Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_10851
.pdf
значения, соответствующего нулевой подъемной силе или минимальному вращательному сопротивлению
ротора, и что при исчезновении приложенного крутящего момента углы наклона автоматически
увеличиваются, в конечном итоге возвращаясь к нормальному значению для полета.
Согласно одной из особенностей изобретения 50, средства изменения шага также реагируют на изменения
центробежной силы, действующей на лопасти, таким образом, что увеличение центробежной силы приводит к
увеличению угла шага на 55 градусов.
Вышеуказанные решения дают ряд преимуществ, в частности, обеспечивается более эффективное
функционирование пускового устройства ротора, чем это было возможно при использовании ранее
распространенных решений с лопастями ротора фиксированного шага. Действительно, при определенных
обстоятельствах может быть возможно добиться практически вертикального взлета самолета. За счет
существенного уменьшения угла наклона 65 лопастей ротора до значения, при котором при приложении
пускового момента достигается нулевая подъемная сила, аэродинамическое сопротивление лопастей
снижается до определенного уровня. минимальное значение, при котором ротору может быть придана
значительно увеличенная начальная скорость вращения 70 без увеличения затрат мощности, и при
исчезновении пускового момента, например, при выключении пусковой муфты, угол наклона лопастей ротора
75 немедленно увеличивается, и избыточная энергия, накопленная в роторе благодаря его дополнительной
скорости, немедленно становится доступной для преобразования в подъемную силу, благодаря чему
летательный аппарат отрывается от земли. 80 Действительно, таким образом, при умеренных затратах
мощности, может быть возможно придать ротору начальную скорость вращения, значительно превышающую
нормальную скорость вращения в полете, и если угол наклона 85 лопастей также подвержен влиянию
центробежной силы указанным выше образом, то избыточная центробежная сила при исчезновении пускового
момента приведет к тому, что лопасти примут угол наклона, больший, чем нормальный в полете, благодаря
чему достигается увеличенная подъемная сила.
Угол тангажа, разумеется, вернется к нормальному значению, как только будет исчерпана избыточная энергия
ротора и его скорость вращения вернется к нормальной скорости авторотации в полете.
Кроме того, управление углами наклона лопастей в соответствии с центробежной силой, как указано выше,
дает дополнительное преимущество, поскольку позволяет углам наклона лопастей более точно
соответствовать оптимальным значениям для всех условий нормального полета. Таким образом, известно,
что у авторотирующего ротора, впервые упомянутого здесь, скорость вращения несколько возрастает с
увеличением скорости полета летательного аппарата. В конструкции, предложенной в настоящем
изобретении, увеличение скорости вращения по отношению к скорости движения вперед, вследствие
последующего увеличения центробежной силы, приводит к увеличению углов наклона лопастей ротора.
Известно как из теории, так и из экспериментов, что оптимальный угол наклона для аэродинамической
эффективности авторотирующего ротора изменяется в зависимости от скорости поступательного движения,
причем чем выше скорость поступательного движения, тем больше этот угол. Таким образом, путем
соответствующего выбора соотношения, которое увеличение угла наклона лопастей приводит к увеличению
центробежной силы, можно добиться того, чтобы лопасти ротора принимали оптимальный угол наклона для
обеспечения аэродинамической эффективности практически во всем диапазоне поступательных скоростей.
Еще одно преимущество, вытекающее из управления углом наклона в соответствии с центробежной силой,
как описано выше, заключается в том, что любая причина, стремящаяся уменьшить скорость вращения
лопаток, немедленно компенсируется уменьшением угла наклона, вызванным дефектом центробежной силы.
Таким образом, опасность остановки или чрезмерного замедления вращения ротора вследствие каких-либо
случайных причин, способствующих увеличению сопротивления лопастей ротора, таких как повреждение
лопасти или образование льда на лопастях, в значительной степени исключается.
В дальнейшем сущность данного изобретения будет более подробно описана на примере несущего винта
летательного аппарата, в котором отдельные лопасти прикреплены к ступичной конструкции с помощью
шарнирных соединений, обеспечивающих лопасти две степени свободы, то есть каждая лопасть соединена со
ступичной конструкцией с помощью универсального шарнира, включающего пару шарниров (реальных или
виртуальных), оси которых практически перпендикулярны друг другу. Одна из этих осей шарниров
практически перпендикулярна оси вращения, а другая из этих осей шарниров далее будет называться
вторичной осью шарнира.
В соответствии с одной из особенностей настоящего изобретения, предусмотрены средства, благодаря
которым колебание лопасти на ее вторичном шарнире приводит к изменению угла наклона лопасти таким
образом, что при обратном движении лопасти против направления вращения относительно ступицы угол
наклона лопасти уменьшается.
Будет видно, что при приложении крутящего момента к ступице лопасти будут стремиться отставать от
ступицы в направлении вращения, что приведет к уменьшению угла тангажа на 80 градусов и, следовательно,
к снижению аэродинамического сопротивления вращению.
Когда ротор вращается под действием приложенного крутящего момента, лопасть ротора занимает
положение равновесия 85, в котором приложенный и противодействующий моменты уравновешиваются
центробежной силой (при этом подразумеваем, что вторичные оси вращения смещены относительно оси
вращения), и в этом положении 90 лопасть отклонится от своего среднего положения относительно ступицы
на угол, далее именуемый углом отставания, который определяется относительными значениями
приложенного крутящего момента 95 центробежной силы.
Следует отметить, что в начале приложения пускового момента центробежная сила мала, поэтому угол
запаздывания будет большим, если лопасть свободна. Поскольку желательно, чтобы после достижения
двигателем полного числа оборотов угол наклона лопастей существенно отличался от нуля, предпочтительно
предусмотреть ограничители, чтобы предотвратить появление значительных отрицательных углов наклона
лопастей в начале приложения пускового момента. Эти ограничительные средства могут быть расположены
либо для ограничения угла запаздывания, либо для ограничения возможного изменения угла тангажа.
Для изменения угла наклона лопастей в соответствии с изменениями угла Iag могут использоваться любые
удобные механические устройства; 115 такие устройства могут включать любые подходящие конструкции из
тяг, кулачков и тому подобного.
Независимо от используемого механизма, предпочтительно, чтобы лопасти имели угол поворота не менее
120 градусов:
в полете они колеблются вокруг своих вторичных осей вращения под действием аэродинамических и
инерционных сил, и любые используемые ограничительные или стопорные средства не должны
препятствовать таким естественным свободным колебаниям.
В предпочтительном варианте конструкции.
Однако желаемая взаимосвязь между углом наклона ворот и углом задержки достигается очень простым
способом путем построения 130.
420,322 Лопасть и ее шарнирное соединение со ступицей, при этом продольная ось лопасти наклонена вверх
относительно вторичного шарнира таким образом, что верхний угол между указанной продольной осью и
указанной осью шарнира составляет менее девяноста градусов.
Такая конструкция не только обеспечивает автоматическое уменьшение угла наклона лопасти по мере ее
отставания от ступицы относительно вторичной оси вращения и, соответственно, увеличение угла наклона,
если лопасть продвигается вперед ступицы (в направлении вращения), но также способствует желаемой
взаимозависимости угла наклона и центробежной силы, действующей на лопасть, как описано выше.
Согласно еще одной особенности изобретения, сама лопасть ротора сконструирована таким образом, что ее
центр масс расположен впереди ее аэродинамического центра давления.
Таким образом, если лопасть ротора имеет эту особенность и установлена, как описано выше, с продольной
осью, наклоненной вверх к вторичной оси вращения, то угол наклона лопасти будет увеличиваться с
увеличением центробежной силы и наоборот. Причина этого заключается в следующем: смещение
аэродинамического центра давления за центр масс лопасти создает крутящий момент относительно
продольной оси лопасти, который имеет отрицательное значение, то есть стремится уменьшить шаг.
Вследствие наклона вторичной оси вращения относительно продольной оси лопасти, эта пара сил имеет
составляющую, действующую относительно указанной оси вращения, что приводит к отставанию лопасти.
Однако, когда лопасть отстает от своего среднего положения (в котором продольная ось лопасти пересекает
ось вращения ротора), возникает центробежная пара сил, противодействующая этому отставанию. Таким
образом, лопасть займет или будет колебаться вокруг положения равновесия, которое отстает. Таким
образом, становится очевидно, что увеличение центробежной силы за счет уменьшения угла запаздывания в
положении равновесия автоматически приведет к увеличению угла тангажа.
Далее будет видно, что при такой компоновке изменения подъемной силы на самолете Made, как правило,
нейтрализуются, поскольку увеличение подъемной силы, из-за наклона вторичного шарнира, приведет к
увеличению угла отставания и, следовательно, к уменьшению шага, и наоборот. Таким образом, изменения
подъемной силы приводят к изменениям тангажа, компенсируя тем самым эти изменения.
С целью максимально возможного улучшения взлета летательного аппарата желательно придать несущему
винту как можно более высокую начальную скорость вращения при имеющейся мощности, подаваемой на
стартер.
Если двигатель самолета соединен с винтом с фиксированным шагом, то установлено, что максимальная
передача мощности на ротор достигается, когда двигатель работает примерно на половине своих
нормальных оборотов относительно земли, то есть на оборотах, при которых винт сам по себе поглощает всю
мощность двигателя при работе с нулевым опережением. (Этот вывод, конечно, зависит от формы кривой
мощности двигателя на полной мощности, но в этом отношении обычные авиационные двигатели
существенно не отличаются друг от друга). 80 В предпочтительном варианте согласно данному изобретению
передаточное число пускового устройства ротора таково, что когда двигатель работает примерно на половине
своей нормальной частоты вращения на земле, скорость вращения ротора 85 на 40–60% превышает его
среднюю нормальную скорость авторотации в полете на уровне земли, а мощность, поглощаемая ротором
при такой избыточной скорости вращения с углом тангажа, уменьшенным практически до нуля, примерно
равна мощности, доступной при половине нормальной частоты вращения двигателя.
Как видно, при такой конфигурации в роторе накапливается значительный избыток кинетической энергии,
которая может быть использована для обеспечения так называемого «резкого взлета».
Еще больший избыток кинетической энергии может быть передан ротору, что обеспечит более выраженный
«скачок» при взлете за счет использования винта с изменяемым шагом для создания тяги.
В соответствии с еще одной особенностью изобретения, предусмотрены средства для управления шагом
воздушного винта таким образом, что во время работы роторного стартера шаг воздушного винта
уменьшается практически до нуля, а при выключении муфты стартера шаг воздушного винта автоматически
увеличивается, предпочтительно до значения, обеспечивающего наилучшую эффективность набора высоты.
В качестве дополнительного средства увеличения кинетической энергии, которая может быть запасена в
роторе, в лопасти ротора могут быть встроены соответствующие дополнительные массы 115,
предпочтительно вблизи их концов, чтобы увеличить момент инерции двигателя в целом.
Еще одно преимущество, которое дают описанные здесь устройства для управления углом наклона лопастей
в соответствии с приложенным крутящим моментом, заключается в том, что приложение тормозного момента
к ротору автоматически приводит к увеличению угла наклона. Этот факт можно использовать для проверки
скорости снижения при приближении к земле при так называемой «вертикальной» посадке путем частичного
применения обычного тормоза несущего винта, благодаря чему угол наклона лопастей может быть
кратковременно увеличен для проверки скорости снижения непосредственно перед касанием земли.
Дополнительные особенности настоящего изобретения относятся к шасси летательного аппарата,
включающего в себя упомянутые выше автоматические устройства управления тангажом или любое
устройство управления тангажом с ручным управлением, как описано, например, в предварительной
спецификации, прилагаемой к моей заявке на патент, поданной 26 ноября 1932 г., № 33559 (серийный номер
410532). Поскольку с помощью настоящего изобретения можно наделить самолет возможностью
вертикального взлета, шасси может быть сделано значительно ниже, чем обычно, так как больше не
потребуется обеспечивать самолету большой угол атаки над землей. Во-вторых, тот факт, что во время
приложения пускового момента лопасти ротора практически не имеют подъемной силы, исключает
опрокидывающий момент, возникающий из-за подъемной силы ротора, и если воздушный винт также
сконструирован таким образом, чтобы практически не создавать тяги во время работы пускового устройства,
то опрокидывающий момент, обусловленный тягой воздушного винта, также может быть исключен.
По этой причине основные колеса шасси могут быть расположены ближе к центру тяжести, чем это было
необходимо до сих пор, особенно в самолетах такого типа, в которых отсутствует обычный подвижный руль
высоты, как описано в патентной заявке № 393976. Размещение колес ближе к центру тяжести дает
преимущество в том, что хвостовой полоз или хвостовое колесо нагружаются меньше, чем при смещении
колес вперед.
Поскольку при использовании конструкции, описанной в настоящем изобретении, отсутствует тенденция к
подъему летательного аппарата ротором до отключения стартера 45, весь вес летательного аппарата
используется для обеспечения сцепления, и если, кроме того, путем регулирования шага воздушного винта,
как описано выше, тяга воздушного винта практически исключается 50 во время работы стартера, то
практически не будет тенденции к движению летательного аппарата вперед во время запуска ротора, и,
следовательно, колесные тормоза, при желании, могут быть полностью исключены. Однако колесные тормоза
предпочтительно сохранять для целей стоянки или руления, но их мощность может быть значительно
меньше, чем обычно, с учетом того, что в самолетах типа 60, упомянутых здесь, способных совершать
посадку практически без разбега, использование колесных тормозов для посадки не требуется.
Улучшенный «взлет», достигаемый благодаря настоящему изобретению (см. стр. 65), также позволяет внести
определенные улучшения в конструкции летательных аппаратов, приспособленных для полетов на воде и над
водой. В этом случае вертикальный или практически вертикальный «взлет» делает ненужным оснащение
корпуса, поплавка или поплавков ступенькой или ступеньками для предотвращения аквапланирования, а в
случае амфибийных летательных аппаратов шасси не обязательно делать убирающимся, поскольку
сопротивление воды, создаваемое колесами, становится совершенно несущественным.
Дата: 5 августа 1933 года.
TONGUE & BIRKBECK, агенты заявителя.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Усовершенствования в конструкции летательных аппаратов со свободно вращающимися крыльями. Я, Хуан
де ла Сьерва, проживающий по адресу: Буш Хаус, Олдвич, Лондон, W.C.2, гражданин Испании, настоящим
заявляю о характере данного изобретения и о способе его осуществления, которые будут подробно описаны и
установлены в следующем заявлении:
Настоящее изобретение относится к летательным аппаратам, в которых основным средством обеспечения
устойчивости в полете является система вращающихся крыльев или лопастей, далее именуемых ротором,
установленная для свободного вращения вокруг практически вертикальной оси и приспособленная для
авторотации в полете под воздействием летного ветра, и в которых предусмотрены средства поступательного
движения, состоящие из двигателя, приводящего в движение воздушный винт или подобное движительное
устройство, а также средства для придания ротору начального вращения, далее именуемые стартером
ротора, которые включают в себя отсоединяемое приводное соединение между указанным двигателем и
ротором, приспособленное для приложения крутящего момента к указанному ротору.
В частности, данное изобретение относится к летательным аппаратам, имеющим несущие винты указанного
типа, в которых отдельные лопасти прикреплены к ступице или центральному элементу 105 ротора
посредством гибких или шарнирных соединений, позволяющих каждой лопасти качаться вверх и вниз
практически в плоскости, содержащей ось ротора.
Основная цель изобретения состоит в 110 улучшении «взлета» летательного аппарата указанного выше типа
путем устранения разгона по земле, необходимого до сих пор для того, чтобы ротор мог развить 420,322
достаточную подъемную силу для подъема летательного аппарата после его вращения с помощью пускового
механизма.
Настоящее изобретение включает в себя создание в летательном аппарате первого упомянутого здесь типа,
имеющем несущий ротор, двигатель и трансмиссию «ротор-стартер» от двигателя к ротору, включающую
средства отключения стартера, при этом максимальный крутящий момент, передаваемый на ротор, меньше,
чем требуется для полета вертолета (т.е. длительного зависания), и трансмиссия стартера приспособлена
для передачи ротору начальной скорости вращения, значительно превышающей среднюю скорость
авторотации в полете, средств изменения шага лопастей ротора, приспособленных для уменьшения среднего
угла шага лопастей до значения, существенно меньшего, чем используется в авторотационном полете во
время приложения пускового момента, которые также приспособлены для взаимодействия со средствами
отключения стартера таким образом, что отключение стартера сопровождается увеличением угла шага
лопастей до положительного значения, достаточного для создания тяги, достаточной для вертикального
подъема летательного аппарата от земли.
Уменьшение угла наклона лопастей во время приложения пускового момента до значения, приблизительно
обеспечивающего минимально достижимое сопротивление вращения, позволяет придать ротору избыточную
скорость вращения при ограниченном доступном крутящем моменте. После отключения пусковой передачи
соответствующее увеличение угла наклона лопастей позволяет использовать избыточную кинетическую
энергию, накопленную в роторе, для создания временного эффекта вертолета, а приложение полной
мощности двигателя к воздушному винту после отключения стартера позволяет летательному аппарату к
моменту, когда временный эффект вертолета иссякнет, набрать достаточную скорость для нормального
авторотационного полета без потери высоты.
Согласно одному из особенностей изобретения, средства изменения угла наклона лопастей ротора работают
автоматически в ответ на изменения крутящего момента, приложенного к ротору.
Предпочтительно, чтобы приложение значительного крутящего момента к ротору, по крайней мере при
скорости вращения ротора меньше минимальной скорости вращения в полете, приводило к тому, что средний
угол наклона лопастей ротора приближался практически к нулю, т.е.
значение минимального аэродинамического вращательного сопротивления.
Согласно еще одной особенности изобретения, средства изменения угла наклона лопастей ротора работают
автоматически в ответ на изменения центробежной силы, действующей на лопасти: увеличение
центробежной силы приводит к увеличению среднего угла наклона, и наоборот.
Если автоматические средства изменения шага лопастей ротора реагируют на изменения как крутящего
момента, так и центробежной силы, то конструкция 70 предпочтительно обеспечивает такое преобладание
влияния крутящего момента, передаваемого на ротор, над влиянием центробежной силы, что приложение
максимального крутящего момента достаточно для поддержания среднего угла наклона лопастей 75 на
уровне или вблизи его минимального значения, по крайней мере, до тех пор, пока скорость вращения ротора
не превышает минимальную скорость вращения в полете. 80 За счет существенного уменьшения угла
наклона лопастей ротора до значения, при котором при приложении пускового момента невесомость
отсутствует, аэродинамическое сопротивление вращению лопастей снижается до минимального значения,
при котором требуемая повышенная скорость начального вращения может быть обеспечена без увеличения
затрат мощности.
Поскольку при умеренных затратах мощности ротору может быть придана начальная скорость вращения,
значительно превышающая нормальную скорость вращения в полете, если угол наклона лопастей также
подвержен влиянию центробежной силы, как указано выше, избыточная центробежная сила после
исчезновения пускового момента приведет к тому, что лопасти примут угол наклона, превышающий
нормальный в полете, в результате чего будет получена увеличенная подъемная сила. Угол тангажа,
разумеется, вернется к нормальному значению, как только избыточная энергия ротора будет израсходована и
его скорость вращения вернется к нормальной скорости авторотации в полете. 105 Кроме того, управление
углами наклона лопастей в соответствии с центробежной силой, как указано выше, дает дополнительное
преимущество, поскольку позволяет углам наклона лопастей более точно соответствовать оптимальному
значению для всех условий нормального полета. Таким образом, известно, что при использовании
авторотирующего ротора, впервые упомянутого здесь, скорость вращения несколько увеличивается с
увеличением поступательной скорости аэроплана.
В соответствии с принципами настоящего изобретения, увеличение скорости вращения при увеличении
скорости движения вперед, вследствие чего возрастает и противодействие ветрам, приводит к увеличению
углов наклона лопастей ротора. Известно как из теории, так и из экспериментов, что оптимальный угол
наклона для аэродинамической эффективности авторотирующего ротора изменяется 125 в зависимости от
скорости поступательного движения, причем чем выше скорость поступательного движения, тем больше этот
угол.
Таким образом, путем соответствующего выбора соотношения, которое увеличение угла тангажа влечет за
собой увеличение центробежной силы, лопасти ротора могут принимать оптимальный угол тангажа для
аэродинамической эффективности практически во всем диапазоне поступательных скоростей.
Еще одно преимущество, вытекающее из управления углом наклона в соответствии с центробежной силой,
как описано выше, заключается в том, что любая причина, стремящаяся уменьшить скорость вращения
лопаток, немедленно компенсируется уменьшением угла наклона, вызванным дефектом центробежной силы.
Таким образом, опасность остановки или чрезмерного замедления вращения ротора вследствие каких-либо
случайных причин, способствующих увеличению сопротивления лопастей ротора, таких как повреждение
лопасти или образование льда на лопастях, в значительной степени исключается.
Предпочтительно предусматривать средства, устанавливающие верхний предел для изменения среднего
угла наклона лопастей несущего винта, причем этот верхний предел не должен превышать верхний
предельный диапазон углов наклона лопастей несущего винта, в пределах которого возможно непрерывное
авторотирование несущего винта в стационарных, т.е. неускоренных, условиях полета. Верхний предел угла
наклона лопастей несущего винта при использовании обычных профилей крыла не должен превышать восьми
градусов, измеренных от угла наклона лопастей с нулевым коэффициентом подъемной силы.
В соответствии с еще одной особенностью изобретения предусмотрены ограничительные средства,
действующие во время приложения пускового момента, для предотвращения увеличения угла наклона
лопастей несущего винта до значения, достаточного для подъема летательного аппарата от земли в
результате случайного кратковременного или кратковременного уменьшения приложенного момента.
Указанное средство может работать автоматически, создавая сопротивление трению для изменения угла
наклона лопастей ротора, по меньшей мере, когда этот угол наклона находится на минимальном значении или
близок к нему, или может включать в себя блокирующее устройство, работающее автоматически для
фиксации лопастей ротора в положении минимального угла наклона; при этом блокирующее устройство
может быть разблокировано с помощью средств ручного управления, управляемых пилотом. Механизм
разблокировки запорного устройства может быть соединен с устройством сцепления с ручным управлением
для контроля приложения крутящего момента к ротору таким образом, что при выключении указанного
устройства сцепления лопасти ротора освобождаются для автоматического перемещения в положение с
увеличенным углом наклона, или же управление этим механизмом может осуществляться независимо.
В качестве альтернативы, блокирующее устройство для удержания лопастей в положении минимального шага
может быть таким образом взаимосвязано с продольным элементом управления полетом, что блокирующее
устройство разблокируется, когда переднее и заднее положение продольного элемента управления полетом
находится в пределах диапазона перемещения элементов управления, используемого в полете, но
становится активным, когда указанный элемент управления перемещается вперед, т.е. в направлении
увеличения скорости поступательного полета, на величину, значительно превышающую диапазон
перемещения 70, используемого в полете.
В предпочтительном варианте конструкции, в котором отдельные лопасти ротора шарнирно соединены со
ступицей ротора посредством поворотных механизмов, позволяющих независимое качание каждой лопасти
относительно ступицы вокруг двух независимых шарниров, один из которых (далее именуемый «шарнирным»
шарниром) имеет ось, практически совпадающую с плоскостью, перпендикулярной оси вращения, а другой
(далее именуемый «шарнирным» шарниром) имеет ось, практически совпадающую с плоскостью,
содержащей ось вращения, предусмотрены средства для изменения угла наклона каждой лопасти ротора 85 в
ответ на ее движение вокруг указанного шарнирного шарнира таким образом, что движение лопасти
относительно ступицы ротора в направлении, противоположном направлению вращения ротора, приводит к
уменьшению угла наклона лопасти 90 и наоборот.
Будет видно, что при приложении крутящего момента к ступице лопасти будут стремиться отставать от
ступицы в направлении вращения, что приведет к уменьшению угла тангажа и, следовательно, к снижению
аэродинамического сопротивления вращению.
Когда ротор вращается под действием приложенного крутящего момента, 100 лопастей ротора достигают
положения равновесия, в котором приложенный и противодействующий моменты уравновешиваются
центробежной силой (при этом следует понимать, что оси вращения смещены относительно оси вращения), и
в этом положении каждая лопасть отклоняется от своего среднего положения относительно ступицы на угол,
далее именуемый углом отставания, который определяется относительными значениями приложенного
момента и центробежной силы.
Следует отметить, что в начале приложения пускового момента, поскольку центробежная сила мала, угол
запаздывания будет большим, если лопасть свободна, и поскольку желательно, чтобы после того, как ротор
наберет полный пусковой оборот, угол наклона лопастей существенно не отличался от нуля, предпочтительно
предусматривать ограничители, чтобы предотвратить принятие лопастями значительных отрицательных
углов наклона в начале приложения пускового момента. Эти средства остановки могут быть расположены
либо для ограничения угла запаздывания, либо для ограничения возможного изменения угла тангажа.
При определении положения этих ограничительных средств необходимо учитывать 130 -6 --- ------- C-OAMWM
420,322.
Возможное крутильное отклонение лопастей ротора под нагрузкой, которое, при наличии лопастей с
расположенным впереди центром масс, как описано ниже, может быть таким, что оптимальная настройка
ограничительного устройства обеспечивает минимальный угол наклона лопасти в t-2 градуса при отсутствии
нагрузки.
Для изменения угла наклона лопастей в соответствии с изменением угла запаздывания могут использоваться
любые удобные механические устройства; такие устройства могут включать в себя любые подходящие
конструкции из рычажных механизмов, кулачков и тому подобного.
Независимо от используемого механизма, желательно, чтобы лопасти могли свободно колебаться вокруг
своих точек опоры в полете под действием аэродинамических и инерционных сил, и чтобы любые
ограничивающие или стопорные средства не препятствовали таким естественным свободным колебаниям.
Однако в предпочтительном варианте конструкции желаемое соотношение угла наклона и угла запаздывания
достигается очень простым способом путем такой конструкции лопасти и ее шарнирных соединений со
ступицей, при которой продольная ось лопасти наклонена вверх относительно оси вращения, так что верхний
угол между указанной продольной осью и указанной осью вращения составляет менее девяноста градусов.
Такая конструкция не только обеспечивает автоматическое уменьшение угла наклона лопасти по мере ее
отставания от ступицы относительно оси вращения и, соответственно, увеличение угла наклона, если лопасть
продвигается вперед ступицы (в направлении вращения), но также способствует желаемой
взаимозависимости угла наклона и центробежной силы, действующей на лопасть, как описано выше.
Изобретение также относится к конструкции лопастей ротора. В усовершенствованной конструкции лопастей
несущего винта согласно данному изобретению распределение массы и аэродинамические характеристики
таковы, что лопасть в полете стремится занять положение равновесия, в котором центробежная сила создает
момент силы вокруг оси вращения, направленный вперед, то есть в направлении вращения, так что
увеличение скорости вращения приводит к увеличению среднего угла наклона лопасти и наоборот.
Предпочтительно центр масс лопасти ротора расположен впереди (т.е. ближе к передней кромке),
относительно линии, по которой коэффициент момента тангажа лопасти является практически постоянным. В
профилях лопастей несущего винта, обычно используемых в авиации указанного типа, эта линия
расположена приблизительно на 25% хорды от передней кромки. Разместив центр масс впереди этой линии,
можно обеспечить наличие момента силы, действующей на лопасть и стремящейся уменьшить угол наклона
при всех углах наклона.
Таким образом, если лопасть ротора имеет эту особенность и установлена, как описано выше, с продольной
осью, наклоненной вверх к оси вращения, то угол наклона лопасти будет увеличиваться с увеличением
центробежной силы и наоборот. Причина этого заключается в следующем: смещение аэродинамического
центра давления на 75 градусов позади центра масс лопасти создает отрицательный момент тангажа
относительно продольной оси лопасти, то есть он стремится уменьшить тангаж. Вследствие наклона оси
вращения под углом 80° к продольной оси лопасти, эта пара сил имеет составляющую, действующую
относительно указанной оси вращения, что приводит к отставанию лопасти. Однако, когда лопасть отстает от
своего среднего положения (в котором 85 продольная ось лопасти пересекает ось вращения ротора),
возникает центробежная пара, противодействующая указанному отставанию; следовательно, лопасть займет
или будет колебаться вокруг положения равновесия 90, которое отстает. Таким образом, становится
очевидно, что увеличение центробежной силы за счет уменьшения угла запаздывания в положении
равновесия автоматически приведет к увеличению угла тангажа.
95 Далее будет видно, что при такой компоновке изменения подъемной силы лопасти, как правило,
нейтрализуются, поскольку увеличение подъемной силы, из-за наклона оси вращения, приведет к увеличению
угла запаздывания на 100 градусов и, следовательно, к уменьшению шага, и наоборот. Таким образом,
изменения подъемной силы приводят к изменениям тангажа, компенсируя тем самым эти изменения. 105 С
целью максимально возможного улучшения взлета самолета желательно придать ротору как можно более
высокую начальную скорость вращения при имеющейся мощности, которую можно передать на стартер.
Если двигатель самолета соединен с винтом с фиксированным шагом, то оказывается, что максимальная
передача мощности на ротор достигается, когда двигатель работает примерно на половине своих
нормальных оборотов относительно земли, то есть на оборотах, при которых винт сам по себе поглощает всю
мощность двигателя при работе с нулевым опережением. (Этот вывод, конечно, зависит от формы кривой
мощности двигателя на полной мощности, но в этом отношении обычные авиационные двигатели
существенно не отличаются друг от друга).
В предпочтительном варианте согласно изобретению 125, в котором двигатель соединен с винтом с
фиксированным шагом, передаточное число пускового устройства ротора таково, что когда двигатель
работает примерно на половине своей нормальной частоты вращения на земле, скорость вращения ротора
130 420,322 на 40–60% превышает его среднюю нормальную авторотацию в полете на уровне земли, а
мощность, поглощаемая ротором при такой избыточной скорости вращения при угле наклона лопастей
ротора, практически равной нулю, примерно равна мощности, доступной при половине нормальной частоты
вращения двигателя на земле.
Как видно, при такой конструкции в роторе накапливается значительный избыток кинетической энергии,
которая может быть использована для обеспечения так называемого «резкого старта».
Ещё больший избыток кинетической энергии может быть передан ротору, что обеспечит более выраженный
«прыжковый» старт за счёт использования управляемого винта с изменяемым шагом для создания движущей
силы.
Если используется винт с регулируемым шагом, то передаточное отношение пусковой передачи ротора между
двигателем и ротором предпочтительно должно быть таким, чтобы при работе двигателя на его нормальных
(номинальных) оборотах ротор вращался со скоростью, на 50–100% превышающей его среднюю авторотацию
в полете.
Изобретение также включает в себя комбинацию в летательном аппарате первого описанного здесь типа, в
котором максимальный крутящий момент, передаваемый на ротор пусковым устройством ротора, меньше,
чем требуется для полета вертолета (т.е. длительного зависания), средств для получения взлета без
поступательного движения способом, описанным здесь, путем изменения среднего угла тангажа лопастей
несущего ротора таким образом, что во время приложения пускового момента средний угол тангажа лопастей
уменьшается до значения, существенно меньшего, чем используемое в полете, а при исчезновении пускового
момента средний угол тангажа уменьшается, по меньшей мере, до минимального значения, используемого в
полете, с управляемым винтом тяги с регулируемым шагом, шаг которого регулируется в соответствии с
крутящим моментом, передаваемым на ротор, так что шаг винта тяги уменьшается до малого значения,
предпочтительно до нуля, когда на ротор передается значительный крутящий момент, и увеличивается до
значения, пригодного для полета, когда крутящий момент ротора исчезает.
С этой целью может быть предусмотрено управляющее соединение между муфтой стартера ротора и
средствами управления воздушным винтом, благодаря которому шаг воздушного винта уменьшается до
небольшого значения, предпочтительно до нуля, при включении муфты и увеличивается до значения,
пригодного для полета, при выключении муфты.
Предпочтительно, чтобы при выключенном сцеплении шаг воздушного винта можно было независимо
регулировать в ограниченном диапазоне положительных изменений шага для достижения оптимальной
эффективности воздушного винта во всех условиях полета.
В качестве дополнительного средства увеличения кинетической энергии, которая может быть накоплена в
роторе 70, в лопасти ротора могут быть встроены соответствующие дополнительные неконструктивные
массы, предпочтительно вблизи их концов, чтобы увеличить момент инерции ротора в целом. Эти
дополнительные массы 75 предпочтительно располагаются вблизи передней кромки, чтобы сместить центр
масс лопасти вперед для уже указанных целей.
Еще одно преимущество описанных здесь устройств для управления углом наклона лопастей в соответствии
с приложенным крутящим моментом заключается в том, что приложение тормозящего момента к ротору
автоматически приводит к увеличению угла наклона. Этот факт может быть использован для проверки
скорости снижения при приближении к земле при так называемой «вертикальной» посадке путем частичного
применения обычного тормоза несущего винта, благодаря чему угол наклона лопастей может быть
кратковременно увеличен для проверки скорости снижения непосредственно перед касанием земли.
Другие особенности настоящего изобретения касаются конструкции шасси самолета. Во-первых, тот факт, что
во время приложения пускового момента лопасти ротора практически не имеют подъемной силы, исключает
опрокидывающий момент, возникающий из-за подъемной силы ротора, а если воздушный винт также
сконструирован таким образом, чтобы практически не создавать тяги во время работы пускового устройства,
то опрокидывающий момент, обусловленный тягой воздушного винта, также может быть исключен.
По этой причине основные колеса шасси I05 могут быть расположены ближе к центру тяжести, чем это было
необходимо до сих пор, особенно в самолетах такого типа, в которых отсутствует обычный подвижный руль
высоты, а ось вращения ротора 110 может быть управляемо наклонена для целей управления полетом.
Размещение колес лишь немного впереди центра тяжести дает преимущество в том, что хвостовой полоз или
хвостовое колесо нагружаются меньше, чем при значительном смещении колес вперед.
Во-вторых, выраженный наклон оси ротора назад, необходимый для взлета с ротором фиксированного шага,
больше не требуется в летательном аппарате, имеющем средства, позволяющие осуществлять практически
вертикальный взлет с места, так что шасси (или плавучее шасси), корпус и несущая конструкция ротора могут
быть сконструированы и расположены таким образом, что когда летательный аппарат стоит на земле (или
скользит по воде), наклон оси ротора относительно вертикали имеет тот же порядок, что и при нормальном
горизонтальном полете.
Поскольку при использовании конструкции, описанной в настоящем изобретении, отсутствует тенденция к
подъему летательного аппарата ротором до отключения стартера, весь вес летательного аппарата
используется для обеспечения сцепления, и, кроме того, если путем регулирования шага воздушного винта,
как описано выше, тяга воздушного винта практически исключается во время работы стартера, то практически
не будет тенденции к движению летательного аппарата вперед во время запуска ротора, и, следовательно,
колесные тормоза, при желании, могут быть полностью исключены. Однако колесные тормоза
предпочтительно сохранять для целей стоянки или руления, но их мощность может быть значительно
меньше, чем обычно, с учетом того, что в самолетах указанного типа, способных совершать посадку
практически без разбега, использование колесных тормозов для посадки не требуется.
Улучшенная способность к взлету, достигаемая с помощью настоящего изобретения, также позволяет внести
определенные усовершенствования в конструкции летательных аппаратов, приспособленных для полетов как
на воде, так и на суше. В этом случае вертикальный или практически вертикальный «взлет» делает ненужным
оснащение корпуса, поплавка или поплавков средствами аквапланирования, например.
глиссирующие днища и ступени, а в случае самолетов-амфибий шасси не обязательно делать убирающимся,
поскольку сопротивление воды, создаваемое колесами, становится практически несущественным.
В самолетах указанного типа до сих пор обычно ось вращения несущего винта устанавливали таким образом,
чтобы ее (воображаемое) продолжение вверх было наклонено к отступающей лопасти несущего винта для
компенсации углового отклонения линии тяги несущего винта от оси вращения в противоположном
направлении в нормальном полете при горизонтальном перемещении; если ось вращения несущего винта
управляемо наклоняется, ее обычно монтируют так, чтобы вышеупомянутый боковой наклон присутствовал
при удержании органов управления в центральном боковом положении. В результате этого, когда ротор
создает подъемную силу без горизонтального перемещения, как при так называемом «вертикальном взлете»,
его тяга, действующая в этом случае вдоль оси ротора, создает опрокидывающий момент для летательного
аппарата, в некотором смысле стремясь опустить его на сторону отступающей лопасти ротора. По этой
причине направление вращения воздушного винта и ротора предпочтительно выбирают таким образом, чтобы
они совпадали при взгляде сзади и сверху соответственно, так чтобы реактивный момент воздушного винта
стремился компенсировать вышеупомянутый опрокидывающий момент ротора.
Ниже приводится описание одного из вариантов осуществления настоящего изобретения, а также некоторые
его модификации, со ссылкой на прилагаемые чертежи, из которых: на фиг. 1–3 показаны три вида
летательного аппарата согласно изобретению, фиг. 170 – боковой вид, частично разрезанный для
отображения органов управления пилота, фиг. 2 – вид спереди, а фиг. 3 – вид сверху; на фиг. 4 показана
верхняя часть ступицы несущего винта вместе с тягой и шарниром тяги одной лопасти несущего винта,
частично в вертикальном разрезе вдоль центральной линии указанной лопасти несущего винта; фиг. 5 –
детальный вид, частично в разрезе, рассматриваемый вдоль линии C-C на фиг. 4; фиг. 6 – вид сверху
шарнирного соединения лопасти несущего винта, показанного на фиг. 4, со ступицей несущего винта,
показанной в разрезе вдоль линии B-B на фиг. 4, без учета фрикционного демпфера и связанных с ним
деталей; фиг. 7 – вид сверху изображения, показанного на фиг. 4; Рис. 8 представляет собой детальный вид
крепления тяги фрикционного демпфера к корпусу шарнира торможения лопастей несущего винта,
рассматриваемый вдоль линии 90 D-D на рис. 4; рис. 9 представляет собой схематический детальный вид
Соседние файлы в папке патенты