to 50 m / s and at speeds significantly exceeding the helicopter flight speed, and the method allows create a propeller force vector in a given direction in a wide range of values, which allows you to create the lifting force necessary for flight and maneuvering in flight when creating thrust, and also to additionally increase the lifting force when the performance deteriorates Nost create traction or braking propellers for maneuver.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

СПОСОБ ПОЛЁТА В РАСШИРЕННОМ ДИАПАЗОНЕ
СКОРОСТЕЙ НА ВИНТАХ С УПРАВЛЕНИЕМ
ВЕКТОРОМ СИЛЫ
Область техники
Изобретение относится к авиационной технике, конкретно к способам осуществления полёта при создании сил на воздушных винтах, а именно с использованием изменения направления и величины силы, создаваемой воздушными винтами противоположного вращения с осью, направленной преимущественно по полёту, в расширенном диапазоне скоростей, от 50 м/с до больших околозвуковых скоростей полета.
Изобретение может применяться для осуществления горизонтального полёта и маневрирования в полёте на летательных аппаратах вертикального взлёта, использующих поворот несущих винтов от положения с вертикальными осями винтов на взлёте к почти горизонтальному положению осей винтов в горизонтальном полёте, при этом может применяться как поворот винтов так и изменение положения летательного аппарата вместе с винтами, и на летательных аппаратах, взлетающих горизонтально и осуществляющих полёт с почти горизонтальным положением осей в горизонтальном полёте, в том числе на самолётах с воздушными винтами. Предшествующий уровень техники
Известны летательные аппараты, применяющие несущие винты для осуществления полёта. К таким летательным аппаратам относятся вертолёты.
Вертолёт - летательный аппарат, поднимающийся в воздух с помощью тянущих его вверх одного или нескольких винтов, приводимых во вращение двигателем (Б. H. Юрьев, Аэродинамический расчёт вертолётов, Оборонгиз, 1956 г., стр. 40). Ось несущего винта и весь аппарат наклоняются вперёд, и сила тяги несущих винтов T даёт тогда тянущее усилие X, приводящее аппарат в движение. При наклоне машины в сторону или назад можно получить и боковое движение машины, и задний ход (Б. H. Юрьев, Аэродинамический расчёт вертолётов, Оборонгиз, 1956 г., стр. 109).
Наклон несущего винта вертолёта производится при помощи специального устройства, называемого автоматом перекоса. Это устройство, изобретённое и разработанное академиком Б. H. Юрьевым в 1911 г., применяется на всех современных вертолётах (E. И. Ружицкий, Безаэродромная авиация, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1959 г., стр. 71).
Поворот внешнего кольца автомата перекоса приводит к повороту внутреннего вращающегося кольца, которое приходит в гармоническое колебательное движение и заставляет колебаться и лопасти относительно их продольных осей. Одну часть окружности лопасть будет пробегать под большим углом установки, чем другую, и, следовательно, тяга одной половины диска будет больше, чем другой (Б. H. Юрьев, Аэродинамический расчёт вертолётов, Оборонгиз, 1956 г., стр. 86).
Применение такого способа управления на несущих винтах позволяет изменять угол оси винта и, соответственно, направление вектора силы винта, направленной перпендикулярно плоскости вращения винта.
Винт вертолёта расположен в горизонтальной плоскости и обдувается в полёте потоком в направлении, близком к плоскости вращения, что приводит к изменению скоростей обтекания наступающей лопасти по отношению к отступающей.
Увеличение максимальной скорости полёта ограничено, главным образом, явлениями срыва на идущей против направления полёта лопасти и, кроме того, явлением сжимаемости по идущей по направлению полёта лопасти (E. И. Ружицкий, Безаэродромная авиация, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1959 г., стр. 95).
Известны гребные винты - пропеллеры. Эти винты предназначены для сообщения аппаратам, на которых они установлены, поступательного движения со скоростью в направлении или совпадающем или близком к направлению оси их вращения (Б. H. Юрьев, Аэродинамический расчёт вертолётов, Оборонгиз, 1956 г., стр. 50).
Гребные винты могут использоваться в широком диапазоне скоростей, поскольку плоскость винта перпендикулярна к потоку и отсутствует неравномерность обтекания лопастей.
Увеличение тяги воздушного винта за счёт увеличения скорости вращения ограничено возрастанием профильного сопротивления лопастей. Винты бывают с фиксированным шагом и с изменяемым шагом, лопасти которых могут поворачиваться в полёте вокруг своих осей (Справочник авиаконструктора, Том 1, Издание ЦАГИ, 1937 г., стр. 175). Преимущества винта изменяемого шага по сравнению с винтом фиксированного шага возрастают с увеличением диапазона скоростей полёта, так как одновременно возрастает диапазон углов установки лопастей, необходимых для снятия полной мощности (Справочник авиаконструктора, Том 1, Издание ЦAГИД937 г., стр. 206).
Увеличение скорости вращения гребных винтов ограничено потерями связанными с сжимаемостью, поэтому при увеличении скорости полёта величина относительной скорости растёт и приближается к единице, что определяет величину относительной поступи на применяемых в авиации воздушных винтах в пределах: λ = 0 ÷3,5, где λ - относительная поступь воздушного винта. При полёте с большими скоростями по мере увеличения относительной поступи винта увеличивают углы установки лопастей винта для поддержания углов атаки лопастей, вследствие чего, силы, создаваемые лопастями винта, отклоняются ближе к плоскости вращения, и возрастают потери на закрутку потока за винтом.
К недостаткам присущим используемым в авиации винтам- следует отнести также то, что при полёте с большими скоростями они не могут создать подъёмную силу для уравновешения веса в полёте, и используются только для создания тяги.
Из патентной литературы известен летательный аппарат для вертикального и горизонтального полёта, патент US2444781, B64C29/00, состоящий из фюзеляжа, одного винта, состоящего из четырёх равных по размеру лопастей и вращающегося вокруг оси, совпадающей с осью фюзеляжа. Винт расположен рядом с центром тяжести летательного аппарата. Летательный аппарат не имеет крыльев, но имеет крыльевые и килевые поверхности для осуществления перехода от вертикального полёта к горизонтальному, а также для управления положением летательного аппарата в полёте.
В этом же патенте описан способ полёта на вышеописанном летательном аппарате. Для создания силы, перпендикулярной оси винта, необходимо в горизонтальном полёте наклонить ось винта под небольшой угол к направлению полёта. В результате чего, эффективный угол атаки изменяется с угловым положением лопасти.
Угол атаки достигает максимальной величины, когда лопасть горизонтальна, и становится нулевым, когда лопасть вертикальна. В горизонтальном полёте предлагается использовать вращающееся крестообразное крыло-винт при создании тяги и крутящего момента реактивными двигателями на концах крыльев-лопастей.
Аналогичные разработки проводились с использованием прямоточных реактивных двигателей на концах лопастей и другими авторами.
Данный летательный аппарат и способ полёта на нём имеют следующие недостатки.
В данном способе при полёте со значительной горизонтальной осевой скоростью, в результате наклона оси в вертикальной плоскости, на крыле-лопасти, вращающейся вниз, и на крыле- лопасти, вращающейся вверх, создают силы, направленные вверх. В результате чего, лопасти, вращающиеся вверх, создают силы торможения. В результате такого использования винт создаёт подъёмную силу, но не создаёт тяги, а создаёт сопротивление, что приводит к неоправданным затратам энергии на создание тяги для преодоления силы торможения лопасти, вращающейся вверх реактивными двигателями, установленными на концах крыльев-лопастей, в то время как тяга и подъёмная сила может быть создана на винте.
Ещё одним недостатком данного способа полёта является то, что на винт будет действовать значительный момент, перпендикулярный оси винта, который необходимо компенсировать аэродинамическими рулями направления.
Недостатком используемого для полёта способа создания подъёмной силы, перпендикулярной оси вращения винта, при отклонении оси под небольшим углом к набегающему потоку, например, в вертикальной плоскости при осуществлении горизонтального полёта, является то, что при вращении под большими углами к горизонтальному положению и близких к вертикальному положениях лопастей силы, создаваемые на лопастях увеличивают тягу винта, но не дают значительного вклада в создание подъёмной силы.
В ряде заявок рассматривалась возможность использования соосных винтов противоположного вращения, расположенных недалеко от центра масс, для вертикального взлёта и полёта летательного аппарата. При этом использовалось вертикальное расположение корпуса при взлёте и посадке, а дальнейший горизонтальный полёт на значительной скорости осуществлялся за счёт установки винтов под небольшим углом оси к направлению полёта для создания подъёмной силы и тяги. Один из таких летательных аппаратов, патент US2328786, B64C29/02, B64C29/00, снабжён парой противоположно вращающихся воздушных двухлопастных винтов с осями, совмещёнными с осью фюзеляжа. Летательный аппарат снабжён оперением, используемым для управления положением летательного аппарата, и силовой установкой, приводящей винты во вращение.
Для создания силы тяги, необходимой для взлёта, вращают лопасти в горизонтальной плоскости. После взлёта и набора высоты летательный аппарат переходит в положение для горизонтального полёта. В этом режиме полёта лопасти вращаются в вертикальной плоскости и действуют, как пропеллеры у самолёта, летящего вперёд, но в то же время лопасти обеспечивают подъёмную силу для поддержания летательного аппарата в воздухе.
Основным достоинств летательных аппаратов, использующих винты в осевом режиме обтекания, является отсутствие ярко выраженной неравномерности скоростей при обороте лопасти винта.
Моменты, приходящие на летательный аппарат от винтов противоположного вращения, лежащие в плоскости вращения и перпендикулярно плоскости вращения винтов, уравновешивают друг друга.
Основной проблемой летательных аппаратов для полёта с использованием создания силы, перпендикулярной оси винтов, находящихся в условиях, близких к осевому обтеканию, является создание достаточной для осуществления полёта подъёмной силы и осуществление отклонения силы винта вверх, а также невозможность отклонения оси на большие углы атаки при больших скоростях полёта. В указанном выше патенте не определены условия создания подъёмной силы достаточной величины, регулирования её величины и обеспечение отсутствия явлений срыва потока с лопастей винта. Кроме того, не определены условия, позволяющие добиться отсутствия секторов, на которых лопасти обтекаются под отрицательными углами атаки.
Недостатком используемого для полёта способа создания подъёмной силы, перпендикулярной оси вращения винта, при отклонении оси под небольшим углом к набегающему потоку, например, в вертикальной плоскости при осуществлении горизонтального полёта, является то, что при вращении под большими углами к горизонтальному положению и близких к вертикальному положениях лопастей силы, создаваемые на лопастях увеличивают тягу винта, но не дают значительного вклада в создание подъёмной силы.
Известен также летательный аппарат частично преобразуемого типа, патент US4123018, B64C29/02, B64C29/00, B64C27/10, имеющий, по крайней мере, два противоположно вращающихся винта с осями, совпадающими с осью фюзеляжа. При этом ось фюзеляжа в полёте наклоняется от вертикального положения до горизонтального. Каждый винт состоит из втулки, несущей радиально расположенные лопасти, укреплённые на валу с осью, закреплённой на оси фюзеляжа внутри фюзеляжа с приводом для управления циклическим и общим шагом винтов. В данном летательном аппарате отсутствует оперение, а управление угловым положением осуществляется созданием моментов на винте при помощи автомата перекоса, благодаря которому летательный аппарат управляется и переходит под нужные углы в полёте от вертикального на взлёте до близкого к горизонтальному в полёте.
Достоинством описанного выше летательного аппарата и способа осуществления полёта является использование управления циклическим шагом винтов для создания моментов в заданном направлении, также как, например на винтах вертолёта, причём в данном случае автомат перекоса применяется для управления положением летательного аппарата и его винта, в том числе при оси винта, направленной по направлению полёта в условиях обтекания винтов, близких к осевому обтеканию.
Недостатком используемого для полёта способа создания подъёмной силы, перпендикулярной оси вращения винта, при отклонении оси под небольшим углом к набегающему потоку, например, в вертикальной плоскости при осуществлении горизонтального полёта, является то, что при вращении под большими углами к горизонтальному положению и близких к вертикальному положениях лопастей силы, создаваемые на лопастях увеличивают тягу винта, но не дают значительного вклада в создание подъёмной силы. В данном техническом решении не определены условия создания подъёмной силы достаточной величины, регулирования её величины и обеспечение отсутствия явлений срыва потока с лопастей винта, кроме того, не определены условия, позволяющие добиться отсутствия секторов, на которых лопасти обтекаются под отрицательными углами атаки.
Известен летательный аппарат и способ его полёта, патент USЗ 106369, B64C9/38, B64C 1 1/40, B64C29/00, B64C9/00, B64C1 1/00, B64C29/00, в котором предлагается использовать радиальную силу - силу перпендикулярную оси винтов, в горизонтальном полёте летательного аппарата с двумя поворачиваемыми винтами противоположного вращения, установленными на несущей балке- крыле. Кроме того, известен летательный аппарат, DE1406374,
B64C29/00, B64C29/00, имеющий четыре поворотных винта на концах тандемно расположенных крыльев, использующий тот же способ полёта.
В данных летательных аппаратах винты располагаются на крыльях, выполняющих роль несущих балок для крепления винтов, а также используемых для управления и при необходимости для создания дополнительной подъёмной силы наряду с винтами.
Для увеличения силы, перпендикулярной оси винта, увеличивают угол отклонения оси от направления полёта, а для управления величиной тяги винта изменяют углы установки лопастей.
Данные летательные аппараты осуществляют горизонтальный полёт на больших скоростях при помощи винтов. Это достигается путём поворота осей винтов от вертикального положения, используемого на малых скоростях, вплоть до положения, при котором ось составляет угол от 5° до 10° с отклонением переднего конца оси винтов вверх по отношению к направлению полёта, при достижении скорости полёта, при которой вес летательного аппарата уравновешивается силой, перпендикулярной оси винта. При этом каждый винт создает радиальную силу, перпендикулярную оси вращения, обеспечивающую основную часть подъёмной силы в полёте, при установке оси пропеллера под углом к потоку, и силу тяги для преодоления сопротивления. Использование широких прямоугольных у комля лопастей, суженных к концам, позволяет при полёте на винтах, установленных осями по потоку, создавать подъёмную силу, близкую к весу, при достижении больших околозвуковых скоростей полёта. Распределение углов атаки на винтах определяется при достижении расчётной скорости полёта углами установки лопастей и углом оси к направлению набегающего потока в указанных пределах.
Известно, что фирмой «Kapтиcc Paйт» (CURTISS WRIGHT CORP) был построен ряд летательных аппаратов, основанных на упомянутых выше патентах.
В частности, экспериментальный самолёт вертикального взлёта и посадки (СВВП) с двумя поворотными винтами, X-IOO. Это новый тип СВВП с поворотными воздушными винтами, создающими радиальную силу в горизонтальном полёте.
Известно, что 1960 году был осуществлен полёт с успешным переходом от вертикального взлёта к горизонтальному полёту с использованием создания подъёмной силы на винтах, установленных осями преимущественно по направлению полёта. Известен также СВВП X- 19, представляющий собой высокоплан с тандемным расположением крыльев и четырьмя поворотными винтами на концах крыльев.
Из технических данных известно, что в горизонтальном полёте на вышеупомянутых аппаратах используется окружная скорость вращения винтов характерная для высоконагруженных воздушных винтов окружные скорости которых лежат в трансзвуковом диапазоне скоростей, причем величина ее не ниже максимальной скорости пoлётa.http://www.nasm.si.edu/research/aero/aircrafι;/curtiss_xlOO.htm). Недостатком данных летательных аппаратов, таких как X-IOO,
X- 19 и способа их полёта, является то, что создание радиальной силы, направленной перпендикулярно оси винта, становится возможным, только при высоких околозвуковых скоростях полёта, сопоставимых с окружными скоростями винтов.
Недостатком используемого для полёта способа создания подъёмной силы, перпендикулярной оси вращения винта, при отклонении оси под небольшим углом к набегающему потоку, например, в вертикальной плоскости при осуществлении горизонтального полёта, является то, что при вращении под большими углами к горизонтальному положению и близких к вертикальному положениях лопастей силы, создаваемые на лопастях увеличивают тягу винта, но не дают значительного вклада в создание подъёмной силы. При осуществлении горизонтального полёта с созданием подъёмной силы на винтах угол оси к направлению набегающего потока может меняться от 5° до 10°, не определены условия использования способа, позволяющие добиться отсутствия явлений срыва потока с лопастей при использовании увеличения углов установки лопастей на углах оси к потоку больших 8°.
Не определены условия использования способа, позволяющие добиться отсутствия секторов, на которых происходит реверсирование тяги. Использование углов оси винтов, близких к 10°, при вращении лопасти вверх в горизонтальном полёте приводит к возникновению отрицательных углов атаки лопастей, что снижает тягу винта при увеличении силы в плоскости винтов. Это приводит к неоправданным затратам на преодоление сил торможения, возникающих на лопастях на этих участках винта. Использование меньших углов осей к потоку, не приводящих к образованию зоны реверсирования, приводит к тому, что при создании подъёмной силы, необходимой для поддержания веса, тяга будет избыточна. Для уменьшения тяги потребуется уменьшить углы установки лопастей винта, что может привести к возникновению зоны реверсирования тяги на винтах.
Использование режимов винта с высокими окружными скоростями со значениями относительной скорости винта меньше единицы приводит, при установке винта под углом к потоку к тому, что на концах лопастей, где окружная скорость принимает наибольшую величину, при вращении от вертикального к горизонтальному положению, изменение углов атаки более чем в два раза меньше, чем изменение углов атаки у комля лопасти, где окружная скорость принимает наименьшую величину, в результате чего увеличение угла оси к потоку ограничено увеличением углов атаки у комля винта, в то время как концевая часть лопасти не достигает максимального увеличения углов атаки при положениях лопасти близких к горизонтальным.
Таким образом, недостатком является ограниченность угла оси к направлению потока при полёте летательного аппарата с большими скоростями, явлениями срыва потока при больших углах оси к потоку и возникновением зоны на винте, в которой происходит реверсирование тяги. Узкий диапазон углов оси пропеллера к потоку, при котором может быть осуществлен полёт, затрудняет переход от полёта с осями, расположенными вертикально, к полёту с осями, расположенными в направлении горизонтального полёта.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ полёта летательного аппарата, патент US2738148, B64C23/00, основанный на получении подъёмной силы на лопастях винтов летательного аппарата.
Из предшествующего уровня техники известно что, при отклонении оси пропеллера под небольшим углом к направлению набегающего потока, движущегося с большой скоростью, возникает подъёмная сила. Она известна как "боковая сила" пропеллера, которая приводит к отклонению летательного аппарата от курса. При увеличении угла атаки летательного аппарата до больших величин возникает "боковая сила", сопровождающаяся созданием вибраций лопастей пропеллера. При этом идущая вниз лопасть создаёт большую подъёмную силу, чем лопасть в вертикальном положении, и каждая идущая вверх лопасть создаёт меньшую подъёмную силу, чем лопасть в вертикальном положении. Изменение подъёмной силы лопасти происходит циклически с частотой вращения пропеллера. Колебания подъёмной силы на каждой лопасти приводят к колебаниям лопасти с частотой вращения пропеллера, увеличивая напряжения в лопасти. Увеличение подъёмной силы происходит от вертикального положения лопасти до максимальной величины, когда лопасть горизонтальна, и понижается, когда лопасть вращается по нисходящей. Для пропеллера из трёх или больше лопастей, суммирование увеличенных и уменьшенных вертикальных компонентов сил лопастей приводит к созданию устойчивой силы, нормальной по отношению к оси пропеллера.
В выше упомянутом патенте предложено осуществить горизонтальный полёт летательного аппарата путём создания подъёмной силы на пропеллере. При этом часть нормальной подъёмной силы создают крылом, но не более половины от необходимой для осуществления горизонтального полёта. Подъёмную силу создают пропеллерами противоположного вращения, попарно расположенными спереди и сзади от центра масс летательного аппарата. Оси пропеллеров направлены по направлению полёта. Для создания подъёмной силы на пропеллерах в горизонтальном полёте летательный аппарат разгоняют до минимальной околозвуковой скорости и управляют летательным аппаратом так, чтобы оси пропеллера в вертикальной плоскости отклонились на положительный угол от 2° до 12° к потоку.
Недостатком является то, что значительную радиальную силу пропеллеры развивают только при высоких скоростях полёта, когда скорости полёта становятся сопоставимы с окружными скоростями вращения пропеллеров.
Недостатком используемого для полёта способа создания подъёмной силы, перпендикулярной оси вращения винта, при отклонении оси под небольшим углом к набегающему потоку, например, в вертикальной плоскости при осуществлении горизонтального полёта, является то, что при вращении под большими углами к горизонтальному положению и близких к вертикальному положениях лопастей силы, создаваемые на лопастях увеличивают тягу винта, но не дают значительного вклада в создание подъёмной силы.
При осуществлении горизонтального полёта с созданием подъёмной силы на винтах угол оси к направлению набегающего потока может меняться от 2° до 12°, но не определены условия использования способа, позволяющие добиться отсутствия явлений срыва потока с лопастей при использовании увеличения углов установки лопастей на углах оси к потоку больших 8°. На винтах при использовании отклонения оси на углы оси к потоку до 12° резко падает тяга при возникновении отрицательных углов атаки на лопастях при вращении вверх в горизонтальном полёте. Снижение тяги и увеличение силы, перпендикулярной осям винтов, и подъёмной силы позволяет осуществлять полёт на винтах с обычными для пропеллеров большими окружными скоростями вращения, но приводит к неоправданным затратам на преодоление сил торможения, возникающих на реверсирующей части винта. Не определены условия осуществления полёта без возникновения секторов реверсирования тяги.
Использование меньших углов осей к потоку, не приводящих к образованию зоны реверсирования, приводит к тому, что при создании подъёмной силы, необходимой для поддержания веса, величина тяги будет избыточна, и для её уменьшения потребуется уменьшить углы установки лопастей винта, что может привести к возникновению отрицательных углов атаки и зоны реверсирования на части оборота при вращении лопасти вверх в горизонтальном полёте.
Использование режимов винта с высокими окружными скоростями со значениями относительной скорости винта меньше единицы приводит при установке винта под углом к потоку к тому, что на концах лопастей, где окружная скорость принимает наибольшую величину, при вращении от вертикального к горизонтальному положению, изменение углов атаки более чем в два раза меньше, чем изменение углов атаки у комля лопасти, где окружная скорость принимает наименьшую величину, в результате чего увеличение угла оси к потоку ограничено увеличением углов атаки у комля винта, в то время как концевая часть лопасти не достигает максимального увеличения углов атаки при положениях лопасти близких к горизонтальным.
Таким образом, недостатком является ограниченность угла оси к направлению потока при полёте летательного аппарата с большими скоростями, явлениями срыва потока при больших углах оси к потоку и возникновением зоны на винте, в которой происходит реверсирование тяги. Узкий диапазон углов оси пропеллера к потоку, при котором может быть осуществлен полёт, затрудняет применение этого способа для перехода от вертикального взлета с осями, расположенными вертикально, к полёту с осями, расположенными в направлении горизонтального полёта. Создание же части подъёмной силы при помощи крыла приводит к дополнительным расходам тяги на преодоление сопротивления крыла, в то время, когда все необходимые силы для полёта, могут быть созданы на винтах.
Основным достоинством предлагавшихся способов осуществления полета на винтах, является то, что создание подъёмной силы на винте расположенном в осевом потоке позволяет в несколько раз увеличить скорости полета на винтах, по отношению к вертолётам, скорость полета которых ограничена неравномерностью обтекания несущих винтов, вращаемых вокруг осей перпендикулярных направлению полета. Применение такого способа осуществления горизонтального полёта особенно актуально для летательных аппаратов, использующих поворот несущих винтов от положения с вертикальными осями винтов на взлёте к почти горизонтальному положению осей в горизонтальном полёте и позволяет осуществлять летательным аппаратам вертикальный взлёт, таким же образом, как и вертолёт, а полёт на винтах со скоростями, значительно превышающими скорость полёта вертолёта.
Разработка летательных аппаратов с таким положением несущего винта сталкивается с рядом трудностей, связанных с получением в горизонтальном полёте достаточно большой величины подъёмной силы по отношению к тяге. Разрабатывались винты, имеющие широкие комлевые части для увеличения радиальной силы в полёте. Однако подъёмную силу, достаточную для полёта на упомянутых скоростях, при этом получали только на высоких скоростях полёта, что затрудняло переход к полёту с использованием радиальной силы без поддержки крыла. Использование несущего крыла наряду с винтами увеличивает вес и сопротивление летательного аппарата, а также приводит при расположении винтов на конце крыла, к дополнительным колебаниям в конструкции крыла. Основным недостатком предлагаемых способов создания силы, перпендикулярной оси винтов в осевом потоке, является невозможность создания достаточно большой подъёмной силы в горизонтальном полёте, за счёт создания силы, перпендикулярной оси винтов. Низкая эффективность затрат мощности на создание тяги при создании подъёмной силы на винте. Высокие скорости полёта, при которых становится возможным создание значительной подъёмной силы на винтах, расположенных осями по направлению полёта.
Недостатком является ограниченность угла оси к направлению потока при полёте летательного аппарата с большими скоростями явлениями срыва потока и возникновением зоны на винте, в которой происходит реверсирование тяги. Узкий диапазон углов оси пропеллера к потоку и узкий диапазон скоростей, при которых возможно создание силы, перпендикулярной оси вращения винта, для осуществления полёта затрудняет осуществимость перехода от вертикального положения осей винтов на взлете к горизонтальному полёту с осями вращения винтов, располагаемыми по направлению полёта.
Кроме того, не определены условия использования способа, позволяющие добиться отсутствия явлений срыва потока с лопастей, не определены условия использования способа, позволяющие добиться отсутствия секторов, на которых происходит реверсирование тяги.
Раскрытие изобретения
Технической задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является осуществление полёта в расширенном диапазоне скоростей при создании силы, необходимой величины в любом направлении, в том числе и подъёмной силы для поддержания веса на воздушных винтах, находящихся преимущественно в осевом потоке, за счёт увеличения эффективности создания подъёмной силы и силы, перпендикулярной оси винтов, в добавок к тяге, в том числе при расширении диапазона углов осей винтов к потоку, и осуществление управления направлением и величиной вектора силы винтов за счёт изменения соотношения тяги и подъёмной силы воздушных винтов в широком диапазоне значений для осуществления различных режимов полёта, в том числе для маневрирования с перегрузками.
Поставленная задача решается за счёт того, что в способе полёта в расширенном диапазоне скоростей на винтах с управлением вектором силы, заключающемся в том, что, по меньшей мере, у двух воздушных винтов противоположного вращения, с изменяемыми углами установки лопастей, оси устанавливают вдоль направления полёта и при движении воздушного винта в потоке, набегающем вдоль оси винта увеличивают φoш, где φoш - угол общего шага , для создания на лопастях винта углов атаки αлo, где αл0 - угол атаки сечения лопасти винта при осевом обтекании винта в полёте, обеспечивающих создание тяги, обеспечивающей поддержание и увеличение скорости полёта, отклоняют оси воздушных винтов от направления набегающего потока на угол αocи> где αocи - угол установки оси воздушного винта по отношению к направлению набегающего потока, получают силу, перпендикулярную осям воздушных винтов в направлении отклонения передних концов осей воздушных винтов, увеличивают её величину по мере увеличения скорости полёта и угла оси воздушного винта по отношению к направлению набегающего потока, достигают скорости, при которой величина этой силы близка к весу летательного аппарата, и обеспечивают отклонение передних концов осей воздушных винтов вверх для создания необходимой для осуществления полёта подъёмной силы, при достижении скорости полёта, не меньшей 50 м/с, при чем замедляют вращение и устанавливают относительную скорость винта в пределах:
Figure imgf000022_0001
где Voтн — относительная скорость винта;
Vocи - скорость набегающего по оси винта невозмущенного потока; U - окружная скорость концов лопасти воздушного винта, увеличивают углы φoш по мере увеличения относительной скорости винта, обеспечивая углы атаки лопастей, не приводящие к возникновению срывов потока, с возможностью увеличения силы, перпендикулярной осям воздушных винтов, по мере уменьшения окружных скоростей воздушных винтов, причём оси обоих воздушных винтов противоположного вращения устанавливают в одном направлении под углами к потоку в диапазоне:
с возможностью циклического изменения углов установки лопастей с созданием максимальной разницы углов установки лопастей воздушного винта на первой половине оборота в секторе между 60° и 120° по отношению к углам установки на секторе между 240° и 300° во второй половине оборота на каждом винте в отсчёте по вращению от азимутальных положений, направленных от центра по радиусу в одном заданном направлении, причём при αocи > 2° наклон осей воздушных винтов производят в заданном направлении, при этом создают наибольшие углы установки в течение оборота лопасти на одном воздушном винте в противоположной части по отношению к сектору, на котором создают наибольшие углы установки на воздушном винте противоположного вращения, и наименьшие углы установки в течение оборота лопасти на одном воздушном винте в противоположной части по отношению к сектору, на котором создают наименьшие углы установки на воздушном винте противоположного вращения, с возможностью обеспечения отсутствия срывов потока с лопастей, уравновешения моментов от воздушных винтов противоположного вращения, создания сил, перпендикулярных осям воздушных винтов в заданном направлении, и управления их величинами, изменением разницы между наибольшими и наименьшими углами установки в течение оборота на каждом воздушном винте, управления направлением и величиной силы, создаваемой воздушными винтами, в том числе для создания подъёмной силы и силы тяги или же силы торможения с возможностью осуществления установившегося полёта и полёта с маневрированием.
Кроме того, при установке осей воздушных винтов под углом к потоку в диапазоне 0°÷2° циклически изменяют углы установки лопастей с достижением наибольших в течение оборота углов установки лопастей на секторе вращения в первой половине оборота, лежащем в между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, с созданием, кроме силы тяги, силы, перпендикулярной осям воздушных винтов в заданном направлении, и увеличением её величины при увеличении наибольших в течение оборота углов установки лопастей не более величины углов, при которых возникают срывы потока, а при установке осей воздушных винтов под углом к потоку в заданном направлении в диапазоне 2°÷8° создают силу, перпендикулярную осям воздушных винтов в заданном направлении, с возможностью получения увеличения её величины при использовании циклического изменения углов установки лопастей для создания наибольших в течение оборота углов установки, не превышающих углов, при которых возникают срывы потока, на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, а при установке осей воздушных винтов под углом к потоку в заданном направлении в диапазоне 8°÷35° циклически изменяют углы установки лопастей и достигают наименьших в течение оборота углов установки на секторе, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, обеспечивают уменьшение углов атаки лопастей до значений, при которых отсутствует срыв потока, с возможностью создания, кроме силы тяги, и силы, перпендикулярной осям винтов в заданном направлении, и увеличением её величины при увеличении величины наименьших в течение оборота углов установки лопастей. Кроме того, устанавливают лопасти винтов под углы установки φoш, равные углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αлo, причём обеспечивают выполнение неравенства: оtло + αocи + Δφ, < αкpит, где αкpит - величина угла атаки сечения лопасти, при которой возникают срывы потока при циклическом изменении углов атаки; Δψ] - величина, на которую углы установки лопасти на первой половине оборота максимально изменены по отношению к углам установки общего шага в случае использования циклического изменения углов установки лопастей, с возможностью циклического изменения углов установки лопастей относительно углов установки общего шага в первой половине оборота, в соответствии с: φ уст = φoш + Δφ(ф), где φ ycт- текущий угол установки лопасти; Δφ(ф) - величина, на которую изменены углы установки лопасти по отношению к углам установки общего шага при вращении в азимутальном положении лопасти под углом ф; где ф - текущий азимутальный угол в плоскости вращения, образуемый, если смотреть по вращению винта между лопастью и заданным направлением, с созданием максимального изменения углов установки на величину Δψi в первой половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, с возможностью создания углов атаки, не приводящих к образованию срывов потока при обеспечении неравенства:
Figure imgf000026_0001
< αкpит - αлo - оtоси, при этом при углах αocи, удовлетворяющих неравенству:
СΌСИ О-крит - 0tлθ; величина Δфi > 0, причём достигают наибольших углов установки в первой половине оборота при вращении лопасти на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, добиваясь изменения φycт по отношению к φoш на величину Aq)1 = φ ycт - φoш , а при углах α0Cи, удовлетворяющих неравенству:
величина Aq)1O, при этом циклически изменяют углы установки лопастей для уменьшения углов установки лопастей с созданием в первой половине оборота на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, наименьших углов установки лопастей, с возможностью создания углов установки, обеспечивающих отсутствие срывов потока. Кроме того, устанавливают оси воздушных винтов к потоку в диапазоне:
циклически изменяют углы установки относительно углов общего шага в первой половине оборота, достигают наибольших углов установки в первой половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, достигая увеличения φ ycт по отношению к φoш не более чем на Δφь где Δφi > 0, причём устанавливают φoш, равным углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αл0, причём соблюдают условие: αл0 + Δφ, < αкpит, получают возможность при создании углов атаки, не приводящих к образованию срывов потока в первой половине оборота, увеличения силы, перпендикулярной осям воздушных винтов в заданном направлении, по мере увеличения величины Δφi .
Кроме того, устанавливают оси воздушных винтов под углом к потоку в диапазоне:
Оtоси ~ ^ о отклоняют передние концы осей воздушных винтов в заданном направлении и при вращении лопасти, в отсчёте от заданного направления, на первой половине оборота достигают равенства: ф уст ~ фош причём устанавливают φoш равным углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αлo, при этом соблюдая условие:
О-лО Оlоси О^крит? и получают возможностью увеличения силы, перпендикулярной оси винта в заданном направлении, при увеличении αocи при установке углов φoш в диапазоне углов, обеспечивающих отсутствие срывов потока с лопастей. Кроме того, устанавливают оси воздушных винтов под углами к потоку в диапазоне:
Figure imgf000028_0001
" ° R° в заданном направлении и циклически изменяют углы установки лопастей винта в первой половине оборота, достигая в первой половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, максимального увеличения φ ycт по отношению к φoш не более чем на Δφ1; где Δφj>0, устанавливают φ0Ш, равным углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αл0 и соблюдают условие: αлo + Δφi+ α0Cи < ocкpит5 с возможностью увеличения углов атаки, возникающих на лопастях в первой половине оборота в диапазоне углов, не приводящих к образованию срывов потока и увеличения силы, перпендикулярной оси винта в заданном направлении, при увеличении величины
Figure imgf000028_0002
.
Кроме того, устанавливают оси воздушных винтов к потоку в диапазоне: αocи = 8°÷45° в заданном направлении и циклически изменяют углы установки лопастей винта, достигая в первой половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления наименьших углов установки равных: φ уст = φ ош + Δфi, при Aq1 < 0, устанавливают φoш, равным углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αлo, при соблюдении условия:
Δφi < αкpит - αлo - αocи с возможностью увеличения углов атаки, возникающих на лопастях в первой половине оборота в диапазоне углов, не приводящих к образованию срывов потока и увеличения силы, перпендикулярной оси винта в заданном направлении при увеличении величины
Сtоси+Δфi .
Кроме того, циклически изменяют углы установки во второй половине оборота, достигают максимального уменьшения углов установки во второй половине оборота, по отношению к углам общего шага при вращении на секторе вращения, лежащем между
240° и 300° до величины, равной: ψ уст = ψош + Δφ2, при Δφ2 < 0, где Δφ2 — величина, на которую максимально изменены углы установки лопасти на второй половине оборота по отношению к углам установки общего шага, причём соблюдают неравенство: αл0 + Δφ2 > 0 с возможностью создания во второй половине оборота углов атаки неотрицательной величины и получения силы тяги на винте при увеличении силы, перпендикулярной осям в заданном направлении, по мере уменьшения наименьших углов установки во второй половине оборота.
Кроме того, при вращении лопасти в отсчёте от заданного направления на второй половине оборота достигают равенства: φ ycт = φoш при этом устанавливают φoш равными углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αлo, причём соблюдают неравенство: αocи < CtлO> увеличивая углы установки лопастей общего шага φoш для обеспечения неотрицательных углов атаки во второй половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и 300°, с возможностью создания силы перпендикулярной оси винта в заданном направлении и силы тяги. Кроме того, устанавливают φoш, равные углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αл0, причём соблюдают неравенство: αл0 - αocи + Δφ2 >0, циклически изменяют углы установки лопастей винта и достигают при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и 300° в отсчёте от заданного направления, максимального во второй половине оборота изменения φ ycт по отношению к φoш на величину:
Δφ2 > αocи - αл0, при этом при углах αocи, удовлетворяющих неравенству: αocи < C*лo, производят уменьшение углов установки лопастей максимально на величину Δφ2 < 0 с созданием наименьших углов установки во второй половине оборота при вращении на секторе, лежащем между 240° и 300°, с возможностью, при создании силы тяги, увеличения силы, перпендикулярной осям винтов в заданном направлении, по мере уменьшения углов установки во второй половине оборота лопасти в диапазоне углов установки, обеспечивающих обтекание лопастей под неотрицательными углами атаки, а при углах αocи, удовлетворяющих неравенству: ococи> αлo, производят увеличение углов установки лопастей во второй половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и 300° на Δф2 > 0, получают возможность создания неотрицательных углов атаки лопастей во второй половине оборота с возможностью уменьшения углов атаки лопастей в диапазоне неотрицательных значений, по мере уменьшения наибольших углов установки во второй половине оборота и увеличение силы, перпендикулярной оси винта в заданном направлении при создании тяги на винте, при увеличении величины (αocи - Δφ2). Кроме того, циклически изменяют углы установки во второй половине оборота по отношению к углам общего шага, достигают максимального уменьшения углов установки φ ycт во второй половине оборота по отношению к φoш при вращении на секторе, лежащем между 240° и 300° до величины равной: φ ycт = φoш + Δφ2, при Δφ2 < 0, причём соблюдают неравенство: αлo + Δφ2 <0 с возможностью создания во второй половине оборота наименьших углов установки лопастей, приводящих к возникновению углов атаки отрицательной величины, и при уменьшении углов установки во второй половине оборота и росте углов атаки отрицательной величины, с возможностью увеличения силы в заданном направлении и уменьшения величины тяги вплоть до создания силы торможения, в том числе с созданием воздушным винтом крутящего момента в направлении вращения винта и с авторотированием винта при обеспечении неравенства: (-αлo - Δφ2) > αлo + Δφ1 с созданием на секторе вращения, лежащем между 60° и 120°, углов атаки, по абсолютной величине меньших отрицательных углов атаки, создаваемых при вращении на секторе, лежащем между 240° и 300°. Кроме того, при вращении лопасти в отсчёте от заданного направления на второй половине оборота достигают равенства:
Figure imgf000032_0001
i устанавливают φoш, равным углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают углы атаки равные αлo, причём соблюдают неравенство: αocи > ОtдО, с возможностью создания во второй половине оборота углов атаки отрицательной величины при углах установки лопастей, обеспечивающих возникновение отрицательных углов атаки на лопастях во второй половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и 300°, и при увеличении величины (αocи - αлo) и при росте углов атаки отрицательной величины во второй половине оборота получают увеличение силы, перпендикулярной оси винта в заданном направлении, при одновременном падении тяги винта вплоть до создания силы торможения, в том числе при уменьшении φoш до получения авторотирования воздушного винта и создания крутящего момента в направлении вращения при создании на секторе вращения, лежащем между 60° и 120°, углов атаки, по абсолютной величине меньших отрицательных углов атаки, создаваемых при вращении на секторе, лежащем между 240° и 300°. Кроме того, устанавливают φoш, равными углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают углы атаки равные αлo, причём соблюдают неравенство:
ОtлО ~ Оtоси + Δ(p2 < 0, при этом циклически изменяют углы установки лопастей во второй половине оборота в отсчёте по вращению от заданного направления максимально на Δφ2 при соблюдении неравенства:
Δφ2 < ссоси - αл0 с возможностью создания во второй половине оборота на лопастях углов атаки отрицательной величины, причём при углах αocи, удовлетворяющих неравенству: ttоси < СfcлО величина Δφ2 < 0, а при углах αocи, удовлетворяющих неравенству: αocи > αл0 величина Δφ2 может принимать как положительные, так и отрицательные значения в диапазоне, обеспечивающем создание отрицательных углов атаки во второй половине оборота, и при увеличении величины (αocи - Δφ2) получают рост отрицательных углов атаки преимущественно на секторе, лежащем между 240° и 300°, и увеличение силы, перпендикулярной оси в заданном направлении, при падении тяги, вплоть до создания силы торможения, в том числе с созданием воздушным винтом крутящего момента в направлении вращения винта и с авторотированием винта при обеспечении неравенства:
- (αл0 - αocи+Δφ2) >αл0+α ocи+ Δφ, с созданием на секторе вращения, лежащем между 60° и 120°, углов атаки, по абсолютной величине меньших отрицательных углов атаки, создаваемых при вращении на секторе, лежащем в пределах от 240° до 300°.
Кроме того, циклически изменяют углы установки лопастей в первой половине оборота, в отсчёте по вращению от заданного направления, в соответствии с равенством:
Figure imgf000034_0001
Кроме того, циклически изменяют углы установки лопастей в первой половине оборота, в отсчёте по вращению от заданного направления, в соответствии с равенством:
Figure imgf000034_0002
и во второй половине оборота, в отсчёте по вращению от заданного направления, в соответствии с равенством:
Figure imgf000034_0003
Кроме того, при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45° и между 135° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, устанавливают
Figure imgf000034_0004
причём обеспечивают выполнение неравенства: ψ уст ф - 1° < φ Уcт < φ Уcт ф + 1° где φycт ψ - угол установки, при котором обеспечивается флюгирование винта при осевом обтекании его потоком, с возможностью обеспечения наименьших углов атаки лопастей. Кроме того, при вращении лопасти на секторах, лежащих между
0° и 45° и между 135° и 225°, а также между 315° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, устанавливают φ ycт = φoш, причём обеспечивают выполнение неравенства: φ yCт ф - i° < φ yCт < φ ycт ф + i° с возможностью обеспечения наименьших углов атаки лопастей.
Кроме того, во второй половине оборота на секторе вращения, лежащем между 180° и 245°, в отсчёте от заданного направления, уменьшают углы установки, достигают наименьших на второй половине оборота углов установки и не допускают увеличения углов больше чем на 2°, на секторе, начинающемся между 240° и 255° и заканчивающемся между 285° и 300°,
Кроме того, в первой половине оборота на секторе вращения, лежащем между 0° и 75°, в отсчёте по вращению от заданного направления, увеличивают углы установки, достигают наибольших на первой половине оборота углов установки и не допускают уменьшения углов больше чем на 2°, на секторе, начинающемся между 60° и 75° и заканчивающемся между 95° и 120°. Кроме того, устанавливают величину:
Figure imgf000035_0001
ф с возможностью обеспечения на лопасти минимальных углов атаки αл0 при этом при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 10°, между 170° и 190° и между 350° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, обеспечивают углы установки удовлетворяющие неравенству: ψ уст ф ~ 1 ° < ф уст < ψ уст ф + 1 °J причём устанавливают величину Δφ2 = αocи и при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45° и между 135° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, изменяют углы установки, обеспечивая лопасти углы флюгирования в каждом азимутальном положении при вращении лопасти.
Кроме того, устанавливают углы:
Figure imgf000036_0001
ф и при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45° и между 135° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, циклически изменяют углы установки по отношению к углам общего шага в соответствии с равенством:
Figure imgf000036_0002
причем устанавливают величину:
Δφ2 = αocи с возможностью изменения углов установки для обеспечения на лопасти углов флюгирования в различных азимутальных положениях при вращении лопасти в пределах указанных секторов. Кроме того, устанавливают углы:
Figure imgf000036_0003
и при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45° и между 135° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, циклически изменяют углы установки по отношению к углам общего шага в соответствии с равенством: φ уст = ψош - ососи sin(ф), достигая при вращении во второй половине оборота Δφ2 =- αocи, с возможностью установки лопасти под углы, обеспечивающие флюгирование лопасти в различных азимутальных положениях при вращении лопасти на указанных секторах, а при вращении лопасти в первой половине оборота на секторе, начинающемся между 60° и 85° и заканчивающемся между 95° и 120°, в отсчёте от заданного направления, обеспечивают углы установки в соответствии с равенством: φ Уcт= ψош - α0Cи sin(ф)+Δφlα, где,
Δφlα - величина, на которую на секторе, начинающемся между 60° и 85° и заканчивающемся между 95° и 120°, углы установки максимально увеличены по отношению к углам установки, обеспечивающим флюгерное положение лопасти, при этом в первой половине оборота достигают максимального изменения углов установки относительно углов установки общего шага Δψi , устанавливая:
Δφ iα= Δφ , + αocи, с возможностью получения наибольших в течение оборота углов атаки лопасти при вращении на секторе, начинающемся между 60° и 85° и заканчивающемся между 95° и 120° , в отсчёте по вращению от заданного направления.
Кроме того, при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 10°, между 170° и 190° и между 350° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, обеспечивают углы установки, удовлетворяющие неравенству: ф уст ф - 1 ° < φ уст < φ уст ф + 1 °j а при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45°, между 135° и 235° и между 315° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, изменяют углы установки, обеспечивая лопасти углы флюгирования в каждом азимутальном положении при вращении лопасти.
Кроме того, устанавливают углы:
Figure imgf000038_0001
и при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45°, между 135° и 235° и между 315° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, циклически изменяют углы установки по отношению к углам общего шага в соответствии с равенством: φ ycт = φoш - αocиsin(ф) с возможностью изменения углов установки, обеспечивая на лопасти углы флюгирования в каждом азимутальном положении при вращении лопасти на указанных секторах. Кроме того, устанавливают углы: φoш = φycт ф и при вращении лопасти в первой половине оборота на секторах, лежащих между 0° и 45°, между 135° и 235° и между 315° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, циклически изменяют углы установки по отношению к углам общего шага в соответствии с равенством: φ уст = Фош - αocи sin(ф), с возможностью обеспечения лопасти углов флюгирования в различных азимутальных положении при вращении лопасти на указанных секторах, а при вращении лопасти в первой половине оборота на секторе, начинающемся между 60° и 85° и заканчивающемся между 95° и 120°, в отсчёте от заданного направления, обеспечивают углы установки в соответствии с равенством: φ уст = φ ош - αocи sin(ф) + Δ(piα, при этом в первой половине оборота достигают максимального изменения углов установки относительно углов установки общего шага Δф] , устанавливая:
Δ(p iα = Δφ ! + Ot0CH, с возможностью получения наибольших в течение оборота углов атаки лопасти при вращении на секторе, начинающемся между 60° и 85° и заканчивающемся между 95° и 120° , в отсчёте по вращению от заданного направления, а при вращении лопасти во второй половине оборота на секторе, начинающемся между 240° и 265° и заканчивающемся между 275° и 300°, в отсчёте от заданного направления, обеспечивают углы установки в соответствии с равенством: φ уст = φ ош - αOcи sin(ф) + Δφ2α, где
Δφ2α - величина, на которую углы установки максимально уменьшены по отношению к углам установки, обеспечивающим флюгерное положение лопасти при вращении, и при вращении во второй половине оборота достигают Δφ2 , устанавливая Δ(p 2α = Δφ 2 - α0CИ с возможностью обеспечения наименьших углов атаки отрицательной величины на лопасти, при вращении во второй половине оборота на секторе, начинающемся между 240° и 265° и заканчивающемся между 275° и 300°, в отсчёте от заданного направления.
Кроме того, максимально циклически изменяют углы установки лопастей в первой половине оборота на секторе между 90° и 120°, в отсчёте по вращению от заданного направления, а при использовании изменения углов установки во второй половине оборота максимально циклически изменяют углы установки лопастей на секторе между 240° и 270°, в отсчёте по вращению от заданного направления, и создают наибольшие углы атаки в секторе вращения, лежащих в половине обороте от 90° до 270° в отчёте от заданного направления с возможностью создания момента, стремящегося повернуть оси воздушных винтов передними концами в заданном направлении, например, в горизонтальном полёте с возможностью создания момента на кабрирование.
Кроме того, дополнительно изменяют углы установки лопастей в течение оборота, уменьшая максимально углы установки, достигнутые на каждом винте на азимутах, лежащих в одном направлении на каждом винте, и увеличивают максимально на противолежащих азимутах с возможностью создания момента перпендикулярного осям винтов. Кроме того, используют хвостовое оперение для стабилизации положения летательного аппарата, отклоняют аэродинамические рули вверх или вниз для создания моментов и управления угловым положением по тангажу, отклоняют аэродинамические рули вправо или влево для создания моментов и управления угловым положением в путевом направлении, отклоняют аэродинамические рули, находящиеся соответственно слева и справа в противоположные стороны для создания моментов и управления угловым положением по крену.
Кроме того, в горизонтальном полёте за счёт того, что положение воздушных винтов смещено относительно центра тяжести назад, подъёмная сила воздушных винтов, создаёт момент относительно центра тяжести летательного аппарата на пикирование, при этом на воздушных винтах и на оперение создают момент на кабрирование с возможностью уравноешения моментов и осуществления установившегося полёта.
Кроме того, используют крыло и ориентируют его к набегающему потоку под углом атаки от 0° до 10° для увеличения по мере увеличения угла атаки крыла дополнительной поддерживающей в полёте подъёмной силы, причём для управления положением летательного аппарата в полёте по крену могут использовать отклонения элеронов крыла.
Кроме того, указанную относительную скорость винта достигают уменьшением окружной скорости воздушного винта, за счет изменения радиуса воздушных винтов, с возможностью увеличения отношения силы, перпендикулярной оси винта, к силе тяги по мере уменьшения радиуса винтов.
Кроме того, используют, по крайней мере, один дополнительный движитель для создания тяги.
Кроме того, что используют, по крайней мере, один дополнительный движитель для создания тяги. Кроме того, лопасти винтов на втулке закрепляют шарнирно или же шарнирно с упругостью в заделке с возможностью использования возникающих в результате изменения аэродинамических нагрузок в течение оборота колебаний лопасти вокруг шарнира в заделке для получения изменения углов атаки лопасти с целью недопущения возникновения углов атаки, приводящих к срывам потока, а также для изменения окружных скоростей концов лопастей в течение оборота.
Кроме того, применяют механизм компенсатора взмаха лопасти, вызывающий уменьшение углов атаки лопасти при маховом движении лопасти в сторону создаваемых сил по мере увеличения величины взмаха лопасти за счёт уменьшения углов установки лопасти, с возможностью недопущения возникновения на лопастях углов атаки, приводящих к возникновению срывов потока, а также для ограничения величины колебаний лопасти.
Кроме того, что используют циклическое изменение формы профиля или циклическое отклонение аэродинамических поверхностей, установленных на лопасти, или циклический выдув струй воздуха на секторе вращения в первой половине оборота, лежащем между 60° и 120°, в отсчёте от заданного направления, с возможностью увеличения несущих свойств лопасти при вращении на указанном секторе и увеличения силы, перпендикулярной осям воздушных винтов в заданном направлении.
Краткое описание фигур чертежей
На фиг. 1 представлена векторная диаграмма для элемента лопасти винта с осью под углом к потоку; на фиг. 2 - векторная диаграмма сил, действующих на элементы лопастей в плоскости перпендикулярной направлению полёта; на фиг. 3 - график изменения углов атаки элемента лопасти в течение одного оборота винта с осью под углом к потоку; на фиг. 4 - векторные диаграммы элемента лопасти винта с осью под углом к потоку с реверсирующей зоной в третьей четверти оборота; на фиг. 5 - векторная диаграмма в плоскости, перпендикулярной направлению полёта, с образованием реверсивных секторов вращения с осью, расположенной под углом к потоку; на фиг. 6 - график изменения углов атаки лопастей в течение одного оборота с осью под углом к потоку при образовании реверсирующей зоны; на фиг. 7 - лопасти винта под углом оси к потоку 7° при скорости потока, равной окружной скорости винта Voтн = 1 ; на фиг. 8 - лопасти винта под углом оси к потоку 10° при скорости потока, равной окружной скорости винта Voтн =1; на фиг. 9 - векторная диаграмма элемента лопасти при скорости потока, равной окружной скорости Voтн = 1; на фиг. 10 - векторная диаграмма элемента лопасти при скорости потока в два раза большей окружной скорости V01H = 2; на фиг. 11 - обтекание лопасти винта под углом оси к потоку 5° при скорости потока в два раза большей окружной скорости винта Voтн = 2 Вид 1 ; на фиг. 12 - обтекание лопасти винта под углом оси к потоку 5° при скорости потока в два раза большей окружной скорости винта Voтн = 2 Вид 2; на фиг. 13 - векторная диаграмма обтекания элемента лопасти винта в осевом режиме; на фиг. 14 - обтекание винта в осевом режиме при V0111 = 2 при циклическом изменении углов установки 10°; на фиг. 15 - график циклического изменения углов установки лопастей в течение одного оборота в осевом режиме; на фиг. 16 - векторные диаграммы элемента лопасти при циклическом изменении углов установки в течение оборота в осевом потоке; на фиг. 17 - векторная диаграмма сил в плоскости винтов при вращении лопастей винтов противоположного вращении; на фиг. 18 - принципиальная схема осуществления полёта на винтах при создании подъёмной силы и тяги винтами противоположного вращения в осевом потоке с использованием циклического изменения углов установки лопастей в течение оборота; на фиг. 19 - схема, поясняющая поворот колец автомата перекоса для создания циклического изменения углов установки лопастей в течение оборота на винтах противоположного вращения для создания радиальной силы на винтах; на фиг. 20 - обтекание лопасти винта под углом оси к потоку 30° при скорости потока в два раза большей окружной скорости винта Voтн ~ 2; на фиг. 21 - обтекание лопасти винта под углом оси к потоку 30° при скорости потока в два раза большей окружной скорости винта Voтн = 2 при циклическом изменении углов установки 20°; на фиг. 22 - графики изменения углов притекания потока в течении оборота в связи с установкой винта под различными углами к потоку; на фиг. 23 - векторные диаграммы для лопасти винта под углом оси к потоку 20° при циклическом изменении углов установки 20° во время оборота; на фиг. 24 - график изменения углов установки лопастей в течении оборота производимого для компенсации увеличения углов атаки при установки оси винта под углом 15° к потоку; на фиг. 25 - график углов атаки в течение оборота получаемых при изменении углов установки лопастей и углов притекания потока при оси винта под углом 15° к потоку; на фиг. 26 - график характеризующий характер ступенчатого изменения углов установки лопастей при установки винта под углом 15° к потоку; на фиг. 27 - график углов атаки при ступенчатом изменении углов установки лопастей в течении оборота лопасти винта с углом оси 15° к потоку; на фиг. 28 - векторная диаграмма сил в плоскости винтов при увеличении углов установки на секторе 120° для создания аэродинамических сил при флюгировании лопастей на остальной части винтов противоположного вращения; на фиг. 29 - график углов атаки на лопастях в течении оборота при использовании сектора 120° для создания аэродинамических сил при флюгировании лопастей на остальной части винтов; на фиг. 30 - векторная диаграмма сил в плоскости винтов при увеличении углов установки на секторе вращения 60° для создания аэродинамических сил и при флюгировании лопастей на остальной части винтов противоположного вращения; на фиг. 31 - график углов атаки лопастей в течении оборота при использовании сектора 60° для создания аэродинамических сил и при флюгировании лопастей на остальной части винтов; на фиг. 32 - векторная диаграмма сил в плоскости винтов с установкой лопастей на положительные и на отрицательные углы атаки в течение оборота при создании тяги на винтах; на фиг. 33 - график углов атаки лопастей в течение оборота при установке лопасти на положительные и на отрицательные углы атаки при создании тяги на винтах; на фиг. 34 - векторные диаграммы сил в плоскости винтов при установке лопастей на положительные и на отрицательные углы атаки в течение оборота с авторотированием при реверсе винта; на фиг. 35 - график углов атаки лопастей в течении оборота при использовании установки лопастей на положительные и на отрицательные углы атаки с авторотированием при реверсе винта; на фиг. 36 - векторная диаграмма элемента лопасти при использовании установки лопастей на положительные и на отрицательные углы атаки; на фиг. 37 - устройство непосредственного изменения углов установки лопастей в течение оборота.
Лучшие варианты осуществления изобретения
Летальный аппарат, необходимый для осуществления предлагаемого способа, имеет, по меньшей мере, два воздушных винта противоположного вращения, с изменяемыми углами установки лопастей. Предлагаемый способ полёта осуществляется в тот момент, когда летальный аппарат двигается со скоростью не менее 50 м/с. Оси воздушных винтов устанавливают вдоль направления полёта и при движении воздушного винта в потоке, набегающем вдоль оси винта, увеличивают углы установки лопастей, увеличивая угол общего шага φoш. При этом на лопастях воздушного винта создаются углы атаки αл0 (см. фиг. 13), которые при осевом обтекании остаются постоянными в течение оборота лопасти воздушного винта, и обеспечивают создания тяги, которая, в свою очередь, обеспечивает поддержание и увеличение скорости полёта. По мере увеличения скорости полёта увеличивают угол общего шага φoш для поддержания на лопастях воздушного винта углов атаки αлo. при этом силы, создаваемые лопастями воздушного винта, отклоняются ближе к плоскости вращения винта.
Затем отклоняют оси воздушных винтов от направления набегающего потока на угол αocи, где, оtоси - угол установки оси воздушного винта по отношению к направлению набегающего потока, и получают силу, перпендикулярную осям воздушных винтов в направлении отклонения передних концов осей воздушных винтов. Увеличивают величину этой силы по мере увеличения скорости полёта и угла оси воздушного винта по отношению к направлению набегающего потока. При этом достигают скорости, при которой величина этой силы близка к весу летательного аппарата, и обеспечивают отклонение передних концов осей воздушных винтов вверх для создания необходимой для осуществления полёта подъёмной силы.
Сила, перпендикулярная оси винта, возникает в результате того, что при вращении лопастей оси воздушных винтов отклоняют от направления воздушного потока. По мере приближения к направлению, перпендикулярному направлению, в котором отклонена ось воздушного винта, это отклонение приводит к тому, что:
- в первой половине оборота в отсчёте по вращению от этого же направления увеличиваются углы атаки лопастей; - во второй половине оборота уменьшаются углы атаки - это соответствует увеличению углов атаки при вращении лопасти при движении вниз и уменьшению углов атаки при движении вверх в горизонтальном полёте при условии отклонения переднего конца осей воздушных винтов вверх. В результате чего, силы, действующие на лопасти в плоскости вращения в противоположных секторах вращения, не уравновешены. Из-за этого возникает сила в плоскости винта, направленная в направлении отклонения оси по отношению к воздушному потоку. Рассмотрим воздушный винт с осью, направленной под углом к направлению воздушного потока, вращающийся со скоростью W. В сечении лопасти воздушного винта на текущем радиусе г, вращающемся с окружной скоростью W*r при положении лопасти, близком к горизонтальному при азимутальном угле Ψ = 90°, где
Ψ - угол в плоскости вращения, образуемый, если смотреть по вращению винта между лопастью и заданным направлением в отсчёте от этого заданного направления, угол атаки увеличивается и достигает наибольшей величины, возрастает и подъёмная сила элемента dY и проекция силы dF на плоскость винта dYR, а при Ψ=270° напротив угол атаки уменьшается (см. Фиг. 1).
При рассмотрении в координатной системе, связанной с воздушным винтом, воздушный поток, протекающий через плоскость винта со скоростью Vocи, где, Vocи=V*cos(αOcи) - компонент скорости невозмущенного воздушного потока по оси воздушного винта, и окружная скорость W*r, увеличивающаяся от оси к периферии, определяют углы притекания потока к лопастям, а углы общего шага φoш определяют углы установки лопастей и обеспечивают создание углов атаки на лопастях αл0. Действие аэродинамических сил вызывает скос воздушного потока из-за возникновения индуктивных скоростей, которые также влияют на величину упомянутых углов атаки на лопастях, а именно, скос потока снижает величину упомянутых углов атаки. На векторных диаграммах не показаны изменения углов обтекания, вызываемые индуктивными скоростями, но в величине векторов сил сопротивления dХ учтена величина индуктивного сопротивления.
Установка оси воздушного винта под углом к воздушному потоку приводит к возникновению косой обдувки воздушного винта. При такой обдувке компонент скорости невозмущенного воздушного потока V по радиусу винта Vpaд создаёт воздушный поток в плоскости вращения винта, который направлен то по вращению лопасти, то против вращения. В результате чего на каждом сечении лопасти происходит изменение углов атаки α где α угол атаки сечения лопасти винта по отношению к углам αлo на лопасти, достигающее максимальной величины при азимутальном угле лопасти Ψ=90° с увеличением на величину не выше αocи и при азимутальном угле лопасти Ψ=270° с уменьшением на величину не большую αocи, наибольшее ближе к оси винта, где наименьшие окружные скорости вращения. Причём при удалении от центра вращения по мере увеличения окружной скорости W*r уменьшается величина, на которую изменяются углы.
На фиг. 2 показана сила, действующая на элемент лопасти в вертикальной плоскости при вращении в положениях лопасти, отличных от горизонтального, и её проекции на вертикальное и горизонтальное направления. На диаграммах увеличенным количеством линий от центра вдоль радиального направления показаны положения лопасти в которых она создает большие аэродинамические силы. Как видно на диаграмме при вращении лопасти по мере отклонения от азимута Ψ=90° уменьшается проекция силы dYR на вертикальное направление dYv и увеличивается проекция силы на направление вбок clYχ.
Для применяемых в авиации воздушных винтов используют обычно скорости вращения обеспечивающие U=200÷300 м/с, Где,
U=W* R - окружная скорость концов лопасти воздушного винта. При наибольших скоростях полёта достигается относительная скорость воздушного винта Voтн =l?
V V
= U где V0TH — относительная скорость винта, относительный шаг воздушного винта не превышает 3 и полная сила dF, действующая на элемент лопасти воздушного винта, расположенный на радиусе, близком к радиусу винта R, значительно отклонена от плоскости воздушного винта, в сторону создания тяги (см. фиг. 9). Создание необходимой для поддержания веса в полёте подъёмной силы, перпендикулярной оси воздушного винта, значительно превышающей тягу винта при увеличении угла оси к воздушному потоку затруднительно при малых значениях относительной скорости воздушного винта даже и при использовании максимальных скоростей полёта, например при Voτн = 1. При создании силы, необходимой величины для поддержания веса летательного аппарата в полёте, величина тяги воздушных винтов слишком велика. Её снижение может быть достигнуто только при увеличении углов оси к воздушному потоку до 7°÷10° с созданием отрицательных углов атаки на части воздушного винта. Причём при V0TII = 1 на воздушном винте при вращении из вертикального в горизонтальное положение лопасти происходит более сильное увеличение углов атаки ближе к оси винта по отношению к углам на периферии винта при φoш =48°, углы общего шага указаны между сечением на конце лопасти и плоскостью вращения, αocи =5° более чем на 5° , φoш=50° , αocи =7° более чем на 4,5°, поскольку при уменьшении радиуса падает окружная скорость вращения (см. фиг. 7, 8).
В соответствии с предлагаемым способом для увеличение силы, перпендикулярной оси, по отношению к тяге воздушного винта для осуществления полёта при достижении скорости полёта летательного аппарат, не меньшей 50 м/с, замедляют вращение воздушного винта и устанавливают относительную скорость винта в пределах:
V V OTH V V
= U÷З,
= и
Одновременно увеличивают углы φoш по мере увеличения относительной скорости воздушного винта, обеспечивая углы атаки лопастей не приводящие к возникновению срывов потока, с возможностью увеличения силы, перпендикулярной осям воздушных винтов, по мере уменьшения окружных скоростей воздушных винтов. По мере увеличения относительной скорости воздушного винта и относительного шага воздушного винта силы, создаваемые на лопасти, отклоняются к плоскости воздушного винта.
При установке воздушного винта под углом к воздушному потоку увеличение сил в плоскости вращения воздушного винта приводит к росту разницы между силами, действующими на лопасти в противоположных положениях при вращении, и увеличению силы, перпендикулярной оси воздушного винта, в направлении отклонения оси от направления воздушного потока.
Таким образом, необходимо уменьшить окружную скорость концов лопасти воздушного винта U с использованием значительного замедления вращения воздушного винта, уменьшить Voтн относительную скорость винта до значений, лежащих в указанных пределах, при относительной поступи воздушного винта большей λ=3,76 с получением отклонения сил, действующих на лопасти к плоскости воздушного винта, при уменьшении тяги винта. Это позволяет создавать значительную силу, перпендикулярную оси, при обеспечении увеличения разницы величин сил на лопасти в противоположных секторах вращения. Так при Voтн — 2 в положении лопасти Ψ=90° проекции силы dF, создаваемой элементом лопасти расположенным на конце лопасти, на вертикальную плоскость dYv значительно превышает проекцию dР на направление создания тяги в (см. фиг. 10).
Таким образом, для осуществления полёта на воздушных винтах предлагаемым способом используют Voтн > 1,2. Такое увеличение относительной скорости позволяет увеличить силу, перпендикулярную оси воздушных винтов, и достигнуть необходимого для осуществления полёта соотношения подъёмной силы и тяги воздушных винтов, в том числе и при отсутствии отрицательных углов атаки на лопасти в течение оборота. В то же время, для осуществления полета на воздушных винтах предлагаемым способом используют Voтн < 3, поскольку при Voтн > 3, величина подъёмной силы, перпендикулярной оси воздушного винта, продолжает увеличиваться по мере увеличения относительной скорости винта, но создание тяги становится неэффективным настолько, что воздушный винт не может использоваться как движитель. При φoш = 62°, в отсчете угла между сечением на конце лопасти при r=R и плоскостью вращения, установка оси на угол αocи =5° приводит к изменению углов атаки в течение оборота от максимальных на Ψ=90° до почти нулевых углов с противоположной стороны. При этом углы у оси воздушного винта отличаются от углов на конце лопасти не более чем на 2° (см. фиг. 11).
Предлагаемым способом на воздушных винтах, установленных осями по полёту, может быть создана подъёмная сила, необходимая для полёта, и тяга, в том числе и при небольших скоростях полёта, например, 50÷100 м/с, с использованием значительного замедления вращения винта, с обеспечением U = 20÷50 м/с при Voтн, лежащей в указанном диапазоне. При этом для создания необходимой для осуществления полёта подъёмной силы при низких скоростях полёта и низком скоростном напоре могут быть увеличены площадь лопастей и размер воздушных винтов, что обеспечит полёт с использованием предлагаемого способа, по крайней мере, при скорости полёта вплоть до 50 м/с.
Минимальная скорость, на которой может использоваться предлагаемый способ для осуществления полёта, 50 м/с - близка к половине максимальной скорости, которую может достигать вертолёт. Создание подъёмной силы и тяги в полёте при таких скоростях может быть эффективно осуществлено способом, применяемым на вертолётах и других вертикально взлетающих винтовых летательных аппаратах с использованием вертикального положения осей винтов при высоких скоростях вращения с созданием тяги, направленной по оси винтов.
Таким образом, величина подъёмной силы может быть увеличена по мере замедления окружных скоростей вращения и увеличения относительной скорости воздушного винта. Это обеспечит летательный аппарат необходимой подъёмной силой для осуществления полёта, в том числе с использованием маневрирования с перегрузками в широком диапазоне скоростей, в том числе и при достаточно низких скоростях полёта, начиная от 50 м/с.
При отсутствии циклического изменения углов установки лопастей угол оси к направлению воздушного потока, обеспечивающий создание силы, перпендикулярной оси воздушных винтов, и подъёмной силы в соответствии с предлагаемым способом лежит в диапазоне от 2° до 8°, поскольку при нулевых и близких к ним углах оси к воздушному потоку не возникает изменения углов атаки в течение оборота, а при углах оси, больших 8°, на части винта могут появляться явления срыва потока, резко снижающие силы, действующие на лопасти воздушного винта.
В полёте по предлагаемому способу могут использоваться различные режимы работы воздушного винта в зависимости от угла оси к воздушному потоку:
- режим строго осевого обтекания воздушных винтов обеспечивает улучшение обтекания винтов и позволяет эффективно создавать и подъёмную силу, и тягу для осуществления полёта;
- использование воздушных винтов с осью под большим углом к воздушному потоку необходимо для маневрирования с использованием больших углов оси к воздушному потоку, в том числе при переходе от вертикального положения осей к используемому в способе положению осей к потоку, а также для обеспечения максимального увеличения подъемной силы винтов при маневрировании с перегрузками.
В соответствии с предлагаемым способом при использовании циклического изменения углов установки лопастей для создания подъёмной силы может использоваться положение оси строго по потоку и высокие углы оси винтов к потоку следующим образом. Оси обоих воздушных винтов противоположного вращения устанавливают в одном направлении под углами к потоку в диапазоне:
При этом существует возможность циклического изменения углов установки лопастей с созданием максимальной разницы углов установки лопастей воздушного винта на первой половине оборота в секторе между 60° и 120° по отношению к углам установки на секторе между 240° и 300° во второй половине оборота на каждом винте в отсчёте по вращению от азимутальных положений, направленных от центра по радиусу в одном заданном направлении.
При αocи > 2° наклон осей воздушных винтов производят в заданном направлении. При этом создают наибольшие углы установки в течение оборота лопасти на одном воздушном винте в противоположной части по отношению к сектору, на котором создают наибольшие углы установки на воздушном винте противоположного вращения, и наименьшие углы установки в течение оборота лопасти на одном воздушном винте в противоположной части по отношению к сектору, на котором создают наименьшие углы установки на воздушном винте противоположного вращения. При этом возможно обеспечение отсутствия срывов потока с лопастей, уравновешение моментов от воздушных винтов противоположного вращения, создание сил, перпендикулярных осям воздушных винтов в заданном направлении, и управление их величинами, изменением разницы между наибольшими и наименьшими углами установки в течение оборота на каждом воздушном винте, а также управление направлением и величиной силы, создаваемой воздушными винтами, в том числе для создания подъёмной силы и силы тяги или же силы торможения с возможностью осуществления установившегося полёта и полёта с маневрированием.
Особенность используемого изменения углов установки лопастей во время оборота заключается в том, что при увеличении углов установки лопастей по отношению к противоположным положениям лопасти, в соответствии с описанным выше способом происходит увеличение углов установки в противоположных положениях лопастей на винтах противоположного вращения, аналогично производится уменьшение углов установки. При этом моменты от воздушных винтов противоположного вращения компенсируют друг друга при создании силы, действующей перпендикулярно осям воздушных винтов. При использовании на воздушных винтах противоположного вращения циклического изменения углов установки лопастей в соответствии с предлагаемым способом при помощи автомата перекоса, кольца автоматов перекоса на винтах противоположного вращения поворачивают в разные стороны (см. фиг 19). Это отличается от использования автомата перекоса для создания момента на воздушных винтах, при котором на воздушных винтах противоположного вращения кольца автоматов перекоса поворачиваются в одну сторону. При этом в полёте автомат перекоса применяют при больших осевых скоростях полёта с использованием больших, чем на воздушных винтах вертолёта углов установки лопастей.
Предлагаемый способ используют в зависимости от различных углов оси к потоку, в том числе для получения различного соотношения тяги и подъёмной силы на воздушных винтах.
Использование строго осевого обтекания винта с практически полным отсутствием косой обдувки воздушного винта с циклическим изменением углов установки в соответствии с предлагаемым способом позволяет достигать эффективного создания подъёмной силы и тяги при осуществлении полёта на воздушных винтах при установке осей воздушных винтов под углом к потоку в диапазоне 0°÷2°, циклически изменяют углы установки лопастей с достижением наибольших в течение оборота углов установки лопастей на секторе вращения в первой половине оборота, между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, с созданием, кроме силы тяги, силы, перпендикулярной осям воздушных винтов в заданном направлении, и увеличением её величины при увеличении наибольших в течение оборота углов установки лопастей не более величины углов, при которых возникают срывы потока (см. фиг. 14, фиг.16).
В горизонтальном полёте в результате циклического изменения углов установки с максимальным увеличением углов установки лопастей в горизонтальном положении лопастей при движении лопастей вниз и снижением углов установки лопасти до минимальной величины в горизонтальном положении в противоположных положениях, когда лопасти движутся вверх, например при Voтн=2 на радиусе R, достигают угол между плоскостью вращения и скоростью потока притекающего к лопасти 60° (см. фиг. 14). Обеспечивают, при r=R на конце лопасти, углы между элементом лопасти и плоскостью вращения 60° при φoш=60° и циклически увеличивают углы установки относительно углов общего шага максимально при Ψ=90°, а в противоположных положениях лопасти при Ψ=270° увеличивают углы установки лопастей на минимальную величину. График характеризующий изменение углов атаки в течении оборота в результате циклического изменения углов установки лопастей в осевом режиме на каждом воздушном винте показан на фиг. 15, а векторные диаграммы при вращении сечения лопасти расположенного на конце лопасти при Ψ=90° и Ψ=270° на фиг. 16. Силы, создаваемые двумя воздушными винтами противоположного вращения в полёте, показаны на векторной диаграмме сил в плоскости воздушных винтов на фиг. 17. Принципиальная схема осуществления полёта на воздушных винтах при создании подъёмной силы и тяги воздушными винтами противоположного вращения в осевом потоке с использованием циклического изменения углов установки лопастей в течение оборота поясняет создание сил и уравновешение моментов при полёте на воздушных винтах противоположного вращения предлагаемым способом (см. фиг. 18). Надо отметить, что использование изменения углов установки в течение оборота позволяет изменять углы атаки лопасти на один угол у комля и на конце лопасти, в отличие от изменения углов атаки, получаемых при установке оси под углом к потоку при неизменных углах лопастей в течение оборота, когда изменение углов атаки уменьшается при увеличении радиуса и окружных скоростей вращения элемента лопасти. Верхняя граница указанного диапазона определяется, исходя из того, что при углах оси меньших 2° без использования циклического изменения углов установки не может быть создана достаточно большая подъёмная сила, перпендикулярная оси.
Для использования предлагаемого способа при строго осевом или же близком к осевому обтекании воздушного винта и обеспечения отсутствия срывов потока в первой половине оборота, где углы атаки достигают наибольшей величины, замедляют вращение воздушного винта и устанавливают относительную скорость воздушного винта в пределах Voтн =1,2÷3, устанавливают φoш> равным углам, которые при осевом обтекании воздушного винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αл0, устанавливают оси воздушных винтов к потоку в диапазоне αocи = 0°÷2°, циклически изменяют углы установки лопастей относительно углов установки общего шага в соответствии с: φ ycт = φ oш + Δφ(ф), где, φ ycт- текущий угол установки лопасти;
Δφ(ф) - величина, на которую изменены углы установки лопасти по отношению к углам установки общего шага при вращении в азимутальном положении лопасти под углом ф; где, ф - текущий азимутальный угол в плоскости вращения, образуемый, если смотреть по вращению винта между лопастью и заданным направлением, и достигают наибольших углов установки в первой половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, достигая увеличения φ ycт по отношению к φoш не более чем на Δφь где Aq)1 > 0, где Δφi - величина, на которую углы установки лопасти на первой половине оборота максимально изменены по отношению к углам установки общего шага, наибольшая величина угла атаки не больше αлo+Δφ1; соблюдают условие: сtло + Δq>i < αкpит, где αкpит - угол атаки, при достижении которого происходит срыв потока с лопасти, получают возможность при создании углов атаки, не приводящих к образованию срывов потока в первой половине оборота, увеличить силу, перпендикулярную осям воздушных винтов в заданном направлении, по мере увеличения величины Δφi. Величина αкpИт зависит от формы профиля, характера обтекания лопастей воздушным потоком. В условиях стационарного обтекания оtкрит лежит в диапазоне 12°÷14°, при циклическом изменении углов, связанном с колебаниями углов атаки и с частотой вращения воздушного винта, в зависимости от характера обтекания величина αкpит может возрастать.
Для эффективного осуществления полёта при получении дополнительного увеличения подъёмной силы и тяги на воздушных винтах, в соответствии с предлагаемым способом во второй половине оборота производят снижение углов атаки в диапазоне положительных углов не ниже нуля следующими способами.
При строго осевом или же близком к осевому обтекании винта при использовании углов αocи не выше 2°, при использовании циклического изменения углов установки в соответствии с предлагаемым способом, изменяют углы установки во второй половине оборота с максимальным уменьшением углов установки во второй половине оборота при вращении на секторе, лежащем между 240° и 300° в отсчёте от заданного направления с созданием наименьших углов атаки на лопастях не ниже нуля следующим способом.
Циклически изменяют углы установки во второй половине оборота, достигают максимального уменьшения углов установки во второй половине оборота, по отношению к углам общего шага при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и 300° до величины, равной: φ уст = фош + Δφ2, при Δφ2 < 0, где Δφ2 - величина, на которую максимально изменены углы установки лопасти на второй половине оборота по отношению к углам установки общего шага, причём соблюдают неравенство: αл0 + Δφ2 >=0 с возможностью создания во второй половине оборота углов атаки неотрицательной величины и получения силы тяги на винте при увеличении силы, перпендикулярной осям в заданном направлении, по мере уменьшения наименьших углов установки во второй половине оборота.
Для дополнительного увеличения подъёмной силы за счёт ухудшения эффективности создания тяги, а также при уменьшении тяги вплоть до реверсирования тяги, в том числе при уменьшении затрат на вращение воздушных винтов вплоть до авторотирования воздушных винтов, при осевом или близком к осевому обтекании винта с отклонением оси к потоку не более чем на 2°, за счёт циклического изменения углов установки лопастей и уменьшения углов установки во второй половине оборота создают отрицательные углы атаки на лопастях следующий способом.
Циклически изменяют углы установки во второй половине оборота, по отношению к углам общего шага, достигают максимального уменьшения углов установки φ ycт во второй половине оборота по отношению к φoш при вращении на секторе, лежащем между 240° и 300° до величины равной: φ уст = φoш + Δφ2, при Δφ2 < 0, причём соблюдают неравенство: сtло + Δφ2 <0 с возможностью создания во второй половине оборота наименьших углов установки лопастей, приводящих к возникновению углов атаки отрицательной величины, и при уменьшении углов установки во второй половине оборота и росте углов атаки отрицательной величины, с возможностью увеличения силы в заданном направлении и уменьшения величины тяги вплоть до создания силы торможения в том числе с созданием воздушным винтом крутящего момента в направлении вращения и авторотированием винта при обеспечении неравенства
-(αл0 +Δφ2) > αл0+Δφ1 с созданием на секторе вращения, между 60° и 120°, углов атаки, по абсолютной величине меньших отрицательных углов атаки, создаваемых при вращении на секторе лежащем, между 240° и 300°.
При строго осевом или же близком к осевому обтекании винта при использовании углов αocи не выше 2° величинами Vоси и U, будет определяться величина углов притекания воздушного потока к лопастям. Величина углов установки лопастей при использовании циклического изменения углов установки в соответствии с предлагаемым способом будет циклически изменяться во второй половине оборота с максимальным уменьшением углов установки во второй половине оборота при вращении на секторе, лежащем между 240° и 300° в отсчёте от заданного направления с созданием уменьшения углов атаки на лопастях ниже нуля (сектора на которых создают аэродинамические силы на винтах противоположного вращения показаны см. фиг 32; график характеризующий изменение углов атаки при использовании автомата перекоса показан на фиг. 33, график 1). Силы, возникающие на противоположных секторах при использовании воздушного винта в осевом обтекании с изменением углов установки для обеспечения изменения углов атаки на лопастях воздушного винта от положительных в первой половине оборота до отрицательных в противоположных положениях при вращении, показаны на векторных диаграммах скоростей и сил (см. фиг. 36).
Причём создание во второй половине оборота углов атаки ниже нуля больших по абсолютной величине по отношению к положительным углам атаки в первой половине оборота приводит к авторотированию воздушного винта в режиме ветряка (сектора на которых создают аэродинамические силы на винтах противоположного вращения показаны см. фиг. 34; график характеризующий такое изменение углов атаки в течении оборота с использованием автомата перекоса для изменения углов лопастей показан на фиг 35, график 1). Использование создания подъёмной силы на авторотирующих воздушных винтах противоположного вращения при строго осевом обтекании воздушных винтов позволяет осуществить снижение при отказе двигателя.
При создании силы, перпендикулярной оси воздушного винта, при вращении лопастей под большими углами к горизонтальному положению и в близких к вертикальному положениях, создаваемые на лопастях силы, не дают значительного вклада в создание подъёмной силы, но увеличивают тягу винта, поэтому целесообразно перевести лопасти при вращении на этих участках винта под углы установки, обеспечивающие флюгирование воздушного винта, и увеличить углы установки лопастей для создания тяги и силы, перпендикулярной оси воздушного винта максимально тогда, когда лопасть близка к положению перпендикулярному к заданному направлению, следующим способом. Устанавливают φ ycт= φoш. При этом обеспечивают выполнение неравенства: ψ уст ф - 1 ° < φ Уcт < φ Уcт ф + 1°, где φycт ψ - угол установки, при котором обеспечивается флюгирование винта при осевом обтекании его потоком, с возможностью обеспечения наименьших углов атаки лопастей. Таким образом, при создании неотрицательных углов атаки в течение оборота и наибольших углов в первой половине оборота при вращении на секторе, лежащем между 60° и 120°, обеспечивают флюгирование при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45° и между 135° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, а при использовании уменьшения углов установки во второй половине оборота с созданием отрицательных углов атаки на лопастях обеспечивают флюгирование при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45° и между 135° и 225°, а также между 315° и 360°.
Поскольку на вращение лопастей в положении флюгирования тратится значительно меньше мощности, то при создании на лопастях воздушного винта аэродинамических сил, в основном при вращении на секторах, дающих наибольший вклад в создание подъёмной силы, становится возможным создать на этих секторах большие силы, обеспечив лопастям большие углы атаки при тех же затратах мощности. В результате получают необходимую тягу при создании значительно большей по величине подъёмной силы. На фиг. 28 показаны сектора на которых создают аэродинамические силы на винтах противоположного вращения, на графике 3 фиг 29 показан график характеризующий изменение углов атаки для создания аэродинамических сил на первой половине оборота воздушного винта, и обеспечение минимальных углов атаки на второй половине оборота винта, на графике 1 фиг 29 показан график характеризующий изменение углов атаки для создания аэродинамических сил на секторе, меньшем половины оборота воздушного винта, и обеспечение минимальных углов атаки на остальной части винта. Для увеличения подъёмной силы по отношению к тяге величина секторов, на которых осуществляется флюгирование может быть увеличена. На фиг. 30 показаны сектора на винтах противоположного вращения и создание аэродинамических сил на них, на графике 1 фиг 31 показан график характеризующий изменение углов атаки для создания аэродинамических сил на секторе не менее 45° и обеспечение минимальных углов атаки на остальной части воздушного винта.
Для увеличения эффективности создания подъёмной силы с обеспечением использования отрицательных углов атаки лопастей во второй половине оборота лопасти при падении силы тяги, аналогично используют установку лопастей под углы флюгирования при вращении лопастей под большими углами к горизонтальному положению и в близких к вертикальному положению, на большей части вращения и при уменьшении секторов на которых создают аэродинамические силы до 45° с созданием тяги (см. фиг 32, график 2 фиг 33), с авторотированием при реверсе тяги винта (см. фиг 34, график 2 фиг 35).
Для обеспечения изменения углов установки в течение оборота в соответствии с изложенным выше способом в положениях лопастей, близких к перпендикулярному к заданному направлению достигают максимального изменения углов установки с использованием несинусоидального изменения углов установки. При этом могут использовать, например, механизм или привод непосредственно изменяющий углы установки лопасти в течение каждого оборота в зависимости от азимута ф. Такое устройство может устанавливаться между лопастью закрепленной на оси с возможностью изменять угол установки и автоматом перекоса или устройством изменения углов общего шага для обеспечения изменения углов установки в течени каждого оборота в диапазоне до 20° (см. фиг 37).
Обеспечение на части вращения лопасти углов флюгирования и близких к нулю углов атаки, обеспечивают уменьшение аэродинамических сил, действующих на лопасть. Использование флюгирования лопасти на большей части оборота и увеличении углов установки в основном на секторах вращения, где лопасть близка к положению, перпендикулярному заданному направлению, и проекция аэродинамических сил лопасти на заданное направление максимальна, приводит к увеличению величины подъёмной силы по отношению к тяге воздушных винтов. Использование при этом строго осевого обтекания воздушного винта позволяет наиболее эффективно осуществлять флюгирование и увеличение углов атаки лопастей для создания подъёмной силы и тяги в полёте. Для наиболее полного использования секторов вращения, на которых силы, создаваемые на лопасти, дают значительный вклад в создание силы в заданном направлении при вращении лопастей на них могут использовать максимальный в течение оборота угол установки, обеспечив характер изменения углов атаки, близкий к ступенчатому (см. фиг 29, 31, график 2). Для этого на секторе вращения, лежащем между 0° и 75°, в отсчёте по вращению от заданного направления, увеличивают углы установки, достигают наибольших на первой половине оборота углов установки и не допускают уменьшения углов больше чем на 2°, на секторе, начинающемся между 60° и 75° и заканчивающемся между 95° и 120°. Чтобы обеспечить ступенчатый характер изменения углов атаки, во второй половине оборота на секторе вращения, лежащем между 180° и 245°, в отсчёте от заданного направления, уменьшают углы установки, достигают наименьших на второй половине оборота углов установки и не допускают увеличения углов больше чем на 2°, на секторе, начинающемся между 240° и 255° и заканчивающемся между 285° и 300°. Таким образом, для наиболее эффективного использования предлагаемого способа при осевом обтекании воздушного винта лопасти устанавливают под угол, обеспечивающий им флюгирование. Кроме секторов вращения, на которых положения лопастей близки к перпендикулярным к заданному направлению при вращении, на указанных выше секторах лопасти переведены под наибольшие в течении оборота углы установки, причём на большей их части углы не изменяют величины, в результате чего наиболее полно используют указанные сектора вращения для создания аэродинамических сил в заданном направлении и достигают увеличения подъёмной силы воздушных винтов.
В диапазоне углов оси к потоку αocи = 2°÷8° подъёмную силу создают, как с использованием увеличения углов установки лопастей, так и без использования изменения углов установки лопастей. Нижняя граница указанного диапазона определена, исходя из того, что при углах оси больших 2° без использования циклического изменения углов установки может быть создана достаточно большая подъёмная сила, перпендикулярная оси.
Верхняя граница определена, исходя из того, что при установке оси к потоку на углы свыше 8°, при использовании увеличения углов установки лопастей φoш, на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от направления отклонения оси к потоку, углы атаки у комля лопасти будут увеличены по отношению к углам атаки возникающим при осевом обтекании αл0 = 5°÷10° на углы свыше 8° и могут превысить углы приводящие к срывам потока.
При создании сил в указанном диапазоне углов, при отсутствии циклического изменения углов установки лопастей для недопущения возникновения срыва на секторе воздушного винта, где углы атаки увеличены, необходимо иметь ввиду, что от величины относительной поступи воздушного винта определяемой скоростями Vоси и U и от φ oш , будет зависеть величина углов атаки αл0 на лопастях при осевом обтекании винта. При установке воздушного винта под углом αocи максимальная величина углов атаки, достигаемая у комля лопасти, будет увеличена по отношению к углам при осевом обтекании винта в положениях лопастей, лежащих в первой половине оборота по вращению воздушного винта от заданного направления отклонения оси винта, не более чем на угол, равный по величине αocи. При этом увеличение наибольшего угла атаки на лопасти выше αкpит может привести к возникновению срывов потока.
При установке оси под углом 2°÷8° может быть создана сила, перпендикулярная осям воздушных винтов, и сила тяги при отсутствии циклического изменения углов установки лопастей с обеспечением φ ycт = φoш и при обеспечении отсутствия срывов потока следующим образом.
Замедляют вращение воздушного винта и устанавливают относительную скорость винта в пределах Voтн =1,2÷3, устанавливают φoш равным углам, которые при осевом обтекании винта со скоростью Vоси, где Vоси = Vcos(αocи) - компонент скорости невозмущенного потока по оси воздушного винта. обеспечивают создание на лопасти углов атаки αлo и устанавливают оси воздушных винтов под углом к потоку в заданном направлении в диапазоне: п — ?°— 8° соблюдают условие:
и получают возможность увеличения силы, перпендикулярной оси воздушного винта в заданном направлении, при увеличении αocи и по мере уменьшения окружных скоростей воздушных винтов при установке углов φoш в диапазоне углов, обеспечивающих вышеприведенное соотношение и отсутствие срывов потока с лопастей. Применяют создание сил при с отсутствии циклического изменения углов для осуществления полета при углах приближающихся к αocи = 8° поскольку при вращении на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, величина углов атаки лопастей предельно увеличена и в дополнительном циклическом изменении углов установки нет необходимости.
Для наиболее полного использования в полёте предлагаемого способа необходимо определить условия его использования, обеспечивающие отсутствие секторов с отрицательными углами атаки для эффективного обеспечения полёта и использование создания секторов с отрицательными углами атаки для маневрирования при уменьшении тяги винтов. Рассмотрим использование предлагаемого способа на винте с постоянными углами установки лопастей в течение оборота при отклонения оси под углом к потоку. На векторной диаграмме (см. фиг. 4) показано обтекание лопасти под отрицательными углами атаки при вращении лопасти на азимуте ф=240°. При этом образуется зона реверсирования тяги во второй половине оборота. Участки лопастей, обтекаемые под отрицательными углами атаки, увеличивают силу, перпендикулярную оси винта, как это видно из векторной диаграммы сил от лопастей в плоскости винта с образованием реверсивных секторов вращения при оси воздушного винта, расположенной под углом к потоку (см. фиг. 5). График характеризующий изменение углов атаки лопастей в течение одного оборота с осью, расположенной под углом к воздушногому потоку при образовании реверсивной зоны показан на фиг. 6. При отсутствии циклического изменения углов установки лопастей во второй половине оборота в отсчете по вращению от заданного направления обеспечивают углы установки φoш воздушного винта, равными углам, которые при оси воздушного винта, направленной строго по потоку, движущемуся со скоростью V оси, обеспечивают углы атаки αл0. При отклонении оси в заданном направлении по мере увеличения αocи во второй половине оборота на секторе вращения, лежащем между 240° и 300°, происходит максимальное уменьшение углов атаки лопастей при вращении вблизи ф = 240° по отношению к углам, возникающим при осевом обтекании винта, максимально на угол αocи. При увеличении αocи винта больше величины αл0 вблизи ф = 240° могут возникнуть отрицательные углы атаки лопастей. На фиг. 12 при αocи - 6° и φ oш = 64°, обеспечивающем αл0= 4° фиг. 7 показано возникновение отрицательных углов атаки αocи = 2° во второй половине оборота у комля лопасти.
Для того чтобы эффективно создавать силу тяги и подъёмную силу на воздушных винтах с отклонением оси к воздушному потоку под углом в диапазоне αoαг=20÷8°, при отсутствии циклического изменения углов установки лопастей, обеспечивают равенство
Ψycτ =фoш с созданием на лопастях углов атаки, не меньших нуля, при вращении лопасти в отсчёте от заданного направления на второй половине оборота. При этом соблюдают неравенство:
Оtоси < αл0, увеличивая углы установки лопастей общего шага φoш для обеспечения выше приведенного соотношения и создания неотрицательных углов атаки во второй половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и 300°, с возможностью создания силы, перпендикулярной оси воздушного винта в заданном направлении и силы тяги.
На фиг. 11 отсутствует возникновение отрицательных углов атаки так на фиг.11 Так при Vотн —2, φoш = 65° при αocи = 5° уменьшение углов атаки при положениях лопасти, близких к 270°. не приводит к возникновению отрицательных углов атаки и углы атаки близки к нулевым, углы общего шага обеспечивают достаточно высокие углы атаки на лопастях винта.
Однако на короткий период времени для увеличения подъёмной силы воздушных винтов с падением тяги для осуществления манёвров или же при полете со снижением создают отрицательные углы атаки лопастей на части воздушного винта. Увеличение угла отклонения оси воздушных винтов относительно потока приводит к уменьшению углов атаки во второй половине оборота. В свою очередь, это приводит к возрастанию силы, перпендикулярной оси воздушных винтов. При этом значительно снижается тяга воздушных винтов из-за возникновения секторов, на которых создаются силы торможения. Затраты мощности на создание тяги могут существенно возрасти или же тяга может упасть вплоть до реверсирования тяги при снижении потребной на вращение винта мощности. При отсутствии циклического изменения углов установки лопастей во второй половине оборота в отсчёте по вращению от заданного направления при увеличении αocи в заданном направлении на угол, больший по величине, чем αл0 во второй половине оборота на секторе вращения, лежащем между 240° и 300°, происходит уменьшение углов атаки лопастей с возникновением отрицательных углов атаки при вращении вблизи ф = 240°. На фиг. 12 при αocи = 6° и ф ош = 64°, обеспечивающем αл0= 4° при осевом обтекании, показано возникновение отрицательных углов атаки у комля лопасти при положениях лопасти, близких к 270°. Уменьшение углов атаки во второй половине оборота на углы до 6° приводит к тому, что углы атаки не только уменьшаются до нуля, но и становятся отрицательными. При больших αocи и при уменьшении φ oш зона реверсирования и величина отрицательных углов атаки растёт.
Для того чтобы создавать на воздушных винтах с отклонением оси к потоку подъёмную силу и силу тяги или же силу, направленную назад, при отсутствии циклического изменения углов установки лопастей во второй половине оборота, с созданием при вращении во второй половине оборота отрицательных углов атаки на лопастях, соблюдают неравенство αocи > αл0, с возможностью создания во второй половине оборота углов атаки отрицательной величины. При углах установки лопастей, обеспечивающих возникновение отрицательных углов атаки на лопастях во второй половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и 300°, и при увеличении величины (αocи - ocл0) и при росте углов атаки отрицательной величины во второй половине оборота получают увеличение силы, перпендикулярной оси воздушного винта в заданном направлении, при одновременном падении тяги воздушного винта вплоть до создания силы торможения, в том числе при уменьшении φoш до значений, при которых αлo < 0, с возможностью получения авторотирования воздушного винта при создания крутящего момента в направлении вращения при создании на секторе вращения, лежащем между 60° и 120°, положительных углов атаки по абсолютной величине меньших отрицательных углов атаки, создаваемых при вращении на секторе, лежащем между 240° и 300°. Использование такого режима полёта на воздушных винтах противоположного вращения с осями, находящимися под углом к воздушному потоку до 8° при постоянных углах установки в течение оборота, позволяет создать подъёмную силу на авторотирующих воздушных винтах, что может быть использовано при снижении с отказом двигателя.
При установке оси под углом к потоку в заданном направлении в пределах указанного диапазона 2°÷8° при создании силы, перпендикулярной осям в заданном направлении, для дополнительного увеличения этой силы производят циклическое изменение углов установки для увеличения углов установки, на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, при условии создания на лопастях углов атаки, не приводящих к возникновению срывов потока следующим способом. Производят циклическое изменение углов установки с увеличением углов установки лопастей и увеличением углов атаки лопастей вблизи ф=90° на секторе вращения, лежащем между 60° и 120°, с максимальным увеличением φ ycт по отношению к φoш не более чем на Δφ^ где Δφi>0, при соблюдении условия: αл0 + Δφ1+ αocи < αкpит, с возможностью увеличения углов атаки, возникающих на лопастях в первой половине оборота в диапазоне углов, не приводящих к образованию срывов потока и увеличения силы, перпендикулярной оси воздушного винта в заданном направлении, при увеличении величины αocи+Δфi.
Таким образом поскольку при установки оси под углом αocи наибольший угол атаки достигается при ф=90° и не превышает αл0 + αocи то при увеличении углов установки на Δψi его величина достигнет αл0 + Δψ)+ αocи и не должна превышать углы приводящие к образованию срывов потока.
Наиболее целесообразно использовать вышеприведенный режим винта при небольших углах оси винта к потоку близких к 2° для создания достаточно большой для осуществления полета подъемной силы. При установке оси к потоку на углы свыше 8°, на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от направления отклонения оси к потоку, углы атаки у комля лопасти могут превысить углы приводящие к срывам потока. Дальнейшее увеличение углов оси к потоку до 15° и более, приводит к увеличению зоны срыва потока на лопастях винта и силы, создаваемые воздушным винтом, приобретают пульсирующий характер и падают. Увеличение угла оси к воздушному потоку может приводить к образованию больших углов атаки, так, например, при обтекании лопасти воздушного винта, ось которого установлена под углом 30° к воздушному потоку при Voтн=2, возникают углы атаки более 30° (см. фиг. 20).
На Фиг. 22 d показан характер изменения углов притекания воздушного потока к лопасти вблизи комля в связи с установкой оси воздушного винта под различными углами к потоку 8° - график 1 ; 15° - график 2; 30° - график 3.
Например, при установке оси винта под углом 15° к воздушному потоку при постоянных углах установки в течение оборота углы атаки на лопастях у комля лопасти будут увеличены на углы, близкие к 15° при вращении на секторе, лежащем между 60° и
120° в отсчёте от направления, в котором отклонена ось по отношению к потоку, и уменьшены в противоположном секторе вращения. При этом изменение углов атаки при вращении, вызванное установкой винта, будет близко по характеру к синусоидальному (см. фиг. 22 д, график 2).
Для того чтобы исключить образование срывов потока при углах оси к потоку, больших 8°, в соответствии с предлагаемым способом, при установке осей воздушных винтов под углом к потоку в заданном направлении в диапазоне 8°÷45° циклически изменяют углы установки лопастей и достигают наименьших в течение оборота углов установки на секторе, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, и обеспечивают уменьшение углов атаки лопастей до значений, при которых отсутствует срыв потока, с возможностью создания, кроме силы тяги, и силы, перпендикулярной осям винтов в заданном направлении, и увеличением её величины при увеличении величины наименьших в течение оборота углов установки лопастей. Нижняя граница диапазона определяется тем, что при увеличении на воздушных винтах углов оси αocи свыше 8° на лопасти могут возникать большие углы атаки, приводящие к срывам потока.
Верхняя граница диапазона углов оси к потоку не выше 45° определена, исходя из того, что проекция скорости невозмущенного потока в плоскости воздушного винта увеличивается при увеличении угла оси к потоку. Это приводит при αocи > 45 к возрастанию неравномерности скоростей при вращении лопасти в плоскости воздушного винта и увеличению скоростей обтекания на концах лопастей при вращении в первой половине оборота от направления в котором отклонена передняя часть оси к потоку, а на противоположных азимутах вращения это приводит к уменьшению скоростей в плоскости воздушного винта при окружных скоростях вращения близких к величине проекции скорости невозмущенного потока на плоскость воздушного винта. Поэтому использование предлагаемого способа полета при углах оси к потоку свыше 45° нецелесообразно. При малых скоростях полёта на углах оси к потоку свыше 45° целесообразно использование создания тяги винтом преимущественно вдоль оси с использованием высоких скоростей вращения и больших окружных скоростей на лопастях.
Предлагаемый способ может использоваться при угле оси к воздушному потоку 30° и Voтн =2 с использованием циклического изменения углов установки, что позволит снизить углы атаки лопасти (см. фиг. 21).
При угле оси к потоку 20° с использованием циклического изменения углов установки в соответствии с предлагаемым способом, углы установки уменьшают максимально на 14° при положениях в отсчёте от заданного направления, в котором отклонена ось воздушного винта Ψ=90° и создают положительные углы 6°, а в противоположных положениях лопасти при Ψ=270° максимально увеличивают углы установки с противоположной стороны на 20° и создают углы, близкие к нулевым (см. фиг. 23). На фиг. 23 показаны векторные диаграммы, характеризующие обтекание участков лопасти в противоположных половинах оборота.
Характер изменения угла атаки при постоянных углах установки в течение оборота вблизи комля на лопастях при вращении в различных положениях лопасти воздушного винта, ось которого расположена под углом 15°, показана на фиг. 24, график 3, в первой половине оборота углы увеличиваются на 15°, а во второй уменьшаются на ту же величину. Причём углы установки винта выбраны достаточно большими для того, чтобы уменьшение углов не приводило к возникновению отрицательных углов атаки. увеличение углов на лопасти вызванное установкой оси воздушных винтов под углом к потоку может быть компенсировано при использовании синусоидального изменения углов установки. Величина угла атаки, которая скомпенсирована изменением углов установки, показана на фиг. 24, график 1. В результате такого изменения углов установки лопастей при вращении в различных положениях лопасти воздушного винта, ось которого расположена под углом 15° к воздушному потоку, получают изменение углов атаки в пределах допустимых значений (см. фиг 25, график 1). Величина угла атаки, которая скомпенсирована изменением углов установки в первой половине оборота, показана на фиг. 24, график 2. В результате такого изменения углов установки лопастей при различных положениях лопасти воздушного винта, ось которого расположена под углом 15° к воздушному потоку, получают изменение углов атаки, показанное на фиг 25, график 2.
Таким образом для осуществления полёта при создании необходимой силы тяги и силы, перпендикулярной осям воздушных винтов, при достижении отсутствия срывов потока на лопастях воздушного винта с использованием циклического изменения углов установки лопастей в соответствии с предлагаемым способом, замедляют вращение воздушного винта и устанавливают относительную скорость винта в пределах: Voтн =1,2÷3. При этом устанавливают φoш, равным углам, которые при осевом обтекании винта со скоростью Vоси обеспечивают создание на лопасти углов атаки αлo, и устанавливают оси воздушных винтов к потоку в диапазоне αocи = 8°÷45° в заданном направлении, и циклически изменяют углы установки лопастей винта, достигая в первой половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления наименьших углов установки равных: φ уст = φ ош + Δсрi, при Δφi < 0, при соблюдении условия:
Δф! < αкpит - αлo - оtоси с возможностью увеличения углов атаки возникающих на лопастях в первой половине оборота в диапазоне углов не приводящих к образованию срывов потока и увеличения силы, перпендикулярной оси винта в заданном направлении при увеличении величины αocи +
Δфь
Сила создаваемая на воздушном винте образует силу перпендикулярную оси YR И силу направленную вдоль оси - X, при различных углах оси к воздушному потоку отклоняется. Как видно из диаграмм, (см. фиг. 22 а, 22 b, 22 с) при увеличении угла оси вектор силы винта отклоняется в сторону наклона оси и подъемная сила, воздушного винта Yv растёт, а тяга P воздушного винта падает. Таким образом, при использовании предлагаемого способа создания силы, перпендикулярной оси, и тяги на воздушном винте при больших углах оси к потоку без образования явлений срыва потока на лопастях воздушного винта происходит увеличение подъёмной силы, создаваемой воздушным винтом по мере увеличения угла оси к потоку, и уменьшение тяги воздушного винта, которое может позволить либо дополнительно увеличивать подъёмную силу воздушных винтов, либо создавать подъёмную силу для осуществления полёта необходимой величины при меньшей относительной скорости воздушного винта .
Полёт на больших углах оси к потоку используют для увеличения подъёмной силы по отношению к тяге наряду с изменением скорости вращения винта и окружных скоростей. Использование создания сил в полёте при больших углах оси к потоку необходимо при переходе от вертикального положения осей с созданием тяги вдоль оси воздушного винта при малых скоростях полета к созданию сил в полёте с большими скоростями предлагаемым способом.
Предлагаемый способ осуществления полёта с использованием создания сил на воздушных винтах используют с учётом предлагаемых возможностей создания сил на воздушных винтах при окружных скоростях вращения, обеспечивающих относительную скорость винта в указанном диапазоне и при углах установки φoш, обеспечивающих создание углов атаки для обеспечения тяги, а также при изменении углов установки, если используется циклическое изменение углов установки лопастей в соответствии с предложенным выше способом при различных углах оси к воздушному потоку. Способ позволяет осуществить полёт под большими углами оси к потоку αocи = 8°÷45°.c созданием большой подъёмной силы, в том числе при маневрировании или при переходных режимах полёта, а затем перейти к полёту под небольшими углами оси к потоку αocи = 2°÷ 8° и перевести воздушные винты в режим строго осевого обтекания при αocи = 0°÷2° для наиболее эффективного создания подъёмной силы и тяги с использованием изменения углов установки лопастей в течение оборота и обеспечивает отсутствие срывов потока как при установке осей строго по потоку, так и под углами к потоку до 45 следующим образом.
Устанавливают оси воздушных винтов к потоку в диапазоне оtоси = 0°÷45°, замедляют вращение и устанавливают окружные скорости вращения, обеспечивающие относительную скорость воздушного винта в диапазоне Voтн =1,2÷3, обеспечивают углы установки φoш воздушного винта, равными углам, которые при осевом обтекании воздушного винта со скоростью Vоси, обеспечивающие создание на лопасти углов атаки αлo. При этом обеспечивают выполнение неравенства оtло + оtоси + Δφi < αкpит, с возможностью создания максимального изменения углов установки на величину Δφi в первой половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, с возможностью создания углов атаки, не приводящих к образованию срывов потока при обеспечении неравенства:
Δψl < Оtiψит " αл0 " αocи- Причём при углах αocи, удовлетворяющих неравенству:
О-ΌСИ ОLкрит " C*лO, величина Δсрi > 0, и достигают наибольших углов установки в первой половине оборота при вращении лопасти на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, добиваясь изменения φ ycт по отношению к φ oш на величину Δφi= φ ycт - φoш , а при углах αocи, удовлетворяющих неравенству:
О^оси ™кpит " ™лθ величина Δφ]<0, при этом, циклически изменяют углы установки лопастей для уменьшения углов установки лопастей с созданием в первой половине оборота на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, наименьших углов установки лопастей, с возможностью создания углов установки, обеспечивающих отсутствие срывов потока.
Таким образом, углы атаки αл0, достигаемые на различных радиусах лопасти при осевом обтекании воздушного винта определяются углом установки лопастей φoш с учётом углов закрутки лопасти и углов притекания потока и с учётом индуктивного скоса потока к лопасти.
При установке оси воздушного винта под углом к потоку αocи происходит увеличение углов атаки лопасти максимально у комля лопасти на величину, не превышающую αocи, и максимальный угол атаки, достигаемый в течение оборота, не превысит (αл0+αocи).
Причём величина его не должна превышать угла атаки, при котором происходит срыв потока αкpит.
При использовании же циклического изменения углов установки лопастей в соответствии с предлагаемым способом, с максимальным изменением углов установки на величину Δφj в первой половине оборота при вращении на секторе, лежащем между
60° и 120° в отсчёте от заданного направления, могут достигнуть изменения угла атаки максимально на Aq)1. Таким образом максимальный угол атаки, достигаемый на лопасти в течение оборота, определяется суммой величин αлo, αocи и Δφь т. е.
(αл0+αocи+Δφi) Для недопущения срывов воздушного потока этот угол не должен превышать величины αкpит, тогда при αл0+αocи > αкpит, величина Δφi<0 принимает отрицательные значения, то есть производят уменьшение углов установки максимально при Ψ=90° для создания углов атаки в пределах допустимых по срыву потока значений. При (αлo+αOCи) < ccкpит используют Δ(pi>0 для дополнительного увеличения углов атаки. Циклического изменения углов атаки лопастей могут не производить при достаточном для создания необходимой для полёта подъёмной силы αocи и при условии (αл0+αOCи) < αкpит . Использование предлагаемого способа позволяет достичь отсутствия срывов потока при создании сил для полёта на воздушном винте для различных диапазонов углов установки оси к потоку, в том числе с использованием циклического изменения углов установки и позволяет эффективно создавать силу, перпендикулярную оси воздушных винтов, как при строго осевом обтекании воздушных винтов, так и при увеличении угла оси к потоку до 45° при отсутствии срывов воздушного потока с лопастей. Возможность использования больших углов оси воздушных винтов к воздушному потоку облегчает переход от вертикального положения осей на взлёте к почти горизонтальному положению в горизонтальном полёте.
Для наиболее полного использования в полёте предлагаемого способа необходимо определить условия использования данного способа, обеспечивающие отсутствие секторов с отрицательными углами атаки при использовании увеличения угла отклонения оси воздушных винтов свыше 2° с использованием циклического изменения углов установки во второй половине оборота для уменьшения углов атаки во второй половине оборота, в отсчёте от заданного направления отклонения оси к потоку. Обеспечивают углы установки φoш воздушного винта равными углам, которые при оси воздушного винта, направленной строго по воздушному потоку, движущемуся со скоростью Vоси, обеспечивают углы атаки αл0. При отклонении оси в заданном направлении по мере увеличения αocи во второй половине оборота на секторе вращения, лежащем между 240° и 300°, произойдет максимальное уменьшение углов атаки лопастей при вращении вблизи ф = 240° по отношению к углам, возникающим при осевом обтекании воздушного винта, максимально на угол αocи- Использование же циклического изменения углов установки лопастей во второй половине оборота в отсчёте по вращению от заданного направления с уменьшением углов установки лопастей в соответствии с предлагаемым способом на секторе вращения, лежащем между 240° и 300°, приводит к дополнительному уменьшению углов атаки лопастей, в результате чего, вблизи ф = 240° могут возникать отрицательные углы атаки лопастей, и зоны реверсирования тяги лопастей, приводящие к падению тяги винта. Осуществление прелагаемого способа при использовании циклического изменения углов установки лопастей во второй половине оборота, с созданием углов атаки на лопастях винта не меньше нуля, для увеличения силы, перпендикулярной оси воздушных винтов, происходит следующих образом. Устанавливают оси воздушных винтов под углом к воздушному потоку в диапазоне αocи = 2°÷45°. При этом соблюдают неравенство (αл0 - αocи + Δφ2) > 0. Циклически изменяют углы установки лопастей воздушного винта и достигают при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и 300° в отсчёте от заданного направления, максимального во второй половине оборота изменения φ ycт по отношению к φoш на величину:
Δφ2 > (αocи - ало). При этом, при углах αocи, удовлетворяющих неравенству αocи < αл0, производят уменьшение углов установки лопастей максимально на величину Δφ2 < 0 с созданием наименьших углов установки во второй половине оборота при вращении на секторе, лежащем между 240° и 300°, с возможностью, при создании силы тяги, увеличения силы, перпендикулярной осям воздушных винтов в заданном направлении, по мере уменьшения углов установки во второй половине оборота лопасти в диапазоне углов установки, обеспечивающих обтекание лопастей под неотрицательными углами атаки.
При углах αocи, удовлетворяющих неравенству αocи > ocл0, производят увеличение углов установки лопастей во второй половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и 300°, на Δф2 > 0, получают возможность создания неотрицательных углов атаки лопастей во второй половине оборота с возможностью уменьшения углов атаки лопастей в диапазоне неотрицательных значений, по мере уменьшения наибольших углов установки во второй половине оборота и увеличение силы, перпендикулярной оси винта в заданном направлении при увеличении величины (αocи - Δφ2) с созданием тяги на воздушном винте.
Вращение лопасти во второй половине оборота в отсчёте от заданного направления сопровождается созданием сил, направленных в сторону, противоположную подъёмной силе. Использование уменьшения углов атаки во второй половине оборота в диапазоне углов не ниже нуля и использование углов установки, близких к углам флюгирования, обеспечивающим близкие к нулю углы атаки на лопастях, позволяет снизить величину создаваемых на лопастях сил во второй половине оборота, что позволяет увеличить величину подъёмной силы, причём неотрицательные углы атаки на лопастях, обеспечивают эффективное создание тяги на воздушном винте.
Таким образом величину подъёмной силы могут изменять в широком диапазоне значений с использованием изменения относительной скорости винта, при использовании циклического изменение углов установки лопастей для получения подъёмной силы, как при обтекании винта потоком строго по оси, так и при углах оси винтов к потоку до 45°, а для дополнительного увеличения подъемной силы применяют уменьшение углов установки во второй половине оборота в диапазоне углов обеспечивающих положительные углы атаки на лопастях близкие к минимальным. Увеличение подъёмной силы воздушных винтов при осуществлении маневрирования за счёт создания на части воздушного винта углов атаки отрицательной величины при уменьшении тяги винтов производят следующим образом.
В результате использования циклического изменения углов установки лопастей в соответствии с предлагаемым способом при углах α0Cи > 2°, с использованием во второй половине оборота изменения углов установки лопастей с созданием отрицательных углов установки лопастей получают дополнительное увеличение силы, перпендикулярной оси воздушных винтов при снижении тяги винтов.
Соблюдают неравенство (αлo - ococи + Δφ2) < 0. При этом циклически изменяют углы установки лопастей во второй половине оборота, в отсчёте по вращению от заданного направления, максимально на Δφ2 при соблюдении неравенства Δφ2 < αocи - αлo, с возможностью создания во второй половине оборота на лопастях углов атаки отрицательной величины. При углах αocи, удовлетворяющих неравенству αocи < αлo величина Δφ2 < 0. При углах αocи> удовлетворяющих неравенству αocи > ocлo величина Δφ2 может принимать как положительные, так и отрицательные значения в диапазоне, обеспечивающем создание отрицательных углов атаки во второй половине оборота. При увеличении величины (αocи - Δφ2) получают рост отрицательных углов атаки преимущественно на секторе, лежащем между 240° и 300°, и увеличение силы, перпендикулярной оси в заданном направлении, при падении тяги, вплоть до создания силы торможения, в том числе с созданием воздушным винтом крутящего момента в направлении вращения и авторотированием винта при обеспечении неравенства - (αл0 - αocи+Δφ2) > αл0+α ocи+ Δφ , с созданием на секторе вращения, лежащем между 60° и 120°, углов атаки, по абсолютной величине меньше отрицательных углов атаки, создаваемых при вращении на секторе лежащем в пределах от 240° до 300°. Таким образом, при достижении отрицательными углами атаки лопастей больших по абсолютной величине значений по отношению к положительным углам атаки, достигаемым в первой половине оборота лопасти, получают авторотирование воздушных винтов. Использование предлагаемого способа для создания подъёмной силы на авторотирующих воздушных винтах противоположного вращения с осями находящимися под углом к воздушному потоку до 45° позволяет осуществить снижение при отказе двигателя. При установке оси винта на αocи = 15° используют уменьшение углов лопастей в первой половине обеспечивая компенсацию углов атаки до значений обеспечивающих отсутствие срывов на лопасти и некоторое увеличение углов установки во второй половине меньшее по величине чем уменьшение углов атаки вызванное установкой оси под углом (см. фиг. 24, график 4). При этом во второй половине оборота получают отрицательные углы атаки на лопасти (см. фиг. 25, график 4).
Таким образом, предлагаемый способ обеспечивает режим эффективного создания тяги при обеспечении отсутствия зон реверсирования, а также режим увеличения подъёмной силы при снижении эффективности создания тяги, за счёт создания отрицательных углов атаки на определенных секторах вращения для обеспечения маневрирования при торможении воздушными винтами, в том числе с использованием изменения углов установки в течение оборота, которое позволяет эффективно создавать силу, перпендикулярную оси воздушных винтов при увеличении угла оси к потоку до 45° при отсутствии срывов воздушного потока с лопастей. Такое увеличение угла оси к воздушному потоку приводит к увеличению подъёмной силы воздушных винтов по отношению к тяге и может быть использовано для перехода от вертикального положения осей на взлёте к почти горизонтальному положению в горизонтальном полёте и наоборот.
При создании на лопастях циклического изменения углов установки лопастей в течении оборота могут использовать синусоидальное изменение углов установки в течение вращения в первой половине оборота в отсчёте по вращению от заданного направления, в соответствии с равенством: φ yCт = φOш + Δφ1 sin(ф) и при создании на лопастях циклического изменения углов установки лопастей в течение оборота могут использовать синусоидальное изменение углов установки в течение вращения во второй половине оборота в отсчёте по вращению от заданного направления, в соответствии с равенством:
Figure imgf000090_0001
С использованием автомата перекоса могут быть осуществлены вышеупомянутые варианты использования способа осуществления полёта с использованием создания сил на воздушных винтах и при использовании синусоидального изменения углов установки в первой и во второй половине оборота при Δφi= - Δφ2 при изменении углов установки в соответствии с равенством φ ycт = φoш + Δq>i sin(ф).
При Δψi неравном - Δφ2 также могут синусоидально изменять углы установки с использованием автомата перекоса, обеспечивая достижение в первой половине оборота φ ycт - φoш + Δφi , а во второй половине оборота достижение φ ycт = φoш + Δφ2 для этого увеличивают φoш на (|Δφ2|+|Δφi|)/2 и производят синусоидальное циклическое изменение углов в зависимости от азимута при вращении на (|Δφ2|+|Δφi|)sin(ф)/2, таким образом, ср ycт = φoш + (|Δφ2
|+|Δφ i|)/2 + (|Δφ2 |+|Δφi|)sin(ф)/2.
Для реализации предлагаемого способа полета в результате использования автомата перекоса углы установки лопастей будут изменяться по синусоидальному закону, как функция от угла вращения лопасти с созданием силы, перпендикулярной оси, в заданном направлении, в отсчёте от которого при ф=90° и при ф=270° достигают максимальный и минимальный углы установки лопасти.
При создании сил для осуществления полёта на воздушных винтах с отклонением оси к воздушному потоку с использованием циклического изменения углов установки наибольшее увеличение углов атаки лопастей происходит, когда лопасть близка к положению, перпендикулярному заданному направлению создания подъёмной силы в секторах, лежащих между 60° и 120° и на секторе, между 240° и 300°, в случае использования отрицательных углов атаки, на остальной части оборота, где силы, создаваемые на лопастях, не дают значительного вклада в создание подъёмной силы, используют установку лопастей под углы, обеспечивающие минимизацию углов атаки на лопасти, обеспечивающие минимальное сопротивление лопастям воздушного винта, т. е. под углы флюгирования, в результате аэродинамические силы на воздушном винте создаются преимущественно на секторах, где они могут быть использованы для создания подъёмной силы, что позволяет увеличить её величину по отношению к тяге.
Поскольку при установке оси воздушного винта под углом к воздушному потоку, углы притекания к лопастям воздушного винта будут изменяться в зависимости от азимутального положения в течение оборота лопасти, то для обеспечения лопастям минимальных углов атаки в течение оборота возможно использование изменения углов установки лопастей в течение оборота на одинаковые углы при вращении на одинаковых азимутах в отсчёте по вращению каждого из воздушных винтов противоположного вращения от заданного направления в соответствии с предлагаемым способом, следующим образом: Устанавливают φoш = φ ycт ф, при осевом обтекании воздушного винта углы установки флюгирования φycт ф при отсутствии циклического изменения углов обеспечивают создание на лопасти минимальных углов атаки αлo. При установки оси воздушного винта под углом к воздушному потоку при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 10°, между 170° и 190° и между 350° и 360° в отсчёте по вращению от заданного направления, на которых наименьшим образом сказывается установка оси под углом к потоку, обеспечивают углы установки удовлетворяющие неравенству: φ Уcт ф - io < φ Уcт < φ yCт ф + i°, при создании наибольших углов атаки на секторах, лежащих между 60° и 120°, изменяют углы установки, обеспечивают лопасти углы флюгирования в каждом азимутальном положении при вращении лопасти на воздушном винте, установленном осью под углом, если не используются отрицательные углы атаки, то на секторах, лежащих между 0° и 45° и между 135° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, при этом, устанавливая величину Δφ2 = αocи, а при использовании углов атаки меньше нуля, с максимальными углами отрицательной величины на секторе, между 240° и 300°, осуществляют флюгирование на секторах, лежащих между 0° и 45° и между 135° и 225° , а также между 315° и 360° в отсчёте по вращению от заданного направления.
Таким образом, для использования флюгирования лопасти при вращении вокруг оси установленной под углом к потоку, устанавливают углы установки общего шага равные углам, обеспечивающим флюгирование при осевом обтекании винта. Поскольку за счёт отклонения оси в заданном направлении на угол αocи в первой половине оборота на секторе вращения, лежащем между 60° и 120°, происходит максимальное увеличение углов атаки лопастей при вращении вблизи ф = 90°, а во второй половине оборота на секторе вращения, лежащем между 240° и 300°, происходит максимальное уменьшение углов атаки лопастей при вращении вблизи ф = 240° по отношению к углам, возникающим при осевом обтекании воздушного винта максимально на угол αocи, то для обеспечения флюгирования лопастей при вращении на заданных секторах вращения используют циклическое изменение углов установки лопастей, в соответствии с предлагаемым способом с максимальным уменьшением углов установки лопастей в течение оборота вблизи ф = 90° и максимальным увеличением вблизи ф = 240°, которое приводит к компенсации уменьшения углов вызванного обтеканием воздушного винта, ось которого установлена под углом к потоку.
Поскольку изменение углов атаки лопастей, вызванное установкой оси под углом к воздушному потоку, носит синусоидальный характер, то для обеспечения флюгерного положения лопастей на таком воздушном винте могут устанавливать синусоидальное изменение углов установки лопастей следующим образом.
При φoш = φycтф циклически изменяют углы установки по отношению к углам общего шага в соответствии с равенством:
Figure imgf000093_0001
с возможностью установки лопасти под углы, обеспечивающие флюгирование лопасти в различных азимутальных положениях при вращении лопасти на заданных секторах. Для наиболее эффективного использования предлагаемого способа при обтекании воздушного винта, ось которого отклонена под углом к воздушному потоку с использованием синусоидального циклического изменения углов установки, лопасти устанавливают под углы, обеспечивающие им флюгирование в каждом азимутальном положении при вращении, кроме секторов вращения, на которых положения лопастей близки к перпендикулярным к заданному направлению в первой половине оборота от заданного направления, при вращении на которых лопасти переводят под углы установки, обеспечивающие создание сил в заданном направлении: при создании наибольших углов атаки на секторах, лежащих между 60° и 120°, а при использовании углов атаки меньше нуля на секторе вращения, лежащем между 240° и 300°.
Использование флюгирования лопасти при углах оси к воздушному потоку до 45°, в том числе с применением синусоидального изменения углов установки предлагаемым способом, на большей части оборота и увеличение углов установки в основном на секторах вращения, где лопасть близка к положению, перпендикулярному заданному направлению и проекция аэродинамических сил лопасти на заданное направление максимальна, приводит к увеличению величины подъёмной силы по отношению к тяге воздушных винтов. Изменение углов атаки у комля лопасти при неизменных углах установки в течение оборота при оси воздушного винта, установленной под углом 15°, характеризует график 3 фиг. 26, на графике 1 фиг. 26 показано изменение углов установки для осуществления флюгирования на большей части оборота, на графике 1 фиг. 27 показано достигаемое увеличение углов атаки в основном на секторах вращения, где лопасть близка к положению, перпендикулярному заданному направлению.
Причём для увеличения эффективности могут на большей части этих секторов обеспечивать углы установки с превышением к углам, обеспечивающим флюгирование на постоянную величину при достижении на лопастях углов атаки, близких к наибольшим. Это производят следующим образом.
При вращении лопасти в первой половине оборота на секторе, начинающемся между 60° и 85° и заканчивающемся между 95° и 120°, в отсчёте от заданного направления, обеспечивают углы установки в соответствии с равенством: φ yст = ψуст ф - αocи sin(ф) + Δφiα, где,
Δ(piα - величина, на которую на секторе, начинающемся между 60° и 85° и заканчивающемся между 95° и 120°, углы установки максимально увеличены по отношению к углам установки обеспечивающим флюгерное положение лопасти.
При этом в первой половине оборота достигают максимального изменения углов установки относительно углов установки общего шага Δφь устанавливая
Δφ iα= Δφ i + αocи, с возможностью получения наибольших в течение оборота углов атаки лопасти при вращении на секторе, начинающемся между 60° и 85° и заканчивающемся между 95° и 120° , в отсчёте по вращению от заданного направления.
На графике 2 фиг. 26 показано изменение углов установки для осуществления флюгирования на большей части оборота и ступенчатого увеличения углов установки на секторах вращения, где лопасть близка к положению, перпендикулярному заданному направлению, на графике 2 фиг. 27 показано достигаемое изменение углов атаки. При использовании циклического изменения углов установки лопастей во второй половине, с использованием отрицательных углов атаки на лопастях на секторе, начинающемся между 240° и 265° и заканчивающемся между 275° и 300°, в отсчёте от заданного направления, обеспечивают углы установки в соответствии с равенством: φ уст = ф ош - Оtоси SΪn(ф) + Δφ2α, где Δφ2α - величина, на которую углы установки максимально уменьшены по отношению к углам установки, обеспечивающим флюгерное положение лопасти при вращении: и при вращении во второй половине оборота достигают Δφ2 , устанавливая
Δφ 2α= Δφ 2 - α0CИ с возможностью обеспечения наименьших углов атаки отрицательной величины на лопасти, при вращении во второй половине оборота на секторе, начинающемся между 240° и 265° и заканчивающемся между 275° и 300°, в отсчёте от заданного направления.
Указанные диапазоны обеспечивают близкие к максимальным углы при вращении лопасти вблизи положений где величина проекции сил на заданное направление наибольшая в пределах сектора вращения не менее 20°, и допускают расширение сектора с максимальными углами до 60° в пределах которого проекция сил на заданное направление близка к величине сил на лопасти Причем диапазоны для осуществления флюгирования выбраны с интервалом к диапазону с максимальными углами для того, чтобы при переходе от флюгирования осуществить изменение углов установки лопасти под используемый в диапазоне максимальный угол установки и наоборот.
Таким образом, при использовании несинусоидального изменения углов установки лопастей, близкого по характеру к ступенчатому при вращении на секторах, где положения лопасти близки к перпендикулярному по отношению к заданному направлению, углы атаки лопастей постоянны и принимают максимальную в течение оборота величину, в результате чего, наиболее полно используют указанные сектора вращения для создания аэродинамических сил в заданном направлении и достигают увеличения подъёмной силы воздушных винтов.
Поскольку для создания силы, перпендикулярной осям воздушных винтов, изменение углов установки в соответствии с предлагаемым способом на одном воздушном винте производят с противоположной стороны по отношению к другому воздушному винту, вращаемому в противоположном направлении, то моменты от воздушных винтов уравновешивают друг друга.
Однако, в течение полёта необходимо создать моменты на воздушном винте для управления и уравновешения моментов в полёте.
Для того, чтобы создать моменты на винтах, например, в горизонтальном полёте при использовании вышеупомянутого изменения углов установки может использоваться смещение областей, на которых углы установки достигают максимальной величины, на обоих воздушных винтах противоположного вращения, например в нижнюю половину оборота. Это происходит следующим образом. Максимально циклически изменяют углы установки лопастей в первой половине оборота на секторе между 90° и 120°, в отсчёте по вращению от заданного направления. При использовании изменения углов установки во второй половине оборота максимально циклически изменяют углы установки лопастей на секторе между 240° и 270°, в отсчёте по вращению от заданного направления. Создают наибольшие углы атаки в секторах вращения, лежащих в половине оборота от 90° до 270°, в отсчёте от заданного направления, с возможностью создания момента, стремящегося повернуть оси воздушных винтов передними концами в заданном направлении, например, в горизонтальном полёте с возможностью создания момента на кабрирование.
Кроме того, моменты на воздушном винте могут быть созданы таким же образом, как, например, на соосных несущих воздушных винтах противоположного вращения у вертолёта. Это осуществляют следующим образом.
Дополнительно изменяют углы установки лопастей в течение оборота, уменьшая максимально углы установки, достигнутые на каждом воздушного винте на азимутах, лежащих в одном направлении на каждом воздушном винте, и увеличивают максимально на противолежащих азимутах с возможностью создания момента, перпендикулярного осям воздушных винтов.
Для создания моментов для управления и стабилизации летательного аппарата, на котором используют предлагаемый способ полёта, применяют вертикальное, горизонтальное или какой-либо другой вид оперения с аэродинамическими рулями.
Для стабилизации положения летательного аппарата в полёте используют хвостовое оперение. Для создания моментов и управления угловым положением по тангажу отклоняют аэродинамические рули вверх или вниз. Для создания моментов и управления угловым положением в путевом направлении отклоняют аэродинамические рули вправо или влево. Для создания моментов и управления угловым положением по крену отклоняют аэродинамические рули находящиеся соответственно слева и справа в противоположные стороны.
Для обеспечения устойчивости при горизонтальном полёте по углу тангажа располагают центр тяжести несколько перед суммарной равнодействующей силой воздушных винтов, на воздушных винтах и на оперении создают момент на кабрирование с возможностью уравновешения моментов и осуществления установившегося полёта.. В горизонтальном полёте положение воздушных винтов смещают относительно центра тяжести назад. При увеличении угла оси к потоку подъёмная сила воздушных винтов создаёт момент относительно центра тяжести летательного аппарата на пикирование, который переводит летательный аппарат под меньший угол атаки.
Для создания дополнительной подъёмной силы возможно использование несущего крыла, которое также могут использовать для управления. Это осуществляют следующим образом.
Несущее крыло ориентируют к набегающему воздушному потоку под углом атаки от 0° до 10°. По мере увеличения угла атаки несущего крыла увеличивается дополнительная поддерживающая подъёмная сила. Для управления положением летательного аппарата в полёте по крену могут использовать отклонение эллеронов крыла.
Для уменьшения окружных скоростей вращения воздушных винтов, помимо замедления вращения винтов, могут использовать уменьшение радиуса винта за счёт использования лопастей изменяемой длины, например, с использованием телескопически вдвигаемых-выдвигаемых участков лопастей. Сила, перпендикулярная оси воздушного винта, увеличивается по отношению к силе тяги по мере уменьшения радиуса воздушного винта.
При использовании режимов работы воздушных винтов в полете предлагаемым способом:
- приводящих к образованию секторов вращения с отрицательными углами атаки лопастей во второй половине оборота для воздушного винта, с осью направленной по потоку или под углом не более 2°;
- при оси воздушных винтов, установленной под углом к потоку от 2 до 45°, при использовании циклического изменения углов установки лопастей в течение оборота для создания углов атаки на лопасти, обеспечивающих создание силы, перпендикулярной осям воздушных винтов, с использованием отрицательных углов атаки лопастей во второй половине оборота, возрастание силы, перпендикулярной оси воздушного винта сопровождается падением эффективности воздушного винта как движителя, при этом тяга воздушного винта может упасть вплоть до реверсирования тяги. Эти режимы могут использоваться на короткое время в полёте со снижением скорости при торможении воздушными винтами или при снижении высоты. Кроме того, может быть осуществлен полёт с использованием для создания тяги, по крайней мере, одного дополнительного движителя, например, воздушного винта, ось которого направлена по направлению полёта, при относительной скорости меньше единицы с относительной поступью воздушных винтов, используемых для создания тяги на самолётах. Так как при реверсировании тяги возрастают углы атаки отрицательной величины и величины секторов вращения, на которых углы атаки становятся отрицательными по отношению к величине секторов, на которых углы атаки достигают наибольших положительных значений, то это может привести к уменьшению потребного для вращения момента вплоть до осуществления авторотирования воздушного винта. В этом случае с использованием, по меньшей мере, одного движителя, создающего тягу, превосходящую силу торможения воздушных винтов, может быть осуществлён полёт при создании подъёмной силы на авторотирующих соосных воздушных винтах с использованием предлагаемого изменения углов установки лопастей для создания подъёмной силы воздушными винтами, при использовании больших значений относительной скорости винта вплоть до 3. Причём не требуется приводить во вращение воздушные винты, используемые для создания подъёмной силы, аналогично тому, как это происходит в полёте автожира.
Для применения указанного способа осуществления полёта при создании подъёмной силы, уравновешивающей вес на воздушных винтах, наиболее целесообразно использование достаточно больших низко нагруженных воздушных винтов с шарнирным креплением лопастей к втулке. У лопастей воздушного винтов изменяют углы атаки и аэродинамические нагрузки в течение оборота лопасти. Это приводит к возникновению колебаний лопасти. При этом при увеличении угла атаки лопасть отклоняется под действием нагрузки и, в результате махового движения, углы атаки лопасти несколько снижаются. Таким образом, шарнирное крепление лопасти предотвращает возникновение больших углов атаки, которые могут приводить к возникновению срывов потока, при использовании предлагаемого изменения углов установки в течение оборота. Наличие махового движения в плоскости вращения воздушного винта приводит к замедлению окружных скоростей в первой половине оборота. Поскольку, при создании на лопасти положительных углов атаки, возрастание аэродинамических сил, действующих на лопасть, приводит к тому, что лопасть взмахивает против направления вращения, что приводит к некоторому замедлению окружной скорости вращения и возрастанию силы, перпендикулярной оси винтов. Для недопущения возникновения углов атаки, приводящих к срывам потока, а также для изменения окружных скоростей концов лопастей в течение оборота, лопасти винта на втулке закрепляют шарнирно или же шарнирно с упругостью в заделке. При этом существует возможность использования возникающих в результате изменения аэродинамических нагрузок в течение оборота колебаний лопасти вокруг шарнира в заделке. Для того чтобы дополнительно ограничить углы атаки лопасти и не допустить возникновения срывов потока применяют механизм компенсатора взмаха лопасти, вызывающий уменьшение углов атаки лопасти, при маховом движении лопасти в сторону создаваемых сил по мере увеличения величины взмаха лопасти за счёт уменьшения углов установки лопасти. Для осуществления полёта на воздушных винтах с управлением вектором силы с использованием предлагаемого способа летательный аппарат должен развить скорость не менее 50 м/с.
Для того чтобы развить необходимую горизонтальную скорость летательный аппарат может использовать вертикальный взлёт. На режиме вертикального взлета увеличивают обороты, затяжеляют винты, достигая окружных скоростей около 250 м/с. Осуществляют полёт, создавая силу, направленную вдоль оси несущих винтов, уравновешивающую вес, используя наклон осей воздушных винтов для создания тяги вперед, таким же образом, как и при полете вертолёта. После увеличения скорости полёта до величины, на которой может быть осуществлён полёт, предлагаемым способом наклоняют оси воздушных винтов к воздушному потоку под углом около 45°, снижают окружные скорости вращения винтов для достижения Voтн = 1,2÷3 и используют изменение углов установки для создания подъёмной силы и тяги при больших углах оси к воздушному потоку. В дальнейшем возможно использование уменьшения углов осей к воздушного потоку вплоть до 0° в соответствии с рассматриваемым способом. Таким образом, для осуществления перехода к рассматриваемому способу полёта силовая установка и трансмиссия должны обеспечивать изменение оборотов воздушного винта в широком диапазоне значений для замедления окружных скоростей воздушного винта до значений, обеспечивающих необходимую относительную скорость воздушного винта, лежащую в предлагаемом диапазоне значений. Наряду с изменением скорости вращения для замедления окружных скоростей воздушного винта может быть использован винт изменяемого диаметра, например с телескопически вдвигаемыми концами лопастей.
Использование достаточно большого низко нагруженного винта, соответствующего по размеру воздушным винтам, применяемым на вертолётах позволяет снизить затраты мощности на режимах висения и полёта с малыми скоростями, а также обеспечит летательному аппарату снижение потребной мощности на висении и позволит создать необходимую подъёмную силу в полёте с использованием предлагаемого способа на скорости около 100÷150 м/с. При окружной скорости вращения воздушного винта более 100 м/с возможно использование винта с лопастями, закреплёнными шарнирно или с некоторой упругостью в заделке или же комле лопасти.
По мере возрастания скоростного напора при увеличении минимальной скорости, на которой может быть осуществлён полёт летательного аппарата рассматриваемым способом, размер винтов, на которых может быть создана подъёмная сила, может быть уменьшен. Для осуществления полёта с большими околозвуковыми скоростями необходимо использовать высоконагруженные винты с широкими и короткими лопастями.
Использование предлагаемого способа на воздушном винте возможно и при снижении скорости полета до 50 м/с. Для осуществления полёта с малыми скоростями 50÷100 м/с снижают окружные скорости вращения винтов, поэтому из-за снижения центробежных сил необходимо использовать жёсткие лопасти с жёстким креплением в комле к втулке, а размеры винта необходимо увеличивать для создания необходимой подъёмной силы при меньших величинах скоростного напора. Для осуществления полёта предлагаемым способом необходимо использовать воздушные винты с изменяемыми в полёте углами установки лопастей. При вращении воздушного винта необходимо производить регулирование момента вращения, обеспечивающее постоянные обороты при изменении нагрузки на воздушный винт. Крутка лопасти воздушного винта, подходящего для реализации способа, должна быть выбрана для полёта с используемыми в способе значениями относительной поступи воздушного винта. В полёте воздушный винт используется при больших значениях относительной поступи, поэтому крутка винта необходимая для оптимального осуществления полета будет небольшой, такая величина крутки близка к крутке воздушного винта вертолёта и обеспечит хорошие характеристики воздушного винта и на режиме висения. Так для λ = 6,3 при RoTH o~O,2 где R01-H 0 = г/R у комля лопасти, ф=84,5° крутка лопасти винта αкp= 21,3° где αкp - величина угла между хордой профиля у комля лопасти и хордой концевого сечения винта. Предпочтительно использовать четырёхлопастные винты или воздушные винты с большим числом лопастей для сглаживания колебаний силы, перпендикулярной осям воздушных винтов.
Кроме вертикального взлёта, возможно использование горизонтального взлёта, при котором воздушные винты используют в соответствии с предложенным способом для осуществления полёта, в том числе с использованием создания дополнительной подъёмной силы при помощи крыла.
Для осуществления предлагаемого способа полёта используют, по меньшей мере, два воздушных винта противоположного вращения, находящихся или на небольшом расстоянии от центра масс (соосный винт) или же равноудаленных от него. Возможно применение более чем двух винтов, при условии, чтобы моменты вращения и моменты, перпендикулярные оси воздушных винтов, возникающие в результате создания радиальной силы в полёте, на всех винтах вращающихся в одну сторону, скомпенсированы соответствующими моментами от винтов противоположного вращения, а моменты от сил перпендикулярных осям и сил тяги, создаваемых воздушными винтами в полёте относительно центра масс были сбалансированы. В результате этого получают возможность управлять летательным аппаратом отклонением поверхностей хвостового оперения и других аэродинамических поверхностей и с использованием моментов, создаваемых при помощи циклического управления углами лопастей на воздушных винтах. Воздушные винты могут быть установлены в носовой и кормовой части или быть разнесены на крыльях по отношению к центру масс летательного аппарата. Для управления могут производить изменение сил тяги воздушных винтов за счёт изменения углов установки общего шага одного винта по отношению к другому, а также за счёт изменения углового положения осей воздушных винтов.
На фиг. 18 представлена возможная конфигурация летательного аппарата аналогичная предлагаемой в прототипе и аналогах, которая позволяет осуществить горизонтальный полет с использованием предлагаемого способа при достижении заявленного диапазона скоростей. Кроме того указанный способ полета может использоваться на любых других конфигурациях при обеспечении необходимой скорости полета при углах оси к потоку в заявленном диапазоне.
Воздушный винт может быть оснащён автоматом перекоса для изменения углов установки лопастей во время оборота воздушных винтов для создания моментов управления при отклонении колец автоматов перекоса в одну сторону на воздушных винтах противоположного вращения. При этом углы установки лопастей увеличиваются на лопастях, направленных от центра по радиусу в одном направлении на воздушных винтах противоположного вращения и создается момент в одну сторону на каждом воздушном винте.
Для осуществления предлагаемого способа полёта могут производить изменение углов установки лопастей во время оборота винтов, в частности может быть использован автомат перекоса. При этом отличие от известного применения автомата перекоса заключается в том, что в этом случае кольца автоматов перекоса на воздушных винтах противоположного вращения поворачивают в разные стороны (см. фиг. 19). В этом случае углы установки лопастей каждого воздушного винта будут изменяться по синусоидальному закону, как функция от угла вращения лопасти, в отсчёте по вращению от заданного направления создания силы, перпендикулярной оси винта, при 90° вращения достигнут максимального угла установки, а при 270° - минимального угла установки лопасти. При этом моменты, возникающие на воздушных винтах противоположного вращения, уравновешиваются и возникает сила, перпендикулярная осям воздушного винтов, используемая для создании подъёмной силы в полёте. Изменение углов установки лопасти для компенсации изменения углов лопастей во время оборота лопасти, происходящее при установке оси воздушного винта под углом к воздушному потоку также могут осуществлять при помощи автомата перекоса, с использованием синусоидального изменения углов установки при отклонении колец автомата перекоса в противоположные стороны на воздушных винтах противоположного вращения. Может быть осуществлено уменьшение углов атаки лопастей при углах осей воздушных винтов к потоку от 8° до 45°, а также на большей части воздушного винта могут быть обеспечены углы установки лопастей близкие к углами флюгирования. Наиболее полное использование изменения углов установки для эффективного создания подъёмной силы и тяги в соответствии с предлагаемым способом может быть реализовано с использованием автомата перекоса и механизма, непосредственно изменяющего углы установки каждой лопасти во время оборота с частотой вращения винта, с использованием устройства непосредственно изменяющего углы установки лопастей в течении каждого оборота, обеспечивающего заданное в способе изменение углов установки лопастей на углы в диапазоне -15° до 15° с использованием несинусоидального изменения углов установки лопастей, близкого по характеру к ступенчатому, в зависимости от положения лопасти при вращении обеспечиваемого устройством непосредственно изменяющего углы установки лопасти с частотой вращения винта (см. фиг. 37). Это устройство представляет собой силовой цилиндр 1, перемещения которого производится с частотой вращения воздушного винта для обеспечения предлагаемого изменения угла установки лопасти 2 посредством тяги 3, шарнирно связанной с комлевой частью лопасти 2 и штоком упомянутого силового цилиндра 1. Устройство расположено на каждой лопасти 2 между комлевой частью лопасти 2, закреплённой на осевом шарнире 4, и приводом 5 от автомата перекоса (на фиг.37 не показан) или механизма изменения общего шага (на фиг. 37 не показан), задающего углы поворота во втором осевом шарнире 6. Лопасть 2 крепится к втулке 7, закреплённой на оси 8 воздушного винта, посредством второго осевого шарнира 6. Возможны и другие механизмы изменения углов установки, например, с использованием сервопривода, перемещения которого задаются с частотой вращения воздушного винта для управления углами установки отклоняемых аэродинамических поверхностей, на которых создаются силы, изменяющие углы установки лопасти. При отклонении оси от направления полета при помощи автомата перекоса в течение оборота лопасти обеспечивают углы установки с минимальными углами атаки по длине лопасти для минимизации сопротивления лопастей и обеспечения флюгирования лопасти, кроме секторов вращения, находящихся вблизи положений лопасти, перпендикулярных к заданному, на которых при помощи механизма непосредственного изменения углов установки лопастей изменяют углы установки лопастей и достигают углов атаки, обеспечивающих эффективное создание аэродинамических сил в соответствии с предлагаемым способом .
Кроме того, вышеупомянутое устройство сможет обеспечить любое другое изменение углов установки в соответствии с предлагаемым способом.
При использовании устройства, непосредственно изменяющего углы установки каждой лопасти с частотой вращения воздушного винта в диапазоне от 45° до -45° относительно углов установки общего шага, задаваемых механизмом изменения общего шага, использование всех режимов, предложенных в способе, может быть достигнуто без использования автомата перекоса.
Поскольку изменение аэродинамических сил лопасти может производится без изменения угла атаки, например, с использованием отклонения аэродинамических поверхностей, установленных на лопасти, предкрылков и закрылков, с использованием изменения формы профиля, например, при отклонении гибкой законцовки профиля или с использованием выдува струй воздуха, то для создания силы, перпендикулярной оси воздушных винтов, наряду с изменением угла атаки лопасти, могут производить на каждом обороте циклическое отклонение аэродинамических поверхностей, установленных на лопасти, либо циклическое изменение формы профиля или циклический выдув струй воздуха на секторе вращения в первой половине оборота в отсчёте от заданного направления, на котором создают подъёмную силу на воздушном винте, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления по вращению каждого из воздушного винтов противоположного вращения. При этом устройства управления углами установки лопастей могут использоваться в соответствии с предлагаемым способом, в том числе для обеспечения флюгирования лопастей воздушного винта при обороте на секторах вращения, на которых не требуется создания аэродинамических сил.
Для осуществления полёта при помощи воздушных винтов важно добиться управляемости и стабильности полёта летательного аппарата. Использование для этого известных способов управления летательным аппаратом, включая управляемое оперение, создание управляющих моментов на воздушных винтах при помощи автомата перекоса, позволит сбалансировать моменты и производить управление положением летательного аппарата в полёте.
Для стабилизации углового положения летательного аппарата может быть использована система автоматизированного управления, которая при отклонении аппарата от заданного угла тангажа или угла скольжения создаст моменты, изменяющие угловое положение летательного аппарата при помощи отклонения управляемых аэродинамических поверхностей и на воздушных винтах.
Таким образом, летательный аппарат вертикального взлёта, использующий, по меньшей мере, два винта противоположного вращения для осуществления висения сможет с использованием предлагаемого способа осуществить полёт со скоростями, значительно превосходящими скорости полёта вертолёта, благодаря использованию в полёте воздушных винтов, ориентированных осями по воздушному потоку, с использованием отклонения силы воздушных винтов и создания силы, перпендикулярной осям воздушных винтов, создавая тягу и подъёмную силу для поддержания веса летательного аппарата в полёте.
При использовании предлагаемого способа величина подъёмной силы может быть увеличена по мере замедления окружных скоростей вращения и увеличения относительной скорости воздушного винта. Это обеспечит летательный аппарат необходимой подъёмной силой для осуществления полёта, в том числе с использованием маневрирования с перегрузками в широком диапазоне скоростей в том числе и при достаточно низких скоростях полёта, начиная от 50 м/с. Обтекание винта потоком вдоль оси позволит осуществлять полет предлагаемым способом, со скоростями значительно превосходящими скорости полета ПО вертолета. Сниженная скорость обтекания лопастей приведет к снижению профильных потерь и позволит эффективно осуществлять полет со скоростями равными наибольшим скоростям достигаемым винтовыми самолетами. Предлагаемый способ обеспечивает отсутствие срывов потока с лопастей и режим эффективного создания тяги, при обеспечении отсутствия зон реверсирования, а также режим увеличения подъёмной силы при снижении эффективности создания тяги за счёт создания отрицательных углов атаки на определенных секторах вращения для обеспечения маневрирования при торможении воздушными винтами, в том числе с использованием изменения углов установки в течение оборота.
Использование изменения углов установки в течение оборота лопасти в соответствии с предлагаемым способом позволяет эффективно создавать силу, перпендикулярную оси винтов, как при строго осевом обтекании воздушных винтов, так и при увеличении угла оси к потоку до 45° при отсутствии срывов воздушного потока с лопастей. Такое увеличение угла оси к потоку приводит к увеличению подъёмной силы воздушных винтов по отношению к тяге. Возможность использования больших углов оси воздушных винтов к воздушному потоку облегчает переход от вертикального положения осей на взлёте к почти горизонтальному положению в горизонтальном полёте.
Использование предлагаемого способа для создания подъёмной силы на авторотирующих воздушных винтах противоположного вращения при строго осевом обтекании воздушных винтов или с осями находящимися под углом к воздушному потоку до 45° позволяет осуществить снижение при отказе двигателя или же полёт с маневрированием с использованием дополнительных движителей.
Обеспечением на части вращения лопасти углов флюгирования и близких к нулю углов атаки уменьшают аэродинамические силы действующие на лопасть. Использование флюгирования лопасти на большей части оборота и увеличении углов установки в основном на секторах вращения, где лопасть близка к положению, перпендикулярному заданному направлению, и проекция аэродинамических сил лопасти на заданное направление максимальна, приводит к увеличению величины подъёмной силы по отношению к тяге воздушных винтов. Использование при этом строго осевого обтекания винта позволяет наиболее эффективно осуществлять флюгирование и увеличение углов атаки лопастей для создания подъёмной силы и тяги в полёте с равномерным изменением углов атаки по радиусу воздушного винта.
Кроме того, предлагаемым способом, флюгирование лопастей может осуществляться при углах оси к воздушному потоку до 45°, в том числе с применением синусоидального изменения углов установки. В соответствии с предлагаемым способом при использовании несинусоидального изменения углов установки лопастей, близкого по характеру к ступенчатому при вращении на секторах, где положения лопасти близки к перпендикулярному по отношению к заданному направлению, углы атаки лопастей постоянны и принимают максимальную в течение оборота величину, в результате чего, наиболее полно используют указанные сектора вращения для создания аэродинамических сил в заданном направлении и достигают увеличения подъёмной силы воздушных винтов.
Промышленная применимость
Таким образом, предлагаемым способом может быть осуществлен полёт на воздушных винтах, ориентированных осями под углом от 0° до 45° к потоку, как на малых скоростях до 50 м/с, так и со скоростями, значительно превосходящими скорости полёта вертолета, причём способ позволяет создавать вектор силы воздушных винтов в заданном направлении в широком диапазоне значений, что позволяет создавать необходимую для полёта и маневрирования в полёте подъёмную силу при создании тяги, а также дополнительно увеличивать подъёмную силу при ухудшении эффективности создания тяги или же при торможении воздушными винтами для маневрирования.

Claims

ИЗ Формула изобретения
п. 1. Способ полёта в расширенном диапазоне скоростей на винтах с управлением вектором силы, заключающийся в том, что, по меньшей мере, у двух воздушных винтов противоположного вращения, с изменяемыми углами установки лопастей, оси устанавливают вдоль направления полёта и при движении воздушного винта в потоке, набегающем вдоль оси винта увеличивают φoш, где φoш - угол общего шага, для создания на лопастях винта углов атаки αлo где αл0 - угол атаки сечения лопасти винта при осевом обтекании винта в полёте, обеспечивающих создания тяги, обеспечивающей поддержание и увеличение скорости полёта, отклоняют оси воздушных винтов от направления набегающего потока на угол aocи, где αocи - угол установки оси воздушного винта по отношению к направлению набегающего потока, получают силу, перпендикулярную осям воздушных винтов в направлении отклонения передних концов осей воздушных винтов, увеличивают её величину по мере увеличения скорости полёта и угла оси воздушного винта по отношению к направлению набегающего потока, достигают скорости, при которой величина этой силы близка к весу летательного аппарата, и обеспечивают отклонение передних концов осей воздушных винтов вверх для создания необходимой для осуществления полёта подъёмной силы, отличающийся тем, что при достижении скорости полёта, не меньшей 50 м/с, замедляют вращение и устанавливают относительную скорость винта в пределах:
Figure imgf000116_0001
где V0TH - относительная скорость винта; Vocи - скорость набегающего по оси винта невозмущенного потока; U - окружная скорость концов лопасти воздушного винта, увеличивают углы φoш по мере увеличения относительной скорости винта, обеспечивая углы атаки лопастей, не приводящие к возникновению срывов потока, с возможностью увеличения силы, перпендикулярной осям воздушных винтов, по мере уменьшения окружных скоростей воздушных винтов, причём оси обоих воздушных винтов противоположного вращения устанавливают в одном направлении под углами к потоку в диапазоне:
с возможностью циклического изменения углов установки лопастей с созданием максимальной разницы углов установки лопастей воздушного винта на первой половине оборота в секторе между 60° и 120° по отношению к углам установки на секторе между 240° и 300° во второй половине оборота на каждом винте в отсчёте по вращению от азимутальных положений, направленных от центра по радиусу в одном заданном направлении, причём при α0Cи > 2° наклон осей воздушных винтов производят в заданном направлении, при этом создают наибольшие углы установки в течение оборота лопасти на одном воздушном винте в противоположной части по отношению к сектору, на котором создают наибольшие углы установки на воздушном винте противоположного вращения, и наименьшие углы установки в течение оборота лопасти на одном воздушном винте в противоположной части по отношению к сектору, на котором создают наименьшие углы установки на воздушном винте противоположного вращения, с возможностью обеспечения отсутствия срывов потока с лопастей, уравновешения моментов от воздушных винтов противоположного вращения, создания сил, перпендикулярных осям воздушных винтов в заданном направлении, и управления их величинами, изменением разницы между наибольшими и наименьшими углами установки в течение оборота на каждом воздушном винте, управления направлением и величиной силы, создаваемой воздушными винтами, в том числе для создания подъёмной силы и силы тяги или же силы торможения с возможностью осуществления установившегося полёта и полёта с маневрированием. п. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что при установке осей воздушных винтов под углом к потоку в диапазоне 0°÷2° циклически изменяют углы установки лопастей с достижением наибольших в течение оборота углов установки лопастей на секторе вращения в первой половине оборота, лежащем в между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, с созданием, кроме силы тяги, силы, перпендикулярной осям воздушных винтов в заданном направлении, и увеличением её величины при увеличении наибольших в течение оборота углов установки лопастей не более величины углов, при которых возникают срывы потока, а при установке осей воздушных винтов под углом к потоку в заданном направлении в диапазоне 2°÷8° создают силу, перпендикулярную осям воздушных винтов в заданном направлении, с возможностью получения увеличения её величины при использовании циклического изменения углов установки лопастей для создания наибольших в течение оборота углов установки, не превышающих углов, при которых возникают срывы потока, на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, а при установке осей воздушных винтов под углом к потоку в заданном направлении в диапазоне 8°÷45° циклически изменяют углы установки лопастей и достигают наименьших в течение оборота углов установки на секторе, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, обеспечивают уменьшение углов атаки лопастей до значений, при которых отсутствует срыв потока, с возможностью создания, кроме силы тяги, и силы, перпендикулярной осям винтов в заданном направлении, и увеличением её величины при увеличении величины наименьших в течение оборота углов установки лопастей. п. 3. Способ по п. 1 отличающийся тем, что устанавливают лопасти винтов под углы установки φoш, равные углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αл0, причём обеспечивают выполнение неравенства: ало + сtоси + Δφi < αкpит, где αкpит - величина угла атаки сечения лопасти, при которой возникают срывы потока при циклическом изменении углов атаки; Δφi - величина, на которую углы установки лопасти на первой половине оборота максимально изменены по отношению к углам установки общего шага в случае использования циклического изменения углов установки лопастей, с возможностью циклического изменения углов установки лопастей относительно углов установки общего шага в первой половине оборота, в соответствии с: φ Уcт = φoш + Δφ(ф), где φ ycт- текущий угол установки лопасти;
Δφ(ф) - величина, на которую изменены углы установки лопасти по отношению к углам установки общего шага при вращении в азимутальном положении лопасти под углом ф; где ф — текущий азимутальный угол в плоскости вращения, образуемый, если смотреть по вращению винта между лопастью и заданным направлением, с созданием максимального изменения углов установки на величину Δψi в первой половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, с возможностью создания углов атаки, не приводящих к образованию срывов потока при обеспечении неравенства:
Δφi < αкpит - αлo - ocOCи> при этом при углах αocи, удовлетворяющих неравенству:
Figure imgf000119_0001
величина Δφt > 0, причём достигают наибольших углов установки в первой половине оборота при вращении лопасти на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, добиваясь изменения φycт по отношению к φoш на величину Δφi = φ ycт - φoш , а при углах αocи, удовлетворяющих неравенству:
СΌСИ О^крит " ОtлО величина Δφi<0, при этом циклически изменяют углы установки лопастей для уменьшения углов установки лопастей с созданием в первой половине оборота на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, наименьших углов установки лопастей, с возможностью создания углов установки, обеспечивающих отсутствие срывов потока. п. 4. Способ по п. 3 отличающийся тем, что устанавливают оси воздушных винтов к потоку в диапазоне: а = 0°-2° циклически изменяют углы установки относительно углов общего шага в первой половине оборота, достигают наибольших углов установки в первой половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, достигая увеличения φ ycт по отношению к φoш не более чем на Δφi, где Δφi > 0, причём устанавливают φoш, равным углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αлo, причём соблюдают условие: αл0 + Δφi < αкpит, получают возможность при создании углов атаки, не приводящих к образованию срывов потока в первой половине оборота, увеличения силы, перпендикулярной осям воздушных винтов в заданном направлении, по мере увеличения величины Δφi . п. 5. Способ по п. 3, отличающийся тем, что устанавливают оси воздушных винтов под углом к потоку в диапазоне: αocи = 2°÷8° отклоняют передние концы осей воздушных винтов в заданном направлении и при вращении лопасти, в отсчёте от заданного направления, на первой половине оборота достигают равенства:
Figure imgf000121_0001
причём устанавливают φoш равным углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αлo, при этом соблюдая условие:
и получают возможностью увеличения силы, перпендикулярной оси винта в заданном направлении, при увеличении αocи ПPИ установке углов φoш в диапазоне углов, обеспечивающих отсутствие срывов потока с лопастей. п. 6. Способ по п. 3, отличающийся тем, что устанавливают оси воздушных винтов под углами к потоку в диапазоне: αocи = 2°÷8° в заданном направлении и циклически изменяют углы установки лопастей винта в первой половине оборота, достигая в первой половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления, максимального увеличения φ ycт по отношению к φoш не более чем на Δφi; где Δφi>0, устанавливают φ0Ш, равным углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αл0 и соблюдают условие: αл0 + Aq)1+ αocи < αкpит, с возможностью увеличения углов атаки, возникающих на лопастях в первой половине оборота в диапазоне углов, не приводящих к образованию срывов потока и увеличения силы, перпендикулярной оси винта в заданном направлении, при увеличении величины
ССоси+Δфl . п. 7. Способ по п. 3, отличающийся тем, что устанавливают оси воздушных винтов к потоку в диапазоне: αocи = 8°÷45° в заданном направлении и циклически изменяют углы установки лопастей винта, достигая в первой половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 60° и 120° в отсчёте от заданного направления наименьших углов установки равных: φ Уcт = φ oш + Δφu пpи Δφ1 < 0, устанавливают φoш, равным углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αл0, при соблюдении условия:
Δφi < αкpит - сtло - сtоси с возможностью увеличения углов атаки, возникающих на лопастях в первой половине оборота в диапазоне углов, не приводящих к образованию срывов потока и увеличения силы, перпендикулярной оси винта в заданном направлении при увеличении величины
Figure imgf000122_0001
. п. 8. Способ по п. 4 отличающийся тем что, циклически изменяют углы установки во второй половине оборота, достигают максимального уменьшения углов установки во второй половине оборота, по отношению к углам общего шага при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и 300° до величины, равной: φ ycт = φoш + Δφ2, при Δφ2 < 0, где Δφ2 - величина, на которую максимально изменены углы установки лопасти на второй половине оборота по отношению к углам установки общего шага, причём соблюдают неравенство: αл0 + Δφ2 > О с возможностью создания во второй половине оборота углов атаки неотрицательной величины и получения силы тяги на винте при увеличении силы, перпендикулярной осям в заданном направлении, по мере уменьшения наименьших углов установки во второй половине оборота. п. 9. Способ по пп. 5, 6 отличающийся тем, что при вращении лопасти в отсчёте от заданного направления на второй половине оборота достигают равенства:
Figure imgf000123_0001
при этом устанавливают φoш равными углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αлo, причём соблюдают неравенство:
Оtоси < C£лo, увеличивая углы установки лопастей общего шага φoш для обеспечения неотрицательных углов атаки во второй половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и
300°, с возможностью создания силы перпендикулярной оси винта в заданном направлении и силы тяги. п. 10. Способ по пп. 6, 7 отличающийся тем, что устанавливают φoш, равные углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают создание на лопасти углов атаки αлo, причём соблюдают неравенство: αлo - αocи+ Δφ2 >0, циклически изменяют утлы установки лопастей винта и достигают при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и 300° в отсчёте от заданного направления, максимального во второй половине оборота изменения φ ycт по отношению к φoш на величину:
Δφ2 > αocи - αл0, при этом при углах αocи, удовлетворяющих неравенству: αocи < αл(b производят уменьшение углов установки лопастей максимально на величину Δφ2 < 0 с созданием наименьших углов установки во второй половине оборота при вращении на секторе, лежащем между 240° и 300°, с возможностью, при создании силы тяги, увеличения силы, перпендикулярной осям винтов в заданном направлении, по мере уменьшения углов установки во второй половине оборота лопасти в диапазоне углов установки, обеспечивающих обтекание лопастей под неотрицательными углами атаки, а при углах αocи, удовлетворяющих неравенству: αocи > αл(Ь производят увеличение углов установки лопастей во второй половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и 300° на Δф2 > 0, получают возможность создания неотрицательных углов атаки лопастей во второй половине оборота с возможностью уменьшения углов атаки лопастей в диапазоне неотрицательных значений, по мере уменьшения наибольших углов установки во второй половине оборота и увеличение силы, перпендикулярной оси винта в заданном направлении при создании тяги на винте, при увеличении величины (αocи - Δφ2). п. 1 1. Способ по п. 4 отличающийся тем, что циклически изменяют углы установки во второй половине оборота по отношению к углам общего шага, достигают максимального уменьшения углов установки φ ycт во второй половине оборота по отношению к φoш при вращении на секторе, лежащем между 240° и 300° до величины равной: φ уст = ψош + Δφ2, при Δφ2 < 0, причём соблюдают неравенство: αл0 + Δφ2 <0 с возможностью создания во второй половине оборота наименьших углов установки лопастей, приводящих к возникновению углов атаки отрицательной величины, и при уменьшении углов установки во второй половине оборота и росте углов атаки отрицательной величины, с возможностью увеличения силы в заданном направлении и уменьшения величины тяги вплоть до создания силы торможения, в том числе с созданием воздушным винтом крутящего момента в направлении вращения винта и с авторотированием винта при обеспечении неравенства:
Figure imgf000125_0001
с созданием на секторе вращения, лежащем между 60° и 120°, углов атаки, по абсолютной величине меньших отрицательных углов атаки, создаваемых при вращении на секторе, лежащем между 240° и 300°. п. 12. Способ по п. 5, 6 отличающийся тем, что при вращении лопасти в отсчёте от заданного направления на второй половине оборота достигают равенства:
Figure imgf000126_0001
устанавливают φoш, равным углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают углы атаки равные αлo, причём соблюдают неравенство:
О^оси > αл0, с возможностью создания во второй половине оборота углов атаки отрицательной величины при углах установки лопастей, обеспечивающих возникновение отрицательных углов атаки на лопастях во второй половине оборота при вращении на секторе вращения, лежащем между 240° и 300°, и при увеличении величины (αocи - otлo) и при росте углов атаки отрицательной величины во второй половине оборота получают увеличение силы, перпендикулярной оси винта в заданном направлении, при одновременном падении тяги винта вплоть до создания силы торможения, в том числе при уменьшении φoш до получения авторотирования воздушного винта и создания крутящего момента в направлении вращения при создании на секторе вращения, лежащем между 60° и 120°, углов атаки, по абсолютной величине меньших отрицательных углов атаки, создаваемых при вращении на секторе, лежащем между 240° и 300°. п. 13. Способ по пп. 6, 7 отличающийся тем, что устанавливают φoш, равными углам, которые при осевом обтекании винта обеспечивают углы атаки равные αл0, причём соблюдают неравенство: αлo - оtоси + Δψ2 < 0, при этом циклически изменяют углы установки лопастей во второй половине оборота в отсчёте по вращению от заданного направления максимально на Δφ2 при соблюдении неравенства:
Figure imgf000127_0001
с возможностью создания во второй половине оборота на лопастях углов атаки отрицательной величины, причём при углах αocи, удовлетворяющих неравенству:
О^оси "** αл0 величина Δφ2 < 0, а при углах αocи, удовлетворяющих неравенству: αocи> αл0 величина Δφ2 может принимать как положительные, так и отрицательные значения в диапазоне, обеспечивающем создание отрицательных углов атаки во второй половине оборота, и при увеличении величины (αocи - Δφ2) получают рост отрицательных углов атаки преимущественно на секторе, лежащем между 240° и 300°, и увеличение силы, перпендикулярной оси в заданном направлении, при падении тяги, вплоть до создания силы торможения, в том числе с созданием воздушным винтом крутящего момента в направлении вращения винта и с авторотированием винта при обеспечении неравенства:
- (αл0 - αocи+Δφ2) >αл0+α ocи+ Δφ, с созданием на секторе вращения, лежащем между 60° и 120°, углов атаки, по абсолютной величине меньших отрицательных углов атаки, создаваемых при вращении на секторе, лежащем в пределах от 240° до 300°. п. 14. Способ по пп. 3, 4, 6, 7 отличающийся тем, что циклически изменяют углы установки лопастей в первой половине оборота, в отсчёте по вращению от заданного направления, в соответствии с равенством: φ Уcт = φOш + Δφ1 sin(ф). п. 15. Способ по пп. 8, 1 1 отличающийся тем, что циклически изменяют углы установки лопастей в первой половине оборота, в отсчёте по вращению от заданного направления, в соответствии с равенством:
Figure imgf000128_0001
и во второй половине оборота, в отсчёте по вращению от заданного направления, в соответствии с равенством:
Figure imgf000128_0002
п. 16. Способ по п. 10 отличающийся тем, что циклически изменяют углы установки лопастей в первой половине оборота, в отсчёте по вращению от заданного направления, в соответствии с равенством:
Figure imgf000128_0003
и во второй половине оборота, в отсчёте по вращению от заданного направления, в соответствии с равенством: φ yст = φoш + Δφ2 sin(ф). п. 17. Способ по п. 13 отличающийся тем, что циклически изменяют углы установки лопастей в первой половине оборота, в отсчёте по вращению от заданного направления, в соответствии с равенством:
Figure imgf000128_0004
и во второй половине оборота, в отсчёте по вращению от заданного направления, в соответствии с равенством:
CP yCT = CPoUi + Δφ2 sin(ф). п. 18. Способ по п. 8 отличающийся тем, что при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45° и между 135° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, устанавливают причём обеспечивают выполнение неравенства: ф уст ф - 1° < φ Уcт < φ Уcт ф + 1° где φycт ψ - угол установки, при котором обеспечивается флюгирование винта при осевом обтекании его потоком, с возможностью обеспечения наименьших углов атаки лопастей. п. 19. Способ по п. 11 отличающийся тем, что при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45° и между 135° и 225°, а также между 315° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, устанавливают φ ycт = φoш, причём обеспечивают выполнение неравенства: (р уст ф - lo < φ Уcт < φ Уcт ф + 1° с возможностью обеспечения наименьших углов атаки лопастей. п. 20. Способ по п. 19 отличающийся тем, что во второй половине оборота на секторе вращения, лежащем между 180° и 245°, в отсчёте от заданного направления, уменьшают углы установки, достигают наименьших на второй половине оборота углов установки и не допускают увеличения углов больше чем на 2°, на секторе, начинающемся между 240° и 255° и заканчивающемся между 285° и 300°, п. 21. Способ по пп. 6, 8, 18, 20 отличающийся тем, что в первой половине оборота на секторе вращения, лежащем между 0° и 75°, в отсчёте по вращению от заданного направления, увеличивают углы установки, достигают наибольших на первой половине оборота углов установки и не допускают уменьшения углов больше чем на 2°, на секторе, начинающемся между 60° и 75° и заканчивающемся между 95° и 120°. п. 22. Способ по п. 10, отличающийся тем, что устанавливают величину:
Figure imgf000130_0001
ф с возможностью обеспечения на лопасти минимальных углов атаки αл0 при этом при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 10°, между 170° и 190° и между 350° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, обеспечивают углы установки удовлетворяющие неравенству:
Ψ уст ф ~ 1 ° < Ψ уст < ψ уст ф + 1 °5 причём устанавливают величину
Δφ2 = αocи и при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45° и между 135° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, изменяют углы установки, обеспечивая лопасти углы флюгирования в каждом азимутальном положении при вращении лопасти. п. 23. Способ по п. 10, отличающийся тем, что устанавливают углы:
Figure imgf000130_0002
ф и при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45° и между 135° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, циклически изменяют углы установки по отношению к углам общего шага в соответствии с равенством: φ уст = φ ош + Δφ2 sin(ф), причем устанавливают величину:
Δφ2 = αocи с возможностью изменения углов установки для обеспечения на лопасти углов флюгирования в различных азимутальных положениях при вращении лопасти в пределах указанных секторов. п. 24. Способ по п. 10 отличающийся тем, что устанавливают углы:
Figure imgf000131_0001
ф и при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45° и между 135° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, циклически изменяют углы установки по отношению к углам общего шага в соответствии с равенством: φ уст = фош - оtоси sin(ф), достигая при вращении во второй половине оборота Δφ2 =- αocи, с возможностью установки лопасти под углы, обеспечивающие флюгирование лопасти в различных азимутальных положениях при вращении лопасти на указанных секторах, а при вращении лопасти в первой половине оборота на секторе, начинающемся между 60° и 85° и заканчивающемся между 95° и 120°, в отсчёте от заданного направления, обеспечивают углы установки в соответствии с равенством: φ yCт= φoш - α0Cи sin(ф)+Δφiα, где Δψiα - величина, на которую на секторе, начинающемся между 60° и 85° и заканчивающемся между 95° и 120°, углы установки максимально увеличены по отношению к углам установки, обеспечивающим флюгерное положение лопасти, при этом в первой половине оборота достигают максимального изменения углов установки относительно углов установки общего шага Δφi , устанавливая:
Δφ iα= Δφ 1 + α0Cи> с возможностью получения наибольших в течение оборота углов атаки лопасти при вращении на секторе, начинающемся между 60° и 85° и заканчивающемся между 95° и 120° , в отсчёте по вращению от заданного направления. п. 25. Способ по п. 13, отличающийся тем, что при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 10°, между 170° и 190° и между 350° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, обеспечивают углы установки, удовлетворяющие неравенству:
Ср уст ф - 1° < φ ycт < φ Уcт ф + 1°, а при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45°, между 135° и 235° и между 315° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, изменяют углы установки, обеспечивая лопасти углы флюгирования в каждом азимутальном положении при вращении лопасти. п. 26. Способ по п. 13, отличающийся тем, что устанавливают углы:
Figure imgf000132_0001
и при вращении лопасти на секторах, лежащих между 0° и 45°, между 135° и 235° и между 315° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, циклически изменяют углы установки по отношению к углам общего шага в соответствии с равенством: ф уст = фош - Otocиsin(ф) с возможностью изменения углов установки, обеспечивая на лопасти углы флюгирования в каждом азимутальном положении при вращении лопасти на указанных секторах. п. 27. Способ по п. 13, отличающийся тем, что устанавливают углы:
Figure imgf000133_0001
и при вращении лопасти в первой половине оборота на секторах, лежащих между 0° и 45°, между 135° и 235° и между 315° и 360°, в отсчёте по вращению от заданного направления, циклически изменяют углы установки по отношению к углам общего шага в соответствии с равенством: ф уст = фош - αocи sin(ф), с возможностью обеспечения лопасти углов флюгирования в различных азимутальных положении при вращении лопасти на указанных секторах, а при вращении лопасти в первой половине оборота на секторе, начинающемся между 60° и 85° и заканчивающемся между 95° и 120°, в отсчёте от заданного направления, обеспечивают углы установки в соответствии с равенством: ф ycτ = ψ ош - ОСоси Sin(ф) + Δq>iα, при этом в первой половине оборота достигают максимального изменения углов установки относительно углов установки общего шага Δф) , устанавливая:
Figure imgf000133_0002
с возможностью получения наибольших в течение оборота углов атаки лопасти при вращении на секторе, начинающемся между 60° и 85° и заканчивающемся между 95° и 120° , в отсчёте по вращению от заданного направления, а при вращении лопасти во второй половине оборота на секторе, начинающемся между 240° и 265° и заканчивающемся между 275° и 300°, в отсчёте от заданного направления, обеспечивают углы установки в соответствии с равенством: φ уст = φ ош - оtоси sin(ф) + Δφ2α, где Δφ2α - величина, на которую углы установки максимально уменьшены по отношению к углам установки, обеспечивающим флюгерное положение лопасти при вращении, и при вращении во второй половине оборота достигают Δφг , устанавливая
Δφ 2α= Δφ 2 - α0CИ с возможностью обеспечения наименьших углов атаки отрицательной величины на лопасти, при вращении во второй половине оборота на секторе, начинающемся между 240° и 265° и заканчивающемся между 275° и 300°, в отсчёте от заданного направления. п. 28. Способ по п. 1, отличающийся тем, что максимально циклически изменяют углы установки лопастей в первой половине оборота на секторе между 90° и 120°, в отсчёте по вращению от заданного направления, а при использовании изменения углов установки во второй половине оборота максимально циклически изменяют углы установки лопастей на секторе между 240° и 270°, в отсчёте по вращению от заданного направления, и создают наибольшие углы атаки в секторе вращения, лежащих в половине обороте от 90° до 270° в отчёте от заданного направления с возможностью создания момента, стремящегося повернуть оси воздушных винтов передними концами в заданном направлении, например, в горизонтальном полёте с возможностью создания момента на кабрирование. п. 29. Способ по п. 1, отличающийся тем, что дополнительно изменяют утлы установки лопастей в течение оборота, уменьшая максимально углы установки, достигнутые на каждом винте на азимутах, лежащих в одном направлении на каждом винте, и увеличивают максимально на противолежащих азимутах с возможностью создания момента перпендикулярного осям винтов. п. 30. Способ по п. 2, отличающийся тем, что используют хвостовое оперение для стабилизации положения летательного аппарата, отклоняют аэродинамические рули вверх или вниз для создания моментов и управления угловым положением по тангажу, отклоняют аэродинамические рули вправо или влево для создания моментов и управления угловым положением в путевом направлении, отклоняют аэродинамические рули, находящиеся соответственно слева и справа в противоположные стороны для создания моментов и управления угловым положением по крену. п. 31. Способ по пп. 28, 29, 30 отличающийся тем, что в горизонтальном полёте за счёт того, что положение воздушных винтов смещено относительно центра тяжести назад, подъёмная сила воздушных винтов, создаёт момент относительно центра тяжести летательного аппарата на пикирование, при этом на воздушных винтах и на оперение создают момент на кабрирование с возможностью уравноешения моментов и осуществления установившегося полёта. п. 32. Способ по пп. 1, 2, отличающийся тем, что используют крыло и ориентируют его к набегающему потоку под углом атаки от 0° до 10° для увеличения по мере увеличения угла атаки крыла дополнительной поддерживающей в полёте подъёмной силы, причём для управления положением летательного аппарата в полёте по крену могут использовать отклонения элеронов крыла. п. 33. Способ по п. 1, отличающийся тем, что указанную относительную скорость винта достигают уменьшением окружной скорости воздушного винта, за счет изменения радиуса воздушных винтов, с возможностью увеличения отношения силы, перпендикулярной оси винта, к силе тяги по мере уменьшения радиуса винтов. п. 34. Способ по п. 11, отличающийся тем, что используют, по крайней мере, один дополнительный движитель для создания тяги. п. 35. Способ по п. 13, отличающийся тем, что используют, по крайней мере, один дополнительный движитель для создания тяги. п. 36. Способ по пп. 1, 2, отличающийся тем, что лопасти винтов на втулке закрепляют шарнирно или же шарнирно с упругостью в заделке с возможностью использования возникающих в результате изменения аэродинамических нагрузок в течение оборота колебаний лопасти вокруг шарнира в заделке для получения изменения углов атаки лопасти с целью недопущения возникновения углов атаки, приводящих к срывам потока, а также для изменения окружных скоростей концов лопастей в течение оборота. п. 37. Способ по п. 36, отличающийся тем, что применяют механизм компенсатора взмаха лопасти, вызывающий уменьшение углов атаки лопасти при маховом движении лопасти в сторону создаваемых сил по мере увеличения величины взмаха лопасти за счёт уменьшения углов установки лопасти, с возможностью недопущения возникновения на лопастях углов атаки, приводящих к возникновению срывов потока, а также для ограничения величины колебаний лопасти. п. 38. Способ по п. 2, отличающийся тем, что используют циклическое изменение формы профиля или циклическое отклонение аэродинамических поверхностей, установленных на лопасти, или циклический выдув струй воздуха на секторе вращения в первой половине оборота, лежащем между 60° и 120°, в отсчёте от заданного направления, с возможностью увеличения несущих свойств лопасти при вращении на указанном секторе и увеличения силы, перпендикулярной осям воздушных винтов в заданном направлении.
PCT/RU2008/000004 2007-12-28 2008-01-09 Method of flying within an extended speed range with controlled force vector propellers WO2009084977A1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP08767003.0A EP2253536A4 (en) 2007-12-28 2008-01-09 FLIGHT METHOD IN AN ENLARGED RANGE OF SPEEDS WITH FORCE VECTOR REGULATION
US12/824,514 US8337156B2 (en) 2007-12-28 2010-06-28 Method of flight in an expanded speed range using thrust vectoring propellers

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007148793 2007-12-28
RU2007148793/11A RU2371354C2 (ru) 2007-12-28 2007-12-28 Способ полета в расширенном диапазоне скоростей на винтах с управлением вектором силы

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US12/824,514 Continuation US8337156B2 (en) 2007-12-28 2010-06-28 Method of flight in an expanded speed range using thrust vectoring propellers

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2009084977A1 true WO2009084977A1 (en) 2009-07-09

Family

ID=40824538

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2008/000004 WO2009084977A1 (en) 2007-12-28 2008-01-09 Method of flying within an extended speed range with controlled force vector propellers

Country Status (4)

Country Link
US (1) US8337156B2 (ru)
EP (1) EP2253536A4 (ru)
RU (1) RU2371354C2 (ru)
WO (1) WO2009084977A1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109476370A (zh) * 2016-08-01 2019-03-15 小鹰公司 具有单向螺旋桨旋转的双稳态桨距螺旋桨***
CN111976972A (zh) * 2020-08-27 2020-11-24 安徽科技学院 一种基于5g网络的防疫无人机
US11702188B2 (en) 2016-08-01 2023-07-18 Kitty Hawk Corporation Bistable pitch propeller system with bidirectional propeller rotation

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120134820A1 (en) * 2010-11-28 2012-05-31 Robert Clifton Vance Fluid Turbine Having Optimized Blade Pitch Profiles
US9604729B2 (en) * 2013-10-16 2017-03-28 Hamilton Sundstrand Corporation Aircraft control system and method
US9422918B2 (en) * 2013-12-27 2016-08-23 Google Inc. Methods and systems for managing power generation and temperature control of an aerial vehicle operating in crosswind-flight mode
US9567075B2 (en) * 2014-02-10 2017-02-14 Northrop Grumman Systems Corporation Tilt wing aerial vehicle
US10054958B2 (en) * 2014-05-08 2018-08-21 Northrop Grumman Systems Corporation Vertical takeoff and landing (VTOL) unmanned aerial vehicle (UAV)
US11001378B2 (en) 2016-08-08 2021-05-11 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US10464668B2 (en) 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US11148801B2 (en) 2017-06-27 2021-10-19 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
ES2844127T3 (es) 2015-09-02 2021-07-21 Jetoptera Inc Configuraciones de eyector y perfil aerodinámico
EP3347269B1 (en) * 2015-09-11 2019-07-31 Northrop Grumman Systems Corporation Vertical takeoff and landing (vtol) unmanned aerial vehicle (uav)
US10392094B2 (en) * 2017-06-06 2019-08-27 The Boeing Company Transmissions for rotating coaxial drive shafts in opposite directions
US10773817B1 (en) 2018-03-08 2020-09-15 Northrop Grumman Systems Corporation Bi-directional flow ram air system for an aircraft
CN111061281B (zh) * 2018-10-16 2023-08-15 海鹰航空通用装备有限责任公司 飞行器飞行方案生成方法、生成***及具有其的飞行器
KR102187063B1 (ko) * 2020-07-13 2020-12-04 김인헌 서브 로터가 구비되는 드론
CN113295882B (zh) * 2021-04-13 2022-09-16 四川腾盾科技有限公司 一种直升机空速确定方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2328786A (en) 1941-03-29 1943-09-07 Wiley K Crowder Aircraft
US2444781A (en) 1943-12-08 1948-07-06 Lloyd H Leonard Axial flow helicopter
US2738148A (en) 1952-09-29 1956-03-13 Curtiss Wright Corp Method of developing lift from the propeller blades of an airplane
US3106369A (en) 1960-02-23 1963-10-08 Curtiss Wright Corp Aircraft and method of operating same
DE1406374A1 (de) 1961-02-27 1969-04-24 Curtiss Wright Corp Steuerung fuer senkrecht startendes Flugzeug
US4123018A (en) 1976-01-12 1978-10-31 Tassin De Montaigu Rene C A Helicopters with coaxial rotors, of convertible type in particular
GB2103167A (en) * 1981-05-20 1983-02-16 Canadair Ltd Unmanned remotely piloted aircraft
SU1824346A1 (ru) * 1988-11-24 1993-06-30 Sergej A Ovechkin Колонка соосных несущих винтов

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2328786A (en) 1941-03-29 1943-09-07 Wiley K Crowder Aircraft
US2444781A (en) 1943-12-08 1948-07-06 Lloyd H Leonard Axial flow helicopter
US2738148A (en) 1952-09-29 1956-03-13 Curtiss Wright Corp Method of developing lift from the propeller blades of an airplane
US3106369A (en) 1960-02-23 1963-10-08 Curtiss Wright Corp Aircraft and method of operating same
DE1406374A1 (de) 1961-02-27 1969-04-24 Curtiss Wright Corp Steuerung fuer senkrecht startendes Flugzeug
US4123018A (en) 1976-01-12 1978-10-31 Tassin De Montaigu Rene C A Helicopters with coaxial rotors, of convertible type in particular
GB2103167A (en) * 1981-05-20 1983-02-16 Canadair Ltd Unmanned remotely piloted aircraft
SU1824346A1 (ru) * 1988-11-24 1993-06-30 Sergej A Ovechkin Колонка соосных несущих винтов

Non-Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
"Aircraft designer directory", ZAGI, vol. 1, 1937, pages 175
"Aircraft designer directory", ZAGI, vol. 1, 1937, pages 206
B.N.JURJEV: "Aerodynamic calculation of helicopters", OBORONGIZ, 1956, pages 109
B.N.JURJEV: "Aerodynamic calculation of helicopters", OBORONGIZ, 1956, pages 40
B.N.JURJEV: "Aerodynamic calculation of helicopters", OBORONGIZ, 1956, pages 50
B.N.JURJEV: "Aerodynamic calculation of helicopters", OBORONGIZ, 1956, pages 86
See also references of EP2253536A4

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109476370A (zh) * 2016-08-01 2019-03-15 小鹰公司 具有单向螺旋桨旋转的双稳态桨距螺旋桨***
CN109476370B (zh) * 2016-08-01 2022-07-29 小鹰公司 具有单向螺旋桨旋转的双稳态桨距螺旋桨***
US11702188B2 (en) 2016-08-01 2023-07-18 Kitty Hawk Corporation Bistable pitch propeller system with bidirectional propeller rotation
CN111976972A (zh) * 2020-08-27 2020-11-24 安徽科技学院 一种基于5g网络的防疫无人机
CN111976972B (zh) * 2020-08-27 2023-09-08 安徽科技学院 一种基于5g网络的防疫无人机

Also Published As

Publication number Publication date
EP2253536A1 (en) 2010-11-24
US8337156B2 (en) 2012-12-25
RU2371354C2 (ru) 2009-10-27
EP2253536A4 (en) 2014-07-16
US20110052392A1 (en) 2011-03-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2009084977A1 (en) Method of flying within an extended speed range with controlled force vector propellers
US10850833B2 (en) Tiltrotor aircraft having rotatable wing extensions with winglets
US10556679B2 (en) Vertical takeoff and landing airframe
US9616995B2 (en) Aircraft and methods for operating an aircraft
AU673608B2 (en) Ancillary aerodynamic structures for an unmanned aerial vehicle having ducted, coaxial counter-rotating rotors
CN102481975B (zh) 用于优化同向旋转的层叠旋翼性能的差动桨距控制
US20100230547A1 (en) Stop-rotor rotary wing aircraft
WO2017158417A1 (en) Vertical take off and landing aircraft with four tilting wings and electric motors
WO2015024044A1 (en) Omni-directional thrust vectoring propulsor
CN109515704B (zh) 基于摆线桨技术的涵道卷流旋翼飞行器
US5405104A (en) Stopped rotor aircraft utilizing a flipped airfoil X-wing
CA3060758C (en) Aircraft with rotating ducted fan
RU2653953C1 (ru) Беспилотный высокоскоростной вертолет-самолет
CN111942581B (zh) 一种分布升力鸭式布局垂直起降无人机及控制方法
US9586679B2 (en) Automatic pitch change rotary wing rotor system and method of rotor control
CN212829059U (zh) 一种分布升力鸭式布局垂直起降无人机
RU2656934C2 (ru) Способ вертикального перемещения и зависания самолета в воздухе
GB2535231A (en) Propeller for an aircraft for vertical take-off and landing
RU2788116C1 (ru) Воздушный винт с управляемыми законцовками лопастей
KR101988383B1 (ko) 받음각 자동 조절 날개 및 받음각 자동 조절 날개를 포함하는 항공기 및 선박
CN210063350U (zh) 一种针对固定翼飞行器的偏航控制***及三轴控制***
Monzón et al. Lift generation of forward flying helicopters/rotors
CN107244416A (zh) 一种消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法
KR20120006375U (ko) 트리콥터

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 08767003

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2008767003

Country of ref document: EP