ВИНТОКРЫЛЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ДВИЖИТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ НА ВРАЩАЮЩЕЙСЯ ШТАНГЕ
ROTARY-WING AIRCRAFT WITH PROPULSION UNIT ON ROTATING ROD

Область техники
Изобретение относится к движительной установке, в частности, для винтокрылого летательного аппарата, а также винтокрылому летательному аппарату, оснащенному указанной движительной установкой. Эту же установку также можно использовать в других областях, помимо авиации, в частности, в энергетике.
Предшествующий уровень техники
Известны несколько движительных систем для винтокрылых летательных аппаратов, например, вертолетов.
В частности, движительные системы, устанавливаемые на концах лопастей несущего винта, уже подвергались испытаниям, но они выявили проблемы, связанные с нежелательным взаимодействием на объединенное циклическое устройство того средства, на котором они установлены.
Известные движительные системы этого типа содержат, прежде всего, так называемую систему с холодной струей или систему с концевой струей.
Разработанная французскими специалистами установка содержит турбину, установленную исключительно с целью производства воздуха высокого давления, подлежащего транспортированию через вал, а именно, вал несущего винта, и затем посредством сложной системы через лопасть вертолета к концу лопасти, где было установлено сопло, из которого выходит воздух, тем самым, приводя в движение лопасти и обеспечивая выполнение полета.
От системы с холодной струей отказались по той причине, что струя воздуха, выходящая с концов лопастей, создавала значительные проблемы при изменении шага лопастей, а именно, при варьировании угла наклона лопастей для создания подъемной силы. В этот момент струя движительной установки толкала лопасти вверх.
Следует учесть, что после приведения в действие циклического управления, посредством которого лопасть непрерывно изменяла шаг, струя создавала осциллирующую тягу как функцию наклона циклического шага.
Кроме того, эта струя почти полностью препятствовала наклону лопасти (перемещение вдоль вертикальной оси вала), которая всегда находилась в состоянии «подталкивания» и не могла свободно наклоняться.
Это имело место и в отношении махового движения, на которое влияли тяговые струи.
Эта конструкция, от которой отказались, относится к началу 50-х годов. Она не создавала никаких преимуществ с точки зрения веса летательного аппарата, продолжительности полета, полезной нагрузки.
Ее единственным преимуществом было отсутствие главного ротора, хвостового винта и механизма свободного хода с учетом того, что бы вал был свободным, и не возникали проблемы с крутящим моментом при передаче движения.
Другая система, исследованная и испытанная в предыдущие годы, является так называемой системой с горячей струей.
Эта система содержала прямоточные воздушно-реактивные двигатели, установленные на концах лопастей вертолета.
Система с горячей струей, хотя она и является более простой по конструкции, чем система с холодной струей, создает такие же проблемы, поскольку прямоточные воздушно-реактивные двигатели расположены на концах лопастей, и эта система имеет значительные недостатки, упомянутые выше: изменение шага лопастей, цикличность, наклон и маховое движение.
К этим проблемам необходимо добавить проблему расхода топлива, что делает абсолютно невозможным полеты более 20 – 30 минут с очень высоким расходом топлива.
Все другие существующие движительные системы соединены непосредственно с валом через ротор – венец/звездочка и, таким образом, должны обеспечивать значительно  требуемую мощность, чем изобретение.
Задачей изобретения является устранение проблемы существующего уровня техники, в частности, относящийся к движительным системам, устанавливаемым на концах лопастей несущего винта, обеспечивая при этом уменьшение веса летательного аппарата. Другой задачей изобретения является создание винтокрылого летательного аппарата, позволяющего уменьшить расходы по сравнению с существующими летательными аппаратами.
Раскрытие изобретения
Эти и другие задачи, которые станут понятными из приведенного описания, достигаются посредством движительной установки для винтокрылого летательного аппарата, причем указанный летательный аппарат содержит вращающийся вал, приспособленный вращения указанного несущего винта, при этом указанная движительная установка содержит штангу, механически соединенную с вращающимся валом летательного аппарата, на одном из концов указанной штанги установлен привод, предназначенный для вращения штанги так, что вращение штанги можно использовать для вращения несущего винта.
Преимущество такого выполнения состоит в том, что, поскольку привод выполнен с возможностью приведения во вращение штанги и передачи такого вращательного движения лопастям несущего винта, отсутствует необходимость в использовании традиционного привода.
Кроме того, отсутствует необходимость в использовании главного ротора, хвостового винта или механизма свободного хода, поскольку вал является свободным, и при передаче движения не возникают проблемы с вращательным моментом.
Другим большим преимуществом является значительное уменьшение веса летательного аппарата.
Согласно варианту осуществления изобретения используемый привод или приводы являются электрическими турбинами, также называемыми в дальнейшем как электрический вентилятор.
Согласно другим вариантам осуществления изобретения используемый привод или приводы являются реактивными двигателями или винтовыми двигателями, или турбовинтовыми двигателями.
Изобретение также относится к винтокрылому летательному аппарату, снабженному движительной установкой, причем указанный летательный аппарат содержит вращающийся вал, предназначенный для вращения указанного несущего винта, при этом указанный летательный аппарат содержит штангу, механически соединяемую с вращающимся валом летательного аппарата, причем на одном из концов указанной штанги установлена электрическая турбина, приводимая в движение аккумулятором и выполненная с возможностью вращения штанги вокруг оси вращающегося вала так, что вращение штанги можно использовать для вращения несущего винта.
В частности, предлагается штанга, приводимая в движение электрическими турбинами, причем электрические турбины, в свою очередь, приводятся в действие аккумуляторами, установленными на борту  летательного аппарата.
Согласно варианту осуществления изобретения на противоположном конце штанги по отношению к концу, на котором установлен привод, установлен противовес.
Согласно другому варианту осуществления изобретения штанга имеет такую форму, чтобы исключить создание подъемной силы во время ее вращения.
Согласно другому варианту осуществления изобретения штанга выполнена из углеродного волокна или других материалов по новому принципу.
Другие особенности приведены в зависимых пунктах формулы изобретения.
Краткое описание чертежей
Другие особенности и преимущества изобретения станут понятными из описания, приведенного далее в качестве неограничивающего примера со ссылками на чертежи.
На фиг. 1 схематично показана движительная установка для винтокрылого летательного аппарата согласно варианту осуществления изобретения; и
фиг. 2 – винтокрылый летательный аппарат согласно варианту осуществления изобретения.
Варианты осуществления изобретения
На фиг. 1 в общих чертах показано выполнение движительной установки, применяемой в винтокрылом летательном аппарате согласно варианту осуществления изобретения и обозначенной в целом номером позиции 10.
В общем, движительная установка для винтокрылого летательного аппарата изобретения связана с вращающимся валом 50, механически соединенным с указанным несущим винтом 40.
В общем, в этом описании под винтокрылым летательным аппаратом понимается летательный аппарат тяжелее воздуха, который использует подъемную силу, создаваемую специальными поверхностями крыльев, именуемыми лопастями, которые вращаются вокруг вала. Движительная установка 10 содержит штангу 20, механически соединяемую выбранным способом с вращающимся валом 50 летательного аппарата 100, причем, по меньшей мере, на одном конце этой приводной штанги установлен привод 30, предназначенный для приведения во вращение штанги 20.
Предпочтительно, на каждом из двух концов штанги 20, прикрепленной к вращающемуся валу 50 летательного аппарата 100, установлен привод 30, причем каждый из приводов 30 способствует созданию момента вращения для вращения вращающегося вала 50 летательного аппарата 100.
Приводы могут быть, например, электрическими турбинами, приводимыми в действие от бортовых аккумуляторов винтокрылого летательного аппарата 100.
В случае электродвигателей можно выполнить электрическое соединение и силовой кабель питания, проходящий внутри штанги 20.
Как вариант, приводы 30 могут быть реактивными двигателями, или винтовыми, или турбовинтовыми двигателями.
Во всех случаях, когда в двигатели необходимо подавать топливо, можно выполнить каналы для подачи топлива внутри штанги 20.
В варианте изобретения (не представлен для упрощения описания) установлен противовес на противоположном конце штанги 20, прикрепленной к вращающемуся валу 50 летательного аппарата, на котором используется двигатель, например, электрическая турбина 30.
В другом варианте изобретения штанга 20 механически соединена непосредственно с вращающимся валом 50 летательного аппарата 100 посредством жесткого крепления 25.
Как вариант, штанга 20 механически соединена с вращающимся валом 50 летательного аппарата 100 полужестким или шарнирным креплением.
В общем, вращение штанги 20 происходит в другой плоскости относительно плоскости вращения несущего винта 40.
В общем, вращение штанги 20 происходит вокруг оси, перпендикулярной продольной оси  штанги.
В частности, место прикрепления штанги к вращающемуся валу 50 летательного аппарата 100 может быть расположено выше или ниже системы управления летательного аппарата, например, выше (как в примере на фиг. 1) или ниже узла системы 60 автомата перекоса и контроля вибраций летательного аппарата.
Следует отметить, что узел системы 60 автомата перекоса и контроля вибраций летательного аппарата 100 относится к известному типу и управляется управляющим устройством посредством способов, известных из существующего уровня техники.
Форма штанги 20 может быть любой с условием, что штанга не должна создавать значительную подъемную силу во время ее вращения.
Как вариант, штанга 20 также может быть выполнена так, чтобы ее форма позволяла создавать при вращении подъемную силу, например, подъемную силу, достаточную для вертикального взлета.
Предпочтительно, штанга 20 выполнена из углеродного волокна.
Движительная система, показанная на фиг. 1, существенно отличается от систем, представленных во введении и известных из существующего уровня техники. Движительная система не установлена на концах лопастей летательного аппарата и не образует систему управления полетом, как в случаях, упомянутых во введении.
Фактически, движительная система, которая является объектом изобретения, состоит из штанги 20 (также называемой «приводной штангой») надлежащего размера, прочно прикрепленной к валу вертолета или другого летательного аппарата с вертикальным взлетом, и она является полностью независимой от лопастей летательного аппарата.
Вал больше не имеет ротора, но свободно вращается на соответствующей опоре (упорный подшипник и т.д.), приводимой в движение двигателем или двигателями на концах штанги.
Во время эксплуатации движительной установки 10 приводы 30 создают вращающий момент, обозначенный стрелками F1 на фиг. 1, и посредством соединения с вращающимся валом 50 генерируют соответствующее вращение несущего винта 40 в направлении, обозначенном стрелками F2.
На фиг. 2 схематично показан винтокрылый летательный аппарат 100 согласно варианту осуществления изобретения.
В этом варианте осуществления летательный аппарат 100 оснащен двумя электрическими вентиляторами 110, 120, управление которыми можно осуществлять посредством педалей, обеспечивая вращение вплоть до 360° относительно оси рыскания.
Бортовой компьютер, используя системную балансировку, управляет направлением, в котором указан курс вертолета.
В качестве неограничивающего примера размах несущего винта 40 летательного аппарата 100 может составлять 9030 мм, а размах штанг может составлять 5530 мм.
Движительная система 10 согласно различным вариантам осуществления изобретения обеспечивает следующие преимущества:
1 – уменьшение мощности, необходимой для полета: фактически, используя эффект рычага, можно до значительной степени уменьшить мощность, которая требуется на конце вращающейся штанги 20, по сравнению с мощностью, которую необходимо прикладывать на оси вращающегося вала, благодаря расстоянию между движителем, установленным на конце штанги 20, и центром вращающегося вала 50.
Однако необходимо рассчитать необходимую тягу, используя формулу общезначимости P.L. = 38xη/√(D.L.), где:
P.L. – удельная нагрузка на мощность, кг/л.с.
2
D.L – нагрузка на диск, кг/м
η – аэродинамическая эффективность выбранных двигателей.
После определения МВВ (максимальный взлетный вес) можно определить необходимую тягу двигателя.
2 – в отличие от уже испытанных движительных систем, упомянутых во введении, изобретение предлагает движительную систему, независимую от циклической объединенной системы лопастей.
Фактически, изобретение используется как неотъемлемая часть вращающегося вала 50 летательного аппарата, где он является приводной системой.
Таким образом, в настоящем случае движительная система 10 отделена от циклической системы, объединенной системы махового движения и наклона; последняя является системой традиционного типа и продолжает выполнять свои первоначальные функции без помех со стороны движительной системы.
3 – изобретение позволяет исключить классические двигатели, будь то традиционные или турбинные двигатели, устанавливаемые для генерирования вращательного движения вала.
4 – изобретение позволяет исключить главный ротор (звездочка-венец).
5 – изобретение позволяет исключить механизм свободного хода, необходимый в обычных средствах для обеспечения авторотации.
6 – изобретение позволяет исключить хвостовой винт, благодаря отсутствию эффекта «момента», который в традиционных конструкциях генерируется главным ротором, шестерней и венцом. Следует учесть, что хвостовой винт сам по себе расходует приблизительно 8% максимальной мощности, рассчитываемой для зависания вертолета.
Это означает существенную экономию мощности и существенное уменьшение установленной мощности.
Это также означает увеличение полезной нагрузки (пассажиры, или топливо, или аккумуляторы).
7 – изобретение позволяет исключить хвостовую часть вертолета, заменяя ее небольшим устройством бокового отклонения или небольшим электродвигателем с лопастями или и тем и другим.
8 – изобретение обеспечивает очень эффективную авторотацию, учитывая, что движители, установленные на концах штанги, значительно увеличивают инерционную массу.
9 – изобретение исключает проблему входа в авторотацию, поскольку вращающийся вал свободно поворачивается, и вход в авторотацию, фактически, осуществляется автоматически; однако останов движителей позволяет лопастям поворачиваться за счет инерции и позволяет пилоту и/или программному обеспечению действовать в режиме авторотации.
10 – значительное уменьшение веса летательного аппарата приблизительно на 65/70% от веса обычного летательного аппарата, что позволяет использовать эту экономию веса для увеличения полезной нагрузки в виде аккумуляторов, топлива или пассажиров.
11 – уменьшение стоимости летательного аппарата;
12 – при необходимости увеличения мощности вращающегося вала 50 достаточно увеличить количество двигателей или использовать более мощные двигатели.
13 – изобретение можно использовать как с двухлопастными, так и с многолопастными системами (с тремя, четырьмя, пятью лопастями т.д.), установленными по вертикальной оси в отличие от оси лопастей.
14 – движительную установку также можно использовать в качестве системы усилителя момента вращения, когда его можно приводить в действие для использования с меньшей мощностью, даже в применениях, не имеющих отношение к авиации, т.е. в тех применениях, где можно извлечь выгоду из эффекта рычага, создаваемого штангой 20 (например: подзарядка аккумуляторов, производство в результате вращательного движения электрической энергии или энергии эндотермического процесса, и т.д.).
По существу, изобретение также обеспечивает возможность использования движительной установки 10, содержащей штангу 20, механически соединяемую с вращающимся валом, причем, по меньшей мере, один конец указанной штанги 20 оснащен приводом 30, предназначенным для вращения штанги 20 так, чтобы вращение указанной штанги 20 можно было использовать для вращения вращающегося вала с целью генерирования или передачи энергии пользователю посредством использования эффекта рычага.
Важно отметить малую вероятность того, что все другие летательные аппараты с вертикальным взлетом, предлагаемые в существующем уровне техники, независимо от того, являются ли они беспилотными радиоуправляемыми летательными аппаратами или системами личного транспорта с 3 или 4 вентиляторами или электрическими вентиляторами, можно использовать для решения этой задачи, поскольку они не могут выполнять «авторотацию», и, во-вторых, поглощение энергии, которое имеет место при использовании 3 или 4 электрических вентиляторов надлежащего размера, делает маловероятной продолжительность полетов больше 20 – 30 минут.
В контексте изобретения было подсчитано, что типовой двухлопастной вертолет с размахом лопасти 9,03 метра, площадью поверхности ротора 64 квадратных метра, длительной мощностью 170 л.с., максимальным весом 860 кг, который соответствует МВВ, имеет вес 500 кг с 360 кг полезной нагрузки.
Вычитание из 500 кг веса двигателя Lycoming, веса главного ротора, механизма свободного хода, маслоохладителя, хвостового винта, хвостовой части, заднего фюзеляжа, бака, и всего того, что больше не является необходимым, дает в сумме 368 кг, так что вес устройства составляет 132 кг.
Дополнительный вес, состоящий из веса штанги 20, выполненной из углеродного волокна, и движительной системы (электрический вентилятор и реактивный двигатель) составляет приблизительно 40 кг на линии полета.
Используя для устройства структуру или в виде углеродного волокна или стекловолокна, общий вес летательного аппарата (устройство + роторная движительная система) может быть дополнительно уменьшен менее чем до 130 кг. Таким образом, экономия веса составляет 74% от первоначального веса и равна 370 кг при одной и той же полезной нагрузке.
Теперь задача состоит в том, как распределить это преимущество. Для системы изобретения с топливной реактивной турбиной к весу вертолета необходимо добавить вес системы топливных насосов, бака, противопожарной перегородки, стального коллектора транспортирования топлива и т.д., что составит 35 кг. Таким образом, вес вертолета на линии полета составит 165 кг.
Примеры вертолета с электрическими вентиляторами
Пример 1
Вертолет с двумя электрическими вентиляторами, МВВ – 860 кг, 2 пассажира + багаж.
В этом случае продолжительность полета должна быть обеспечена за счет уменьшения полезной нагрузки до 190 кг и установки ионно-литиевой аккумуляторной батареи 135 кВт/ч весом 540 кг.
Конструкция такого вертолета приводит к продолжительности полета 2,7 ч с маршевой скоростью 160 км/ч и дальностью 432 км.
Пример 2
Вертолет с двумя электрическими вентиляторами, МВВ – 860 кг, 3 пассажира + багаж.
В этом случае продолжительность полета должна быть обеспечена за счет уменьшения полезной нагрузки до 270 кг и установки ионно-литиевой аккумуляторной батареи 113 кВт/ч весом 452 кг.
Вес вертолета увеличен на 8 кг из-за третьего пассажирского кресла.
Конструкция такого вертолета приводит к продолжительности полета 2,26 ч с маршевой скоростью 160 км/ч и дальностью 361,6 км.
Пример 3
Вертолет с двумя электрическими вентиляторами, МВВ – 860 кг, 4 пассажира + багаж.
В этом случае продолжительность полета должна быть обеспечена за счет уменьшения полезной нагрузки до 334 кг и установки ионно-литиевой аккумуляторной батареи 95 кВт/ч весом 380 кг.
Вес вертолета увеличен на 16 кг из-за третьего и четвертого пассажирских кресел.
Конструкция такого вертолета приводит к продолжительности полета 1,9 ч с маршевой скоростью 160 км/ч и дальностью 304 км.
Пример вертолета с реактивным двигателем
Пример 4
Вертолет с одним реактивным двигателем, МВВ – 860 кг, 4 пассажира + дополнительный багаж.
В этом случае продолжительность полета должна быть обеспечена за счет уменьшения полезной нагрузки до 360 кг и расхода топлива до 335 кг из расчета 90 кг в час.
Конструкция такого вертолета приводит к продолжительности полета 3,72 ч с маршевой скоростью 160 км/ч и дальностью 595 км.
В общем, описанная движительная установка может использоваться как летательного аппарата с пилотом, так и в беспилотных радиоуправляемых летательных аппаратах, т.е. в летательных аппаратах без пилота и управляемых дистанционно или управляемых посредством собственного автономного летного программного обеспечения.
В случае беспилотных радиоуправляемых летательных аппаратов движительная установка изобретения позволяет им выдерживать высокие нагрузки и обеспечивает длительный автономный полет в отличие от существующих беспилотных радиоуправляемых летательных аппаратов.
Возможные области использования таких беспилотных радиоуправляемых летательных аппаратов: сельское хозяйство, предварительное изучение местности, аэрофотосъемка и киносъемка и т.д.
Ясно, что в зависимости от обстоятельств или по конкретным причинам могут быть выполнены модификации и усовершенствования описанного изобретения без отклонения от объема изобретения, определяемого формулой изобретения.