Винтокрылый летательный аппарат
ROTORCRAFT

Техническое решение относится к области авиации, в частности, к конструкциям винтокрылов.
Из уровня техники известны подобные гибридные решения, например, квадплейн, представляющий собой самолет, на который установлены четыре воздушных винта с вертикальной тягой, обеспечивающие только вертикальный полет. Основным недостатком квадплейновой схемы является неустойчивость при боковом и заднем ветре на малых скоростях ввиду высокой парусности крыльев и слабой винтомоторной группы вертикального полета, у которой не хватает мощности парировать изменению воздушной среды.
Известен беспилотный винтокрылый летательный аппарат, содержащий две консоли переднего крыла, каждая из которых включает подвижную и неподвижную части и две консоли заднего крыла. На подвижных частях переднего крыла установлены два винта, оси которых направлены горизонтально, и в хвостовой части установлен один винт с вертикально направленной осью.  Основной корпус аппарата вмещает блок управления, блок связи, систему датчиков, GPS-приемник. Патент US на изобретение № 9709993, МПК B64C39/02; G05D1/00; G05D1/10, опубликован 18.07.2017.
Недостатками данного технического решения являются отсутствие функции поворота хвостовой балки (такой аппарат не обладает достаточной маневренностью) и конструкция крыльев, при которой аппарат не обладает достаточно высокими аэродинамическими качествами.
0
Кроме того, для вертикального взлета аппарата, чтобы все винты приняли вертикальную ось, необходимо повернуть подвижные части крыльев на 90. Конструкция при этом теряет часть своей подъемной силы.
Известно техническое решение, выбранное в качестве ближайшего аналога, представляющее собой летательный аппарат вертикального взлета и посадки, включающий фюзеляж с хвостовой балкой, винты, подключенные к двигателям, образующие трикоптерную схему. Данный аппарат также включает переднее и заднее крылья, при этом заднее крыло установлено ниже переднего. В аппарате предусмотрены автоматический блок управления винтами для обеспечения маневренности, система обеспечения безопасной посадки. Заявка FR на патент №2830839, МПК: B64C29/00, опубликована 18.04.2003.
Отличительными признаками заявляемого решения являются тандемная схема расположения переднего и заднего крыльев, при отрицательном значении выноса крыла.
В известном техническом решении, заднее крыло, по габаритам и конструктивно, значительно отличается от переднего и за счет своей конструкции не участвует в создании подъемной силы. Кроме того, оно находится ниже уровня переднего крыла. Такая конструкция крыльев не обеспечивает достаточно высоких аэродинамических показателей.
Технический результат заявляемого технического решения проявляется в улучшении аэродинамических свойств аппарата за счет схемы тандемных крыльев, в которой, благодаря размещению переднего крыла ниже уровня заднего, уменьшается взаимное влияние крыльев друг на друга, что обеспечивает увеличение подъемной силы аппарата.
0
0
0
0
Технический результат достигается тем, что в винтокрылом летательном аппарате, содержащем фюзеляж, включающий хвостовую балку, выполненную поворотной, переднее и заднее крылья, закрепленные на фюзеляже, винтомоторные группы, каждая из которых включает мотор и воздушный винт, установленные в трикоптерной конфигурации, при этом два воздушных винта закреплены на концах переднего крыла, один воздушный винт закреплен на хвостовой балке, переднее и заднее крылья выполнены по тандемной схеме, при этом значение выноса крыла является отрицательным. Вынос крыла может быть равен от -90% до -400% от средней аэродинамической хорды. Угол установки переднего и заднего крыльев может быть равен от 2 до 10. Удлинение переднего крыла может быть равно не менее 3, удлинение заднего крыла может быть равно не менее 4. Угол выкоса моторов винтомоторной группы переднего крыла может быть равен от 10 до 45. Воздушный винт может быть установлен на хвостовой балке сверху или снизу от нее.
В целях описания заявляемого технического решения использованы следующее определения.
Винтомоторная группа – воздушный винт, установленный на оси вращения мотора и приводимый в действие путем вращения оси мотора.
Тандемная схема крыльев – схема, при которой два крыла, предназначенных для создания подъемной силы, расположены одно за другим и разнесены по высоте фюзеляжа.
Трикоптерная конфигурация – конфигурация летательного аппарата, который выполняет полёт и маневрирование в воздухе с помощью трех несущих винтов, каждый из которых приводится в движение отдельным мотором (двигателем).
0
Несущий винт — воздушный винт с вертикальной осью вращения, либо с осью вращения, приближенной к вертикали (с отклонением на угол, не превышающий 45), обеспечивающий подъёмную силу винтокрылому летательному аппарату, позволяющий выполнять управляемый горизонтальный и вертикальный полёт и совершать вертикальный взлёт и посадку.
Вынос крыла - размещение одного крыла перед другим. Вынос крыла считается положительным, когда верхнее крыло находится впереди, и отрицательным, когда вперед выступает нижнее крыло. Вынос крыла измеряется в процентах САХ (средняя аэродинамическая хорда), выступающего вперед крыла.
Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) -  хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки.
Центральная хорда крыла - хорда крыла в базовой плоскости летательного аппарата.
Базовая плоскость аппарата - плоскость базовой системы координат летательного аппарата, относительно которой большинство элементов летательного аппарата расположено симметрично слева и справа.
Угол установки крыла - угол между центральной хордой крыла и базовой осью летательного аппарата.
Удлинение крыла - отношение размаха крыла к его средней аэродинамической хорде.
Угол выкоса мотора - угол продольного наклона оси мотора (совпадает с осью воздушного винта), относительно вертикали.
Винтокрылые летательные аппараты, являясь гибридами коптеров и самолетов, сочетают в себе преимущества и тех, и других. Имеют возможность зависать над объектом, маневренны в полете, при этом имеют большую дальность, по сравнению с коптерами.
Переднее и заднее крылья, расположенные по тандемной схеме, способствуют достижению оптимальных аэродинамических параметров, позволяют получить большую площадь несущей поверхности. Преимуществом тандемных крыльев по сравнению с не тандемными крыльями (обычным бипланом) является сниженное взаимное влияние крыльев друг на друга (снижение негативного перераспределения давления воздушного потока и влияния спутного потока с переднего крыла на заднее, которое снижает подъемную силу задних крыльев). В результате, подъёмная сила, действующая на аппарат существенно выше, а аэродинамическое сопротивление существенно ниже, по сравнению с бипланом.
Благодаря поворотной хвостовой балке, аппарат может выполнять повороты и маневрирование в полете по дуге с малым радиусным расстоянием за счет изменения вектора тяги хвостового воздушного винта.
При отрицательном выносе крыла, то есть когда переднее крыло размещено ниже уровня заднего, обеспечивается уменьшение взаимного влияния крыльев друг на друга, минимизация интерференции набегающего на заднее крыло потока и спутного потока переднего крыла. Экспериментально установлено, что оптимальные и допустимые значения этого показателя находятся в диапазоне от -90% до -400%. В модели конструкции с выносом крыла, равном ниже предела -90% возникла интерференция, которая привела к ухудшению аэродинамических качеств аппарата, при этом вынос крыла выше предела -400% привел к необоснованному превышению длины фюзеляжа перед размахом крыла, и как следствие, к утяжелению аппарата и к ухудшению его аэродинамических характеристик. При выносе крыла в -115% летательный аппарат показал стабильный полет на летных испытаниях.
0
0
0
0
Угол установки переднего и заднего крыла, равный от 2 до 10, обеспечивает достижение максимального аэродинамического качества переднего и заднего крыла, соответственно, на скоростях, близких к крейсерской. Экспериментально установлено, что угол установки любого из крыльев менее 2приведет к недостатку подъемной силы аппарата, при этом увеличение этого угла до более чем 10станет причиной большого лобового сопротивления летательного аппарата и срыва потока с крыла.
0
0
0
0
Значение удлинения переднего крыла не менее 3, а заднего не менее 4, способствует уменьшению индуктивного сопротивления, а также обеспечивает оптимальный размер концевых хорд переднего крыла, для установки кронштейнов двигателей.  Важным в конструкции аппарата является угол выкоса моторов переднего крыла. Нахождение его показателя в пределах от 10 до 45, позволяет достичь оптимальных аэродинамических характеристик аппарата. Экспериментально установлено, что угол установки воздушного винта менее 10 приводит к недостаточной горизонтальной тяге аппарата, а более 45приводит к ухудшению эффективности воздушного винта, связанном с увеличением влияния набегающего потока.
Трикоптерная схема винтов в сочетании с тандемным расположением крыльев с выкосом моторов в заявленном диапазоне позволяет выполнять вертикальный взлет и посадку аппарата, зависание на месте, а также горизонтальный полет на крыльях, создавая горизонтальную проекцию вектора тяги за счет выкоса оси воздушных винтов вперед, что не требует наличия дополнительных горизонтальных толкающих либо тянущих воздушных винтов, а также механического поворота винтов, крыльев или гондол, не требует наличия автомата перекоса.
Установка воздушного винта на хвостовой балке сверху от нее дает большую безопасность воздушного винта при взлете и посадке за счет того, что снижается риск контакта винта с окружающими предметами. Установка воздушного винта на хвостовой балке снизу от нее дает большую подъемную силу, по причине отсутствия экранирования отбрасываемого винтом потока самой балкой.
Заявляемое техническое решение далее поясняется с помощью фигур, на которых условно представлен один из возможных вариантов исполнения винтокрылого летательного аппарата.
На фиг. 1 представлен вид винтокрылого летательного аппарата сверху.
На фиг. 2 представлен боковой вид винтокрылого летательного аппарата.
На фиг. 3 представлен вид переднего крыла винтокрылого летательного аппарата в плане.
На фиг. 4 представлен вид заднего крыла винтокрылого летательного аппарата в плане.
На фиг. 1-4 изображен винтокрылый летательный аппарат (1), содержащий фюзеляж (2), хвостовую балку (3), переднее крыло (4) и заднее крыло (5), закрепленные на фюзеляже (2), два воздушных винта (6) винтомоторных групп переднего крыла (4), один воздушный винт (7) винтомоторной группы хвостовой балки (3).
На фигурах отмечены характеристики винтокрылого летательного аппарата (1):
- вынос крыла – T;
- угол установки переднего крыла (4) – αп.к.;
- угол установки заднего крыла (5) - αз.к.;
- размах переднего крыла (4) - Lп.к.;
- средняя хорда переднего крыла (4) - βп.к.;
- размах заднего крыла (5) - Lз.к.;
- средняя хорда заднего крыла (5) - βз.к.;
- угол выкоса переднего мотора (6) - αд;
- угол выкоса заднего мотора (7) - αз.д.
Далее со ссылками на фигуры описана конструкция винтокрылого летательного аппарата (1).
Винтокрылый летательный аппарат (1) содержит фюзеляж (2), хвостовую балку (3), переднее (4) и заднее (5) крылья, закрепленные на фюзеляже (2). На концах переднего крыла (4) установлены воздушные винты (6). На поворотной хвостовой балке (3) установлен воздушный винт (7). При этом воздушные винты (6) и (7) установлены в трикоптерной конфигурации.
Крылья (4) и (5) аппарата (1) выполнены по тандемной схеме, при этом переднее крыло (4) расположено ниже заднего крыла (5), то есть вынос крыла отрицателен и равен от -90% до -400%. Предпочтительной является конструкция с выносом крыла, равным -109%.
0
0
0
Угол αп.к. установки переднего крыла (4) заявляемого аппарата (1) равен от 2 до 10. Такой же диапазон имеет угол αз.к. установки заднего крыла (5). В преимущественном варианте, угол αп.к установки переднего крыла (4) равен 4.8, угол αз.к. установки заднего крыла (5) равен 4.
Удлинение переднего крыла (4), то есть, отношение размаха Lп.к. переднего крыла (4) к средней хорде βп.к. переднего крыла (4) не менее 3. Удлинение заднего крыла (5), соответственно, не менее 4.
0
0
0
Углы αд, αз.д. продольных наклонов осей воздушных винтов (6), (7) относительно вертикали равны от 10 до 45. Оптимальна конструкция аппарата с углами αд, αз.д. продольных наклонов осей воздушных винтов (6), (7) относительно вертикали, равными 15.
Винтокрылый летательный аппарат (1) может также включать шасси и средства крепления полезной нагрузки, такой как камера, тепловизор и т. д.
Все заявляемые параметры и характеристики аппарата (1) были установлены экспериментальным и теоретическим методами. Допустимые пределы выбраны исходя из условия достижений наилучших аэродинамических характеристик при сохранении общих конструктивных особенностей (трикоптерная конфигурация воздушных винтов (6), (7) в совокупности с тандемной схемой крыльев (4) и (5)). Установленные необходимые данные занесены в Таблицу 1.
Таблица 1
Параметр/характеристика
Нижний предел допустимых значений
Оптимальное значение
Верхний предел допустимых значений
Примечание
вынос крыла
<b>-90%...</b>при значениях выноса от -50% до -90% энергопотребление снижается незначительно. При значениях от -90% энергопотребление становится существенно меньше.
<b>-115%</b>минимальное значение энергопотребления.
<b>…-400%</b>при значениях от -115% до -400% энергопотребление возрастает. При значениях свыше -400% энергопотребление растёт еще более существенно.
В рамках исследований проводились полёты аппаратов со значением выноса от -50% до -500% с измерением энергопотребления при полёте на постоянной скорости, с одинаковой скоростью для всех экспериментов. Вынос крыла от 0% до -50% не исследовался, так как при этом воздушные винты, расположенные на переднем крыле, находятся близко к заднему крылу, либо частично перекрываются поверхностью заднего крыла, мешая нормальному обтеканию крыла и работе непосредственно воздушных винтов.
αп.к.
2°…при значениях αп.к. от 0° до 2.0° энергопотребление снижается незначительно. При значениях от 2.0° энергопотребление становится существенно меньше.
4.8°минимальное значение энергопотребления.
…10°энергопотребление возрастает. При значениях от 10.0° энергопотребление растёт ещё более существенно, появляются вибрации, связанные с турбулизацией и частичным срывом потока с крыла.
В рамках исследований проводились полёты аппаратов со значением αп.к. от 0°<sup></sup>до 12° с измерением энергопотребления при полёте на постоянной скорости, с одинаковой скоростью для всех экспериментов.
αз.к.
2°…при значениях αз.к. от 0° до 2° энергопотребление снижается незначительно. При значениях от 2° энергопотребление становится существенно меньше.
4°минимальное значение энергопотребления.
…10°при значениях от 4° до 10° энергопотребление возрастает. При значениях от 10° энергопотребление растёт ещё более существенно, появляются вибрации, связанные с турбулизацией и частичным срывом потока с крыла.
В рамках исследований проводились полёты аппаратов со значением αз.к. от 0°<sup></sup>до 12° с измерением энергопотребления при полёте на постоянной скорости, с одинаковой скоростью для всех экспериментов.
Lп.к./βп.к.<sub></sub>
3при удлинении меньше 3 энергопотребление повышено вследствие большого лобового сопротивления крыла.Так же происходит избыточное затенение воздушного потока от передних воздушных винтов.
<b>-</b>
<b>-</b>
При удлинении более 3 затенение воздушного потока от передних воздушных винтов минимально, а также размер концевой хорды оптимален для конструкции кронштейна двигателя.
Lз.к./βз.к.<sub></sub>
4при удлинении менее 4 энергопотребление повышено вследствие большого лобового сопротивления крыла и неоправданного утяжеления конструкции крыла.
-
<b>-</b>
При удлинении более 4 индуктивное сопропротивление существенно ниже.
αд
10°…при значении менее 10° энергопотребление не меняется и приближенно равняется энергопотреблению при висении. При значении угла от 10° энергопотребление значительно уменьшается.
15°минимальное значение энергопотребления.
…45°при значениях от 15° до 45° энергопотребление возрастает, но при этом остаётся существенно ниже, чем энергопотребление при висении. При значении угла более 45° энергопотребление возрастает ещё более существенно.
В рамках исследований проводились полёты аппаратов со значением угла выкоса αд от 5° до 60° с измерением энергопотребления при полёте на установившейся скорости.
αз.д.
10°…при значении менее 10° энергопотребление не меняется и приближенно равняется энергопотреблению при висении. При значении угла от 10<sup>о</sup> энергопотребление значительно уменьшается.
15°минимальное значение энергопотребления.
…45°при значениях от 15° до 45° энергопотребление возрастает, но при этом остаётся существенно ниже, чем энергопотребление при висении. При значении угла более 45<sup>о</sup> энергопотребление возрастает ещё более существенно.
В рамках исследований проводились полёты аппаратов со значением угла выкоса αз.д. от 5° до 60° с измерением энергопотребления при полёте на установившейся скорости.
Один из предпочтительных вариантов использования заявленного винтокрылого летательного аппарата (1) продемонстрирован далее на примере.
Аппарат (1) может использоваться в промышленности для аэрофото- и видеосъемки, тепловизионной съемки с воздуха в качестве беспилотного летательного аппарата. С его помощью можно проводить мониторинг территорий и рабочих процессов, диагностировать состояние объектов инфраструктуры и промышленности: зданий и сооружений, трубопроводов, ЛЭП, дорог, техники и т.д.
Благодаря вертикальному взлету и посадке аппарату (1) не требуются специальная площадка или устройство для взлета, достаточно площадки 2 кв. м. Возможность зависать над точкой помогает рассмотреть объект более детально. Маневренность позволяет летать в ограниченном пространстве и не тратить заряд на дополнительные расстояния в разворотах. Дальность полета аппарата позволяет совершать облеты больших территорий и протяженных объектов.
В горизонтальном полете аппарат (1) наклоняется вперед, чтобы угол между плоскостью вращения воздушных винтов (6), (7) и вектором скорости становился больше. Так воздушные винты (6), (7) создают горизонтальную проекцию тяги и аппарат (1) летит горизонтально.
При этом сопротивление набегающих потоков на заднее крыло (5) минимизировано за счет его расположения, выше уровня переднего крыла (4).
С помощью вращения хвостовой балки (3), аппарат (1) выполняет повороты и маневрирование в полете. За счет увеличения или снижения скорости вращения винтов (6) и (7) относительно друг друга, аппарат (1) изменяет угол тангажа.
Представленные фигуры, описание конструкции и использования винтокрылого летательного аппарата не исчерпывают возможные варианты исполнения и не ограничивают каким-либо образом объем заявляемого технического решения. Возможны иные варианты исполнения и использования в объеме заявляемой формулы. В зависимости от назначения, винтокрылый летательный аппарат (1) может быть изготовлен разных размеров, цветов и конфигураций.
Винтокрылый летательный аппарат имеет по параметрам минимальную шумность, минимальные электромагнитные наводки, относительную простоту расположения высокочастотных элементов за счет заднего крыла, не имеющего силовых токоведущих элементов. Так же упрощается оптимизация под различные схемы работы аэродинамических плоскостей и повышается доступность вариаций конструктивно-силовых схем агрегатов. Заявляемая трикоптерная аэродинамическая схема винтокрылого летательного аппарата с неподвижными тандемными крыльями является наиболее оптимальной для использования в проекте гибридного летательного аппарата при переходном и гибридном режимах.