Система управления наклоном крыла электрического летательного аппарата с вертикальными взлетом и посадкой (ВВП)
SYSTEM FOR CONTROLLING WING TILT OF ELECTRIC AIRCRAFT WITH VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING (VTL)

ТЕХНИЧЕСКАЯ ОБЛАСТЬ
[0001] Настоящее изобретение относится к системе управления наклоном крыла для электрического летательного аппарата с вертикальными взлетом и посадкой (ВВП). В частности, настоящее изобретение относится к системе и механизму управления наклоном крыла для электрического летательного аппарата с ВВП, имеющего пассажирское и/или военное применение.
ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0002] Летательные аппараты с ВВП могут взлетать и приземляться вертикально или под некоторым углом, близким к вертикальному. Этот тип летательного аппарата включает вертолеты и некоторые летательные аппараты с неподвижным крылом, которые часто используются для военных целей. Преимущественно, летательный аппарат с ВВП имеет возможность выполнять взлет и посадку в ограниченном пространстве, что исключает необходимость в большой взлетно-посадочной полосе, и позволяет выполнять взлет и посадку в небольших пространствах, таких как палубы кораблей и посадочные площадки на зданиях и других сооружениях.
[0003] Вертолеты представляют собой тип летательного аппарата, в котором подъем и тяга обеспечиваются с помощью роторов. Имеется несколько недостатков, связанных с вертолетами, которые могут быть проблематичными в некоторых применениях, например, высокий уровень шума. Один из таких недостатков, связанных с вертолетами, касается конструкции ротора, которая имеет решающее значение для полета. Обычно в конструкции нет избыточности, что означает, что работа указанного (или каждого) ротора является критической по условиям безопасности полета. Это отсутствие избыточности диктует необходимость применения больших факторов безопасности ко всем компонентам ротора и приводного механизма, что значительно увеличивает вес и стоимость производства вертолетов.
[0004] Электрические летательные аппараты вызывают все больший интерес по различным коммерческим причинам и причинам безопасности. В последние годы был достигнут большой прогресс в области технологий беспилотников, в которых обычно используется несколько электрических роторов, расположенных на расстоянии друг от друга по диаметру окружности. Беспилотники обычно работают с электрическими роторами, каждый из которых вращается вокруг оси, которая обычно является вертикальной.
[0005] Несмотря на то, что беспилотники становятся коммерчески перспективными для доставки небольших полезных грузов, они обычно ограничены относительно низкими скоростями полета из-за вертикальной оси вращения роторов. Кроме того, они обычно имеют достаточно низкие диапазоны дальности полета, рассчитанные из заряда аккумуляторной батареи.
[0006] Летательные аппараты с наклонным крылом известны, и обычно они работают по принципу вертикальной оси воздушного винта для взлета и посадки, а крылья выполнены с возможностью наклона между конфигурацией, в которой воздушные винты имеют вертикальные оси для взлета и посадки, и конфигурацией, в которой воздушные винты имеют горизонтальные оси для полета вперед.
[0007] Вышеуказанное расположение наклонных крыльев обеспечивает преимущество взлета и посадки в областях с ограниченным доступным свободным пространством, таких как авианосцы и посадочные площадки. Кроме того, летательные аппараты с наклонным крылом способны иметь скорость полета, сопоставимую с обычными самолетами с неподвижным крылом, управляемыми воздушным винтом.
[0008] Летательные аппараты с наклонным крылом обычно имеют электродвигатели или газотурбинные двигатели, которые приводят в движение воздушные винты или турбореактивные двигатели, непосредственно установленные на крыле. Все крыло целиком поворачивается между вертикалью и горизонталью для наклона вектора тяги от вертикали к горизонтали и обратно.
[0009] В порядке определения, «линия тяги», также называемая «вектором тяги», является силой тяги воздушного винта и приблизительно совпадает с осью вращения воздушного винта. «Линия шарнира» - это ось поворота шарнира.
[0010] Имеется несколько характерных недостатков существующих летательных аппаратов с наклонным крылом. Один недостаток касается приводов и подшипников или других подобных механизмов, необходимых для управления углом наклона крыла между конфигурацией взлета/посадки и конфигурацией полета вперед. Приводы также могут служить для блокировки крыла при желаемом наклоне во время полета вперед. Однако на практике приводы и подшипники значительно увеличивают вес летательного аппарата. Это приводит к уменьшению количества полезного груза, такого как экипаж или груз, который может быть транспортирован. Кроме того, из-за критической природы системы управления наклоном крыла и подшипников этот узел должен быть спроектирован с достаточной степенью избыточности, чтобы снизить риск катастрофического отказа.
[0011] В настоящее время электрический летательный аппарат с ВВП разрабатывается и испытывается компанией Lilium Aviation под товарным знаком Lilium Jet™. Этот прототип предназначен в качестве легкого пригородного летательного аппарата для двух пассажиров, имеет два крыла и около 36 электродвигателей.
[0012] Недостаток летательного аппарата типа Lilium Jet™ касается электродвигателей, которые являются двигателями закрытого вентиляторного типа. Это устройство очень энергоемкое, что приводит к уменьшению возможной дальности полета для заданного размера аккумуляторной батареи.
[0013] Кроме того, закрытые вентиляторы могут использоваться только для взлета и посадки на твердых поверхностях, таких как предназначенные для этого посадочные площадки и взлетно-посадочные полосы. Это ограничивает удобство использования летательного аппарата и не позволяет эксплуатировать его во время взлета и посадки на нетвердых поверхностях, таких как парки, поля и сады. Для военных применений это нежелательно и не учитывает импровизированные посадки в удаленных местах.
[0014] Другой концепцией летательного аппарата с ВВП является S2 electric™ от Joby Aviation. Эта конструкция имеет неподвижные крылья с множеством электродвигателей, предпочтительно четырьмя, закрепленных на каждом крыле. Четыре дополнительных двигателя крепятся к заднему стабилизатору или хвосту. Недостатком этой концепции летательного аппарата является то, что каждый электродвигатель приводится в действие независимо, при этом для каждого двигателя требуется отдельный привод. Как было отмечено выше, это требует значительного дополнительного веса для системы привода двигателя.
[0015] Другой концепцией летательного аппарата с ВВП является система наклона ротора Electron Flight™. Эта система имеет два неподвижных крыла с двигателями на вертикальной оси, которые без возможности снятия установлены как на передней, так и на задней стороне каждого крыла. Кроме того, наружная часть каждого крыла имеет поворотную панель, на которой установлены два ротора. Роторы приводятся в действие с помощью дифференциальной тяги, что исключает необходимость в специальной приводной системе.
ЦЕЛЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0016] Цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы по существу преодолеть или по меньшей мере уменьшить один или несколько из указанных выше недостатков или предложить полезную альтернативу.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0017] В первом аспекте настоящего изобретения предложен летательный аппарат с вертикальными взлетом и посадкой (ВВП), содержащий:
фюзеляж,
первое и второе передние крылья, установленные на противоположных сторонах фюзеляжа, причем каждое крыло имеет неподвижную переднюю кромку и заднюю управляющую поверхность, которая выполнена с возможностью поворота вокруг в целом горизонтальной поворотной оси,
первый и второй электродвигатели, каждый из которых имеет роторы, причем двигатели установлены на каждом крыле, при этом электродвигатели и роторы выполнены с возможностью поворота вместе с задней управляющей поверхностью между первым положением, в котором каждый ротор имеет в целом вертикальную ось вращения, и вторым положением, в котором каждый ротор имеет в целом горизонтальную ось вращения,
систему управления для управления каждым электродвигателем,
при этом система управления выполнена с возможностью выборочного приведения в действие первого электродвигателя и ротора и второго электродвигателя и ротора с разными скоростями вращения, чтобы генерировать крутящий момент для поворота управляющей поверхности вокруг поворотной оси.
[0018] Линия тяги первого электродвигателя и ротора предпочтительно смещена с образованием угла относительно линии тяги второго электродвигателя.
[0019] Первый электродвигатель и ротор предпочтительно расположены над управляющей поверхностью, а второй электродвигатель и ротор расположены под управляющей поверхностью, так что линия тяги первого электродвигателя и ротора в целом параллельна линии тяги второго электродвигателя и ротора и смещена относительно нее.
[0020] Первый электродвигатель предпочтительно приводится в действие системой управления на более высокой скорости вращения, чем второй электродвигатель, в ответ на команду перемещения управляющей поверхности между первым положением и вторым положением,
кроме того, при этом первый электродвигатель приводится в действие системой управления на более низкой скорости вращения, чем второй электродвигатель, в ответ на команду перемещения управляющей поверхности между вторым положением и первым положением.
[0021] В одном варианте выполнения каждое крыло имеет по меньшей мере два электродвигателя, каждый из которых имеет роторы, причем электродвигатели и роторы расположены парами, имеющими линии тяги, которые компенсируют любой крутящий момент, когда указанная пара электродвигателей и роторов вращается в целом с одинаковыми скоростями вращения.
[0022] В одном варианте выполнения каждое крыло имеет два ротора с приводами меньшего размера для обеспечения избыточности.
[0023] В режиме зависания система управления предпочтительно выполнена с возможностью вращения каждого двигателя и ротора с подходящей скоростью, чтобы генерировать суммарную силу тяги всех электродвигателей и роторов, равную суммарной массе летательного аппарата и полезного груза, умноженной на ускорение силы тяжести.
[0024] Летательный аппарат с вертикальными взлетом и посадкой (ВВП) также предпочтительно содержит тормоз, небольшой привод или зажимное устройство для удержания управляющей поверхности в требуемых первом и втором положениях.
[0025] Тормоз, небольшой привод или зажимное устройство предпочтительно управляются системой управления.
[0026] Летательный аппарат с вертикальными взлетом и посадкой (ВВП) также предпочтительно содержит первое и второе задние крылья, установленные на противоположных сторонах фюзеляжа, причем дистальная часть каждого переднего крыла, наиболее удаленная от фюзеляжа, соединена с дистальной частью соседнего в заднем направлении крыла с помощью соединительного элемента, образуя рамную конструкцию крыла.
[0027] Во втором аспекте настоящего изобретения предложен летательный аппарат с вертикальными взлетом и посадкой (ВВП), содержащий:
фюзеляж,
первое и второе передние крылья, установленные на противоположных сторонах фюзеляжа, причем каждое крыло имеет неподвижную переднюю кромку и заднюю управляющую поверхность, которая выполнена с возможностью поворота вокруг в целом горизонтальной поворотной оси,
первый электродвигатель, имеющий первый воздушный винт регулируемого шага, второй электродвигатель, имеющий второй воздушный винт регулируемого шага, причем первый и второй электродвигатели установлены на каждом крыле, при этом первый и второй воздушные винты регулируемого шага выполнены с возможностью поворота вместе с задней управляющей поверхностью между первым положением, в котором каждый воздушный винт имеет в целом вертикальную ось вращения, и вторым положением, в котором каждый воздушный винт имеет в целом горизонтальную ось вращения,
систему управления для управления скоростью вращения и/или шагом лопастей каждого воздушного винта регулируемого шага,
причем система управления выполнена с возможностью изменения шага первого воздушного винта относительно второго воздушного винта, чтобы генерировать крутящий момент для поворота управляющей поверхности вокруг поворотной оси.
[0028] Электродвигатели предпочтительно представляют собой бесщеточные электродвигатели постоянного тока, которые изменяют скорость в зависимости от изменения частоты переключения от электронных контроллеров скорости системы управления.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0029] Далее описан предпочтительный вариант выполнения изобретения посредством конкретного примера со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
[0030] Фиг. 1 изображает принципиальную схему, изображающую летательный аппарат с вертикальными взлетом и посадкой (ВВП), выполненный в соответствии с настоящим изобретением, в конфигурации взлета и посадки;
[0031] Фиг. 2 изображает принципиальную схему, изображающую летательный аппарат ВВП, показанный на Фиг. 1, во второй конфигурации, а именно полета вперед;
[0032] Фиг. 3 изображает схематический вид, показывающий конфигурацию для установки электродвигателя на крыло летательного аппарата, изображенного на Фиг. 1 и 2, при вертикальном положении ротора (для взлета и посадки);
[0033] Фиг. 4 изображает еще один схематический вид устройства, показанного на Фиг. 3, с ротором в частично наклонном положении.
[0034] Фиг. 5 изображает еще один схематический вид устройства, показанного на Фиг. 3, с ротором в еще более наклонном положении.
[0035] Фиг. 6 изображает еще один схематический вид устройства, показанного на Фиг. 3, с ротором в горизонтальном (для полета вперед) положении;
[0036] Фиг. 7 изображает вид в аксонометрии, изображающий еще один вариант выполнения летательного аппарата с ВВП;
[0037] Фиг. 8 изображает вид сбоку конструкции крыла летательного аппарата, показанного на Фиг. 7;
[0038] Фиг. 9 изображает вид сверху конструкции крыла летательного аппарата, показанного на Фиг. 7;
[0039] Фиг. 10 изображает вид в аксонометрии конструкции крыла летательного аппарата, показанного на Фиг. 7, с убранными лопастями ротора;
[0040] Фиг. 11А изображает схематический вид сбоку, показывающий конфигурацию для установки электродвигателя на крыло летательного аппарата, изображенного на любом из Фиг. 7-10, с ротором в горизонтальном положении (для полета вперед);
[0041] Фиг. 11В изображает вид в аксонометрии конфигурации, изображенной на Фиг. 11А;
[0042] Фиг. 11С изображает схематический вид сбоку, показывающий конфигурацию для установки электродвигателя на крыло летательного аппарата, изображенного на любом из Фиг. 7-10, с ротором в вертикальном положении (для взлета и посадки);
[0043] Фиг. 11D изображает вид в аксонометрии конфигурации, изображенной на Фиг. 11С;
[0044] Фиг. 12А-12В изображают схематические виды в разрезе, показывающие переход между вертикальным и горизонтальным положениями для расположения крыльев летательного аппарата, изображенного на любом из Фиг. 7-11;
[0045] Фиг. 13 изображает схематический вид конфигурации для установки электродвигателя, в соответствии с первым или вторым вариантами выполнения;
[0046] Фиг. 14 изображает вид в аксонометрии летательного аппарата с вертикальными взлетом и посадкой (ВВП) с восьмью роторами, выполненного в соответствии с настоящим изобретением, в конфигурации для взлета и посадки; и
[0047] Фиг. 15 изображает вид в аксонометрии летательного аппарата с вертикальными взлетом и посадкой (ВВП) с восьмью роторами, выполненного в соответствии с настоящим изобретением, в конфигурации полета вперед.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ВЫПОЛНЕНИЯ
[0048] Раскрыт летательный аппарат 10 с вертикальными взлетом и посадкой (ВВП). В предпочтительном варианте выполнения, как изображено на чертежах, имеются две пары крыльев, а именно, передние крылья 20, 22 и задние крылья 30, 32. Каждое из передних крыльев 20, 22 прикреплено к противоположной в поперечном направлении области фюзеляжа 24. Аналогично, каждое из задних крыльев 30, 32 прикреплено к противоположной в поперечном направлении области фюзеляжа 24. В варианте выполнения, показанном на чертежах, летательный аппарат 10 изображен как одноместный летательный аппарат 10. Однако предусмотрены более крупные варианты для нескольких человек.
[0049] В варианте выполнения, показанном на чертежах, дистальные части передних крыльев 20, 22 и задних крыльев 30, 32 соединены так, что две пары крыльев 20, 22, 30, 32 образуют рамную конструкцию крыла или замкнутую конструкцию крыла.
[0050] В другом варианте выполнения (не показан) передние крылья 20, 22 и задние крылья 30, 32 могут быть расчаленными крыльями, соединенными расчалками и распорками. Расчаленное крыло, как правило, легче, чем обычное свободнонесущее крыло.
[0051] Несмотря на то, что летательный аппарат 10 с ВВП, описанный в настоящем документе, представляет собой летательный аппарат 10 с рамным крылом или с расчаленным крылом, специалистам в данной области техники будет понятно, что летательный аппарат 10 может представлять собой обычный летательный аппарат со свободнонесущим крылом, в котором передние крылья 20, 22 и задние крылья 30, 32 являются отдельными и не связаны между собой. Кроме того, летательный аппарат 10 может иметь только одну пару крыльев.
[0052] Как показано на чертежах, передние крылья 20, 22 и задние крылья 30, 32 имеют разное положение по вертикали.
[0053] Как показано на Фиг. 2, кончик 40 задних крыльев 30, 32 проходит вниз и назад. Эта часть кончика крыла, или законцовка 40, способствует уменьшению вихрей, создаваемых кончиком крыла.
[0054] Снова как показано на Фиг. 2, проксимальная сторона каждой законцовки 40 соединена с соединительным элементом 42, который соединяет смежные переднее крыло 20 и заднее крыло 30. Дополнительный соединительный элемент 42 соединяет смежные переднее крыло 22 и заднее крыло 32 на противоположной стороне фюзеляжа.
[0055] Каждое из передних крыльев 20, 22 и задних крыльев 30, 32 имеет неподвижную переднюю кромку 25, 35. Передняя кромка 25, 35 имеет изогнутый профиль в виде части аэродинамического профиля. Передняя кромка не поворачивается и не перемещается иным образом.
[0056] На задней стороне каждой неподвижной передней кромки 25, 35 передние крылья 20, 22 и/или задние крылья 30, 32 имеют шарнирно установленный элерон или управляющую поверхность 50. Каждая управляющая поверхность 50 выполнена с возможностью поворота между в целом вертикальной конфигурацией для взлета и посадки (как показано на Фиг. 11С, 11D) и в целом горизонтальной конфигурацией для полета вперед (как изображено на Фиг. 11А, 11В).
[0057] Управляющая поверхность 50 может представлять собой единую поверхность, которая непрерывно проходит по всей длине крыла 20, 22, 30, 32. В качестве альтернативы, каждое крыло 20, 22, 30, 32 может иметь одну или несколько независимо поворачивающихся управляющих поверхностей 50 так, что управляющие поверхности 50 могут поворачиваться вокруг передней кромки 25, 35 независимо от других управляющих поверхностей 50.
[0058] Летательный аппарат 10 с вертикальными взлетом и посадкой (ВВП) содержит множество электродвигателей 60. Каждый двигатель 60 имеет воздушный винт или ротор 70. Как изображено на чертежах, корпус 62 каждого двигателя 60 установлен вблизи верхней поверхности или нижней поверхности подвижной управляющей поверхности 50, как правило, перед неподвижной передней кромкой 25, 35. Управляющая поверхность 50 может поворачиваться в диапазоне между приблизительно 80 и 100 градусами, и предпочтительно установлена на приблизительно 90 градусов как для режима горизонтального полета (Фиг. 2), так и для режима вертикального полета (Фиг. 1).
[0059] Двигатели 60 могут быть установлены выступающими значительно вперед от неподвижной передней кромки 25, 35, так что лопасти ротора могут складываться назад и оставаться вдалеке от конструкции крыла.
[0060] Существует два возможных варианта установки двигателей 60 и управляющей поверхности 50:
а) Каждый двигатель 60 может быть с возможностью поворота соединен с одной из неподвижных передних кромок 25, 35, а управляющая поверхность 50 прикреплена к корпусу 62 двигателя 60 (см., например, Фиг. 11С); или
б) Управляющая поверхность 50 может быть с возможностью поворота соединена с одной из неподвижных передних кромок 25, 35, при этом управляющая поверхность прикреплена к корпусу 62 двигателя 60.
[0061] Каждый электродвигатель 60 выполнен с возможностью поворота относительно передней кромки 25, 35, причем управляющие поверхности 50 находятся между первым положением, в котором ротор каждого двигателя 60 имеет в целом вертикальную ось вращения, и вторым положением, в котором каждый ротор каждого двигателя 60 имеет в целом горизонтальную ось вращения.
[0062] В варианте выполнения, изображенном на Фиг. 1-6, по меньшей мере одно из крыльев 20, 22, 30, 32 имеет первый и второй двигатели 60, которые смещены относительно друг друга относительно плоскости, проходящей через управляющую поверхность 50. В варианте выполнения, показанном на чертежах, это достигается путем расположения двигателей 60 на противоположных верхней и нижней сторонах крыла 20, 22, 30, 32. В варианте выполнения, изображенном на Фиг. 1-6, каждое крыло имеет четыре электродвигателя 60. А именно: два электродвигателя 60, установленных над крылом 20, 22, 30, 32, и два электродвигателя, установленных под крылом 20, 22, 30, 32, в чередующейся конфигурации. Однако в варианте выполнения, изображенном на Фиг. 14 и 15, каждое крыло имеет два электродвигателя 60.
[0063] Каждый из электродвигателей 60 со своими монтажными опорами установлен на поворотной управляющей поверхности 50. Все двигатели поворачиваются вокруг точки 33 поворота. Указанные четыре двигателя 60 установлены с разными линиями тяги. В частности, два из двигателей 60 имеют линию тяги, которая стремится повернуть управляющую поверхность 50 горизонтально, а другие два двигателя имеют линию тяги, которая стремится повернуть крыло 20, 22, 30, 32 вертикально. Когда все четыре двигателя 60 работают синхронно, моменты компенсируются и в режиме вертикального полета достигается стабилизация.
[0064] Последовательность регулировки крыла, изображенная на Фиг. 3-6, показывает изменение наклона двигателей 60 и управляющей поверхности 50 при переходе между положением крыла при взлете и положением крыла при полете вперед. Как показано на этих чертежах, передние кромки 25, 35 являются неподвижными и не поворотными. Напротив, двигатели 60 и управляющие поверхности 50 поворачиваются синхронно.
[0065] Как показано на Фиг. 6, когда крыло достигает конечного горизонтального положения для полета вперед, зацепление между передними кромками 25, 35 и управляющими поверхностями 50 предотвращает дальнейший поворот крыла 20, 22, 30, 32. Это происходит потому, что крыло 20, 22, 30, 32 и управляющая поверхность 50 имеют дополняющие друг друга поверхности зацепления.
[0066] Второй вариант выполнения изобретения показан на Фиг. 7-10. В этом варианте выполнения каждый из четырех двигателей 60 установлен ниже крыльев 20, 22, 30, 32. В частности, каждый двигатель 60 шарнирно прикреплен к месту под крылом 20, 22, 30, 32, которое можно использовать для создания щели 72 передней кромки, которая дополнительно увеличивает коэффициент подъемной силы, а при снижении уменьшает аэродинамическую тряску при больших углах наклона.
[0067] Щель 72 передней кромки представляет собой зазор между передними кромками 25, 35 и поверхностью 50 управления наклоном. Щель 72 может быть видна на Фиг. 3, 4 и 5 и находится в закрытом положении на Фиг. 6. Его можно также можно увидеть на Фиг. 11А.
[0068] Как показано на Фиг. 8, в этой конфигурации оси вращения двигателей не параллельны. В частности, ось XX вращения каждого нечетного двигателя 60 наклонена вниз относительно управляющей поверхности 50, а ось YY вращения каждого четного двигателя 60 наклонена вверх относительно управляющей поверхности 50. Таким образом, два из указанных двигателей 60 имеют линию тяги, которая стремится повернуть управляющую поверхность 50 по часовой стрелке, а другие два двигателя имеют линию тяги, которая стремится повернуть управляющую поверхность 50 против часовой стрелки. Когда все четыре двигателя 60 работают синхронно, моменты компенсируются, и в режиме вертикального полета достигается стабилизация.
[0069] Для каждого двигателя 60 летательный аппарат 10 обеспечивает отдельно регулируемый источник питания. Это позволяет подавать на каждый двигатель различное напряжение, и, следовательно, выходной сигнал переменной мощности может выборочно генерироваться каждым двигателем для достижения требуемых условий полета, таких как поворот влево и вправо.
[0070] Кроме того, независимая мощность двигателей 60 позволяет использовать двигатели 60 для наклона управляющей поверхности 50, расположенной на задних кромках крыльев 20, 22, 30, 32.
[0071] Фиг. 11А-11D изображают схематичные виды двигателя 60, установленного на нижней стороне одного из крыльев 20, 22, 30, 32. Шарнирная пластина 28 соединена с неподвижной передней кромкой 25, 35 и проходит вниз. Двигатель 60 шарнирно соединен с шарнирной пластиной 28 в точке 33 шарнира. Воздушный винт 70 и конструкция пилона прикреплены к управляющей поверхности 50, которая поворачивается вокруг точки 33 шарнира.
[0072] В этом варианте выполнения с двигателями 60, установленными на нижней стороне крыла, последовательность регулировки крыла, изображенная на Фиг. 11А-11D, показывает изменение наклона двигателей 60 и управляющих поверхностей 50 при переходе между положением крыла для вертикального взлета и положением крыла для горизонтального полета вперед. Таким же образом, как и в первом варианте выполнения, передние кромки 25, 35 являются неподвижными и не поворачиваются, а двигатели 60 и управляющие поверхности 50 поворачиваются синхронно.
[0073] Фиг. 12А-12D изображают схематические виды в разрезе, иллюстрирующие переход между вертикальным и горизонтальным положениями для расположения крыла в соответствии с любым из Фиг. 7-11D. Фиг. 12А-12D также показывают, что линии тяги соседних двигателей на каждом крыле не параллельны, что приводит к появлению крутящего момента вокруг точки 33 шарнира, который может выборочно использоваться для поворота управляющих поверхностей 50.
[0074] В предпочтительных вариантах выполнения, изображенных на чертежах, на каждое крыло 20, 22, 30, 32 установлено два или четыре двигателя 60. Однако на летательный аппарат 10 могут быть установлены дополнительные двигатели 60, например, на крылья 20. 22, 30, 32, на носовую часть фюзеляжа 24 или на соединительные элементы 42 крыла.
[0075] В одном варианте выполнения шарнирный механизм может быть встроен в конструкцию моторного отсека, дополнительно уменьшая вес конструкции. Еще одно возможное усовершенствование заключается в том, что при наличии нескольких моторных отсеков каждый из них содержит шарнирный подшипник.
[0076] Как показано на Фиг. 10, лопасти ротора 70 двигателей 60 могут складываться вниз, когда они не используются. Кроме того, некоторые из лопастей 70 ротора могут складываться вниз и назад, когда они находятся в режиме полета вперед, поскольку в режиме полета вперед обычно требуется меньшая движительная сила, чем при взлете и посадке.
[0077] Традиционные летательные аппараты с наклонным крылом требуют привода для наклона крыла. Напротив, в вариантах выполнения летательного аппарата 10 с ВВП, раскрытых в настоящем документе, для поворота управляющих поверхностей 50 используется тяга двигателя. Это достигается либо установкой двигателей на обеих сторонах оси наклона крыла (т.е. над и под крылом), либо, в качестве альтернативы, обеспечивая наклон некоторых двигателей под углом относительно других двигателей для достижения различных угловых смещенных линий тяги, как показано на Фиг. 7. Работа будет описана ниже.
[0078] Двигатели 60 предпочтительно представляют собой бесщеточные электродвигатели постоянного тока, которые изменяют скорость путем изменения частоты переключения. Эта частота переключения управляется электронными регуляторами скорости (ЭРС) в системе 90 управления. Двигатели 60 фактически являются электродвигателями переменного тока с постоянными магнитами, но входной сигнал от ЭРС является постоянным, поэтому их обычно называют бесщеточными электродвигателями постоянного тока. Работа двигателя 60 такова, что более высокая частота ввода от ЭРС приводит к более высокой скорости вращения воздушного винта, а более низкая частота ввода от ЭРС приводит к более низкой скорости вращения воздушного винта.
[0079] На практике, если частоты переключения равны, крутящие моменты будут сбалансированы.
Первый вариант выполнения - двигатели, установленные над и под крыльями
[0080] Применительно к варианту выполнения, изображенному на Фиг. 1-6, путем увеличения скорости вращения электродвигателей 60, расположенных над управляющими поверхностями 50 крыла, система управления способна увеличивать тягу, создаваемую верхними воздушными винтами 70. Одновременно, уменьшение скорости двигателей 60, расположенных под управляющими поверхностями 50 крыла, уменьшает тягу, создаваемую нижними воздушными винтами 70. В результате получают крутящий момент, который поворачивает управляющие поверхности 50 в целом в горизонтальный режим полета вперед.
[0081] В противоположность этому, путем уменьшения скорости электродвигателей 60, расположенных над управляющими поверхностями 50 крыла, и увеличения скорости электродвигателей 60, расположенных под управляющими поверхностями 50 крыла, в результате получают крутящий момент, который поворачивает управляющие поверхности 50 в вертикальную конфигурацию (для взлета и посадки).
[0082] Двигатели 60 управляются с использованием алгоритмов смешивания в управляющем программном обеспечении, которые гарантируют, что полная мощность всех двигателей 60 на этом сегменте крыла создает общую тягу, необходимую для стабильного полета, и в то же время может наклонять крыло от вертикального к горизонтальному положению и назад, как предписано.
[0083] Для удержания управляющих поверхностей 50 в требуемой вертикальной или горизонтальной конфигурации используется тормозное или зажимное устройство или небольшой привод.
Второй вариант выполнения - двигатели, установленные со смещением вектора угловой тяги
[0084] Применительно к варианту выполнения, изображенному на Фиг. 7-13, путем увеличения скорости вращения электродвигателей 60, имеющих наклоненные вниз линии XX тяги, система управления способна увеличивать усилие, создаваемое верхними воздушными винтами 70. Одновременное снижение скорости двух двигателей 60, имеющих наклоненные вверх линии YY тяги, уменьшает тягу, создаваемую этими воздушными винтами 70. В результате получают крутящий момент, который поворачивает управляющие поверхности 50 в целом в горизонтальный режим полета вперед.
[0085] Напротив, путем уменьшения скорости электродвигателей 60, имеющих наклоненные вниз линии XX тяги, и увеличения скорости электродвигателей 60, имеющих наклоненные вверх линии YY тяги, получают крутящий момент, который поворачивает управляющей поверхности 50 в вертикальную (для взлета и посадки) конфигурацию.
[0086] Еще один вариант выполнения летательного аппарата 10 имеет 4, 6 или 2n (n=1, 2, 3, 4) двигателей 60 на управляющей поверхности 50, в результате чего механизм наклона имеет избыточность, так что отказ любого одного двигателя не мешает повороту крыла.
[0087] Преимущественно, варианты выполнения летательного аппарата 10 устраняют необходимость в больших или тяжелых исполнительных механизмах для поворота крыла летательного аппарата 10 с наклонным крылом. Также имеется потенциальное уменьшение количества компонентов, что повышает надежность системы.
[0088] Ниже описан один пример. На Фиг. 7 и 13 показан вариант выполнения, который имеет четыре двигателя 60 на крыло 20, 22, 30, 32 и в общей сложности шестнадцать двигателей 60.
Т1 = тяга воздушного винта и двигателя 1 (Р1)
Т2 = тяга воздушного винта и двигателя 2 (Р2)
Tn = тяга воздушного винта и двигателя n (Pn)
Т16 = тяга воздушного винта и двигателя 16 (Р16)
[0089] Когда двигатели 60 находятся в конфигурации с вертикальной осью (например, как на Фиг. 12А), общая тяга при зависании = T1+Т2+Т3+…+Т16
[0090] Для сбалансированного зависания вес = масса*g (ускорение силы тяжести)
W=T1+Т2+Т3+…+Т16
[0091] Тяга, создаваемая каждым двигателем 60, может быть изменена системой управления путем увеличения или уменьшения скорости каждого воздушного винта 70, что достигается путем отправления сигнала на Электронный Контроллер Скорости (ЭКС) двигателя, который увеличивает или уменьшает скорость вращения двигателя 60. В качестве альтернативы, могут быть использованы воздушные винты с переменным шагом, и тяга может быть изменена путем изменения шага на воздушном винте.
Тяга на крыле 1 = Tw1 = T1+Т2+Т3+Т4
Тяга на крыле 2 = Tw2 = Т5+Т6+Т7+Т8
Тяга на крыле 3 = Tw3 = Т9+Т10+T11+Т12
Тяга на крыле 4 = Tw4 = Т13+Т14+Т15+Т16
В установившемся режиме зависания:
W=Tw1+Tw2+Tw3+Tw4
[0092] Используя обычные алгоритмы стабилизации с несколькими роторами, скорость каждого двигателя 60 изменяется для стабилизации от помех, а дифференциальная тяга используется для наклона и крена летательного аппарата 10.
[0093] В режиме зависания крылья 20, 22, 30, 32 могут быть свободными или зажатыми с использованием другого механизма.
[0094] Преимущественно, летательный аппарат 10 предполагает использование распределенных шарнирных подшипников меньшего размера для каждого двигателя 60, которые могут быть избыточными, и гораздо меньшего диаметра (следовательно, легче).
[0095] Изобретение может обеспечивать переднюю кромку со щелью, что значительно уменьшает аэродинамическую тряску, испытываемую летательными аппаратами с наклонным крылом во время снижения.
[0096] Для создания дополнительной подъемной силы и/или скорости движения вперед на конструкциях, отличных от крыльев, таких как фюзеляж, могут быть установлены дополнительные электродвигатели (не показаны).
[0097] Преимущественно, рамная конструкция крыла является более аэродинамически эффективной, чем обычное крыло такого же размера, и может быть более конструктивно эффективной (следовательно, более легкой).
[0098] Преимущественно, рамная конструкция крыла обеспечивает дополнительную жесткость.
[0099] Преимущественно, летательный аппарат 10 уменьшает необходимый вес подшипников и конструкции наклона, по сравнению с традиционным летательным аппаратом с наклонным крылом. Это связано с тем, что для традиционного наклонного крыла требуется одна большая пара подшипников (по одной на каждой стороне фюзеляжа летательного аппарата) с жесткой конструкцией, которая поворачивается.
[00100] Несмотря на то, что изобретение было описано со ссылкой на конкретные примеры, специалистам в данной области будет понятно, что изобретение может быть воплощено во многих других формах.