Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_12313
.pdf
Независимо от того, заблокировано управление или свободно, система примет конфигурацию y5 и положение
равновесия, которое будет устойчивым за счет эффекта бокового скольжения при условии, что ось вращения
a' (p4 или p5) для бокового наклона ротора не находится далеко от линии аэродинамической реакции.
Следует отметить, что, хотя для упрощения проблемы обсуждение равновесия и устойчивости было
ограничено случаем планирующего полета, приведенные аргументы будут применимы в целом, поскольку
добавление тяги двигателя в полете не вносит существенных изменений в систему.
Здесь следует отметить, что, хотя приведенное выше теоретическое изложение со ссылкой на рисунки 1-5
было выполнено в отношении роторов, лопасти которых крепятся к ступице с помощью таких средств, как
горизонтальные шарнирные соединения C5, например, a-a на рисунках, сделанные выводы считаются в
целом справедливыми для всех роторов, включающих средства для автоматической компенсации
поперечного момента опрокидывания, обычно испытываемого ротором с жесткими лопастями, когда его
движение включает поступательное движение вперед.
Некоторые из способов достижения этой цели могут включать наклон или угловое смещение виртуальной оси,
вокруг которой вращаются лопасти ротора, без фактического смещения конструктивной оси, т.е. оси a
подшипников ступицы ротора, и следует понимать, что в дальнейшем выражение «ось вращения» включает в
себя реальную или виртуальную ось вращения.
Согласно настоящему изобретению, во всех летательных аппаратах, основными средствами опоры которых в
полете являются несущий ротор указанного типа, имеющий практически вертикальную ось вращения,
предусмотрены средства для управляемого наклона указанной оси относительно корпуса летательного
аппарата в одной или нескольких плоскостях, в целом вертикальных, вокруг реальных или вертикальных осей
вращения, причем указанные средства характеризуются тем, что любая такая ось вращения расположена
выше центра тяжести летательного аппарата, что точка пересечения оси вращения с проекцией линии
результирующей аэродинамической реакции ротора на плоскость, содержащую как ось вращения, так и
кратчайшее расстояние между осью вращения и указанной осью вращения, находится выше указанной оси
вращения, и что указанная ось вращения смещена относительно оси вращения в направлении линии
аэродинамической реакции, так что ни при одном режиме полета вперед ось ротора не лежит между линией
аэродинамической реакции и указанной осью вращения, включая предельный случай, когда указанная ось
вращения проходит через указанную точку пересечения.
110 В случае ротора, описанного более подробно, а именно такого, в котором лопасти ротора соединены со
ступицей посредством шарнирных соединений, включающих в основном горизонтальные оси вращения,
предпочтительная степень смещения оси вращения для управляемого наклона ротора относительно оси, а
также положение указанной оси вращения в вертикальном направлении, зависит от расстояния
горизонтальных осей вращения шарнирных соединений лопастей от оси вращения. Это следует из того
факта, что положение фокусной точки на оси вращения определяется расстоянием 125° между осями
горизонтального шарнира и осью вращения. Таким образом, чем больше расстояние, разделяющее оси
вращения горизонтального шарнира от оси вращения, тем больше будет расстояние, на которое фокусная
точка находится над плоскостью, содержащей оси вращения горизонтального шарнира. Иллюстрация этого
представлена на рис. 1–5.
На рис. 1 горизонтальные оси сочленения лезвия a расположены достаточно далеко от оси вращения 0-0, а
фокусная точка fl находится на значительной высоте над плоскостью, содержащей точки a--a. На рис. 2 jo
сочленения a-a расположены ближе к оси вращения, а фокусная точка f2 находится ближе к плоскости
сочленений.
На рис. 4 показано состояние, аналогичное рис. 1 в поперечной плоскости, и на рис.
5 Состояние, аналогичное рис. 2.
На рис. 3 показан случай, когда горизонтальные оси шарнирных соединений лезвия пересекают ось
вращения.
В данном случае фокусная точка 13 совпадает с точкой пересечения оси вращения и осей сочленения лезвия.
Поскольку строки 0-0, 1-1, 2-2 и т. д.
На графике, отображающем проекции линии аэродинамической реакции при различных условиях полета,
отклоняющиеся вниз от фокусной точки, восстанавливающий момент относительно точки опоры p,
действующий на ротор при его угловом смещении от положения равновесия, будет практически
пропорционален расстоянию от точки опоры p ниже фокусной точки 1, в то время как моменты,
обусловленные боковым скольжением, будут практически пропорциональны расстоянию от точки опоры p
ниже плоскости шарниров сочленения лопастей a. Из этого следует, что степень как устойчивости
(измеряемой величиной восстанавливающего момента), так и «жесткости» органов управления (измеряемой
величиной сил, которые необходимо приложить к органам управления для наклона ротора) зависит от
вертикального расположения оси вращения p, которое, как правило, тем выше, чем ниже расположена ось
вращения.
Для того чтобы исключить передачу на органы управления наклоном ротора вибраций, генерируемых в
роторе, например, из-за незначительных дефектов механической балансировки или по другим причинам,
предпочтительно располагать действительную или мнимую ось, вокруг которой ротор в целом может
наклоняться, в плоскости, содержащей горизонтальные оси вращения шарнирных соединений лопастей, или в
непосредственной близости от нее.
Обычно оси вращения горизонтального шарнира лежат в одной плоскости, но для учета случая
некопланарных осей вращения, например, в четырехлопастном роторе со смещенными осями вращения или в
случае наклонных осей вращения, как упоминалось выше, плоскость, содержащая оси вращения
горизонтального шарнира, должна рассматриваться как включающая среднюю плоскость, симметрично
расположенную относительно указанных осей вращения горизонтального шарнира.
В некоторых специализированных типах летательных аппаратов.
Например, в случае военных самолетов, очень легкое управление и быстрая маневренность важнее
устойчивости, и в этом случае удобно расположить точку опоры p близко к фокусной точке f или совместить ее
с ней, что может быть достигнуто путем расположения в целом горизонтальных шарниров шарнирного
соединения лопастей, пересекающих ось вращения, и определения реальной или виртуальной оси вращения
75° для наклона ротора таким образом, чтобы она проходила через точку пересечения горизонтальной оси
шарнирного соединения и оси вращения.
На рис. 1 точка опоры p' показана фактически в плоскости шарниров сочленения a. 80 Поскольку последние
значительно смещены относительно оси вращения, фокусная точка f' является светлой, и достигается
удовлетворительная продольная устойчивость. Однако такое расположение неудобно по конструктивным
причинам, и в целом будет удобнее расположить шарниры p непосредственно под плоскостью сочленения a,
как, например, p2, 1P, p4, p5 на рис. 2-6.
Хотя было показано, что если шарниры, вокруг которых ротор управляемо наклоняется, расположены
соответствующим образом, то летательный аппарат может быть приведен в состояние балансировки на
скорости в пределах диапазона полета со свободным управлением и обладать удовлетворительными
характеристиками продольной и поперечной устойчивости со свободным управлением, предпочтительно
предусмотреть средства, позволяющие хотя бы частично ограничить наклон ротора.
К таким ограничивающим средствам относятся, например, неэластичные демпфирующие элементы, средства
для предотвращения любых колебаний ротора вокруг своей оси наклона, шарниры и, в целом, для
обеспечения плавного управления наклоном ротора в процессе работы. 105 В частности, могут быть
предусмотрены одно или несколько упругих ограничений. Тот факт, что центр масс ротора обычно находится
выше оси шарниров, на которых ротор установлен с возможностью наклона, 110 вносит тенденцию к
неустойчивости равновесия ротора на таких шарнирах, и для компенсации этой тенденции к неустойчивости
могут быть использованы упругие ограничения. 115 Кроме того, могут быть предусмотрены упругие
ограничения для создания упругого смещения в наклоне ротора в одной или нескольких плоскостях, а также
средства для изменения степени упругого смещения, позволяющие летательному аппарату выполнять
балансировку на любой требуемой скорости и без крена, когда руки пилота не касаются органов управления.
При желании упругие ограничения могут быть расположены таким образом, чтобы при определенном угле
наклона ротора 125° (в любой плоскости наклона) ограничение не оказывало никакого воздействия, т.е.
смещение было нейтральным для этого угла, и могли быть предусмотрены средства для изменения угла
наклона, при котором смещение было нейтральным. 130 ! В результате эксперимента было установлено, что
если оси вращения несущего винта расположены таким образом, что скорость балансировки летательного
аппарата и/или скорость, соответствующая боковому равновесию несущего винта, то есть отсутствие
бокового скольжения, свободное управление и отсутствие упругого смещения, находятся в пределах
нормального диапазона полета, то может проявляться тенденция к нестабильности как по тангажу, так и по
крену, особенно в порывистом ветре, причем резкие изменения скорости ветра на траектории полета,
по-видимому, оказывают особенно негативное воздействие.
Согласно одному из особенностей данного изобретения, ось вращения для управляемого наклона ротора в
целом расположена таким образом, что на всех скоростях в пределах нормального диапазона полета
проекция на плоскость, содержащую как ось вращения, так и кратчайшее расстояние между осью вращения и
указанной осью вращения линии результирующей аэродинамической реакции ротора, лежит между указанной
осью вращения и осью вращения.
Это эквивалентно тому, что ось вращения расположена таким образом, что скорость балансировки или
скорость без бокового скольжения (в зависимости от того, является ли ось вращения поперечной или
продольной), при свободном управлении и отсутствии упругого смещения, превышает максимальную скорость
в нормальном диапазоне полетов. Это условие проиллюстрировано на рис. 3, где ось вращения p3
расположена перед линией реакции 5-3, соответствующей нормальной максимальной скорости полета.
Благодаря расположенным в этом механизме шарнирам наклона ротора, продольная и поперечная
регулировка скорости в пределах нормального диапазона наклона достигается за счет использования упругих
элементов.
Для ограничения углового диапазона наклона ротора в любой плоскости предпочтительно
предусматриваются 4 фиксированных упора, которые для ограничения наклона ротора вперед удобно
расположены таким образом, чтобы исключить возможность удержания аппарата в опасно крутом
пикировании.
Поперечный шарнир для продольного наклона несущего винта предпочтительно располагается позади центра
тяжести летательного аппарата. В частности, перпендикуляр, проведенный от центра тяжести к указанной
поперечной оси вращения, может быть наклонен к плоскости, перпендикулярной продольной оси шасси
летательного аппарата, под углом порядка шести градусов. Это гарантирует, что продольная ось фюзеляжа
будет занимать практически горизонтальное положение в крейсерском полете и слегка наклонена вниз в
планирующем, что, как правило, желательно как для минимизации сопротивления фюзеляжа, так и для
обеспечения пилоту хорошего обзора.
6O В соответствии с еще одной особенностью изобретения, помимо средств для управляемого наклона
ротора, предусмотрены средства для перемещения ротора в целом в направлении, в целом
перпендикулярном оси ротора. Предпочтительными из перечисленных средств являются те, которые
управляемы в полете.
Путем продольного смещения ротора летательного аппарата можно контролировать положение корпуса
относительно линии полета в продольной вертикальной плоскости независимо от скорости летательного
аппарата и положения центра тяжести, так что летательный аппарат всегда может летать в оптимальном
положении, а такие изменения продольной балансировки, которые могут быть вызваны изменением
расположения пассажиров, груза, топлива и других расходных материалов, могут быть легко и идеально
компенсированы. 80 Согласно другой особенности изобретения, летательный аппарат сконструирован таким
образом, что аэродинамическая устойчивость фюзеляжа (включая все связанные с ним части, такие как
шасси, воздушный винт и т. д.) независимо от ротора является положительной по рысканию и положительной
или, по крайней мере, нейтральной по тангажу и крену, при этом для этой цели, при необходимости,
предусмотрены небольшие вспомогательные невращающиеся поверхности. Для достижения устойчивости
фюзеляжа по тангажу может использоваться небольшое невращающееся продольное хвостовое оперение,
«объем» которого, т. е. произведение его площади и плеча рычага относительно центра тяжести, составляет
9.
значительно меньше (например, примерно две трети) того, что потребовалось бы для эффективной
стабилизации всего самолета по тангажу, если бы ось вращения несущего винта была зафиксирована
относительно фюзеляжа. 100' Приведенное ниже описание относится к трем вариантам осуществления
настоящего изобретения и содержит ссылки на прилагаемые чертежи.
На иллюстрации представлен первый вариант осуществления изобретения 105! На рисунках с d по 12, из
которых на рисунках 6, 7 и 8 показано общее расположение летательного аппарата указанного типа,
соответственно в боковом, горизонтальном и фронтальном разрезах. На рисунке 9 в центральном
продольном вертикальном разрезе показан узел ротора.
На рис. 10 показано крепление элемента оси ротора в проекции сзади.
На фиг. 11 и 12 в боковом проекции показано расположение органов управления самолета в кабине пилота.
На фиг. 6, 7 и 5 изображен летательный аппарат, включающий фюзеляж 31, двигатель 2, приводной вал 3,
основные опорные колеса 34, установленные на стойках шасси 35, и пирамидальную опорную конструкцию,
состоящую из стоек 36, на вершине которых установлен ротор. 125 Последний включает в себя (lelldes:US,
кажется, соединенный с центральным элементом 37 горизонтальными шарнирами:39, звеньями 40 и
вертикальными шарнирами 41. Ступица 37 установлена на осевой конструкции, изображенной на фиг. 9 и 10,
отверстие 1)ein, 130' 393,976 центр тяжести g, линия, соединяющая центр колеса с точкой g, наклонена назад
к линии земли e-e (когда самолет опирается на все три колеса) под гораздо более острым углом, чем обычно в
случае обычных самолетов. Этот угол выбран таким образом, чтобы самолет не опрокинулся на землю с
заторможенными или заблокированными колесами и воздушным винтом, развивающим максимальную тягу,
и/или ротором, развивающим максимальную подъемную силу, на которую он способен под воздействием
привода для запуска ротора, как описано ниже, даже на небольшом наклоне вперед, несмотря на то, что
существует 8G.
Отсутствуют элероны, при которых в хвостовой части самолета может возникать значительная нисходящая
нагрузка под действием воздушного потока.
Обращаясь к рис. 9 и 10, верхний конец промежуточных стоек 36 прикреплен болтами к 85 вершинному
элементу 71, включающему вилку 72, несущую поперечный шарнирный штифт 42, на котором с помощью
втулки 73 вращательно установлен промежуточный элемент 74, включающий выступ 7,5 калибра.
и выступающий вниз фланец 76, который служит для ограничения углового перемещения элемента 74 вокруг
шарнирного штифта 42 за счет контакта с вертикальными поверхностями 71x, образованными на элементе
71. 95Задняя часть 75 элемента 74 служит для крепления рычага 48, а часть, расположенная
непосредственно позади шарнирного штифта 42, образует продольный шарнирный штифт 43, на котором с
помощью втулки 10Q 77 установлен элемент оси ротора 7S, нижняя часть 79 которого имеет продольное
отверстие для охвата шарнира 43. В нижней части детали 79 образована пара выступов SO, охватывающих
фланец 76 и служащих посредством контакта с ним 10a для ограничения перемещения осевого элемента 78
вокруг шарнира 43. Как показано на рис. 10, рычаг 52 закреплен на части 79 осевого элемента 7S.
Перемещение элемента 74 вокруг оси вращения 42 гасится с помощью фрикционного устройства, состоящего
из шайбы 147, закрепленной на вилке 72, фрикционной шайбы 148, зажимной шайбы 149, пружины 150 и
гайки 151, установленной на резьбовом удлинителе 1J шарнирного штифта 42; регулировка сопротивления
трения осуществляется путем затягивания или ослабления гайки 151.
Движение детали 7 9 вокруг оси 43 ограничено аналогичным трением 120.
Устройство, включающее фланец 152, образованный на заднем конце детали 79, фрикционную шайбу 153,
зажимную шайбу 154, пружину 155 и регулируемую зажимную гайку 156, последняя установлена на резьбовой
части 125 рычага 48. Ступица ротора 37 установлена на осевом элементе 78 с помощью комбинированных
упорных и радиальных подшипников a2. Ось 78 дополнительно включает в себя элемент P(, шарнирно
установленный на пирамиде 36 с помощью поперечного шарнира 42 для продольного наклона ротора и
продольного шарнира 43 для поперечного наклона. Точка опоры I, 42 расположена немного впереди оси
вращения ротора, которая обозначена линией 0-0. Кроме того, шарнир 42 расположен ниже плоскости
шарниров 39, но как можно ближе к L0 этой плоскости, насколько позволяют конструктивные условия.
Аналогичным образом, продольный шарнир 43 смещен относительно оси ротора на 0° в направлении
отступающей лопасти ротора, причем направление вращения указано стрелкой на рис. 7.
Центр тяжести самолета обозначен точкой g, а линия, соединяющая точку g с точкой опоры 42, образует угол
приблизительно в шесть градусов с плоскостью, перпендикулярной продольной оси фюзеляжа самолета.
Управление наклоном ротора как в продольном, так и в поперечном направлениях осуществляется с
помощью рулевой колонки 44 обычного типа, расположенной в кабине пилота 69; продольный наклон ротора
осуществляется путем продольного качания рулевой колонки, а движение последней передается с помощью
тяги 45, коромысла 46, тяги 47 и рычага 48.
Поперечное качание ротора 44 передается посредством качающегося вала 49, кривошипа 50, стержня 51 и
рычага 52 для осуществления поперечного наклона ротора.
На задней части фюзеляжа самолета 3L установлен неподвижный вертикальный киль 53 и руль направления
54, на котором установлен двусторонний рычаг 54', соединенный посредством тросов 56 с рулевой тягой 55,
имеющей педали 55'.
На задней части фюзеляжа также установлены небольшие горизонтальные стабилизаторы 57, имеющие
достаточную площадь, чтобы обеспечить фюзеляжу (вместе с его различными неподвижными элементами,
такими как шасси и пирамида крепления несущего винта) положительную степень устойчивости по тангажу.
Стабилизаторы 57 крепятся к корпусу с помощью стоек 70 и шарнирно установлены для качания вокруг оси
58; их угол атаки регулируется на небольшой угол с помощью стержня 59, коромысла 60, тросов 61 и ручного
рычага 62, который может быть зафиксирован в любом желаемом положении с помощью храпового
механизма 63.
Задняя часть летательного аппарата опирается на землю с помощью управляемого хвостового колеса 64,
установленного в вилке 65, которая шарнирно закреплена в корпусе в точке 66. Управление хвостовым
колесом осуществляется с помощью тросов 67, в которые встроены пружины 68 и которые прикреплены к
тросам управления рулем направления 56.
Следует отметить, что главные колеса 34 расположены заметно впереди 393,976 кольца 81, на котором
закреплены две половины разъемного кронштейна 83, 84, к передней части которого прикреплен корпус 85, в
котором находятся валы 86, 87, которые могут быть соединены между собой с помощью кулачковой муфты
88, 89, приводимый в движение элемент 89 которой управляется ударной вилкой 90, рычагом 91, тросом
разъединения 92 и зацепляющей пружиной 9:3. На верхнем конце вала 87 расположена шестерня 94,
зацепляющаяся с корончатым колесом 95, которое прикреплено болтами к ступице 37 и несет гидравлическое
уплотнение 96, удерживающее смазку, находящуюся в ступице 37 для подшипников 82.
Внутренняя поверхность 97 корончатого колеса служит тормозным барабаном. Вместе с ним устанавливается
пара тормозных колодок 98, вращающихся на оси 99, закрепленной на передней половине S3 разъемного
кронштейна. Тормозные колодки 98 приводятся в действие кулачком 100, вал 101 которого установлен в
задней половине 84 кронштейна и несет рычаг управления 102, который соединен с элементом управления в
кабине пилота любым подходящим способом (не показано на иллюстрации).
Вал 86 получает привод от направленного вверх вала 103 через телескопический шарнир 104 и
универсальный шарнир 10.5. Вал 10:3 приводится в движение двигателем 32 через приводные элементы, как
показано на рис. 6 на 103'.
Стержни 47 и 51 имеют трубчатую конструкцию и упруго соединены с рычагами 48 и 52 соответственно
посредством колонн из сжатых резиновых колец 106, которые опираются на упоры 107, закрепленные на
трубчатом элементе 47, и на воротник 10S, образованный на стержне 109, который может скользить
продольно относительно трубчатого элемента 47, направляясь в упорах 107 и соединяясь с рычагом 4S
посредством раздвоенной скобы 110.
Аналогичный стержень 109, установленный в трубчатом стержне 51, соединен с рычагом 52 посредством
вилки 111 и шарнира 1f2 с ушком, что позволяет изменять продольное положение стержня 51 вследствие
наклона элемента 74 вокруг оси вращения 42.
Обращаясь к рис. 11 и 1.2, следует отметить, что элементы управления наклоном ротора, помимо уже
описанных частей, включают поперечный качающийся вал 113, на котором установлен коромысло 46. На
одном конце этого качающегося вала расположен двойной рычаг 115, к концам которого прикреплены
эластичные шнуры 116, соединенные тросами 117 и регулируемыми натяжными устройствами 118 с ручным
рычагом 119, имеющим защелку 121 и зубчатый квадрант 120. Таким образом, к продольному наклону ротора
может быть приложено упругое смещение, при этом положение оси ротора соответствует нулевому
смещению, т.е. равному натяжению двух тросов 116, которое определяется положением ручного рычага 119,
а сила, создаваемая смещением, регулируется с помощью устройств 118.
Аналогичное устройство упругого смещения для бокового наклона ротора включает в себя 70 вертикальный
рычаг 122, установленный на переднем конце качающегося вала 49, и упругие шнуры 123, прикрепленные к
тросам 124, включающим натяжные устройства 12.5 и проложенные через шкивы 126 для крепления к 175
вертикальному рычагу 127, установленному на продольном качающемся валу 128, на переднем конце
которого расположен ручной рычаг 129 с пружинным фиксатором 131 для зацепления с зубчатым квадрантом
130. 80 Как показано на рис. 12, тросы руля направления 56 и тросы хвостового колеса 67 соединены вместе
скобами с тросами 56', передние концы которых прикреплены скобами к рулевой балке 35.
Все элементы управления могут быть полностью или частично заблокированы с помощью фрикционных
устройств; для фиксации используются продольные элементы управления, состоящие из стержня 13P3,
закрепленного одним концом на рычаге 1-2, установленном на поперечном валу 113, и закрепленного другим
концом на пластине 14 с прорезью, включающей резьбовой штифт 133, содержащий зажимную шайбу 1:S,
амортизирующую пружину 1:37 и регулируемую гайку в виде маховика 3136, благодаря чему пластина 134
может быть зажата относительно опорной пластины 139.
Аналогичное фрикционное фиксирующее устройство для управления поперечным наклоном ротора,
обозначенное в целом цифрой 141, служит для зажима щелевого квадранта 140, установленного на
качающемся валу 49. Для управления рулем направления используется фрикционное устройство 143,
аналогичное тем, что применяются для управления ротором, которое служит для зажима пластины с
прорезями 142, встроенной в один из тросов 56'. 105 Рулевая колонка 44 имеет трубчатую форму и
выполнена с помощью пары пластин 44', закрепленных на ее нижнем конце, которые шарнирно соединены в
точке 440 для продольного качания на качающемся валу 49. Рулевая колонка 44 может быть зафиксирована в
своем наиболее переднем положении с помощью раздвоенной пластины 144, шарнирно соединенной вокруг
поперечной оси, на которой установлен рычаг 145, закрепленный в неподвижной точке пружиной 146.
Как видно из рис. 11, пружина 146 расположена таким образом, что обычно пластина 144 удерживается вдали
от стойки управления 44, но при повороте назад, чтобы обхватить стойку 44, пружина 146 проходит через
мертвую точку, так что раздвоенная пластина 144 теперь находится в зацеплении с воротником 44a,
образованным на стойке 44, который прочно удерживает последнюю в нужном положении. 125 Второй
вариант осуществления изобретения показан на иллюстрации Финна. 1 Эти 19 из которых Фи! На рисунках 13,
14 и 15 показано общее расположение самолета соответственно в боковой проекции, плане и на рисунке 13Q,
которые скользят в направляющих 224, образованных в вершинном элементе 223, который закреплен на
верхних концах пирамидальных стоек 36.
Быстрозажимной винт 225 ввинчивается и фиксируется штифтом в заднем конце элемента 71a, на который
навинчивается гайка 226 70, несущая звездочку 227, по которой проходит цепь 228, причем звездочка 227
расположена аксиально между упорными кольцами 229, 230, которые снабжены встроенными боковыми
выступами, входящими в направляющие 224 элемента 71a 223 и закрепленными там установочными винтами,
как показано на рис. 230. 17).
Вертикальные упорные поверхности 71', взаимодействующие с фланцем 76 элемента 74, сформированы на
каретке 71a, как показано на рис. 16. Остальные части узла роторной головки практически идентичны тем, что
показаны на рис. 9 и 10.
Обращаясь к фиг. 13, 19, концы цепи 228 прикреплены к 85 тросам 231, которые проложены вниз в корпус
летательного аппарата и через шкивы 232; их концы соединены вторым отрезком цепи 233, который проложен
через звездочку 234, закрепленную на маховике 235 90, с помощью которого можно регулировать переднее и
заднее положение скользящей каретки 711 и, следовательно, всего ротора.
Третий вариант исполнения показан на фиг. 20–23, из которых: - 95 Фиг. 20 показывает общее расположение
летательного аппарата в боковом ракурсе.
На рис. 21 показано расположение узла крепления ротора и элементов управления в боковом ракурсе. 10Г.
На рис. 22 показан вид сзади деталей, изображенных на рис. 21; а на рис. 23 — вид сверху, демонстрирующий
некоторые детали элементов управления:
Обращаясь к рис. 20; самолет в X0 в данном случае не имеет руля направления, элеронов и неподвижных
крыльев, управляется в полете исключительно управляемыми наклонными движениями несущего винта, за
исключением, конечно, управления двигателем. i10 Корпус, обозначенный, как и ранее, на 31, с двигателем
32, тянущим винтом 33, основными колесами 34, стойками шасси 35, хвостовым колесом 64 и кабиной пилота
69, обеспечивается устойчивостью по рысканию, тангажу и крену с помощью 115 вертикального неподвижного
киля 300, небольшого горизонтального стабилизатора 301 и обтекаемого обтекателя 302 соответственно,
последний охватывает конструкцию крепления несущего винта и обеспечивает поверхность киля над центром
тяжести.
В данном варианте исполнения летательный аппарат снабжен двухлопастным двигателем Йотор,
включающим лопасти 38, которые соединены со ступицей 37 вертикальными штифтами 41, звеньями 40 125 и
одним горизонтальным штифтом 39, общим для обеих лопастей.
Как и прежде, осевая конструкция ротора поворачивается для продольного и поперечного подъема передней
части i30.
На рис. 16 представлен центральный продольный вертикальный разрез узла роторной головки.
На рис. 17 показано крепление элемента оси B ротора в проекции сзади; а на рис. 1S и 19 показаны органы
управления в кабине пилота соответственно в проекции сбоку и в проекции сверху.
Данный вариант исполнения во многом схож с предыдущим, а идентичные в обоих вариантах исполнения
детали обозначены одинаковыми номерами и не требуют дальнейшего описания.
Изображенный на рис. 13–19 самолет отличается от изображенного на рис. 6–12 самолета по следующим
параметрам.
Во-первых, управление летательным аппаратом путем наклона несущего винта (продольного и поперечного)
дополняется обычными рулями высоты и элеронами. Таким образом, самолет снабжен небольшими
неподвижными крыльями 201 с загнутыми вверх законцовками 202 для повышения боковой устойчивости и
элеронами 25-203.
— Также предусмотрено хвостовое оперение 204 стандартного размера, к которому прикреплены шарнирные
рули высоты 205. Последние снабжены обычным способом рычагом управления 206, который соединен с
колонкой управления 44 посредством стержня 207, коромысла 208 и второго стержня 209.
— Элероны 203 установлены на торсионных трубах 213, внутренние концы которых выступают в корпус и
несут рычаги 212, соединенные вертикальными тягами 211 с двусторонним поперечным рычагом 210,
установленным на качающемся валу 49 (см. рис. 18 и 19).
Во-вторых, управление элеронами осуществляется с помощью штурвала, а не путем бокового качания
рулевой колонки.
Обращаясь к рис. 18 и 19, видно, что маховик 214 установлен в подшипниках на верхнем конце рулевой
колонки 44 и несет звездочку 215, по которой проходит отрезок цепи 216, концы которой соединены стяжными
тягами 217 с двусторонним поперечным рычагом 218, установленным на качающемся валу 49.
Поскольку от рулевой колонки 44 требуется только продольное качание, качающийся вал 49 заканчивается
непосредственно за рычагом 218 и, будучи полым, образует подшипник 219 для переднего конца короткого
вала 220, который жестко закреплен в кронштейне 221 и несет шарнир 44, на котором установлены
удлинительные пластины 44' рулевой колонки 44.
В-третьих, крепление ротора включает в себя средства для перемещения всего продольного ротора
летательного аппарата.
Таким образом, обращаясь к рис. 13, 16 и 17, вилка 72, в которой установлен поперечный шарнир 42,
выполнена на подвижной каретке 71а, снабженной боковыми фланцами 222 393,976, качающейся вокруг
шарнирных штифтов 42 и 43 соответственно.
В свою очередь, управление осуществляется, как и прежде, с помощью заднего выдвижного рычага 48 и
вертикального стержня 47, а также бокового рычага 52 и стержня 51.
Наклонный приводной вал 0:3 проходит от задней части двигателя к ротору, его нижний конец входит в кожух
204, установленный на задней части двигателя '2 и содержащий необходимую зубчатую передачу вместе с
кулачковой муфтой, детали которой не показаны на иллюстрации, но которая управляется рычагом 30.5, к
которому прикреплен трос 306, проходящий через шкив 307 в кабину пилота.
Основной несущий элемент ротора состоит из одной вертикальной мачты или опоры 30S, заключенной
вместе с тягами 47 и 51 и узлом роторной головки в обтекателе 302. Иллюстрации креплений стойки 308 к
корпусу не приводятся, поскольку это не является частью настоящего изобретения; стойка MS может быть,
очевидно, закреплена и укреплена к конструкции корпуса 31 любым удобным способом.
Колеса шасси 34 снабжены тормозами, детальное описание которых не приводится, поскольку они могут быть
любого подходящего известного типа, но их рычаги управления схематически показаны на рисунке 309. Эти
рычаги соединены любым подходящим способом в качестве элемента управления "Боуйдена", схематически
показанного на рисунке 310, с рабочим механизмом в кабине пилота, который будет описан далее.
Обращаясь к рис. 21-23, следует отметить, что стойка 308 имеет трубчатую форму, а к ее верхнему концу
прикреплено внутреннее гнездо 311, на котором образована вилка 312, несущая поперечный шарнирный
штифт 42, на котором вращательно установлен промежуточный мнемнер 31.3. Качательное движение этого
элемента вокруг шарнирного штифта 42 ограничено частью 313X элемента 313, которая выступает вниз
между парой зажимов 311', образующих часть гнезда 311.
Элемент 313 включает в себя выступающий назад выступ, образующий продольный шарнирный штифт 43, на
котором вращательно установлен элемент 314, нижняя часть которого выполнена с горизонтальным
подшипником, охватывающим шарнир 43.
Как и прежде, роторный элемент 37 установлен на осевом элементе 314-5 с помощью подшипников 315.
Однако в случае с ibis единственный элемент eved lu 3 16 крепится к верхней поверхности элемента hubk 37.
Этот выступ 316 фиксирует единственный горизонтальный шарнирный штифт 39 шарнирных соединений
лезвия, при этом звенья 40 снабжены раздвоенными концами, установленными на штифте 39 и
охватывающими выступ 316.
Втулка плитки 37 заканчивается конусом 317, направленным вниз. Внутренняя поверхность конуса 317
облицована фрикционным материалом J1-1 X.
Когда двигатель наклонен вперед относительно оси вращения 42 практически до упора, фрикционная
накладка 317 входит в зацепление с фрикционной конусной шестерней 31870, установленной на верхнем
конце приводного вала 03 и подшипником 319 в кронштейне 920, который установлен на верхнем конце
колонны 308.
Шарнирный штифт 43, являющийся частью шарнирного элемента 313, выдвинут назад и несет рычаг 48,
который соединен с стержнем 47, в то время как боковой рычаг 52 закреплен сбоку осевого элемента 314. 80
Нижний конец стержня 47 закреплен на рычаге 3'21, установленном на поперечном качающемся валу 322, к
которому также прикреплен рычаг 323, заканчивающийся ножной педалью 324. 85 На запорном валу 322
также закреплен рычаг 325, конец которого соединен прочной пружиной 323 с рычагом 3926, установленным
на валу 322 и включающим упор 327 90, предназначенный для опоры на нижнюю сторону рычага 325.
Стержень 3029 соединяет рычаг 326 с рычагом 3'30, образуя нижнее продолжение двойного рычага 331,
снабженного пружиной 9.
Защелка 332 входит в зацепление с выемками неподвижного квадранта 333.
Обычно пружина 3238 прижимает упор 327 к рычагу 925, так что рычаг 326 перемещается вместе с рычагом
325 и валом качалки 322. Таким образом, продольный наклон ротора обычно контролируется ручным рычагом
331 посредством элементов 330, 329, 326, 325, 322, 321, 47 и 48. 105 Поскольку летательный аппарат
обладает присущей ему продольной устойчивостью, постоянное регулирование продольного наклона
несущего винта пилотом не требуется, и рычаг 331 может быть зафиксирован с помощью фиксатора 332 в
положении 110, соответствующем желаемой скорости полета.
Однако ротор может быть быстро наклонен назад для увеличения угла атаки, если это необходимо.
Например, при посадке J15, с помощью педали 324, которая, будучи непосредственно соединена с
качающимся валом 322, отменяет ручное управление рычагом 331 (если последний заблокирован с помощью
защелки 332), пружина 32 деформируется и позволяет рычагу 321 поднять упор 327.
Станет ясно, что при отпускании педали 3'24 она мощно возвращается пружиной в нормальное положение.
Защелка 125 spriinQ catch:332 может быть снабжена быстросъемными средствами, которые не показаны на
иллюстрации, поскольку подойдут любые из хорошо известных типов.
Зацепление конусной шестерни 31 с фрикционной поверхностью 317 X конуса ступицы ротора 317
осуществляется путем наклона ротора вперед до его максимального положения с помощью ручного рычага
331, при этом передняя часть квадранта 33 вырезана, как показано на рисунке, для обеспечения
равномерного и плавного приложения давления.
Это давление может быть приложено непосредственно рукой или с помощью дополнительного элемента 3-10,
вращающегося вокруг продольной оси 341 и имеющего передний край в виде наклонной плоскости или
кулачка 344, который оказывает давление вперед на рычаг 331, когда рукоятка рычага 340 нажимается по
часовой стрелке, если смотреть сзади.
Кроме того, трос 306 G, приводящий в действие кулачковую муфту, расположенную в корпусе трансмиссии
304, проложен вверх через шкив 343 и прикреплен к шкиву 342, установленному на переднем конце рычага
340.
Более подробно рассмотрим рис.
2?
Показаны четыре положения рычага 340, обозначенные буквами A, B, C и D, причем положение ( обозначено
сплошными линиями, а остальные — пунктирными.
Нормальное положение рычага — точка А, в которую он смещается с помощью пружины 347 (см. рис. 21 и 23).
При вращении рычага по часовой стрелке трос 306 натягивается, и при этом рычаг 305 качается, зацепляя
кулачковую муфту в осевом механизме 304 (см. рис. 20). К моменту достижения рычагом положения B эта
кулачковая муфта полностью изнашивается. Дальнейшее перемещение рычага в положение C приводит к
зацеплению его передней кулачковой поверхности 344 с задней поверхностью рычага 331, который был
предварительно перемещен вперед в положение, показанное пунктирными линиями на рис. 21.
Дальнейшее надавливание на рычаг 340 по часовой стрелке от C до D создает поступательное давление Z5
на рычаг 331 с постоянно возрастающим рычагом, обеспечивая тем самым полное зацепление конусов 317 и
318.
Следует отметить, что пружина 328 должна быть достаточно прочной, чтобы передавать усилие зацепления
конусов 317 и 318 без существенного растяжения, и для этой цели она должна иметь значительное начальное
натяжение, когда рычаг 32.5 входит в зацепление с упором 327.
На рычаге 340 установлен диск с прорезью 345, который можно зафиксировать в любом положении с
помощью зажимного винта 346 с головкой типа «бабочка».
К диску 345 шарнирно прикреплена стопорная пластина 34S, нагруженная пружиной 349.
Когда рычаг '40 находится в нормальном положении А, стопорная пластина 348 находится в положении,
показанном пунктирными линиями. В этом положении он расположен на пути рычага 331 и препятствует его
достаточному раскачиванию вперед, чтобы конусы 317, 318 вошли в зацепление. Однако, если рычаг 31
находится перед пластиной J48, пружина 349 позволяет последней деформироваться и позволяет отвести
рычаг 331 назад за пластину 348.
Таким образом, сборка рычага 340 и стопорной пластины 348 обеспечивает:
(1) Конусы 317, '18 не могут быть задействованы в нормальном полете.
(? ) Это означает, что ротор обычно нельзя наклонить вперед настолько, чтобы вызвать опасное пикирование.
(3)
При включении трансмиссии 80 для запуска ротора, кулачковая муфта в корпусе 304 включается до того, как
сработают фрикционные конусы.
(4)
То есть, кулачковая муфта не может быть включена, если фрикционные конусы 85 уже включены.
Кроме того, предусмотрен рычаг 3.50, который управляет колесными тормозами через рычаг 353 и
соединение троса "Боуден" 310.
Этот рычаг снабжен рукояткой 90 351 и роликом 3.52, выступающим на пути рычага 331, так что при нажатии
последнего вперед для зацепления с конусами 317, 318 рычаг 350 нажимается вперед и автоматически
включает колесные тормоза. Для блокировки колесных тормозов в положении для стоянки предусмотрен
штифт 354, благодаря которому рычаг 350 может быть зафиксирован в рабочем положении, при этом рычаг
350 имеет длину 100.
снабжен выступом 3.56 с отверстием для штифта, который удобно крепится к цепи 355.
Соседние файлы в папке патенты