Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_6100
.pdf
управляющего механизма, оперативно соединенными с ним.
На рис. 13 представлен разрез фюзеляжа в поперечном сечении, определяющий положение винта
изменяемого шага по линии 13-13 на рис. 14.
На фиг. 141 представлен детальный поперечный разрез фюзеляжа, управляющего пропеллером, с
приводным и рабочим механизмом для него, расположенным по линии 14-14 на фиг. 12. 90 На рис. 15
представлен горизонтальный поперечный разрез полой вращающейся аэродинамической конструкции —
колонны или мачты — по линии 15-15 на рис. 6.
На фиг. 16 представлен более или менее диагранный вид в вертикальном продольном разрезе фюзеляжа, с
модифицированной формой управляющих поверхностей фюзеляжа и соответствующего механизма
управления.
На фиг. 17 представлен более схематичный вид фюзеляжа с управляющей поверхностью изобретения в
рабочем положении, на которую воздействует поток воздуха от вращающихся аэродинамических профилей
(указан только один из них), при вертикальном перемещении вертолета или в режиме зависания, направление
потока воздуха, воздействующего на управляющую поверхность, обозначено стрелками.
На рис. 18 представлен вид сбоку, более или менее схематичный, вертолета в горизонтальном движении, а
также показано воздействие на управляющую поверхность фюзеляжа, показанную на рис. 16 и 17,
комбинации поступательной скорости и вращающегося воздушного потока для поддержания положения
фюзеляжа в направлении полета; стрелки указывают направление воздушного потока относительно
управляющей поверхности фюзеляжа.
На примере, воплощающем данное изобретение, показан вертолет общего типа, имеющий 120 винтов или
аэродинамических масляных форсунок, вращающихся в горизонтальной плоскости для создания
вертикальной подъемной силы для полета. Однако не все особенности изобретения ограничиваются
описанным типом вертолета, но имеют общее применение.
Вертолёт включает в себя корпус или фюзеляж B_-, на котором для ориентации в горизонтальной плоскости
установлен основной профиль крыла W, создающий вертикальную подъёмную силу для обеспечения
вертикального перемещения летательного аппарата. Фюзеляж B имеет обтекаемую форму и снабжен шасси
10 на передней оконечности и шасси 11, 6r с хвостовым полозом на хвостовой части. Могут использоваться и
другие типы шасси, например, водное или комбинированное (водное и наземное). 12 — это кабина пилота, а
14 — пилотское кресло (см. рис. 4). В хвостовой части фюзеляжа B установлены верхние и нижние соосные
вертикальные стабилизаторы, образующие вертикальный стабилизатор 15, задняя кромка которого в
показанном примере 5 заканчивается впереди задней (верхней) части фюзеляжа B. На верхнем и нижнем
задних концах стабилизатора 15 предусмотрены расположенные сзади горизонтально рычаги или
кронштейны 16, между которыми руль направления 17 шарнирно установлен соосно со стабилизатором 15
только по вертикальной оси 18.
Руль направления 17 расположен между верхним и нижним концами и на одной линии с хвостовой частью
фюзеляжа B, при этом обычные рулевые тяги 19 отходят от их противоположных сторон, и с их помощью руль
направления поворачивается горизонтально обычным способом (см. рис. 4 и 5).
Внутри фюзеляжа B установлен приводной двигатель M, схематически показанный на фиг. 4 и 5,2,
расположенный позади кабины 12 и продольно по отношению к фюзеляжу. Двигатель M можно установить в
любой другой подходящей точке на летательном аппарате, например, на основных аэродинамических
профилях или на основной рулевой колонке.
На фюзеляже B установлен основной профиль крыла или узел несущей поверхности W, расположенный над
ним для вращения в горизонтальной плоскости вокруг вертикальной оси.
Представленная конструкция крепления аэродинамического профиля W включает в себя основную полую
ступицу, колонну или мачту 20, вращательно установленную на фюзеляже B в вертикальном положении, и
имеющую полые рычаги или валы 21, радиально простирающиеся от равноудаленных точек вокруг верхнего
конца или ступицы 22 колонны 20, причем эти валы 21 расположены горизонтально и сообщаются с полой
ступицей колонны или мачтой 20 и открываются в нее (см. рис. 4, 6 и 7). Валы 21 представляют собой опоры,
на которых в узле W установлены основные аэродинамические профили или подъемные поверхности,
расположенные радиально от колонны 20 в горизонтальном положении.
В данном примере ступичная колонна 20 проходит через верхнюю стенку фюзеляжа B и в точку,
расположенную между кабиной 12 и двигателем M, и имеет верхний конец, или ступицу 22, от которой
радиально отходят валы 21, расположенные на некотором расстоянии над фюзеляжем B. Нижний конец
колонны 20 вращательно установлен и закреплен в упорном подшипнике.
инг 23, который переносится верхней колонной.
Платформа для крепления, перегородка или рама 24, простирающиеся поперечно фюзеляжа B. В верхней
части колонны 20 находится второй подшипник 25, установленный на верхней стенке фюзеляжа B, в котором
подшипник 70 и колонна 20 имеют вращательное крепление (см. рис. 4 и 6).
Аэродинамический профиль W состоит из ряда или набора основных аэродинамических элементов, несущих
поверхностей или крыльев 26, которые установлены 175 на и продольно от - и выступают наружу, в данном
случае, на расстояние, за радиальные валы 21. В представленной здесь конструкции вертолета предусмотрен
ряд из четырех валов 21, расположенных на равном расстоянии друг от друга вокруг 22, в результате чего
основные аэродинамические профили 26 образуют, по сути, консольную конструкцию крыла и ее крепление от
вращающейся колонны или мачты 20, как показано на фиг. 1, 2 и 3; Валы 21, будучи закрепленными и жестко
соединенными с колонной 20, расположены продольно относительно крыльев и предпочтительно
расположены таким образом, чтобы функционировать как балка крыла или продольные конструктивные
элементы профиля крыла или каркаса крыла, а также их внутренней ферменной конструкции. Благодаря
консольному креплению и расположению профилей 26 и валов 21, указанные валы не обязаны проходить по
всей длине каждого профиля 26, а могут заканчиваться на значительном расстоянии от его концов, как
показано пунктирными линиями на рис. 2.
Ввиду вышеизложенных соображений вес аэродинамических профилей 26 и их креплений может быть сведен
к минимуму при сохранении необходимой конструктивной прочности и жесткости.
Основные аэродинамические профили 26 имеют желаемую форму и сечение, удлинение и площадь,
необходимые для создания вертикальной подъемной силы при вращении в горизонтальной плоскости, и
установлены на валах 21 для вращения вокруг них с целью изменения и регулировки соответствующих углов
i, атаки или угла наклона, чтобы изменять создаваемую подъемную силу. Предусмотрены подшипники для
вращательного крепления основных аэродинамических профилей 26 на валах 21 и для их обжатия.
Аэродинамические профили противодействуют и воспринимают тягу продольного перемещения вала ts 21.
Для дальнейшего усиления крепления масляного узла аэродинамики между вращающейся колонной 20 и
валами 2-1, 120 образованы фермы, включающие стойки 28, простирающиеся вверх от колонны 20,
прилегающей к фюзеляжу B, до наружных концов валов 21, к которым они прикреплены. Нижняя поверхность
или обшивка аэродинамических профилей 26 имеет прорезь 25 для размещения стоек 28. Аэродинамический
профиль W вращается вместе с колонной для вращения профилей 26 в горизонтальной плоскости в одном
направлении над фюзеляжем 0 B с целью создания вертикальной подъемной силы. 3 V 289,248 Колонна 20
вращается двигателем M, и изобретение предусматривает вращение этих аэродинамических профилей путем
косвенного приложения к ним энергии посредством пропеллеров P, установленных на аэродинамическом
профиле W. В примере используются два таких пропеллера тракторного типа, установленные на
диаметрально противоположной паре основных аэродинамических профилей 26 и расположенные перед
передними кромками 27' для вращения в вертикальной плоскости.
Винтовые лопасти P расположены в точках на основных аэродинамических профилях, прилегающих к
внешним концам валов 21, на которых эти аэродинамические профили установлены, и поддерживаются этими
валами 21 и удерживаются ими. Обращаясь теперь к рис. 6 и 7, в частности, видно, что наружные концы валов
21, на которых установлены гребные винты P, снабжены поперечно расположенными горизонтально валами и
корпусами подшипников 30, выступающими за их противоположные стороны и имеющими подшипники вала
31, по меньшей мере один из которых является упорным, установленные на противоположных наружных
концах этих валов. Вал 32 установлен продольно каждого корпуса 30, поперечно валу 21, и закреплен в
подшипниках 31, при этом один его конец выступает наружу за переднюю кромку профиля 26, установленного
на этом валу 21 (см. рис. 2 и 3). Поскольку передние кромки 27 противоположных основных профилей 26
находятся в относительно противоположных положениях, валы 32 выдвинуты с противоположных сторон
неподвижных валов 21 соответственно, и гребные винты P установлены на выдвинутых концах валов 32 и
расположены для вращения перед передними кромками 27.
Каждый основной аэродинамический профиль 26, через который проходит вал гребного винта 32, имеет
вырезанный участок, образующий паз или отверстие 33 (см. рис. 2), через которое проходит вал гребного
винта 32 и которое позволяет вращающемуся на валу 21 аэродинамическому профилю изменять угол атаки.
Пропеллеры P вращаются валами 32 через приводной механизм от двигателя M. Этот привод включает в
себя главный вал 34, функционально соединенный одним концом с зубчатой передачей (не показана) внутри
редуктора на переднем конце двигателя M (см. рис. 4 и 5) и приводимый в действие ею, и проходящий
вертикально и вверх через полую колонну 20 к ступице 22 и полым валам 21. Опорный блок и направляющая
36 для вала 34 проходят поперечно по полой колонне 20 (см. рис. 6). Верхний конец вала 34 снабжен
конической шестерней 37, находящейся в рабочем зацеплении с коническими шестернями 38, закрепленными
на внутренних концах валов 39, установленных в подшипниках 40 в диаметрально противоположных полых
валах 21 и проходящих продольно через указанные валы к гребным валам 32, к которым они соединены
зацепленными парами конических шестерен 41.
Работа двигателя M вращает приводной вал 34, а через шестерни 37 и 38 70 вращает валы 39, которые через
шестерни 41 приводят в движение гребные валы 32 и вызывают вращение гребных винтов P. Вращение
гребных винтов P тянет или перемещает свободно вращающийся аэродинамический масляный узел 75 W
вокруг вертикальной оси колонны 20, при этом аэродинамические масла 26 удерживаются в фиксированном
положении относительно друг друга, радиально отходя от вертикальной колонны 20. Вращение
аэродинамических профилей 26 80 в направлении их передних кромок 27 и под соответствующими углами
атаки создает прямую вертикальную подъемную силу и приводит к вертикальному перемещению или полету
летательного аппарата.
Вращающаяся аэродинамическая масса создает гироскопическое воздействие, которое стремится
преодолеть силы, изменяющие плоскость ее вращения, и таким образом обеспечивает частичную
внутреннюю устойчивость летательного аппарата в полете. 90 Согласно изобретению, полная внутренняя
устойчивость вертолета достигается за счет автоматически функционирующих вспомогательных или
вторичных аэродинамических масел или несущих поверхностей, изменяющих угол атаки 95 каждого основного
профиля крыла или несущей поверхности 26 для изменения создаваемой ими подъемной силы, и в
описанном примере вспомогательная поверхность или вторичное аэродинамическое масло S установлено на
каждом профиле крыла 26 или на его креплении 0O для управления углом атаки. Эти вспомогательные
аэродинамические профили S установлены на некотором расстоянии от задней кромки каждого основного
аэродинамического профиля 26, примыкая к его внешней или концевой части 10, и расположены в
горизонтальной плоскости над ним, хотя при желании или целесообразности такие вспомогательные
аэродинамические профили могут быть расположены перед основными аэродинамическими профилями 26 и
передними кромками 27. Устройство или узел, образованный каждым основным аэродинамическим профилем
26 и установленным на нем вспомогательным аэродинамическим профилем S, может вращаться вокруг оси,
образованной валом 21 и расположенной вдоль него, то есть оси шага основного аэродинамического
профиля, и спроектировано, расположено и установлено таким образом, что центр тяжести устройства
находится в точке, удаленной или смещенной от этой оси вращения устройства.
Расположение центра тяжести каждой из 120 единиц зависит от конкретной конструкции и компоновки
единицы, при этом существенной особенностью является то, что центр тяжести не должен совпадать с осью
вращения единицы. Определив центр тяжести каждого блока на расстоянии, удаленном от оси тангажа,
моменты, возникающие в результате этого смещения центра тяжести, а именно, статический момент тяжести
и момент, обусловленный компонентой центробежной силы, входят в уравнение равновесия, и поскольку эти
моменты не зависят от изменений скорости и направления воздушного потока, легко заметить, что при
возникновении таких возмущений эти моменты в сочетании с аэродинамическими моментами стремятся
повернуть блок таким образом, чтобы поддерживать подъемную силу приблизительно постоянной.
Вспомогательные аэродинамические профили шарнирно закреплены на и расположены между
расположенными на некотором расстоянии друг от друга фермами или аутригерами 42, закрепленными на
верхних сторонах основных аэродинамических профилей 26 и простирающимися назад и вверх от них, и
предпочтительно1,5 надежно соединены с рамами аэродинамических профилей или фермами (не показаны) и
поддерживаются ими, чтобы передавать приложенные к ним усилия на эти рамы и фермы.
Вспомогательные аэродинамические элементы S оперативно соединены и сцеплены посредством своих
ферм или выносных опор с основными аэродинамическими профилями 26, так что они автоматически
вращают вспомогательные аэродинамические элементы 26 на валах 21 и, таким образом, изменяют или
регулируют углы их атаки.
Для компенсации и исправления ошибок, неточностей и тому подобного, которые могут возникнуть при
конструировании или иным образом при проектировании вертолета, описанного в изобретении, таких как
отклонения или ошибки в правильном расположении центров тяжести основных и вспомогательных
аэродинамических элементов, а также других возможных условий, предусмотрено обеспечение
дифференциального перемещения или изменения относительного угла между каждым основным
аэродинамическим профилем 26 и его вспомогательным аэродинамическим профилем при вращении
элементов вокруг осей 21. В данном примере показана возможная схема, в которой относительный угол
между каждым основным профилем крыла и его вспомогательным профилем изменяется таким образом,
чтобы угол атаки вспомогательного профиля увеличивался при уменьшении угла атаки основного профиля, а
угол атаки вспомогательного профиля уменьшался при увеличении угла атаки основного профиля. Очевидно,
что такое расположение может обеспечивать изменение относительного угла в обратном порядке по
сравнению с вышеописанным, или же исключать любые изменения или вариации относительного угла, при
этом этот угол, если таковой имеется, остается неизменным при вращении основных и вспомогательных
профилей как единиц относительно осей 21 соответственно.
В случае aa'v сохраняется и проявляется основной принцип, согласно которому центр тяжести каждого
аэродинамического элемента расположен на некотором расстоянии от оси вращения элемента. Обычно
неподвижный рычаг устойчивости 43 (см. рис. 11) установлен и поддерживается на каждом валу 21,
поддерживающем аэродинамическое покрытие, и проходит в вертикальном положении вверх через каждый
аэродинамический профиль 26 на одной линии со стабилизирующими аэродинамическими профилями S и
впереди них. Верхняя обшивка или поверхность каждого основного аэродинамического профиля 26 имеет
прорезь или отверстие 44, расположенное поперечно аэродинамическим профилям, через которое проходят
рычаги устойчивости 43 и которое позволяет вращать аэродинамические профили 26 на валах 21 независимо
от обычно неподвижных, вертикально расположенных рычагов устойчивости 43. Рычаг управления 45
выступает вверх от каждого вспомогательного аэродинамического профиля S, соосно с рычагом устойчивости
43 на соответствующем основном аэродинамическом профиле 26, на котором установлен аэродинамический
профиль S, и рычаг управления 45 соединен с соответствующим рычагом устойчивости 43 посредством тяги
или рычага 46, причем тяга 46 шарнирно соединена своими концами с рычагом управления 45 и рычагом 43,
как показано на рис. 11.
Вращение или вертикальное перемещение аэродинамического профиля S вокруг горизонтальной оси, на
которой он установлен между фермами 42, приведет к обратному вращению основного аэродинамического
профиля 26 вокруг его горизонтальной оси, определяемой опорным валом 21, когда тяга, включающая
толкающий и тянущий стержень 46, соединяющий вспомогательный аэродинамический профиль S 90 с
обычно неподвижным рычагом 43, показана на рис. 11. В результате ось каждого вспомогательного
аэродинамического профиля S вращается вокруг оси (вала 21), вокруг которой вращается основной
аэродинамический профиль S, а шарнирное соединение 95 наружного конца стержня 46 с рожком 4,5
вращается вокруг шарнирного соединения внутреннего конца стержня 46 с наружным или верхним концом
рычага 43, являющегося осью, в результате чего при подъеме вспомогательного аэродинамического профиля
S его угол атаки увеличивается, а через фермы 42 соответствующий основной аэродинамический профиль 26
вращается в обратном направлении, чтобы уменьшить его угол атаки. 105 При опускании вспомогательного
аэродинамического профиля происходит обратное вращение соответствующего основного
аэродинамического профиля 26, и основной аэродинамический профиль поворачивается для увеличения угла
атаки.
При полете вертолета с вращающимися основными аэродинамическими профилями 26 для создания
необходимой вертикальной подъемной силы частичная собственная устойчивость обеспечивается за счет
гироскопического действия вращающейся массы аэродинамических профилей, в то время как полная
собственная устойчивость автоматически поддерживается вспомогательными аэродинамическими
профилями S и их соединением с основными аэродинамическими профилями 26. Когда основные
аэродинамические профили вращаются вокруг своей вертикальной оси 120 при любом увеличении скорости
воздушного потока или любой восходящей составляющей, возникающей в нем, каждый вспомогательный
аэродинамический профиль S, проходящий через него, будет подниматься, что увеличит его угол атаки 125,
как объяснено выше, и одновременно вызовет вращение основного аэродинамического профиля 26, с
которым он соединен, чтобы уменьшить его угол атаки и, следовательно, уменьшить создаваемую им
подъемную силу. Это действие занимает 130 28948 (1 289248).
Основные аэродинамические профили 26 последовательно проходят через ту часть воздушного потока, в
которой наблюдается повышенная скорость, так что подъемная сила профилей в этих точках уменьшается, а
устойчивость летательного аппарата сохраняется. По мере того, как основные профили 26 и
соответствующие им вспомогательные профили S выходят из-под влияния увеличенной части скорости 10Q
воздушного потока, вспомогательные профили, таким образом, опускаются, что приводит к уменьшению их
углов атаки и, как следствие, к увеличению углов атаки и декомпрессионной способности.
разработан с помощью основных аэродинамических профилей 26. Уменьшение скорости или нисходящей
составляющей нормального воздушного потока или воздушного течения на величину t5 аналогичным образом
приведет к работе вспомогательных профилей, вызывая их опускание и увеличение углов атаки и подъемной
силы g30 основных профилей 26.
В приведенном здесь конкретном примере, в более или менее схематичном виде, следует отметить, что из-за
крепления и относительного расположения основных аэродинамических профилей 26 и вспомогательных
аэродинамических профилей S углы атаки вспомогательных аэродинамических профилей S изменяются
быстрее и всегда в противоположном направлении по сравнению с результирующими изменениями углов
основных аэродинамических профилей или подъемных поверхностей 26, но, как было объяснено и указано
выше, могут быть улучшены различные другие варианты компоновки для соответствия условиям,
встречающимся в конкретной машине или конструкции.
Благодаря правильному расположению шарнирных соединений стержней 46 с рычагами стабилизации 43
(4,5) и использованию стержней 46 соответствующей длины, подъемная сила, создаваемая каждым основным
аэродинамическим профилем 26, поддерживается на правильном уровне параллельно главной вертикальной
оси летательного аппарата, а общая подъемная сила остается постоянной благодаря уравновешиванию
моментов относительно продольных центров осей аэродинамических профилей 26 за счет автоматического
функционирования стабилизирующих аэродинамических профилей S, обеспечивающих удержание
летательного аппарата в состоянии равновесия. Поскольку каждый основной аэродинамический профиль или
несущая поверхность 26 со своим стабилизирующим аэродинамическим профилем S функционирует и
работает независимо от других, результирующая устойчивость самолета является неотъемлемой и
автоматически поддерживается при любых условиях полета без вмешательства пилота.
Управление направлением полета вертолета осуществляется посредством автоматических вспомогательных
стабилизирующих профилей S, но независимо от них и без какого-либо вмешательства в автоматическое
функционирование. Использование этих S-образных профилей позволяет поддерживать устойчивость и
равновесие вертолета, так что, по сути, управление направлением полета накладывается на автоматическую
стабилизацию, обеспечивая тем самым сохранение присущей управлению направлением полета
устойчивости.
В варианте исполнения механизма управления направлением, показанном на иллюстрации, вал 47
установлен продольно через каждый вал 21 таким образом, чтобы он находился под валами 39, где они
присутствуют, и опирался на подшипники 48 внутри валов 21. Валы 47 проходят за валы 21, через
аэродинамические профили 26,7 и вдоль них до внутренних концов рычагов устойчивости 43, причем каждый
из этих рычагов 43 закреплен 75 на своем валу 47 и может поворачиваться в пазу 44. Внутренние концы валов
47 выступают на некоторое расстояние в верхний конец или ступицу 22 колонны 20 и расположены вокруг и на
некотором расстоянии от приводного вала 80 34 (см. рис. 6 и 7), при этом их концы образуют горизонтально
расположенные кривошипы 49.
Полый вал 50 установлен таким образом, чтобы скользить по нижнему концу приводного вала 34, а вал 85
выступает вверх в полую колонну 20 из нижнего конца вала 34 и редуктора 315. Полый вал 50 установлен на
цапфе вокруг вала 34 и, таким образом, образует подшипник, в котором вращается вал 34 90. Верхний конец
вала 50 снабжен сферической или шаровой головкой 51, через которую проходит приводной вал 34.
Теперь обратимся к рисунку 6 на чертежах.
Кольцо или кольцевая пластина 52 установлена на сферической головке 51 и расположена по ее окружности в
обычно горизонтальном положении, для вращения вокруг нее и перемещения вокруг геометрического центра
сферической головки 51 на любой желаемый угол 100 градусов к горизонтали с помощью ряда
шарикоподшипников или подобных устройств 53, установленных вокруг внутренней поверхности кольца 52 и
опирающихся на сферическую головку 51. Наружный ряд шариковых или подобных антифрикционных
подшипников 54 установлен вокруг наружной стороны кольца 52, концентрично с внутренним рядом
подшипников 53, а вокруг кольца 52 установлен и закреплен воротник, концентричный с ним и опирающийся
на него, чтобы помочь шариковым подшипникам 54 обеспечить вращение кольца 52 внутри и независимо от
воротника 55, в то время как воротник 55 может перемещаться вокруг геометрического центра сферической
головки 51 вместе с кольцом 52. Вал 50 имеет основную опору 5, предотвращающую вращение, и при этом
может скользить по валу 34, а кольцо 55 также предотвращает вращение, позволяя при этом вращение
кольца 52 вокруг головки 51.
Рама 56 шарнирно установлена на валу 50 и вокруг него на противоположных шарнирных штифтах 57 с
передней и задней сторон вала, при этом рама расположена в горизонтальном положении для вертикального
качания в поперечном направлении относительно фюзеляжа P (B). На раме 56 предусмотрены
противоположные боковые рычаги 58, а звено 59 соединяет внешний конец каждого рычага 58 с частью
воротника 55, расположенной над ним.
Звенья шарнирно соединены с плечами 130 289,248 2 58 и шарнирно соединены с петлями или подобными
элементами на противоположных сторонах воротника 55.
Под качающейся рамой 58 расположена вторая качающаяся рама 60, шарнирно установленная в
горизонтальном положении на валу 50 и вокруг него для качательного движения — вертикально на
противоположных шарнирных штифтах 61, расположенных на противоположных боковых сторонах вала и
перпендикулярно шарнирным штифтам 57 качающейся рамы 56. Рама 60 снабжена противоположными
рычагами 62, выступающими вперед и назад от нее, т.е. в продольном направлении или в продольном
направлении относительно нормального положения фюзеляжа B, и вертикально расположенным вверх
рычагом 63 с одной стороны рамы 60, расположенным между рычагами 62. Внешние концы рычагов 62
являются шарнирными.
соединены с воротником 55 в диаметрально противоположных точках на его передней и задней сторонах
соответственно. Таким образом, путем качания рам 56 и 60 можно регулировать и изменять положение кольца
54 и воротника 505 в поперечном направлении, а также в продольном направлении относительно фюзеляжа
B, для целей, которые будут объяснены более подробно.
Вращающееся кольцо 52 соединено с кривошипными концами 49 валов 47 в верхней или ступичной части 22
полой колонны 20 посредством ряда толкающих и тянущих стержней 65 соответственно. Каждый стержень 65
шарнирно соединен своим верхним концом с кривошипом 49, а своим нижним концом шарнирно соединен с
верхней стороной кольца 52 3, причем указанные стержни расположены на равном расстоянии друг от друга.
На внутренней стороне полой колонны 20, через которую проходят стержни 65, образованы направляющие 66
(см. рис. 4 и 6), предотвращающие их скручивание при вращении колонны 20 и вращении кольца 52 вокруг
сферической головки 51 вала 50.
Ручка управления пилота 67 установлена перед сиденьем пилота 14 обычным способом и функционально
соединена с качающимися рамами 56 и 60 на валу 50, что позволяет перемещать кольцо 55 и опору 52 под
любым желаемым углом или в любое желаемое положение на головке вала 51. Рычаг управления 67
шарнирно установлен на валу 68 (см. рис. 4 и 5) для перемещения вперед и назад независимо от вала, а
также для бокового перемещения с целью качания вала, как это будет легко понять.
Тяга 69, предназначенная для перемещения вперед и назад, шарнирно соединена с нижним концом рычага
управления 67, расположенным несколько выше его шарнирного соединения с валом 68, и шарнирно
соединена с верхним концом рычага 63 качающейся рамы 60, так что перемещение рычага управления
вперед или назад соответственно качает раму 60 и поднимает и опускает ее рычаги 62. Вал 68 содержит
карданный шарнир по механическим причинам, а задний удлиненный конец вала 68 образован
расположенным в поперечном и горизонтальном направлении кривошипом (см. рис. 4), который шарнирно
соединен со стержнем 71, идущим вверх и шарнирно соединенным с одним из 70 боковых рычагов 5.8
качающейся рамы 56 на валу 50, так что боковое перемещение стержня 67 и качание вала 68 будут
поднимать и опускать кривошип 70, а через стержень 71I будут качать раму 56 на 75 валу 50 в поперечном
направлении.
Вал 50 удерживается от вращения, но может скользить по валу 34 для вертикального перемещения, чтобы
поднимать и опускать его относительно вала 34, так что можно поднимать и опускать головку 51 с
установленным на ней кольцом 52 и воротником 55. Для подъема и опускания вала 50 предусмотрен
управляемый пилотом механизм, включающий в себя рычаг 72 (см. рис. 4) в виде колокола 85, шарнирно
закрепленный рядом с нижним концом вала, причем один из рычагов расположен горизонтально и
простирается назад к валу 50. Задний конец указанного рычага выполнен в виде вилки 73 (см. рис. 6), которая
проходит по противоположным сторонам вала 50 и шарнирно соединена звеньями 74 с расположенными
сбоку противоположными шарнирными штифтами 75 на валу 50.
Рычаг управления пилота 76 для управления подъемом и спуском вертолета установлен в любой удобной
точке, доступной с сиденья 14, и в данном примере имеет форму кривошипа, шарнирно закрепленного на
опорной конструкции сиденья 14 для вертикального перемещения, при этом один из его рычагов шарнирно
соединен с толкающим и тянущим стержнем 77, который проходит до вертикально расположенного рычага
кривошипа 72 и шарнирно соединен с ним. Поднимая или опуская рычаг 76, скользящий вал 50 поднимается
или опускается на приводном валу 34 через шток 77, рычаг 72 и звенья 74, шарнирно соединяющие с ним вал
50. Предусмотрено управление направлением движения для удержания фюзеляжа B в желаемом положении
в полете и для противодействия тенденции фюзеляжа вращаться вокруг вертикальной оси, вокруг которой
вращается аэродинамический узел XW в полете. Рулевая балка 78 шарнирно установлена впереди сиденья
14 внутри фюзеляжа B для поворота в горизонтальной плоскости 120 вокруг вертикальной оси обычным
способом.
Тросы управления 79 подсоединены к противоположным концам руля направления 78 и проходят назад и
вверх через фюзеляж B, наружу 125 через его хвостовую часть, и соединены соответственно с
противоположными рычагами управления 19 руля направления 17. Перемещение рычага руля направления
78 в нужном направлении посредством тросов 79 приведет к перемещению руля направления, вызывая
качание или движение фюзеляжа B в соответствующем направлении (см. рис. 5).
В полете, когда профиль крыла вращается в горизонтальной плоскости вокруг вертикальной оси колонны 20,
фюзеляж будет стремиться вращаться вокруг вертикальной оси, и руль направления 17 может оказаться
неэффективным для противодействия или компенсации такого движения во время зависания или практически
полного отсутствия движения, поэтому изобретение предусматривает механизм, управляемый и
синхронизированный с рулем направления, для предотвращения вращения фюзеляжа 15 вокруг
вертикальной оси вращения профиля крыла W. В хвостовой части фюзеляжа B на противоположных сторонах
образованы продольно расположенные углубления или каналы 80 (см. рис. 3 и 4), а в этих углублениях через
весь фюзеляж проходит поперечное круглое отверстие или туннель Si. Противоположно расположенные
продольно элементы или кронштейны 82 выступают из фюзеляжа назад и горизонтально через углубления 80
и туннель 81, отступая от них и закреплены своими задними концами к хвостовой части фюзеляжа.
Внутри туннеля 81 установлен винт изменяемого шага V, вращающийся в его вертикальной поперечной
плоскости, на горизонтальной оси, расположенной продольно относительно туннеля и поперечно
относительно фюзеляжа и образованной ступицей 83, закрепленной на противоположных концах в
кронштейнах 82, и проходящий поперечно относительно фюзеляжа аксиально через туннель 81.
Конструкция и расположение винта переменного шага V и его установка в туннеле 81 подробно показаны на
фиг. 12, 13 и 14 чертежа. Ствол 83 снабжен противоположными полыми короткими валами 84, вращающимися
с опорой на подшипники, установленные на кронштейнах 82, а вал или стержень 85 скользит по коротким
валам 84 и проходит продольно и аксиально через ствол 83 и на некоторое расстояние за валами 84 на обоих
его концах, так что ствол 83 и скользящий вал 85 вращаются вместе на валах 84, но вал 85 может независимо
скользить по коротким валам 84. Вал 85 предпочтительно имеет квадратную форму, и отверстия в коротких
валах 84 также имеют квадратную форму для их размещения, так что вал 8,5 вращается вместе с цилиндром
83. В продольном центре ствола 83 в диаметрально противоположных точках установлены вращательно
закрепленные лопасти винта 86 на валах 87, установленных в подшипниках 88 в стенке ствола 83, причем
указанные лопасти винта радиально выступают из ствола и имеют передние кромки, расположенные по
разные стороны от осей вращения в стволе.
Внутренние концы валов лезвий St входят в ствол и образованы кривошипами 89, выступающими из него и
расположенными поперечно относительно вала 8.5 и в противоположных направлениях от валов 87. Каждый
кривошип 89 шарнирно соединен с соседней стороной вала 85 посредством звена 90, так что при
перемещении вала 8.5 вдоль ствола 83 лопасти винта 7.5 SQ вращаются на валах 87 в противоположных
направлениях, и их углы атаки одновременно увеличиваются или уменьшаются.
V-образный пропеллер, состоящий из ствола 8.3 и лопастей 86, вращается как единое целое вокруг оси.
Продольная ось ствола 83 и валов 84 управляется приводом, соединенным с двигателем IM. На одном конце
ствола 83 вал 84 снабжен конической шестерней 91. 85 Вал 92, имеющий коническую шестерню 93,
находящуюся в рабочем зацеплении с конической шестерней 91, установлен в раме 94 на внешней стороне
фюзеляжа и соединен с валом 95, приводимым в движение от заднего или заднего конца двигателя Ml, валом
96, соединенным карданными шарнирами (см. рис. 4 и 5). Таким образом, винт изменяемого шага V
вращается в вертикальной плоскости внутри туннеля фюзеляжа 81 вокруг горизонтальной оси, поперечной
фюзеляжу, и создает тягу, действующую в любом направлении относительно фюзеляжа, в зависимости от
положения и шага лопастей.
Угол наклона лопастей изменяется в зависимости от направления движения.
Направление руля 17 осуществляется с помощью рулевой балки 78. Конец скользящего вала 8.3,
противоположный короткому валу 84, на котором установлена шестерня 91, имеет рифленую головку 97, с
которой 105 зацепляется вилка 98. Коромысло 99 шарнирно установлено на соседнем кронштейне 82 и имеет
один рычаг, шарнирно соединенный с вилкой 98, так что качание коромысла 99 будет перемещать вал 8,5
вдоль оси 83. Внешний свободный рычаг коромысла 99 шарнирно соединен тягой 100 с верхним рычагом
вертикально расположенного рычага 101 (см. рис. 4 и 5), шарнирно установленного между его концами на
стойке внутри фюзеляжа.
Нижний рычаг 101 соединен с тросом управления рулем 79. Настройка и относительное расположение
механизма управления рулем для изменения углов или шага лопастей винта таковы, что при нормальном
нейтральном положении руля и руля 17 скользящий вал 8,5 находится в таком положении, что лопасти винта
удерживаются в нейтральном положении, с нулевым шагом или углом наклона лопастей и без создания
какой-либо существенной тяги. При перемещении рулевой тяги 78 и руля 17 в любом направлении
скользящий вал 8.5 перемещается в любом направлении. 10 a 289,248 2g9,24 dinally, by bell biank 99, iml the
proper direction to 'set propell blades 86 at a pitch or blade angle through the operation of cranks 89 and links 90,
such tliat 5as propell blades 86 are rotated a. thrust is developed acting side-ally or transversely of the tail end of
fuselage B in a.
Направление для усиления или улучшения рулевого эффекта.
Эта особенность изобретения особенно полезна и эффективна для вертолета в режиме зависания и
используется для поддержания желаемого управления направлением движения фюзеляжа B, предотвращая
его вращение вокруг вертикальной оси вращающегося аэродинамического профиля W. Установка винта
изменяемого шага V в туннеле 81 существенно уменьшает помехи, создаваемые винтом в передней части
фюзеляжа B, поскольку передние части боковых стенок фюзеляжа расположены на некотором расстоянии
друг от друга.
за плоскостью винта V, так что поток воздуха стремится беспрепятственно проходить над винтом и его
креплениями.
Для обеспечения прямолинейного вертикального полета ручка управления 67 устанавливается в так
называемое «нейтральное» положение, то есть практически вертикальное, так что кольцо 52 и хомут 55
перемещаются в практически горизонтальное положение на сферической головке 51 вала 50 посредством
горизонтального позиционирования рамок 56 и 60. Горизонтальное положение кольца 52 позиционирует все
шахты 47, проходящие через стержни 65, в горизонтальном положении и поддерживает вспомогательные
аэродинамические масла S в нормальном положении относительно профилей крыла 26.
Вал 50 поднимается с помощью рычага управления 76, который поднимает кольцо 52 и тяги 65, в результате
чего валы 47 приводят в действие аэродинамические профили 26, вращающиеся на 40°, посредством
вспомогательных аэродинамических масел S, до желаемого максимального угла атаки для создания
необходимой подъемной силы. После установки элементов управления, как описано выше, подача мощности
от двигателя MI к винтам P приводит к вращению основных аэродинамических профилей 26 с колонной 20
вокруг оси колонны и позволяет вспомогательным поверхностям S вращать аэродинамические профили 26
вокруг валов 21 для достижения их m5! при максимальном угле подъемной силы, благодаря чему профили
крыла 26 создают вертикальную подъемную силу, приводящую к вертикальному перемещению или полету
вертолета. Вращение колонны 20 с валами 21 и валами 47 внутри нее, соединенными со стержнями 65,
вращает кольцо 52, масло и вокруг головки 31, между воротником 5.5 и головкой, которые остаются
неподвижными, так что установка и расположение основных аэродинамических профилей 26 и
вспомогательных аэродинамических профилей не нарушаются и не подвергаются помехам.
Во время вертикального перемещения вспомогательные аэродинамические профили S автоматически
работают для изменения углов атаки аэродинамических профилей Z6 в зависимости от условий воздушного
потока, с которыми они сталкиваются. 63-. для mAlint-ai. 1he slailiY of the- helicotr.in a' ianner hiereinbef or:-e
explained.
Для обеспечения горизонтального перемещения вертолета используется ручка управления 67.
перемещается вперед, что через стержень 69 10 опускает передний и поднимает задний рычаг рамы 60 на
валу 50 и приводит к тому, что воротник 55 через звенья 64 занимает положение на головке 51, наклоненной
вперед к горизонтали, как показано на рис. 4. 75 Такое положение кольца 55 приводит к вращению кольца 52
вокруг головки 51 в наклонном вперед положении, так что при прохождении каждого стержня 65 через
передний опущенный квадрант кольца 55 оно опускается и качает свой соответствующий вал 47, а через
соединенный с ним стабилизирующий профиль S уменьшает угол атаки и подъемную силу своего профиля 26
при прохождении через переднюю часть плоскости вращения 85, а при прохождении каждого стержня 65
через задний поднятый квадрант кольца 55 оно поднимается и качает свой соответствующий вал 47, а через
соединенный с ним стабилизирующий профиль S увеличивает угол атаки и подъемную силу своего профиля
26 при прохождении через заднюю часть плоскости вращения, в то время как стержни 65, проходя через
боковые квадранты, возвращают качающиеся валы 47 в нейтральное положение, и таким образом профили S.
cdn.подключено к нему.
Таким образом, подъемная сила, создаваемая каждым аэродинамическим профилем 26, при его
последовательном прохождении через переднюю часть его...
Траектория полета уменьшается, и подъемная сила на этой стороне вертолета уменьшается, в то время как
подъемная сила, развиваемая каждым профилем крыла 26 при последовательном прохождении задней части
своей траектории, увеличивается, а на боковых участках остается такой же, как и прежде, в результате чего в
общей подъемной силе возникает горизонтальная составляющая, вызывающая горизонтальное перемещение
вертолета в направлении уменьшения подъемной силы.
—С этим. Вертолёт совершает горизонтальное перемещение, как описано выше. Боковое управление
осуществляется путём перемещения ручки управления 67 в нужном направлении, что, благодаря качанию
I-образной рамы 56 и тяг 59, наклоняет кольцо 55 и кольцо 52 вниз в этом направлении на головке 51. Таким
образом, по мере вращения кольца 52 вокруг головки 51 в таком наклонном положении тяги 65 будут
опускаться вниз, проходя вокруг наклонённого вниз квадранта 120, и уменьшать угол атаки и подъёмную силу
профилей 26 по мере их последовательного прохождения через соответствующий квадрант 120 или часть
плоскости вращения, создавая тем самым момент 125 — вращательный момент — в любом желаемом
направлении. Если это поддерживается, создаётся составляющая подъёмной силы, действующая в том же
направлении и вызывающая поступательное движение вертолёта в этом направлении. -направление i3.
289,248 получено. Становится очевидным, что посредством управления ручкой 67 можно получить различные
положения кольца 52 для обеспечения различной неравномерной подъемной силы от профилей 26 по мере
их вращения по горизонтальной траектории, так что горизонтально действующие компоненты подъемной
силы развиваются в любом желаемом направлении, обеспечивая полное произвольное управление
вертолетом в любом направлении при любых условиях полета, как вертикальном, так и горизонтальном. Как
уже упоминалось ранее, функция автоматической стабилизации вспомогательных поверхностей S
независима и не прерывается работой этих вспомогательных поверхностей пилотом для обеспечения
курсовой устойчивости или для изменения углов атаки всех основных аэродинамических поверхностей 26 с
целью управления скоростью набора высоты или снижения при вертикальном перемещении или полете.
Вспомогательные аэродинамические профили S функционируют автоматически во всех положениях,
заданных произвольным управлением, и при всех углах атаки, задаваемых основным аэродинамическим
профилям 26 управлением пилота.
Вертикальное снижение с использованием двигателя осуществляется посредством рычага 76,
перемещающего вал 50 с головкой 51 и кольцом 52 на нем, для изменения или регулировки углов атаки
основных профилей 26 с целью создания подъемной силы, меньшей, чем сила тяжести, и, таким образом,
вызвать снижение вертолета, причем скорость снижения зависит от углов и создаваемой подъемной силы.
При желании, при наличии питания, двигатель M можно регулировать для уменьшения мощности и,
следовательно, подъемной силы, создаваемой аэродинамическими профилями 26.
Соседние файлы в папке патенты