УПРАВЛЯЕМОЕ КРЫЛО ПРОПЕЛЛЕРНОГО ТИПА ДЛЯ МНОГОКРЫЛОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Полезная модель относится к области летательных аппаратов с машущими крыльями (ЛАМК).
За прототип взято УПРАВЛЯЕМОЕ КРЫЛО ПРОПЕЛЛЕРНОГО ТИПА (патент РФ №2583426 от 10.03.2015 г., опубл. 10.05.2016 г.). Управляемое крыло пропеллерного типа, имеющее внешний каркас, двигатель и механизм управления, отличающееся тем, что имеет одну пару крыльев, которая состоит из двух фигурных, зеркально расположенных относительно друг друга, лонжеронов и полотна парусины, сам лонжерон содержит центральный стержень, в котором, перпендикулярно его поверхности, жестко прикреплена ось лонжерона, причем к внешнему концу ее жестко прикреплено зубчатое колесо лонжерона, и при этом сама ось свободно вращается в удлиненной втулке, внешний конец которой жестко прикреплен к платформе боковой прямоугольной рамы, при этом боковой стержень лонжерона своим внутренним концом жестко закреплен с внешним концом центрального стержня лонжерона с углом наклона от линии его поверхности в сторону оси лонжерона на углы, равные 14±0,5°, при этом внешний боковой край платформы (левый и правый) жестко прикреплены к вертикальному стержню боковой рамы, а к верхнему и нижнему поперечному стержню боковой рамы жестко прикреплен горизонтально-удлиненный, а также горизонтально-укороченный стержни так, чтобы при виде сверху образовалась геометрическая фигура в виде перевернутой трапеции с углом наклона ее боковой стороны - к центру фигуры - на угол, равный 14±0,5°, а для образования на внешнем крае поверхности крыла маха и крыла взмаха «козырьков» внешние края боковых стержней отогнуты на углы, равные 60°, период маха крыла определен сектором окружности от 0° до π радиана, а период взмаха крыла определен сектором окружности от π до 2π радиана.
Недостатками данного полезная модель являются невозможность летательному аппарату произвести полный разворот на 360° и более вокруг вертикальной оси на одном месте без применения дополнительного (хвостового) воздушного винта по типу вертолетного, а так же сложная схема управления крылом, кроме того образуется большая парусность крыла, которая приводит к ухудшению устойчивости летательного аппарата при нахождении его на земле, и кроме того, крыло находится в силовой раме (каркасе), что утяжеляет конструкцию и создает дополнительное вредное сопротивление при полете в воздушной среде.
Технической задачей, на решение которой направлено заявленная полезная модель, является исключение указанных выше недостатков, и создание крыла пропеллерного типа для многокрылого летательного аппарата без применения хвостового винта по типу «вертолетного» с каркасом крыла открытого типа.
Техническое решение достигается за счет применения упрощенной схемы управления крыла и отсутствием рамы каркаса крыла. Техническим результатом, обеспечиваемым заявляемому полезной модели, является создание управляемого крыла пропеллерного типа для многокрылого летательного аппарата без применения хвостового винта, с помощью которого летательный аппарат может произвести полный разворот на 360° и более, при этом применена упрощенная схема крыла, у которого отсутствует силовая рама, а снижение его парусности возможно за счет уменьшения размера крыла.
Предлагается крыло пропеллерного типа для многокрылого летательного аппарата с каркасом крыла открытого типа, т.е. без применения в нем рамы прямоугольного формы с механизмом крыла упрощенной кинематической схемы привода для левого и правого крыла, размещенные симметрично и зеркально по разные стороны корпуса летательного аппарата, которая позволяет при меньших размерах крыла получить ту же суммарную результирующую силу сопротивления куполов крыла, что и у прототипа с однокрылым вариантом крыла, но при меньшей биссектрисной длине крыла, что способствует применять более укороченные стойки колес шасси и с более низким расположением центра тяжести массы летательного аппарата, и более устойчивого положения его на земной поверхности (на стоянке и при рулении). В то же время, разнесение центров давления крыла в положения максимального маха левого и правого крыла между собой вдоль продольной линии дает возможность, без применения дополнительного (хвостового) воздушного винта по типу вертолетного, производить разворот летательного аппарата, как на земле, так и воздухе на угол 360° и более в обе стороны вокруг вертикальной оси.
Полезная модель поясняется чертежами.
На Фиг. 1 изображен общий вид упрощенной схемы крыла.
На Фиг. 2 изображена упрощенная схема крыла в разрезе А-А
На Фиг. 3а изображена схема крыла и механизмов при отклонении вверх
На Фиг. 3б изображена схема крыла и механизмов при отклонении вниз
На Фиг. 4 изображена общая схема летательного аппарата (вид сбоку)
На Фиг. 5 изображена общая схема летательного аппарата (вид спереди) Описание схемы крыла.
1
1
2
2
Упрощенная кинематическая схема крыла на примере левого крыла 3 содержит: корпус (фюзеляж, кабина пилота) 1, правое крыло 2 левое крыло 3, с одинаковыми кинематическими схемами крыла, зеркально расположенными друг к другу, одну общую «Г»-образную ось 4, вершина угла которой обращена от крыла взмаха 5 в сторону крыла маха 6, Фиг. 1 и Фиг. 2,. в сторону продольной горизонтальной оси (X-X), на внешней стороне которой расположена внешняя втулка 7, на внутреннем конце которой жестко закреплено коническое зубчатое колесо 8, а ближе к внешней стороне данной втулки (7) перпендикулярно ее боковым поверхностям жестко прикреплен фигурный лонжерон 9, в то же время, на внутренней стороне «Г»-образной оси 4 расположена удлиненная втулка 10, на внутреннем конце которой жестко закреплено коническое зубчатое колесо 11, имеющее механический контакт с коническим зубчатым колесом 8, притом (на определенном удалении) от данного конического зубчатого колеса к внешним сторонам данной втулки перпендикулярно к ее боковым поверхностям жестко прикреплен фигурный лонжерон 12, а на внешней стороне этой удлиненной втулки жестко закреплено ведомое зубчатое колесо 13, расположенное между двумя втулками: первой - внешней втулкой 14 левого бокового звена 15 «П»-образной рамы 16 и - второй внешней втулкой 17 с винтом-фиксатором 18 правого бокового звена 19, где данное звено «П»-образной рамы 16 и его вторая внешняя втулка 17 при помощи винта-фиксатора 18 жестко соединены в одно целое с ближним концом внутренней стороны «Г»-образной оси 4, к тому же, в первой внешней втулке 14 свободно вращается удлиненная втулка 10, а вышеизложенные боковые звенья 15 и 19 (с внешней их стороны) жестко соединены поперечным звеном 20, к внешней боковой части которого (перпендикулярно) жестко прикреплен рычаг 21 «П»-образной рамы 16 с втулкой рычага 22, где в серединной части левого бокового звена 15 расположена серединная левая втулка 23, а серединной части правого бокового звена 19 расположена серединная правая втулка 24, внутри которых свободно расположен ведущий вал 25 с расположением на нем жестко прикрепленным ведущим зубчатым колесом 26, расположенным на одной продольной оси (Х-Х), с ведомым зубчатым колесом 13 и имеющим с ним механический контакт, причем ведущий вал 25 имеет свободное вращение в базовых втулках 27, 28, 29, 30, а его коническое зубчатое колесо 31 жестко прикреплено к данному валу между базовой втулкой 29 и 30 и передающей свое вращение ведущему валу 25 от горизонтального конического зубчатого колеса 32, где для углового изменения «П»-образной рамы 16, совместно с «Г»-образной осью 4, применен гидроцилиндр 33 с выдвижным штоком 34, а также с золотниковым переключателем 35 с ручкой управления 36 и промежуточной тягой 37, которая одним концом шарнирно соединена с втулкой штока 38, а другим своим концом шарнирно соединена с втулкой рычага 22. Далее следует описание работы крыла в разных режимах. Описание работы крыла пропеллерного типа в полетном горизонтальном режиме.
1
1
Вращение ведущего вала 25 совместно с ведущим зубчатым колесом 26 поступает от горизонтального конического зубчатого колеса 32 через коническое зубчатое колесо 31, далее зубчато колесо 26 передает свое вращение ведомому зубчатому колесу 13 удлиненной втулки 10, свободно вращающейся на «Г»-образной оси 4, далее ведомое зубчато колесо 13 передает свое вращение коническому зубчатому колесу 11, расположенному под определенным углом α к коническому зубчатому колесу 8, жестко прикрепленный к внешней втулке 7, свободно вращающейся на внешней стороне «Г»-образной оси 4, с параллельной ориентацией между собой фигурного лонжерона 9 и 12, при этом, биссектрисная ось крыла маха 6 при максимальном его раскрытии совпадает с продольной осью (X-X) и удерживается в этом положении, при фиксированном положении выдвижного штока 34 и нейтральном полетном положении ручки переключения 36 левого крыла 3, такое же нейтральное полетное положение должна сохранять и ручка переключения 36 правого крыла 2 летательного аппарата, Фиг. 1 и Фиг. 2.
Описание режима набора высоты полета летательного аппарата.
1
1
1
2
3
Для перевода биссектрисной оси крыла маха 6 вверх при максимальном его раскрытии, т.е. для перевода летательного аппарата в набор высоты, необходимо ручку переключения 36 наклонить вправо, в результате чего, выдвижной шток 34 гидроцилиндра 33 опустится вниз, перемещая «Г»-образную ось 4 и ее удлиненную втулку 10 вверх относительно ведущего вала 25, на угол α, измеренного от исходного положения оси (X-X), одновременно с этим, ведомое зубчато колесо 13 переместиться вдоль зубчатой поверхности ведущего зубчатого колеса 26 поворачивая вместе с собой удлиненную втулку 10 и биссектрисную ось крыла маха против часовой стрелки на дополнительный угол α, таким образом, переводя биссектрисную ось крыла маха вверх на суммарный угол (+α). Одновременно с переводом ручки переключения 36 левого крыла 3 вправо необходимо (также одновременно) наклонить ручку переключения 36 правого крыла 2 данного летательного аппарата 1 тоже вправо, Фиг. 3а). Описание режима снижения (уменьшения высоты полета) летательного аппарата.
4
1
1
5
6
Для перевода биссектрисной оси крыла маха 6 вниз при максимальном его раскрытии для перевода летательного аппарата на снижение, необходимо ручку переключения 36 наклонить влево, в результате чего, выдвижной шток 34 гидроцилиндра 33 поднимется вверх, перемещая «Г»-образную ось 4 и ее удлиненную втулку 10 вниз, относительно ведущего вала 25, на угол α, измеренного от исходного положения оси (X-X), одновременно с этим, ведомое зубчато колесо 13 переместиться вдоль зубчатой поверхности ведущего зубчатого колеса 26 поворачивая вместе с собой удлиненную втулку 10 и биссектрисную ось крыла маха 6 по часовой стрелке на дополнительный угол α, таким образом, переводя биссектрисную ось крыла маха вниз на суммарный угол (-α). Одновременно с переводом ручки переключения 36 левого крыла 3 влево необходимо (также одновременно) наклонить ручку переключения 36 правого крыла 2 данного летательного аппарата 1 тоже влево, Фиг. 3б).
Описания режима разворота летательного аппарата на месте
6
3
6
3
Для перевода летательного аппарата в разворот вправо необходимо биссектрисную ось левого крыла маха 3 перевести вниз для этого ручку переключения 36 наклонить влево на расчетный угол (-α), а для полного разворота на месте необходимо одновременно биссектрисную ось правого крыла маха 2 перевести вверх для этого ручку переключения 36 наклонить вправо, т.е. на расчетный угол (+α), а для перевода летательного аппарата влево необходимо биссектрисную ось правого крыла маха 2 перевести вниз, для этого ручку переключения 36 наклонить влево, т.е. на расчетный угол (-α), а для полного разворота на месте необходимо одновременно биссектрисную ось левого крыла 3 перевести вверх для этого ручку переключения 36 наклонить вправо, т.е. на расчетный угол (+α).
Перечень элементов крыла и механизмов управления.
1. Корпус (фюзеляж с кабиной пилота) летательного аппарата.
2. Правое крыло летательного аппарата.
3. Левое крыло летательного аппарата.
4. «Г»-образная ось крыла.
5. Крыло взмаха.
6. Крыло маха.
7. Внешняя втулка «Г»-образной оси 4.
8. Коническое зубчатое колесо втулки 7.
9. Фигурный лонжерон втулки 7.
10. Удлиненная втулка «Г»-образной оси 4.
11. Коническое зубчатое колесо удлиненной втулки 10.
12. Фигурный лонжерон удлиненной втулки 10.
13. Ведомое зубчатое колесо удлиненной втулки 10.
14. Первая внешняя втулка звена 15.
15. Левое боковое звено «П»-образной рамы 16.
16. «П»-образная рама ведущего вала 25.
17. Вторая внешняя втулка звена 17.
18. Винт-фиксатор втулки 17.
19. Правое боковое звено «П»-образной рамы 16.
20. Поперечное звено «П»-образной рамы 16.
21. Рычаг «П»-образной рамы 16.
22. Втулка рычага 21.
23. Серединная левая втулка звена 15.
24. Серединная правая втулка звена 19.
25. Ведущий вал крыла пропеллерного типа.
26. Ведущее зубчатое колесо.
27. Базовая втулка ведущей оси 25.
28. Базовая втулка ведущей оси 25.
29. Базовая втулка ведущей оси 25.
30. Базовая втулка ведущей оси 25.
31. Коническое зубчатое колесо ведущего вала 25.
32. Горизонтальное коническое зубчатое колесо.
33. Базовый гидроцилиндр.
34. Выдвижной щток гидроцилиндра 33.
35. Золотниковый переключатель гидроцилиндра 33.
36. Ручка переключения переключателя 35 (левого крыла 3 и правого крыла 2).
37. Соединительная промежуточная тяга.
38. Втулка штока 34.
α- угол, образованный между коническим зубчатым колесом 11 и коническим зубчатым колесом 8 втулки 7.