Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_11395
.pdf
парами противоположно расположенных лопастей. Роторы такой конструкции в дальнейшем будут
называться «шарнирными» роторами.
Основная цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы осуществлять управление в полете положением
и движением летательного аппарата, имеющего в качестве основного средства поддержания тяги шарнирный
ротор описанного типа, путем воздействия на элементы самого ротора с целью изменения его работы.
В данном изобретении управляющая операция 11-1 осуществляется на лопастях ротора путем изменения их
конструктивных углов наклона > 5.
В данном случае управление ротором с помощью масла дает преимущество в том, что управление не
включает изменение ориентации оси вращения ротора относительно летательного аппарата, что имеет
особое значение в случаях, когда к ротору применяется силовой привод, работающий непрерывно,
прерывисто или эпизодически. Более конкретно, в настоящем изобретении циклическое изменение
конструктивного угла наклона лопастей ротора осуществляется либо по отдельности, либо парами,
расположенными в противоположных направлениях, синхронно с периодом вращения лопастей управления,
определяемым изменением амплитуды и фазы такого циклического изменения угла наклона в соответствии с
методом, описанным ниже. Управление углом наклона лопастей ротора может осуществляться с помощью
одного или нескольких элементов управления любого удобного типа, таких как рычаг или рычаги или
стационарное колесо. 80-дюймовые устройства, перемещающиеся в одной или нескольких вертикальных
плоскостях.
Согласно настоящему изобретению, способ управления летательным аппаратом указанного типа включает
изменение амплитуды циклического изменения конструктивного угла тангажа лопастей несущего винта путем
перемещения управляющего элемента пилота в (вертикальной) плоскости, перпендикулярной (вертикальной)
плоскости, содержащей 90 иллюстраций амплитуды циклического изменения тангажа лопастей. Кроме того,
амплитуда изменения тангажа опережает направление перемещения управляющего элемента относительно
направления вращения несущего винта.
Для полного управления летательным аппаратом как в продольном, так и в поперечном направлениях
требуются два взаимно перпендикулярных элемента управления, обеспечивающих 100 перемещений; эти
перемещения могут осуществляться отдельными элементами или одним элементом, таким как обычная
рулевая колонка. Взаимно перпендикулярные элементы управления воздействуют на одно из двух
циклических изменений шага лопастей, причем эти перемещения прямо пропорциональны и прямо
суммируются, создавая единое циклическое изменение, фаза которого относительно продольного и
поперечного шага лопастей, как показано на рисунке, опережает векторное изменение относительно
продольного и поперечного угловых перемещений.
Использование этого метода управления самолетом со стороны пилота соответствует общепринятой схеме,
широко используемой в авиационной практике.
Этот эффект зависит от работы шарнирных соединений ротора, позволяющих лопастям совершать взмахи. В
результате циклическое изменение шага приводит к тому, что виртуальная плоскость вращения плоскостей, в
основном определяемых траекторией кончиков лопастей, наклоняется в вертикальной плоскости,
перпендикулярной этой плоскости, что соответствует максимальному и минимальному шагу лопастей и
направлению, соответствующему смещению лопастей.
Способ управления согласно настоящему изобретению по существу эквивалентен по своему действию
способу управления путем наклона оси вращения ротора, как описано, например, в британской патентной
заявке № 2 642 (и в соответствующей заявке на патент № 34567131 и (1 2 '1; 31/:3 " 2 a), и он предоставляет те
же преимущества, что и последний способ, а именно, использование наклона оси ротора, поскольку мощность
управления не зависит от скорости полета, так как она зависит только от веса машины.
Метод предварительного внедрения также предоставляет определенные преимущества по сравнению с
методом, использующим физическое управление осью ротора, поскольку позволяет получать одинаково
мощные управляющие усилия с пропорционально меньшими затратами усилий со стороны пилота.
Четко видно, что когда управляющее перемещение равно нулю, то есть винт находится в нейтральном
положении, амплитуда циклического изменения шага лопастей равна нулю, и ротор будет работать как
шарнирно-сочлененный ротор без средств изменения шага.
Согласно одному из особенностей данного изобретения, описанный выше способ управления путем
изменения циклического изменения угла наклона лопастей может быть объединен с использованием методов
для изменения среднего значения конструктивного угла наклона лопастей, т.е. путем контролируемого
изменения углов наклона всех лопастей одновременно.
В качестве альтернативной особенности изобретения, средства для одновременного регулирования шага
лопастей могут быть объединены с методом управления наклоном (ось вращения D ротора). В случае
использования роторов с вращательными роторами, важные преимущества могут быть получены путем
использования средств для непрерывного изменения углов наклона лопастей ротора; например: 70 (a 1); 3 и
уменьшение угла наклона 1 в (лопасть лопастей до нуля мощности, необходимой для наклона. Все начальные
вращения ротора перед наклоном могут быть значительно уменьшены. 75 (b) 13 значительно увеличивают
угол наклона лопастей. Перед посадкой запас энергии (и ротор может быть использован эффективно IC b
oplayed for (e linglll; tile speed or descent and tihsiliollifg landhini G SO (c) lie (ecreasi 12 the hilade pitch angle to
zero or even a negative value immediately lver landin" tue lift of the rotor call lie ns inall v II Cfl o (e'l a ad 1 all (lamiger
of the air uaft beinl, Lloal, over in a 85 wlVilldlesl (liriated.
(di) snllii Itli, oi the iliea l llade pitch an' ble in Iligillt mtia ble ntiliserl to iiilprove tile erod'll-lulilic et eiiele of tile rotor to l E
lp its rate ol fi tation con 1 alt 90 over the h-1 lole speed range r to ad Ju;st tile late (it Io O ta ii f) Io I it palrt etitai 1 c
Irdeujllta 1 lecs.
(Geneiraliv il autorot lti'v rotor wlith fixed piteit illereases its l te of, rota iilo 9 as the forward speed ile Ises:
imlereasilng tu 1 e blade piteli an le at ti t?
upper endi ot tile forward-ipeed il"et lie rate of rotation mar be keil tubii i 'ii x conistanit a 1 lld( tile ilyiocl ii etic 100 Thse
conrlol (A 11 t le illtllt -l.
ti On of tile iea 11 hilnlel pit uh angles llty be carliedt ont ind(le)edlltlx ofito t; ob (i i 05 inarr aircraft controlb operating
oil ilte cyclical pitch van liftt 131 ' lie ( t 1,1 in meiltls Prefemalzbly lo'v CI the cn 1trol of tile simufltatlleous mieanl pitcll
variatio Ils mna V iie Carried Olit ill c Onljulncti Oii 11 with 1 hle normal aircraft controls in slilc a manner that the value
of the inear, lilade pitch angl'e depellds an t 1 he position of the pilot S longi Ctdinal cont ol mem ber 5 For examplei
mle the miicai lila(ld pite l 115 angle illix V be autoionaticallv varied according to the position of the longitul(li nal
control member ill the following illaltioer With tile Control iielie hill 120 forward the meaan pitch alicla равен нулю или
отрицателен. Этот параметр соответствует положению при запуске ротора перед полетом.
руление и для (уничтожение лифта после посадки - Небольшое движение назад 125 элемента управления
lmrini-s уменьшает угол наклона лопастей до умеренно большого -e vallti correspon(li Zi t-t полет на пяти малых
xilmuml скорости вперед Дальнейшее движение назад элемента управления постепенно уменьшается 1 Ihe
pitch 130 anile coriestl)oidi ig) до re iriienimetit s ПЛОХОЙ ОРИГИНАЛ 410,73 3 wlocreliv thle 11511 i anl^ 1 o V (talt
cots ( 111 ( 1 litins i OI' thle t 1 l''l Sli S Silon Ot Illet:lil il'n l 810;-e-r to tlle rotoi'1 Vti-e bti ii illci r 12 ''it er il audit ion lo
the sa i -iliitan' ii licrzzolital 7 ae O;tltiltllii I 101 "til-7 tiallv vet'leti ai 'll't( llati OI)11 Ut I Iii' ue 1 p 1 ro vided l elminl tig 1),
to e iel d mat blades a limiiite(r independent m 11 ov\enienf I inl the general plane of ot ii 10 io 1 whi Mc inovelenit
imay be iree or wholly or W 10111 restrailled I Wy dallpfill-' Illealls The Jlr O Vi Si Onl ')t;Iu('il vertical arlticulationll
llivots is pai ticularly a Otvanitag eous iln conjuncition \Vith I pitch conltrol mieanis acoi(iding to th 1 e preseiit invention
by enabling 80 the latter to work wj-th L increase(d smoothlless.
Предпочтительно, чтобы центр ротора, определяемый точкой, в которой ось вращения пересекает плоскость,
в которой вращается лопасть, располагался относительно позади центра тяжести всего самолета, так что
линия, соединяющая центр тяжести с центром ротора, наклонена вверх и назад; центр вращения самолета
обязательно должен располагаться значительно ниже ротора. Эта особенность обеспечивает существенное
горизонтальное положение фюзеляжа самолета в полете на крейсерской скорости.
Кондиционирование и несколько направленное вниз положение при планировании, что, как правило,
желательно, особенно для обеспечения пилоту хорошего обзора и поддержания аэродинамического
сопротивления фюзеляжа на уровне 10 Дж/м².
Считается, что подходит левый винт указанного типа, имеющий необычную форму корпуса и пропорции, при
этом угол около 6° между линией, соединяющей центр тяжести с центром ротора, и линией,
перпендикулярной продольной оси корпуса.
В соответствии с одной из особенностей изобретения могут использоваться необратимые или частично
необратимые средства управления, так что движения могут передаваться только от элементов управления к
ротору, а не в обратном направлении. Это устройство предотвратит передачу вибраций, колебаний и тому
подобного на элементы управления. Для этой цели средства управления ротором могут включать в себя
упругие или гибкие элементы. Такие упругие элементы предпочтительно расположены таким образом, чтобы
прямая плоскость вращения лопастей ротора могла обеспечивать упруго ограниченное качательное движение
либо в продольном, либо в поперечном направлении, либо и в том, и в другом направлении при
удерживаемых или заблокированных элементах управления, причем указанные упругие элементы
расположены между ротором и любым необратимым или частично необратимым элементом средств
управления, если таковой имеется.
Далее подвижные элементы 13 C tlbroogotit 110 r 1110 l >peed ral-ge whvhile Ii,' последняя часть от tlile 1111
lllloveinelit tl thle (контроль tlt"elies tlle' p felitell Ua-ie очень ra Ipidtl 10; 1 значение geiielly 5; lrer thall Ille h' le
v-luslitixillllill IO Ir ut ili sillg h be l (llet 'l' Или это l'Oe ot(l' in Landa.
Ailternat iy-elv the qilllultalieotls varlaion oi tile illeall blade pithll angles mayl he 1110 de wloloi or parlltiill aat Ol at 1;s
l''r instance i)V N 1 ak 1 ili 1 it dp el I ed Cllt wholl or parll On tile speed of rotation ot the rotor or on tle p J 1 Ierl aitlii'd
thereto or oni both.
i 5 При выполнении данного руководства по управлению самолетом путем управления циклическими
изменениями угла наклона лопастей в соответствии с требованиями настоящего руководства: например,
когда корни лопастей позволяют изменять угол наклона и несут рычаги или аналогичные устройства,
взаимодействующие с рычагами или кольцами, расположенными рядом с ротором, 1 может иметь
соответствующее циклическое взаимодействие с блоком управления или рычагами, позволяющими
последнему изменять свою ориентацию таким образом, чтобы вызывать циклические изменения угла наклона
лопастей в соответствии с требованиями настоящего руководства.
В качестве альтернативы, изменение параметров лопастей, например, путем изменения аэродинамических
характеристик лопастей, приведет к изменению их конструктивных углов наклона, измеренных при отсутствии
подъемной силы.
Лопасти сами по себе могут быть установлены на ступице с возможностью вращения вокруг своих основных
осей, при этом изменение шага достигается путем изменения формы лопастей таким образом, чтобы
изменять их угол наклона. В этом случае увеличение шага будет эффективно достигнуто с помощью
закрылков.
В противном случае лопасти могут быть установлены с возможностью вращения вокруг своих продольных
осей, в этом случае задние закрылки будут работать в режиме сервопривода, при этом увеличение шага
достигается путем подъема закрылков.
В тех случаях, когда изменение шага осуществляется посредством прямого механического воздействия на
лопасти, управляющее воздействие может быть применено либо к элементам ступицы ротора, несущим
практически горизонтальные шарниры сочленений лопастей, т.е. путем изменения наклона шарнирных
штифтов; либо к частям лопастей, которые соединены со ступицей указанными горизонтальными шарнирами.
В последнем случае средняя плоскость вращения лопастей, как определено выше, должна оставаться
практически перпендикулярной конструктивной оси вращения во всех условиях полета (BAD ORIGINIAL 410),3
J.
Управление тангажем ротора I 11111 'U Pl's I 1-, должно крепиться к корпусу самолета эластичными
средствами, в частности, для обеспечения желаемой степени тактильного ощущения органов управления в
руках пилота, благодаря чему он сможет получить тактильное представление о положении органов
управления в плоскости 1 P.
Элементы восточного смещения могут быть также использованы для регулировки скорости, при которой
самолет будет лететь со свободным управлением и 1 (для регулировки бокового или поперечного вращения
таким образом, чтобы самолет мог лететь на ровной кильватере на скорости, отличной от скорости полета).
Подобные упругие элементы могут быть созданы наиболее подходящим образом с помощью упругих
элементов, как описано выше.
При желании ротор устанавливается таким образом, чтобы его ось (и вместе с ней весь ротор) могла
перемещаться относительно воздушного судна; такое перемещение может независимо контролироваться.
Путем смещения оси ротора вдоль оси самолета положение фюзеляжа относительно боевого ветра можно
контролировать в продольной вертикальной плоскости независимо от скорости самолета и продольного
положения центра тяжести, так что пилот всегда сможет отрегулировать самолет для полета в оптимальном
положении относительно боевого ветра при любых условиях, несмотря на изменения положения центра
тяжести.
Для дальнейшего подавления вибрации и обеспечения плавной работы лопастей ротора и более
эффективного управления ими, все эти устройства могут быть включены в состав компании.
Элементы управления, обеспечивающие изменение положения лопастей несущего винта или перемещение
оси вращения несущего винта, могут включать в себя рычаг управления обычного аэродинамического типа, с
колесом для бокового управления или без него, перемещаемый обычным способом для управления
продольным и поперечным положением летательного аппарата.
В качестве альтернативы для продольного и бокового управления могут использоваться отдельные элементы
управления. В этом случае продольный элемент управления может быть снабжен элементами, которые
обычно удерживают элемент управления в заданном положении, и, при желании, могут быть предусмотрены
быстросъемные элементы для удерживающих средств. Кроме того, может быть предусмотрен отдельный
элемент управления, предпочтительно педаль, которая при сильном нажатии воздействует на средство
изменения шага лопастей ротора для увеличения угла атаки ротора, причем такая педаль, таким образом, в
некотором смысле аналогична педали тормоза автомобиля. Указанная педаль или подобное устройство
может быть удобно снабжено мощными пружинными механизмами возврата.
В случае самолета такого типа, как Ill an aircraft of tile tlype rieferir ed to llaving lateral (ntransyerse) 'ontrol means
a(e ordil L' Zto this inyntion a "onitiiollable 70 rud(ler for direction steeringgigi may be nosient with if desiled, since the
tilting the vii'tual pihlane oi-Owit ion of the rotor iirade' fidewa; i fr eral control niltlofllless i'0 (lt O ')itlpitiaz Li awitng 75
molments oln the aircm aft and lhence, if the body of tile airclaft poesses a reasonialde (deree of weaheici tal)ilitv, the
alrcraftt -i' an ton' iten tor we a kes iden and lj (,i 1)'v means of 8 C the латеральный контроль.
Кроме того, в соответствии с этим изобретением будет исключено использование ограничивающей воздушной
подушки и работающей только с одними из четырех обычных фиксированных и регулируемых неподвижных
поверхностей для обеспечения устойчивости и стабильности при движении, а также снижения сопротивления
воздуха.
В качестве альтернативы, средства, предусмотренные настоящим изобретением, могут использоваться
совместно со стабилизаторами и управляющими поверхностями обычного типа, такими как поверхности, а
также со средствами изменения шага лопастей ротора, если таковые имеются, которые приводятся в
действие управляющим элементом или элементами, такими как управляющий рычаг обычного типа.
Для того чтобы предотвратить падение пилота на взлетно-посадочную полосу на заданной скорости, могут
быть предусмотрены средства для ограничения тангажа ротора. Управление тангажем осуществляется с
помощью ручного управления. Согласно другому способу реализации изобретения, конструкция
взлетно-посадочной полосы такова, что при снятом роторе устойчивость остальной части взлетно-посадочной
полосы, например, шасси и т. д., как в прямом, так и в обратном направлении, без вращения воздушного
винта, остается нейтральной или, по крайней мере, нейтральной по тангажу, а также имеет положительный
угол тангажа. Для достижения устойчивости используется небольшой неподвижный горизонтальный
стабилизатор. Хвостовое оперение, составляющее примерно две трети от требуемого, является
фиксированным для всех тяговых самолетов. Элевататоры, включенные в конструкцию (в совокупности с
общим объемом не более 10 0 тяговых самолетов), обеспечивают устойчивость к крену за счет выступающей
килевой поверхности над центром тяжести, что позволяет обеспечить стабилизацию при боковом скольжении;
в то время как устойчивость по рысканию обеспечивается обычным вертикальным килем или
стабилизаторами.
В воздушных самолетах, продольное управление которых осуществляется в соответствии со способом,
описанным в данном изобретении, рули высоты в обычном смысле могут быть полностью исключены, и в этом
случае предпочтительно вносятся определенные модификации в шасси.
Предпочтительное шасси имеет два основных колеса (RAD n RW Ir Na I 410),3,'410,532 по бокам и заднее
полозье или хвостовое колесо, причем основные колеса расположены достаточно впереди центра тяжести
летательного аппарата, чтобы гарантировать, что летательный аппарат не опрокинется даже при работе всех
двигателей на полной мощности на земле с заторможенными или заблокированными колесами, и без
включения или без включения трансмиссии привода несущего винта, несмотря на отсутствие руля высоты,
управляемого вручную, что позволяет получить большую нагрузку на хвостовое оперение, и предпочтительно,
что переднее положение основных колес достаточно для предотвращения опрокидывания в указанных
условиях, даже когда летательный аппарат находится на небольшом склоне, лицом вниз. Кроме того, задняя
опора предпочтительно состоит из управляемого колеса, которое из-за переднего положения основных колес
нагружено сильнее, чем у обычного летательного аппарата, и, таким образом, управляет гораздо более
удовлетворительно и в меньшей степени подвержено затишью и опасным турнино.
Хотя в самолете, расположенном в задней части описанного типа, не планируется использовать рули высоты,
может быть целесообразно обеспечить средства для балансировки неподвижного горизонтального оперения
в полете на коротком угловом диапазоне, чтобы компенсировать продольные смещения центра тяжести
самолета, вызванные изменениями веса и размещения груза, т. е. пассажиров, грузов и т. д., особенно в
самолетах больших размеров и вместимости.
Согласно другой особенности этой конструкции, продольное управление летательным аппаратом
взаимосвязано с управлением муфтой механического пускового устройства ротора таким образом, что муфта
включается для соединения пускового устройства с двигателем, когда продольный регулятор установлен в
положение, соответствующее максимальной скорости движения вперед, например, когда рулевая колонка или
подобное устройство выдвинута вперед в крайнее положение. При перемещении регулятора (назад) в любое
другое положение муфта выключается. Такая конструкция может обеспечить полезное преимущество,
поскольку потеря оборотов ротора в очень крутом пикировании предотвращается тем фактом, что при
достижении такого крутого угла пикирования муфта включается, и мощность передается на ротор для
поддержания его оборотов. Соединение двигателя с ротором в пикировании также служит еще одной
полезной цели, поскольку оно предотвращает чрезмерные обороты двигателя.
В качестве альтернативы, если необходимо избежать соединения между двигателем и ротором во время
полета, элемент управления (колонна или аналогичное устройство) для управления ориентацией может быть
снабжен удобным ограничителем или стопорным устройством, предназначенным для предотвращения
срабатывания сцепления и предотвращения его чрезмерного усилия при нормальном управлении указанным
элементом во время полета.
В качестве дополнительной особенности изобретения управление колесными тормозами может быть также
объединено с управлением длительным техническим управлением и управлением пусковой муфтой таким
образом, чтобы колесные тормоза автоматически отпускались одновременно с выключением пусковой
муфты. Применение тормозов может осуществляться либо путем перемещения управляющих рычагов в
положение включения муфты и максимальной скорости, либо с помощью отдельных управляющих рычагов,
которые отключаются при движении управляющего рычага назад для выключения пусковой муфты.
Дата: 26 ноября, 19:32.
TONGUE &: Bl IREBECK, агенты заявителя.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования, касающиеся самолетов с изношенными крыльями.
Я, младший Ан Ди Э. Ла Сьерва, из Буш-Айлуз, Олдвич, Лондон, Вайоминг, гражданин Филиппин, настоящим
заявляю о природе данного изобретения и о том, как именно оно должно быть выполнено, что должно быть
подробно описано и установлено в следующем заявлении: Настоящее изобретение относится к летательным
аппаратам, основным средством поддержки которых в полете является несущий ротор, т.е. система
вращающихся лопастей или лопастей, соединенных с осью или осями, расположенными относительно
практически вертикальной оси или осей.
В дальнейшем, в целях удобства изложения, все ссылки будут делаться на летательный аппарат, имеющий
единую систему вращающихся лопастей, далее именуемую ротором, имеющую одну ось вращения, при этом
несколько лопастей вращаются в одном направлении, хотя данное утверждение в равной степени применимо
и к летательным аппаратам, имеющим два или даже более ротора, расположенных с осями, в значительной
степени параллельными или совпадающими, или и тем и другим, вращающимися в одном или
противоположных направлениях.
Изобретение применимо к летательным аппаратам с несущими винтами, которые по существу являются
авторотирующими, то есть приводимыми в движение ветром, хотя они могут быть приспособлены для
внутреннего и частичного привода с помощью двигателя внутреннего сгорания или для облегчения их
авторотации в полете.
Ротор, поддерживающий аэродинамическую конструкцию, типа, описанного выше, состоит из центрального
элемента или ступицы, к которой крепятся лопасти, число которых может быть два или более. Настоящее
изобретение относится к таким роторам, у которых лопасти гибко или поворотно закреплены на ступице, так
что они способны совершать полностью или частично свободные «машущие» движения на лопастях,
содержащих ось вращения ступицы или умеренно наклоненных к ней, либо по отдельности, либо парами
расположенных роторов. Такие роторы, как описано ниже, называются роторами с лопастями.
Основная цель настоящего изобретения — обеспечить управление полетом, положением и движением
летательного аппарата, используя в качестве основного средства его поддержания воздушный ротор,
описанный в настоящем изобретении, на элементах самого ротора, чтобы смягчить его воздействие.
В рамках данного изобретения управление осуществляется путем изменения углов наклона лопастей ротора.
3
В данной конструкции ротора ротора одним из преимуществ является то, что управление не включает
изменение ориентации оси вращения ступицы ротора относительно летательного аппарата, что имеет особое
значение в случаях, когда к ступице ротора подается привод, работающий непрерывно, прерывисто или
эпизодически.
В частности, периодическое изменение геометрического угла шага передается внутренним пластинам либо
индивидуально, либо в противоположных и замкнутых пластинах в линейном моделировании. С сохранением
периодичности управления этим параметром P l r-eie путем изменения амплитуды и азимута такого
периодического шага c 1 aii, как указано ниже.
Управление винтами и лопастями ротора может осуществляться с помощью пульта управления пилота или
любого удобного типа, например, рычага, рычагов или маховика.
I ia;' enl ploposer to pr'ovidle all ailr'1;lt 'l i'liu helix wsitli a 1 pitch varyiit fla rol which is so displacement that the v' e't 'r
I'Oi;ed bx its operation takes i Pt Teiiecesary direction ill spite ;- ut ii isplacemnent of tlie ilit' '' 1 c the apparat reslllting
il-':lar 'i 'O "'Or O h)i' t Oi'r'es.
C O I| aooal tith' ad O f t Ille lielix ' ''" ont 011 pivots liern 1 iittia ';I:: i 11 l 105 ts ('oft aihhihig t le I: f ax > Ietlt ae I также
снабжен i a;' -i''i,t 51 ( 1 ip ress flapping antdi lie pi T ' i Yryilln con 1 trol is operated with the bla(les locked The action
of the control is to (lisplace tluff of the helix ill an azimulitlh displae(d 900 frotn the control movement in the direction of
rotation of the helix so as to produce a 70 couple w-hose action is offset by the yroscpic effect 900 ill the direction of
rotation of the helix Tlhuis if the helix rotates c'o unter-clockwise as viewved Сверху рычаг управления
перемещается назад на 75 градусов, и лопасти смещаются вправо, что приводит к вращательной силе влево,
которая смещается (под действием осцилляции) и становится направленной назад, то есть стремится поднять
нос. Операция управления, описанная выше, требует фиксации лопастей на их шарнирных соединениях, и,
следовательно, не происходит наклона относительно самолета траектории, прослеживаемой кончиками
лопастей. В соответствии с настоящим изобретением, самолет, имеющий все шарнирные несущие винты
указанного типа, а также средства для периодического изменения геометрического угла наклона лопастей
винта и управление пилотом, осуществляющее это изменение тангажа, характеризуется тем, что
взаимодействие управления пилота со средствами изменения тангажа Они расположены таким образом, что
управляющее движение по крайней мере в одном азимуте вызывает изменение наклона траектории,
описываемой концами лопастей ротора, в том же азимуте и с тем же сигналом, что и управляющее движение,
путем изменения амплитуды периодического шага лопастей и изменения азимута, существенно
перпендикулярного азимуту управляющего движения, причем фаза увеличения шага лопастей происходит в
направлении движения управляющего смещения относительно направления вращения ротора; шарнирные
соединения лопастей всегда существенно ограничены относительно «вращательных» движений лопастей.
Предпочтительно, управляющее смещение в продольном азимуте летательного аппарата вызывает
изменение амплитуды периодического шага лопастей в поперечном азимуте летательного аппарата, а
управляющее смещение 110 5. Размещение в трайисворсе азимутальных эффектов приводит к изменению
амплитуды периодического изменения угла наклона лопастей в продольном азимуте.
В дальнейшем пояснении плитки для I 2 o O ing 120 утверждение ссылается на illav b, hlald к рис. 1 tie
accolmpanvinig dw-awimag S -Vhieinlc shlows in diaroanimatic forlmn t lee relation between tlhe cfanges (f blade
lpiltll an-gle and the control ( 1 nnemeitt lie plane of 125 the diaraiit is perpendi('uiar toh lie rollrt axis i e sulllstailtiihlllv
orizant al whllo the airel-after is ill a nollal lin'111 " attitude.
Истинный оригинал ii O совпадает(' S si thlle i'ось ротора 13 между осями XOX', Yt)O' являются resli(cBAD
ORIGINAL fi 410,332 7 tively tot-c antd aft and transverse of the aircratt the positive direction oi X beinlg directed
forward The direction of rotation (t the rotor is shown by an arrow.
Органы управления пилота регулируют ориентацию летательного аппарата в горизонтальной и
горизонтальной плоскостях. Вертикальные плоскости соединены с соответствующим механизмом для
управления углами тангажа лопастей несущего винта. Когда органы управления пилота находятся в
нейтральном положении, угол тангажа всех лопастей несущего винта остается постоянным на протяжении
всего их вращения по всем азимутам. Если теперь управление ориентацией и углом тангажа отключено,
смещение элемента управления, представленного вектором, приводится в действие механизм управления
углом тангажа, который передает всем лопастям несущего винта периодический импульс. a:l Ae таким
образом, что шаг любой лопасти достигает максимального значения, когда лопасть находится в азимуте OY1,
и минимального значения в азимуте OY; амплитуда этого периодического изменения представляется
вектором OY1. Аналогично, смещение бокового управляющего элемента, представленное вектором OY1,
приведет к периодическому изменению угла наклона лопасти, имеющему максимальные и минимальные
значения в азимутах OX и OX' соответственно, причем амплитуда представляется вектором OY1. Видно, что
векторы амплитуды шага лопасти OY' и OX' сдвинуты на 90° относительно направления вращения
относительно векторов управления OY1 и OY2 соответственно.
Результирующее смещение рулевого управления представляется вектором OC'. Если используется
карданный шарнирный узел рулевой колонки, управляющий как продольной, так и поперечной ориентацией
самолета, вектор OC' представляет фактическое смещение головки рулевой колонки, тогда как если
используются отдельные элементы управления, вектор OC' представляет собой векторное смещение
независимых элементов управления.
В результате наложения двух периодических изменений угла наклона лопастей происходит периодическое
изменение угла наклона, имеющее свою амплитуду в азимуте OP и длину, представленную длиной вектора
OP.
На рис. 1 видно, что азимуты OC O 1) не совпадают, поэтому передаточные числа для продольного и бокового
управления равны, то есть отношение между продольным управляющим смещением и амплитудой
соответствующего бокового периодического изменения шага вала определяется как отношение между
боковым управляющим смещением 1 и соответствующей амплитудой продольного изменения шага вала.
Если при повторном использовании вектора управления один из элементов управления регулируется для
коррекции разницы передаточного отношения шестерни 6, как показано на рисунке S, результирующий вектор
управления OC' будет перпендикулярен вектору шага OP.
Bl emllplo Vilulg thlis niletllod the action or the pilot S controls onl the aircraft at rees with thle conventional
arranemient 70 now universal in a airnautational practice.
Этот результат зависит от действия шарнирных соединений ротора, позволяющих лопаткам совершать
колебания, в результате чего периодическое изменение шага лопаток приводит к тому, что виртуальная
плоскость вращения лопаток, в значительной степени определяемая траекторией кончиков лопаток,
наклоняется в вертикальной плоскости, перпендикулярной плоскости, содержащей фазы максимального и
минимального шага, и в направлении, соответствующем управляющему перемещению.
Способ управления согласно настоящему изобретению по существу эквивалентен по своему действию
способу управления путем наклона оси вращения ротора, как описано, например, в британских патентных
спецификациях № 264286 и № 393976; и он предоставляет те же преимущества, что и последний способ, а
именно, что при использовании наклона оси ротора мощность управления зависит от скорости полета,
поскольку она зависит только от веса машины. Способ настоящего изобретения также предлагает
определенные преимущества по сравнению со способом, использующим физический наклон оси ротора,
позволяя получать одинаково мощные управляющие усилия с пропорционально меньшими затратами усилий
со стороны пилота.
Следует отметить, что когда управляющее смещение равно нулю, т.е. продольное и поперечное управление
находятся в нейтральном положении 103, амплитуда периодического изменения угла наклона лопастей равна
нулю, и роторная мельница тогда работает как шарнирно-сочлененный ротор без средств изменения угла
наклона. Согласно одной из особенностей данного изобретения 110, описанный выше метод управления
путем периодического изменения угла наклона лопастей может быть объединен с использованием средств
для изменения среднего значения геометрического угла наклона лопастей 115, т.е. путем управляемого
изменения углов наклона всех лопастей одновременно.
В качестве альтернативы, согласно всем зависимым особенностям изобретения, такие средства для
одновременного изменения углов шага 120 лопастей могут быть объединены с системой управления
наклоном корпуса и осью вращения ротора. В случае использования авторотационных роторов в авиации,
важные преимущества достигаются за счет использования средств для одновременного изменения углов
шага лопастей ротора. Например, (а) уменьшение угла шага лопастей до нуля позволяет значительно снизить
мощность, необходимую для 130 BAD ORIGINAL 410,532 imipartiai r anl illitial rotation to the rotor betroer akine
tiii-lt call be significantly reducedl.
( 1) B 3 c'v siderabiv inecreasilng the pitch ngle of the b 1 lades jtist before landingthe energ-v stored iin tte rotor caan
useful Il be eniploved tar cecring the speed of deseeai and cusining the landing.
(c) Если угол наклона лопастей уменьшить до нуля или даже до отрицательного значения сразу после 2,
подъемная сила ротора будет мгновенной, и все потери управляемости самолета будут легко
компенсированы.
j 5 (J) Все вариации среднего угла тангажа в полете могут быть использованы для повышения
аэродинамической эффективности ротора, чтобы поддерживать постоянную скорость вращения во всем
диапазоне скоростей или регулировать скорость вращения в зависимости от конкретных условий. Как
правило, авторотативный ротор с фиксированным шагом увеличивает скорость вращения по мере увеличения
скорости вращения за счет увеличения шага и угла тангажа в верхней части диапазона скоростей вращения,
при этом скорость вращения может оставаться практически неизменной, а аэродинамическая эффективность
повышается.
Управление одновременными изменениями средних углов тангажа лопастей может осуществляться
независимо от обычных органов управления самолета, воздействующих на периодические колебания углов
тангажа лопастей или на наклон ротора. Однако предпочтительно управление одновременными изменениями
среднего тангажа может осуществляться совместно с обычными органами управления самолета таким
образом, чтобы значение среднего угла тангажа лопастей автоматически зависело от положения продольного
элемента управления пилота.
Для получения преимуществ, перечисленных в параграфах (a) – (d) выше, соотношение между положением
продольного управления и средним шагом лопастей ротора предпочтительно имеет особый вид, пример
которого показан на рисунке 1 (на рисунке, где абсцисса измеряется вдоль оси a). Необходимо обеспечить
точное отображение продольного управления, измеряемого от максимально возможного положения вперед, в
то время как ординаты измеряются вдоль оси O.
represelt th 1 e mrreans pitch a;igle of the rotor blades imeasuille from 't no lift ".
Кривая (IF irives the relation between the control di Splacement and the mlleanl -60 pitel, a Wiflh Xli t fl e ((oiitiol
memiber fully' torward xpoilnt ( onl the curve) tilc iteall pitch a 12 lle is zero orllegatrve in lia' hi it is displayed as Zero
This corresponsibles with the position for starting the rotor before flirht taxi-ig - lland for (lestrovil-g the lift 1 p r Landil
AL slighlt lbat'kward ollovlln t ol the colotrol to P liriligs tile ldrte'l pitell an Ude a to a moderately large-ge value (
arrespa(lin with flihlit at the llax;inu forward 70 speed Further backway d Inovement of the control gradually deeaes tile
pitchl anile colrresptoiiding to tlie reqtliielllellts tliiholititllotlt the llorillal speedl caie Coll prised between 1)D 1 a 1 ( 1 D
while the last 75 part of thle backward li'llent of tile control to D, ws-hich represent S the maxit 111111 backward contiil
()l dispilllaem Cllt increases the blad(e pitehi allele verv quickly to a value generally laree thanl 80 the previous
maxilmu lill I tlilisi' the klinetic energy of the rotor ill landing.
При осуществлении данного изобретения для управления летательным аппаратом путем управления
амплитудой 85 периодических колебаний электронного винта, угол тангажа может быть установлен только с
помощью подходящей осевой конструкции. Например, лопасти могут быть настроены на 1/1 N 1 для
обеспечения возможности изменения угла тангажа и могут быть соединены с рычагами управления или
расположены таким образом, чтобы взаимодействовать с каином или винтом. Также винт может быть
установлен на роторе 1/1 B A 011, имея подходящее осевое соединение. В этом случае управляющий модуль
или модуль может изменять его ориентацию таким образом, чтобы вызывать периодические изменения углов
тангажа лопастей. в соответствии с настоящим изобретением.
В качестве альтернативы, изменение углов наклона лопастей может быть осуществлено путем 1.
Использование задних закрылков или подобных устройств, изменяющих аэродинамические характеристики
лопастей, приведет к изменению их шага. Это позволит уменьшить подъемную силу. Лопасти могут быть
установлены на 10° в ступице, не вращаясь, и их продольные оси будут вращаться, а изменение шага будет
достигаться за счет изменения шага лопастей таким образом, чтобы уменьшить подъемную силу. Увеличение
шага на 11° будет достигнуто путем опускания задних закрылков.
Масляные лопасти, другие лопасти, могут быть установлены на вращающихся осях, в которых они вращаются
вдоль своих осей, в которых будут работать закрылки. При таком количестве сервозакрылков увеличение
шага достигается за счет управления закрылками.
В тех случаях, когда изменение шага осуществляется посредством прямого механического воздействия на
120 лопастей, управление шагом может применяться, в частности, к лопастям (если ротор несет внешние
шарниры вращения лопастей, соединенные с ними, например, путем изменения наклона шарнира S; 125 или к
частям лопастей, которые соединены с ними посредством указанного шарнира S; 125).
В последнем случае, если вращение лопастей, как это было определено, будет поддерживаться в основном
на должном уровне, то управление шагом лопастей ротора может быть привязано к корпусу самолета
эластичными средствами, особенно для того, чтобы обеспечить органам управления нормальную или
желаемую степень ощущения в руках пилота, и чтобы он мог получить тактильное представление о степени
отклонения органов управления от нейтрального положения.
Эластичные элементы балансировки также могут использоваться для регулировки скорости, при которой
самолет будет иметь свободный триммер (для регулировки бокового или поперечного триммера), так что
самолет сможет сохранять ровный киль на всех скоростях полета. Такие эластичные элементы балансировки
могут быть объединены в подходящих комбинациях с эластичными элементами балансировки, как описано
выше.
Если (желательно, чтобы ротор мог быть установлен таким образом, что его ось (и вместе с ней весь ротор)
может перемещаться относительно воздушного потока.
Такое перемещение корпуса, управляемое независимо, позволяет регулировать положение фюзеляжа
самолета относительно плоскости полета. Путем перемещения оси ротора относительно фюзеляжа можно
контролировать вертикальное положение, а также скорость самолета и горизонтальное положение центра
тяжести.
чтобы пилот всегда мог настроить самолет для полета в наилучшем положении относительно ветра на любой
скорости, несмотря на любые изменения положения центра тяжести.
II 1 приказ еще больше для подавления вибрации anol сделать плиточные элементы управления лопастью
ротора tlle (in-varvin означает плавную работу damlpinlg устройств imavy be illcorporated.
Элементы управления для регулирования шага лопастей несущего винта или перемещения элемента оси
вращения несущего винта могут включать в себя рычаг управления обычного авиационного типа, с колесом
для бокового управления или без него, перемещаемый обычным способом для управления продольным и
поперечным положениями летательного аппарата. В качестве альтернативы могут использоваться отдельные
элементы управления для продольного и поперечного управления соответственно. В этом случае элемент
управления продольного вращения может быть снабжен средствами, обычно удерживающими управление в
желаемом положении, и желаемыми средствами быстрого снятия для этих средств. Кроме того.
Может быть предусмотрен отдельный элемент управления, предпочтительно педаль. Она будет плотно
нажата и воздействует на средство изменения шага лопастей ротора для увеличения угла атаки ротора,
причем такая педаль в некотором смысле аналогична педали тормоза автомобиля. Указанная педаль 3
относится к конструктивной оси вращения во всех условиях полета, при этом наиболее длительная работа
двигателя...
Соседние файлы в папке патенты