Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_12313
.pdf
13 JUJL. 113?
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата подачи заявки: декабрь. 16, 1931. № 34,867/31.
стр. JP 30 июля 1932 г. № 21,551/32.
393,976 СПЕЦИФИКАЦИЯ ПО ИСПРАВЛЕНИЯМ № 393,976 - [Второе издание].
Страница Страница Страница Страница 2, строка 6, строка 8, строка 13, строка 14, строка 78, вместо "moving"
читать "controlling" 102, вместо "characteristic" читать "characters" 98, вместо "roor" читать "rotor" 55, вместо
"200" читать "220" 87, вместо "therein" читать "thereon" Патентное ведомство, 8 сентября 1938 г.
ОШИБКИ.
СПЕЦИФИКАЦИЯ № 393,976.
Страница 47, вместо «joining» читать «joining»; страница 7, строка 61, вместо «assumed» читать «s assured»;
страница 8, строка 91, вместо «vertical» читать «virtual»; страница 14, строка 67, вместо «motor» читать «rotor»;
страница 18, строки 74/75, вместо «automotically» читать «automatically»; Патентное ведомство, 18 июля 1933
г.
таким образом, изменяется угол наклона оси вращения ротора относительно корпуса летательного аппарата.
В данной спецификации описаны средства для изменения наклона оси ротора как в продольном, так и в
поперечном направлениях.
Настоящее изобретение относится к усовершенствованиям в компоновке и конструкции средств для
изменения наклона оси ротора, а также к усовершенствованиям в компоновке и конструкции летательного
аппарата с такими средствами и органами управления, с помощью которых эти средства приводятся в
действие.
В первую очередь настоящее изобретение включает в себя установку ротора летательного аппарата
указанного типа с возможностью контролируемого перемещения, при этом перемещение оси ротора
осуществляется таким образом, что [Цена 1/-] Такая фиксированная точка в дальнейшем будет называться
продольным фокусом.
Аналогично, если результирующая аэродинамическая реакция спроецирована на поперечную вертикальную
плоскость под прямым углом к направлению ветра, то спроецированная линия реакции проходит практически
через вторую фиксированную точку, далее именуемую поперечной фокусной точкой.
В дополнение к вышесказанному следует понимать, что фокусные точки зафиксированы относительно оси
вращения ротора.
Фокусные точки продольного и поперечного направлений, как правило, расположены выше плоскости,
содержащей шарнирные соединения, посредством которых лопасти ротора крепятся к ступице, а расстояние
между фокусными точками выше плоскости продольного и поперечного направлений...
n 5r0 UITCGfn7Ze i/VEN DEN 13 июля 1933 г. ОПИСАНИЕ ПАТЕНТА ú1a g Apilcatlon Дата: дек. 16, 1931. №
34,867/31. Uj 'J - -,, ,, 30 июля 1932 г. № 21,551/32.
Один полный левый: октябрь. 17, 1932.
Окончательная версия принята к публикации: 16 июня 1933 года.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
:iC. - -h3; -S67-;A. 1931 Усовершенствования в конструкции и отношении к самолетам со свободно
вращающимися -; - -- крыльями.
Я, Хуан де ла Сьерва, проживающий по адресу Буш Хаус, Олдвикби, Лондон, Западная Вирджиния, 2,
испанское гражданство, настоящим заявляю, что сущность данного изобретения заключается в следующем:
Настоящее изобретение относится к летательному аппарату, имеющему несущий винт, обычно приводимый в
движение полетным ветром, и включающему центральную ступицу или аналогичное устройство,
установленное для вращения вокруг практически вертикальной оси, и множество лопастей, установленных на
указанной ступице таким образом, что результирующая аэродинамическая реакция практически не создает
опрокидывающего момента на летательном аппарате в направлении, перпендикулярном траектории полета.
В одном из типов летательных аппаратов с указанными аэродинамическими характеристиками лопасти
несущего винта независимо соединены со ступицей таким образом, что могут свободно подниматься и
опускаться в плоскостях, проходящих приблизительно через общую ось вращения. В частности, данное
изобретение относится к методам управления и стабилизации летательного аппарата указанного типа.
В британской патентной заявке №.
264,286 Описан способ управления положением и траекторией полета летательного аппарата указанного
типа, заключающийся в изменении наклона оси вращения ротора относительно фюзеляжа летательного
аппарата. В данной спецификации описаны средства для изменения наклона оси ротора как в продольном,
так и в поперечном направлениях.
Настоящее изобретение относится к усовершенствованиям в компоновке и конструкции средств для
изменения угла наклона оси ротора, а также к усовершенствованиям в компоновке и конструкции
летательного аппарата, включающего такие средства, и органов управления, посредством которых эти
средства приводятся в действие.
В первую очередь настоящее изобретение включает в себя установку ротора летательного аппарата
указанного типа управляемым способом перемещения, причем перемещение оси ротора осуществляется
таким образом, что летательный аппарат будет балансировать на практически ровном киле с постоянной
скоростью после отпускания органов управления пилотом. Также предусмотрены средства для регулировки
постоянной скорости, с которой будет выполняться балансировка самолета.
Предпочтительно, перемещение оси ротора осуществляется таким образом, чтобы управление этим
перемещением было стабильным в том смысле, что если органы управления перемещением ротора,
управляемые пилотом, отпущены, они стремятся вернуться в нейтральное положение.
Управляемые перемещения оси ротора могут включать в себя смещения оси ротора в продольном и
поперечном направлениях, а также наклонные движения в этих направлениях, или любую возможную
комбинацию таких движений.
В результате экспериментальных и теоретических исследований было установлено, что аэродинамические
характеристики ветроприводного шарнирно-сочлененного ротора указанного типа обладают следующими
свойствами. Если результирующая аэродинамическая реакция ротора Ibe спроецирована на продольную
вертикальную плоскость, содержащую относительное направление ветра, то спроецированная линия реакции
проходит практически через фиксированную точку независимо от угла падения ротора на направление ветра.
Такая фиксированная точка в дальнейшем будет называться продольным фокусом.
Аналогично, если результирующая аэродинамическая реакция спроецирована на поперечную вертикальную
плоскость под прямым углом к направлению ветра, то спроецированная линия реакции проходит практически
через вторую фиксированную точку, далее именуемую поперечной фокусной точкой.
В дополнение к вышесказанному следует понимать, что фокусные точки зафиксированы относительно оси
вращения ротора.
Продольные и поперечные фокусные точки, как правило, расположены выше плоскости, содержащей
шарнирные соединения, посредством которых лопасти ротора крепятся к ступице, и расстояние фокусных
точек выше указанной плоскости шарнирного соединения больше или меньше в зависимости от того,
насколько оси шарнирных соединений находятся дальше или ближе к оси ступицы ротора.
Z5. Согласно одному из особенностей данного изобретения, элемент оси ротора шарнирно закреплен для
качания в продольной плоскости вокруг реальной или мнимой оси, расположенной ниже продольного фокуса
и впереди оси вращения элемента ступицы ротора. Такая конструкция обеспечивает стабильность
продольного управления летательным аппаратом в смысле, определенном выше.
Согласно еще одной особенности изобретения, элемент оси ротора шарнирно закреплен и может качаться в
поперечной плоскости вокруг реальной или мнимой оси, расположенной ниже поперечной фокусной точки и
смещенной относительно оси вращения ступичного элемента в сторону, в которой лопасти ротора движутся
назад. Такая конструкция обеспечивает устойчивость поперечного управления летательным аппаратом в
смысле, определенном выше.
Предпочтительно, чтобы центр несущего винта, определяемый точкой, в которой ось вращения пересекает
плоскость, содержащую шарнирные соединения лопастей, располагался несколько позади центра тяжести
всего летательного аппарата, так что линия, соединяющая центр тяжести с центром несущего винта, имеет
наклон вверх и назад; центр тяжести летательного аппарата обязательно располагается значительно ниже
несущего винта. Эта особенность обеспечивает, что корпус летательного аппарата будет занимать в полете
практически горизонтальное положение в крейсерском режиме и несколько направленное вниз положение в
режиме планирования, что, как правило, желательно, особенно для обеспечения хорошего обзора пилоту и
минимизации аэродинамического сопротивления корпуса.
Для летательного аппарата указанного типа, имеющего нормальную форму и пропорции фюзеляжа,
подходящим считается угол около 60° между линией, соединяющей центр тяжести с центром несущего винта,
и линией, перпендикулярной продольной оси фюзеляжа.
Предпочтительно, чтобы оси шарниров, вокруг которых может качаться элемент оси ротора, располагались
как можно ближе к плоскости сочленений лопастей ротора, чтобы любые вибрации, возникающие у ротора
из-за дисбаланса или подобных причин, не передавались на органы управления ротором.
1
В соответствии с одной из особенностей изобретения могут использоваться необратимые или частично
необратимые средства управления, благодаря которым движения могут передаваться только от
управляющего элемента к ротору, а не в обратном направлении. Это устройство предотвратит передачу
вибраций, таких как "bum1Eps" и подобных им, на элементы управления. С этой целью, а также для
повышения присущей летательному аппарату устойчивости, средства управления несущим винтом могут
включать в себя упругие или гибкие элементы. Предпочтительно, такие упругие элементы располагаются
таким образом, чтобы ось ротора могла совершать упруго ограниченное качательное движение либо в
продольном, либо в поперечном направлении, либо в обоих направлениях при удерживаемых или
заблокированных элементах управления, причем указанные упругие элементы располагаются между ротором
и любым необратимым или частично необратимым элементом управляющего механизма, если таковой
имеется.
Кроме того, подвижные элементы системы управления наклоном несущего винта могут быть закреплены на
корпусе летательного аппарата упругими средствами, в частности, для устранения любой нестабильности
управления, которая может быть вызвана расположением центра тяжести системы несущего винта выше
шарниров, на которых установлен элемент оси несущего винта, причем здесь более подробно
рассматривается поперечное управление.
Эластичные балансировочные элементы также могут использоваться для регулировки скорости, с которой
самолет будет вращаться с нетронутыми органами управления, а также для регулировки боковой или
поперечной балансировки, чтобы самолет мог лететь с ровным килем на всех скоростях полета.
Подобные упругие элементы смещения могут быть объединены любым подходящим образом с упругими
анкерными средствами, как описано выше.
Важной особенностью настоящего изобретения является установка ротора таким образом, что его ось (и
вместе с ней весь ротор) может перемещаться относительно летательного аппарата независимо от
каких-либо наклонных движений, причем такое перемещение контролируется независимо.
С помощью смещения корпуса, продольной оси ротора летательного аппарата, можно регулировать
положение фюзеляжа летательного аппарата относительно ветра в продольной вертикальной плоскости
независимо от скорости летательного аппарата и продольного положения центра тяжести, так что пилот
всегда сможет отрегулировать положение летательного аппарата для полета в оптимальном положении
относительно ветра на любой скорости, несмотря на изменения положения центра тяжести.
Для дальнейшего подавления вибрации и обеспечения плавной работы механизмов управления наклоном
оси ротора могут быть установлены демпфирующие устройства.
Элементы управления, отвечающие за наклон и/или перемещение ротора по оси j, могут включать в себя
рычаг управления обычного типа, с колесом для бокового управления или без него, перемещающийся в
обычном положении для управления продольным и поперечным положениями летательного аппарата.
В качестве альтернативы, отдельные элементы управления могут использоваться для продольного и
поперечного управления соответственно. В данном случае продольный управляющий элемент может быть
снабжен средствами, обычно удерживающими элемент управления в любом желаемом положении, и, при
необходимости, могут быть предусмотрены средства быстрого освобождения для удерживающих элементов.
Кроме того, может быть предусмотрен отдельный элемент управления, предпочтительно педаль, которая при
сильном нажатии наклоняет ось ротора назад, увеличивая угол атаки ротора; такая педаль в некотором
смысле аналогична педали тормоза автомобиля. Указанная педаль или аналогичное устройство может быть
удобно снабжено мощным пружинным механизмом возврата.
В летательном аппарате указанного типа, имеющем средства бокового (поперечного) управления согласно
данному изобретению, управляемый руль направления для управления курсом может быть (при желании)
обойден, поскольку наклон несущего винта вбок для бокового управления не создает существенных моментов
рыскания на летательном аппарате, и, следовательно, если фюзеляж летательного аппарата обладает
достаточной устойчивостью к ветровому крену, летательный аппарат автоматически будет поворачивать при
возникновении крена и удерживаться в нем с помощью бокового управления.
Кроме того, в летательном аппарате, сконструированном и эксплуатируемом в соответствии с данным
изобретением, можно обойтись без некоторых или всех обычных неподвижных и регулируемых поверхностей,
обеспечивающих продольную и поперечную устойчивость и управляемость.
В качестве альтернативы, средства управления, описанные в настоящем изобретении, могут использоваться
совместно со стабилизирующими и управляющими поверхностями обычного типа, причем такие поверхности
вместе со средствами наклона ротора, при желании, могут приводиться в действие общим элементом
управления или элементами, такими как рычаг управления обычного типа. Для предотвращения пикирования
самолета на опасной скорости могут быть предусмотрены средства, ограничивающие наклон оси несущего
винта вперед или смещение назад.
Средства управления перемещением оси ротора могут включать механические или любые другие
подходящие средства передачи.
Дата: 16 декабря 1931 года.
TONGUET & BIRKBECK, агенты заявителя.
Б; 45..
ПЕРВОНАЧАЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
№ 21551, 1932 г. н.э.
Усовершенствования, касающиеся самолетов со свободно вращающимися крыльями.
Я, Хуан де ла Сьерва, проживающий по адресу Буш-Хаус, Олдвич, Лондон, W.C.2, гражданин Испании,
настоящим заявляю, что сущность данного изобретения заключается в следующем: Настоящее изобретение
относится к усовершенствованиям летательных аппаратов, имеющих несущий винт, обычно приводимый в
движение полетным ветром, типа, описанного в предварительном описании, прилагаемом к моей заявке на
патент от 16 декабря 1931 г. №.
34,867. В указанной предварительной спецификации описывается летательный аппарат указанного типа, в
котором управление [как продольным (тангаж), так и поперечным (крен)] достигается путем управляемого
смещения оси несущего винта таким образом, что летательный аппарат будет балансировать на практически
ровном киле на постоянной скорости при свободном управлении.
В частности, перемещение оси ротора осуществляется вокруг осей, расположенных практически
горизонтально, параллельно и перпендикулярно направлению полета, причем такие оси расположены ниже
фокусных точек, как определено в вышеупомянутой предварительной спецификации, и соответственно перед
осью ротора и сбоку от нее, в соответствии с движением лопастей назад. 85 Скорость, с которой летательный
аппарат будет выполнять балансировку при свободном управлении, определяется главным образом
положением поперечной оси наклона несущего винта относительно продольной фокусной точки, при этом
указанная скорость балансировки 9G увеличивается [путем смещения поперечной оси вперед или вверх, при
условии, что она находится ниже фокусной точки].
Аналогичным образом, увеличение скорости, с которой самолет выполняет боковую балансировку, то есть на
95 градусах, приводит к ровному килю, за счет смещения продольной оси винта, наклоняющегося наружу, к
концу отступающего крыла.
В результате эксперимента было установлено, что самолет, сконструированный в соответствии с
вышеупомянутой предварительной спецификацией, в некоторых случаях подвержен определенной степени
продольной (тангажной) неустойчивости, а также соответствующей неустойчивости крена, особенно при
порывах ветра, т.е. при резких изменениях скорости ветра, в частности, в направлении полета. Целью
настоящего изобретения является устранение такой неустойчивости.
Согласно настоящему изобретению, положение осей (продольной и поперечной) наклона несущего винта
выбирается таким образом, чтобы при свободном управлении летательный аппарат балансировал вперед и
назад и оставался на ровном киле на скорости, превышающей нормальную максимальную скорость полета.
При такой конструкции балансировка на скоростях в пределах диапазона полета может быть достигнута с
помощью упругих креплений, регулируемых по мере необходимости.
Согласно одной из особенностей изобретения, конструкция летательного аппарата такова, что при снятом
роторе устойчивость остальной части летательного аппарата, т. е. фюзеляжа, шасси и т. д., как с
работающим, так и с неработающим воздушным винтом, является положительной или, по меньшей мере,
нейтральной по тангажу и крену и положительной по рысканию.
Для обеспечения устойчивости по тангажу целесообразно использовать небольшое неподвижное
горизонтальное оперение, объем которого составляет примерно две трети от объема, необходимого для
аналогичного самолета с неподвижным крылом, при этом рули высоты учитываются при расчете объема
хвостового оперения обычного самолета. Устойчивость при крене может быть обеспечена за счет
достаточной площади киля над центром тяжести, чтобы обеспечить восстанавливающий момент при боковом
скольжении; в то время как устойчивость при рыскании может быть обеспечена с помощью обычного
вертикального киль или киль.
Поскольку продольное управление в летательных аппаратах указанного типа осуществляется посредством
наклона или смещения оси ротора, от рулей высоты в обычном смысле можно полностью отказаться, и в этом
случае определенные модификации предпочтительно внести в шасси.
Предпочтительное шасси имеет два основных колеса, расположенных рядом, и заднее полозье или хвостовое
колесо, при этом 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, несмотря на отсутствие руля
высоты, с помощью которого можно создать большую нагрузку на хвостовое оперение; и предпочтительно,
чтобы переднее расположение основных колес было достаточным для предотвращения опрокидывания в
указанных условиях даже когда летательный аппарат находится на умеренном склоне, лицом вниз. Кроме
того, задняя опора предпочтительно состоит из управляемого колеса, которое из-за расположения основных
колес впереди нагружено сильнее, чем в обычных самолетах, и, следовательно, обеспечивает гораздо более
удовлетворительное управление и менее подвержено внезапным и опасным поворотам.
Хотя в самолетах описанного типа не предполагается использование обычных рулей высоты, может быть
целесообразно предусмотреть средства для балансировки неподвижного горизонтального оперения в полете
в небольшом угловом диапазоне, чтобы компенсировать продольные смещения центра тяжести самолета,
вызванные изменениями веса и размещения расходного груза, т. е. пассажиров, груза и т. д., особенно в
самолетах больших размеров и вместимости.
Согласно еще одной особенности данного изобретения, продольное управление 8 летательными аппаратами
взаимосвязано с управлением муфтой механического пускового устройства ротора таким образом, что муфта
включается для соединения стартера с двигателем, когда продольное управление устанавливается в
положение, соответствующее максимальной скорости движения вперед, например, когда штурвал или
аналогичное устройство перемещается вперед в крайнее положение. При перемещении рычага управления
(назад) в любое другое положение сцепление отключается.
Такая конструкция может обеспечить полезное преимущество, поскольку предотвращает потерю оборотов
ротора при очень крутом пикировании благодаря тому, что при достижении угла 9, такого крутого пикирования,
муфта включается, и мощность передается на ротор для поддержания его оборотов. Соединение двигателя с
ротором во время пикирования также выполняет еще одну полезную функцию в J0O, предотвращая
чрезмерное увеличение оборотов двигателя.
В качестве альтернативы, если необходимо избежать соединения двигателя и ротора в полете, управляющий
элемент (колонна или аналогичное устройство) 105 для продольного управления может быть снабжен
удобным затвором, предназначенным для предотвращения включения муфты при обычном перемещении
указанного элемента в полете.
В качестве дополнительной особенности изобретения 11i.
При этом управление колесными тормозами шасси может также сочетаться с продольным управлением
полетом и управлением пусковой муфтой таким образом, что колесные тормоза автоматически отпускаются
одновременно с выключением пусковой муфты. Торможение может осуществляться либо путем перемещения
элементов управления в положение включения сцепления и максимальной скорости, либо с помощью
отдельных средств управления, которые отключаются при движении элемента управления назад для
выключения пускового сцепления.
Дата: 30 июля. 199..
TONGTCTE t& B]hIRBECK, агенты заявителя.
393, 976 393,976 ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования, касающиеся самолетов 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 того типа, в которых основным средством
поддержания в полете является несущий винт, состоящий, по существу, из ступицы, установленной для
вращения вокруг практически вертикальной оси, и множества поддерживающих лопастей, закрепленных на
указанной ступице, причем указанный винт способен к непрерывному вращению исключительно под
действием относительного ветра в полете и обеспечивает эффективную поддержку летательного аппарата за
счет указанного непрерывного вращения, несмотря на то, что могут быть предусмотрены средства для подачи
вспомогательной энергии для привода винта либо с целью придания винту начального вращения перед
«взлетом», либо для дополнения в определенных условиях полета действия аэродинамических сил,
поддерживающих вращение винта. Кроме того, конструкция несущего ротора такова, что возникающая на нем
аэродинамическая реакция создает практически пренебрежимо малый опрокидывающий момент по крену, то
есть в плоскости, проходящей через ось ротора и перпендикулярной направлению полета, относительно
центра роторного диска, и что гироскопические эффекты прецессии практически полностью исключены.
В частности, такая конструкция ротора может включать гибкое крепление лопастей на ступице с помощью
средств, включающих оси вращения, как правило, поперечные размаху лопастей! Что касается лопастей, то
независимо от того, образованы ли такие оси реальными шарнирами или гибкими соединениями,
эквивалентными виртуальным шарнирам, такие оси шарниров, как правило, в основном горизонтальны;
однако в некоторых случаях указанные оси шарниров могут иметь существенный наклон к плоскости,
перпендикулярной оси вращения.
Кроме того, средства крепления отдельных лопастей ротора могут включать в себя в основном вертикальные
оси вращения, позволяющие лопастям совершать независимые качательные движения в общей плоскости
вращения.
Основная цель данного изобретения — создание усовершенствованных средств стабилизации и управления
летательным аппаратом указанного типа. Эта цель достигается за счет использования ротора указанного типа
как для основной поддержки, так и для управления летательным аппаратом при выполнении им обычных
полетных маневров, причем последняя функция осуществляется путем контролируемого изменения либо
наклона, либо положения, либо обоих параметров оси ротора относительно фюзеляжа летательного
аппарата, в продольном, поперечном или обоих направлениях (способом, который, например, в целом описан
в британской патентной заявке № 264286). Используя этот принцип, можно добиться чрезвычайно
эффективного управления как по тангажу, так и по крену 70. Кроме того, благодаря использованию некоторых
особенностей настоящего изобретения, которые будут описаны ниже, может быть достигнут адекватный
контроль по рысканию, что позволяет, при желании, обойтись без отдельного управляемого руля обычного
типа.
Благодаря средствам, воплощенным в настоящем изобретении, летательный аппарат типа 80 может быть
наделен такой внутренней устойчивостью по тангажу и крену за счет использования стабилизирующих
характеристик самого несущего винта, что использование невращающихся боковых крыльев для
устойчивости по крену 85 может быть полностью исключено, а обычное горизонтальное хвостовое оперение
для стабилизации летательного аппарата по тангажу может быть сделано значительно меньше, чем это было
возможно до сих пор, если не полностью исключено. В то же время, благодаря мощному управлению
тангажем и креном, обеспечиваемому контролируемыми движениями оси ротора, при желании можно
обойтись без обычных элеронов и рулей высоты, обычно используемых для бокового и продольного
управления.
Кроме того, желательно, чтобы устойчивость обеспечивалась независимо от того, заблокированы или
свободны органы управления пилота. Это требование может быть сформулировано иначе! Утверждается, что
помимо устойчивости всего летательного аппарата, желательна устойчивость органов управления, поскольку,
когда один и тот же орган, в данном случае ротор, используется как для поддержания устойчивости, так и для
управления, требование устойчивости летательного аппарата при свободном управлении включает в себя
требование устойчивости органов управления, т.е. что органы управления пилота будут стремиться к
нейтральному положению при отпускании.
Если это требование выполнено, желательно также, чтобы при отпускании органов управления самолет
сохранял постоянную поступательную ориентацию и не имел бокового крена.
Настоящее изобретение отвечает этим требованиям, для правильного понимания которых следует
обратиться к рис. 1-5 прилагаемых чертежей, на которых схематически изображен корпус летательного
аппарата с его несущим ротором, причем рис. 1-3 представляют собой общий вид сбоку, а рис. 4-5 — вид
спереди. На этих рисунках корпус летательного аппарата обозначен в целом как b, а ось вращения ротора —
линией 0-0 1, которая лежит в плоскости чертежа.
Для удобства предполагается, что ротор имеет четное число лопастей, а линии rj-r обозначают оси размаха
пары диаметрально противоположных лопастей, лежащих в плоскости чертежа. Ротор относится к типу, в
котором лопасти шарнирно закреплены на ступице, причем шарнирное крепление включает горизонтальные
оси, оси которых, в основном перпендикулярные плоскости чертежей, обозначены буквами а-а.
Положение результирующей аэродинамической реакции на роторе этого типа в полете, как правило, будет
изменяться в зависимости от угла падения ротора на ветер, причем угол падения ротора определяется как
угол падения плоскости, перпендикулярной оси вращения.
На рисунках с 1 по 5 показано несколько линий, обозначенных как 0-0, 1-1, 2-2, 3-3, 4-4 и 5-5. Эти линии
представляют собой проекции на плоскость построения линий результирующей аэродинамической реакции
для различных углов атаки, при этом линия 0-0, совпадающая с осью вращения, соответствует углу атаки 90°,
что соответствует вертикальному снижению летательного аппарата, при этом ось вращения ротора
расположена вертикально. Остальные строки с 1-1 по 5-5 соответствуют постепенно уменьшающимся углам
падения в пределах диапазона полета, причем строка 5-5, например, соответствует настолько малому углу
падения, что он соответствует максимальной скорости полета.
В результате теоретических исследований, подтвержденных экспериментальными данными, было
установлено, что проекции результирующей аэродинамической реакции, такие как 0-0, 1-1, 2-2 и т. д., на
плоскость d, содержащую ось вращения 0-0, независимо от того, является ли эта плоскость продольной
плоскостью летательного аппарата, как на рис. 1-3, или поперечной, как на рис. 4 и 5, пересекают ось
вращения 0-0 в общей точке, указанной на рис.
l до 3 при l и на рис. 4 и 5 при f2.
Эта точка будет обозначена как «фокальный».
точка ".
Фокусная точка для проекций реакции в продольной плоскости, содержащей ось вращения (как на рис. 1–8),
не обязательно совпадает с фокусной точкой для проекций реакции в поперечной плоскости (как на рис. 4 и
5). Таким образом, эти точки будут обозначены соответственно как продольная фокусная точка Ad (11) (рис.
1–3) и боковая фокусная точка A (f) (рис. 4 и 5). 75 Обращаясь к рисункам 1, 2 и 3, направление полета
обозначено стрелкой, и видно, что по мере уменьшения угла атаки ротора часть линии результирующей
аэродинамической реакции 80, лежащая ниже продольной фокусной точки j1, постепенно смещается вперед.
Обращаясь к рис. 4 и 5, видно, что наступающие и отступающие лопасти ротора расположены под углом 85°
обычным способом, и по мере уменьшения угла атаки ротора часть линии результирующей аэродинамической
реакции, лежащая ниже фокусной точки 90°, смещается все дальше в сторону отступающей лопасти.
Приведенное выше утверждение в упрощенном виде представляет собой типичный случай зависимости
между углом атаки ротора самолета 95° и положением линии аэродинамической реакции. В целом, линия
реакции имеет тенденцию смещаться дальше в сторону отступающей лопасти по мере уменьшения угла
атаки, хотя и не всегда с очень равномерной закономерностью, причем это соотношение зависит от
характеристик ротора.
Настоящее изобретение касается поворотного крепления всего ротора, благодаря которому наклон ротора
может изменяться в одной или нескольких практически вертикальных плоскостях в целях управления. На фиг.
1–5 буква p обозначает в общем случае точку, в которой ось такого поворотного крепления ротора пересекает
плоскость чертежа, и эта ось в каждом случае направлена таким образом, что плоскость чертежа (которая
содержит ось вращения 0-0 ротора) также содержит кратчайшее расстояние между осями вращения и
поворота.
Другими словами, ось вращения p лежит в плоскости, перпендикулярной плоскости чертежа и параллельной
оси вращения 0-0. 120 Для целей, которые будут рассмотрены далее, точки поворота cc (p) обозначаются на
различных рисунках b) аббревиатурами pl, p и т. д., при этом общая точка отсчета p применяется ко всем
соответствующим точкам. На фиг. 1–25 ось поворота расположена поперечно летательному аппарату, что
позволяет наклонять ротор в плоскости для управления тангажем летательного аппарата. На рис. 4 и 5 ось
вращения iq продольная линия результирующей аэродинамической реакции ротора, при этом
предполагается, что радиус фюзеляжа летательного аппарата действует приблизительно через центр
тяжести. Это положение равновесия показано на рис. 1, 70, где проекция на плоскость рисунка центра тяжести
обозначена в точке g, которая лежит на линии 2-2, и стрелкой W, которая лежит вдоль линии 2-29,
указывающей на проекцию на плоскость рисунка 75, то есть результирующей силы тяжести и сопротивления
фюзеляжа самолета.
Легко заметить, что равновесие является устойчивым, поскольку это равновесие простого маятника с
аэродинамическим демпфированием. 80 При заблокированном управлении продольным наклоном несущего
винта летательный аппарат эквивалентен аппарату с неподвижной осью вращения несущего винта. Уже
известно, что такой летательный аппарат обладает достаточно высокой степенью продольной устойчивости
(85%) и будет балансировать в планирующем полете на скорости, при которой линия аэродинамической
реакции проходит через центр тяжести. Любое случайное изменение угла установки несущего винта на 90
градусов приведет к возникновению восстанавливающего момента, действующего на летательный аппарат и
возвращающего его в положение балансировки. На рис. 2 показан случай, когда регулятор продольного
наклона ротора зафиксирован в положении, отличном от g5, соответствующего скорости регулировки при
свободном управлении. Это подтверждается тем фактом, что линия, соединяющая проекцию g центра
тяжести на плоскость чертежей с точкой опоры i00 p2, не проходит через фокусную точку jl. Теперь самолет
будет балансировать под таким углом падения, при котором проекция аэродинамической реакции лежит
вдоль линии 4-4, проходящей через точку 105 g, в то время как момент вращения относительно точки p2,
необходимый для удержания оси ротора в этом положении, приблизительно равен W.$, где m —
перпендикулярное расстояние точки p2 от линии 4-4.
В отношении бокового равновесия и устойчивости самолета можно обратиться к рисункам 4 и 5. На рис. 4
показано состояние бокового равновесия при свободном управлении боковым наклоном, при этом
летательный аппарат летит со скоростью, при которой проекция линии аэродинамической реакции на
поперечную плоскость, содержащую ось ротора 0-0, лежит вдоль линии 2, проходящей через ось p4 при
боковом наклоне ротора на 120°. Угол бокового наклона ротора будет таким, что линия 2-2 также пройдет
через проекцию q центра тяжести, при этом летательный аппарат примет положение, в котором линия 2-2
будет вертикальной, так что вес летательного аппарата будет действовать вдоль линии 2-2, как показано
стрелкой W'. Устойчивость ротора относительно его оси вращения вертикальна при отсутствии бокового
скольжения, но любое отклонение 13(' относительно плоскости летательного аппарата, позволяющее ротору
наклоняться вбок для управления левым колесом, будет видно. На этих чертежах во всех случаях ось
вращения, как правило, расположена ниже фокусной точки и смещена относительно оси вращения в
направлении аэродинамической линии, такой как 1-1, 2-2 и т. д.
Далее будет рассмотрено влияние такого способа определения оси вращения плитки.
Во-первых, необходимо четко понимать, что положение линии результирующей аэродинамической реакции
относительно оси вращения ротора зависит исключительно от угла падения последнего на ветер и не зависит
от относительного положения оси ротора и летательного аппарата! тело.
Обращаясь к рис. 1, видно, что ось вращения, обозначенная как p', при продольном наклоне ротора лежит на
линии 2-2, и, следовательно, ротор в целом будет находиться в равновесии относительно своей оси вращения
p', когда угол падения таков, что линия результирующей аэродинамической реакции проходит через ось
вращения p', т.е. ее проекция представлена линией 2-2.
Теперь предположим, что угол падения ротора случайно увеличился, так что аэродинамическая реакция
теперь действует вдоль линии, проекция которой представлена линией 1-1. Ротор больше не находится в
равновесии относительно своей точки опоры p', а подвержен воздействию пары сил, стремящихся
раскачивать ротор относительно его точки опоры pi в направлении (против часовой стрелки относительно рис.
1), что приведет к уменьшению угла падения σ и возвращению его в положение равновесия, в котором
реакция проходит через точку опоры p1. Аналогично, если угол падения ротора случайно уменьшится,
возникнет восстанавливающая пара сил, действующая в противоположном направлении. Таким образом,
равновесие ротора относительно его оси вращения p' является устойчивым. Это означает, что если отпустить
органы управления, влияющие на наклон ротора в продольной плоскости относительно точки опоры p', ротор
установится под таким углом падения на летный ветер, при котором проекция аэродинамической реакции
будет лежать вдоль линии 2-2 passt55 ing, проходящей через точку опоры p1.
Этот угол атаки соответствует определенной скорости полета вперед, которая далее будет называться
«скоростью триммирования» или «скоростью триммирования».
Продольная устойчивость летательного аппарата в целом на скорости балансировки со свободным
управлением обеспечивается маятниковой подвеской фюзеляжа ниже точки опоры. Таким образом, в
планирующем полете летательный аппарат примет положение, в котором центр тяжести будет лежать на
393,97-6 8 39:,x, (76) перед положением равновесия. Это вызовет боковое скольжение летательного аппарата,
которое, в свою очередь, будет оказывать боковую силу на ротор, действующую приблизительно в плоскости
шарниров лопастей, стремясь вернуть ротор в положение равновесия. Устойчивость летательного аппарата в
целом, в отличие от устойчивости несущего винта, в некотором смысле может считаться обеспечиваемой
маятниковой подвеской корпуса — ниже оси;4 для бокового наклона несущего винта, но строго говоря,
устойчивость несущего винта и корпуса соответственно нельзя рассматривать независимо, поскольку
восстанавливающий эффект обусловлен боковым скольжением, а это включает в себя боковое смещение
корпуса относительно линии полета.
На рис. 5 показано состояние, при котором самолет летит со скоростью, отличной от той, которая
обеспечивает идеальную боковую балансировку при свободном управлении.
В этом случае ось вращения p5 смещена относительно линии аэродинамической реакции, проекция которой,
как и прежде, представляет собой линию 2-2.
Теперь на роторе будет действовать опрокидывающий момент, приблизительно равный W.y, где y —
перпендикулярное расстояние точки p5 от линии 2-2.
Этот момент может быть компенсирован равным и противоположно направленным моментом, приложенным
системой управления боковым наклоном несущего винта, и несущий винт примет угол бокового наклона, при
котором линия 2-2 проходит через точку g, при этом летательный аппарат примет положение 3, при котором
линия 2-2 будет вертикальной.
Если же, с другой стороны, система управления не прикладывает к ротору корректирующий момент, система
примет конфигурацию и положение, обеспечивающие степень постоянного бокового скольжения -ko,
достаточную для уравновешивания опрокидывающего момента Wy, действующего на ротор.
Соседние файлы в папке патенты