ЛЕТАЮЩАЯ ПЛАТФОРМА-КВАДРОКОПТЕР

Полезная модель относится к области авиастроения, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки типа летающая платформа с несущей системой «винт в кольце».
Одним из первых направлений разработки вертолетов является использование схемы с четырьмя винтами, т.е. квадрокоптера, предложенной в 1907 года братьями Бреге (Франция).
Схема квадрокоптера была также использована русским авиаконструктором Г. Ботезат (Михеев В.Р. Георгий Александрович Ботезат.1882-1940. М.: Наука, 2000), который в 1922 году построил и испытал летательный аппарат (ЛА), разработанный по заказу Армии США.
В настоящее время известны случаи применения схемы квадрокоптера в ЛА типа летающая платформа с несущей системой «винт в кольце». Это позволяет использовать прирост тяги винта (за счет уменьшения потерь мощности на индуктивном сопротивлении) не только по прямому назначению, но и для повышения скорости горизонтального полета. Иногда для улучшения скоростных характеристик такие ЛА оснащают толкающим или тянущими винтами, что одновременно усложняет конструкцию и приводит к ее утяжелению. Тем не менее, идет поиск и других схем ЛА, позволяющих летать на существенно большей скорости, чем могут современные вертолеты. Эти работы являются актуальными. Одним из направлений совершенствования летающих платформ является придание фюзеляжу формы крыла малого удлинения, создающего дополнительную подъемную силу. Такой фюзеляж при высокой скорости полета может создавать подъемную силу совместно с несущими винтами, тяга которых может частично направляться на улучшение скоростных характеристик.
Существуют несколько подходов к решению данных проблем.
Например, известна летающая платформа-квадрокоптер, содержащая фюзеляж, шасси, горизонтальное и вертикальное оперения, винтомоторные группы, состоящие из двигателей и несущих винтов, размещенных внутри кольцевого обтекателя (патент RU 2080014, В64С 27/20, 1993). Недостатком этого ЛА может быть малоэффективное управление на малых скоростях полета, которое может обеспечиваться только рулевыми поверхностями на горизонтальном и вертикальном оперении.
Известна также летающая платформа-квадрокоптер по патенту RU 2721325, В64С 27/20, В64С 27/08, 2018. Этот ЛА в соответствии с фиг. 1 (в описании к этому патенту) содержит квадратную силовую раму, в каждом углу которой прикреплен движитель - винтомоторная группа, состоящая из двигателя и двух несущих винтов, вращающихся в противоположных направлениях и размещенных внутри тягового кольца. Все винтомоторные группы при нулевом угле наклона к вертикальной оси обеспечивают вертикальный взлет. Они имеют возможность отклоняться от вертикали на угол до 20° в любую сторону на шарнире с помощью управляемых тяг. Это обеспечивает отклонение вектора тяги как в поперечной, так и в продольной плоскостях - в результате может быть реализована возможность управления горизонтальным полетом самими движителями без аэродинамических рулевых поверхностей. Однако при этом должна быть сложная система управления положением каждой винтомоторной группы, закрепленной на мачте высотой не менее двух диаметров винтов. Она должна содержать свои приводы, передающие звенья большой длины, согласующие узлы, элементы и пр. при работе как в синхронном, так и автономном режиме (на фиг. 2 лишь схематично изображены две тяги). Поэтому такая сложная система управления углом наклона винтомоторных групп может быть менее надежной и может быть причиной снижения безопасности полетов.
Кроме того, размещение винтомоторных групп в углах квадратной силовой рамы уравнивает мидель ЛА со всех четырех сторон (на любой из которых размещены по две винтомоторных группы), что не дает возможности выбора предпочтительного курса горизонтального полета для достижения максимальной скорости. Более того, при полете вдоль любой из диагоналей квадратной силовой рамы лобовое сопротивление возрастает, что приведет к снижению скорости полета данного ЛА.
Наиболее близким техническим решением, т.е. прототипом, является летающая платформа-квадрокоптер по патенту RU 2348568, В64С 39/10, В64С 29/00, B60F 5/02, 2009. Этот ЛА содержит фюзеляж с кабиной экипажа, шасси, хвостовым оперением и четырьмя винтомоторными группами, состоящими из двигателей и несущих винтов, помещенных внутри тяговых колец. Фюзеляж выполнен в форме аэродинамического крыла малого удлинения с четырехугольной (прямоугольной) силовой рамой. Две передние и две задние винтомоторные группы, установленные на силовой раме в сквозном канале фюзеляжа, обеспечивают вертикальный взлет. Задние винтомоторные группы (подъемно-маршевые) имеют возможность наклона вокруг поперечной оси, что обеспечивает отклонение вектора тяги в продольной плоскости. За счет этого реализуется возможность управления скоростью горизонтального полета вперед-назад. Маневрирование ЛА в полете обеспечивается большим количеством управляемых и неуправляемых аэродинамических поверхностей, образующих сложную систему, сквозь которую прокачивается интенсивный, высокоскоростной поток воздуха. Протекание потока воздуха в столь сложном лабиринте каналов может привести к существенным потерям мощности из-за большого суммарного лобового сопротивления множества аэродинамических поверхностей. Такое опосредствованное использование воздушных потоков, созданных винтомоторными группами, может привести к снижению их эффективности и, как следствие, к снижению скоростных характеристик и возможности маневрирования в полете.
Техническим результатом, достигаемым предлагаемым решением, является обеспечение высокой маневренности, которая возможна за счет многообразия вариантов совокупности управляющих моментов от винтомоторных групп в сочетании с высокой скоростью полета.
Указанный технический результат в предлагаемой летающей платформе-квадрокоптере, содержащей выполненный в форме крыла малого удлинения фюзеляж с четырехугольной силовой рамой, в каждом углу которой в сквозном канале фюзеляжа установлена винтомоторная группа, состоящая из двигателя и несущих винтов, размещенных в закрепленном на раме тяговом кольце с возможностью его управляемого отклонения от вертикальной оси, кабину экипажа, системы управления, шасси и хвостовое оперение, обеспечивается тем, что силовая рама выполнена в виде ромба, длинная диагональ которого расположена вдоль продольной оси, а короткая диагональ расположена вдоль поперечной оси летающей платформы, причем винтомоторные группы, расположенные на длинной диагонали, имеют возможность наклона вокруг продольной оси, а винтомоторные группы, расположенные на короткой диагонали, имеют возможность наклона вокруг поперечной оси.
Каждое тяговое кольцо может быть присоединено к силовой раме с помощью соосной пары шарниров, выполненных в виде цапф, закрепленных на тяговом кольце, и сопряженных с ними втулок, закрепленных на силовой раме, причем по крайней мере одна из цапф на каждом тяговом кольце соединена с приводом наклона, установленном на раме.
Каждая винтомоторная группа может состоять из двух несущих винтов с возможностью вращения в противоположных направлениях, закрепленных на валу двигателя, расположенного между ними и связанного с тяговым кольцом силовыми элементами.
Привод наклона винтомоторных групп, расположенных на поперечной оси платформы, может быть выполнен общим, а привод наклона винтомоторных групп, расположенных на продольной оси платформы, может быть раздельным.
Приводы наклона винтомоторных групп и управления отклонением аэродинамических поверхностей могут быть выполнены в виде рулевых машинок.
Управление аппаратом в горизонтальном полете может осуществляться с помощью автопилота с функцией стабилизации горизонтального положения фюзеляжа с минимальными углами скольжения, обеспечивающей снижение лобового сопротивления.
Сущность предлагаемого технического решения поясняется чертежами:
на фиг. 1 - вид летающей платформы-квадрокоптера сбоку (сечение в продольной плоскости) в горизонтальном полете с обозначением направления полета (НП);
на фиг. 2 - вид летающей платформы-квадрокоптера сверху;
на фиг. 3 - вид узла винтомоторной группы спереди (сечение А-А на фиг. 1);
на фиг. 4 - схема размещения винтомоторных групп и их шарнирного крепления на ромбовидной раме (вид сверху);
на фиг. 5 - функциональная схема системы управления аппаратом.
Летающая платформа-квадрокоптер содержит фюзеляж 1 с кабиной экипажа 2, шасси 3 и хвостовым оперением, состоящим из вертикальных килей 4 с рулями направления 5 и горизонтальных рулевых поверхностей - элевонов 6. Фюзеляж 1 выполнен в виде крыла малого удлинения с силовым набором, несущим обшивку 7. В качестве основного элемента фюзеляжа использована ромбовидная силовая рама 8, длинная диагональ которой расположена на продольной оси фюзеляжа, а короткая диагональ расположена на поперечной оси. На длинной диагонали силовой рамы 8, проходящей через ЦМ, в сквозных каналах 9, выполненных в крыле, установлены две винтомоторные группы 10 и 11. На короткой диагонали, проходящей через ЦМ, в подобных каналах 9 установлены две винтомоторные группы 12 и 14 на минимальном расстоянии друг от друга (для обеспечения минимального миделя при полете вдоль длинной диагонали). Каждая винтомоторная группа может состоять из двух несущих винтов 15 и 16 с возможностью вращения в противоположных направлениях, закрепленных на валу двигателя 17, расположенного между ними и связанного с тяговым кольцом 18 силовыми элементами - штангами 19. Тяговые кольца 18 для повышения КПД и тяговых характеристик могут иметь профиль, размеры и соотношения в соответствии с известными рекомендациями (см. Шайдаков В.И. Аэродинамика винта в кольце. - М.: Изд-во МАИ, 1996, и другие последующие работы).
Винтомоторные группы 10 и 11 смонтированы на силовой раме 8 посредством двух пар соосных шарниров 20 и 21, расположенных на продольной оси. Винтомоторные группы 12 и 14 смонтированы на силовой раме 8 посредством двух пар соосных шарниров 22 и 23, расположенных на поперечной оси. Каждый шарнир состоит из цапфы, жестко прикрепленной к тяговому кольцу 18, и втулки, закрепленной на раме 8 (фиг. 4). Этим обеспечена возможность поворота винтомоторных групп 10 и 11 вокруг продольной оси, и поворота винтомоторных групп 12 и 14 вокруг поперечной оси. Угол поворота каждой винтомоторной группы может быть ограничен упорами так, что их наклон от вертикальной оси составит, например, не более ±20°. По крайней мере, одна из двух цапф, жестко прикрепленных к тяговым кольцам 18, связана с одним из приводов, закрепленных на раме 8. Например, одна из цапф на тяговых кольцах 18 винтомоторных групп 10 и 11 соединена с выходным валом приводов 24 или 25 соответственно, а цапфы на тяговых кольцах 18 винтомоторных групп 12 и 14 соединены с выходным валом общего привода 26. Приводы наклона винтомоторных групп и рулевых поверхностей могут быть выполнены в виде рулевых машинок. Для управления ими, а также двигателями 17 может быть применена ручная автоматизированная система, например, электродистанционная без механической связи (такой системой оснащены истребители 4-го поколения - см. Системы управления летательных аппаратов /Под ред. В.В. Воробьева. М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2008.). В нее входят установленные в кабине 2 командные рычаги управления 27: ручка продольно-поперечного управления (РУ) с кнопкой «элевоны», педали и рычаги управления двигателями (РУД). Дифференциальные сигналы от них поступают в интегрирующее устройство - процессор 28 и автопилот 29, от которых подаются команды на рули 5, элевоны 6, двигатели 17 винтомоторных групп 10,11,12,14 и приводы их наклона 24, 25 и 26 (фиг. 5). В процессор 28 также могут поступать сигналы от датчиков скорости и высоты 30, датчиков скольжения по трем осям (по курсу-крену-тангажу) 31 и др.
Летающая платформа-квадрокоптер работает следующим образом.
Перед выполнением взлета все винтомоторные группы 10, 11, 12 и 14 находятся в нейтральном положении, т.е. их ось вертикальна. После включения двигателей 17, управляя РУД, увеличивают их обороты до взлетного режима. Под действием силы тяги всех соосных винтов 15 и 16 летающая платформа взлетает вертикально, и в результате балансировки может выполнить зависание.
На режиме висения, если отклонить РУ в поперечном направлении, то под действием приводов 24 и 25 произойдет синхронный наклон винтомоторных групп 10 и 11 на шарнирах 20-21 на угол ±α (фиг. 3) и отклонение их векторов тяги Т в поперечной плоскости в одном направлении. Вследствие появления соответствующей горизонтальной составляющей обоих векторов тяги Т, т.е. пропульсивных сил F, летающая платформа может начать горизонтальный полет в поперечном направлении.
Если отклонить от нейтрали педали, то те же приводы 24 и 25 будут наклонять винтомоторные группы 10 и 11 на угол α в противоположных направлениях. Из-за наклона двух векторов Т в противофазах и действия пропульсивных сил F в противоположных направлениях появится вращающий момент вокруг вертикали, что приведет к развороту летающей платформы на месте в нужную сторону.
Если отклонить РУ в продольной плоскости, то произойдет синхронный наклон винтомоторных групп 12 и 14 на шарнирах 22-23 на угол ±α, что приведет к соответствующему наклону вектора тяги Т вперед или назад. В результате может произойти движение летающей платформы в продольном направлении.
Т.е. каждая пара винтомоторных групп выполняет разные функции: винтомоторные группы 10 и 11 являются подъемно-курсовыми, а винтомоторные группы 12 и 14 являются подъемно-маршевыми.
Летающая платформа-квадрокоптер после взлета и набора безопасной высоты может перейти из режима висения в горизонтальный полет. Для этого подъемно-маршевые группы 12 и 14 плавно переводятся в положение «разгона», в котором они наклонены на увеличенные углы α (фиг. 1). При разгоне в горизонтальном полете режим работы всех двигателей 17 задается положением РУД, а при достижении крейсерской скорости устанавливают номинальные обороты двигателей. При включенном автопилоте 29 в случае появления возмущающих моментов он обеспечивает горизонтальное стабилизированное положение фюзеляжа 1 без тенденций к завалам и скольжению во всех направлениях. Этим исключается наклон фюзеляжа вперед (как у вертолета), и в результате минимального лобового сопротивления летающей платформы обеспечивается возможность полета с повышенной скоростью. При этом обеспечение продольной устойчивости по тангажу может происходить автоматически дифференциальным изменением величины тяги (т.е. только изменением оборотов двигателей 17) подъемно-курсовых групп 10 и 11, находящихся в нейтральном положении.
При необходимости маневрирования по тангажу алгоритм работы системы управления меняется. Например, для выполнения пикирования дают РУ «от себя» с одновременным нажатием на кнопку «элевоны». При этом процессор 28 и автопилот 29 снижают обороты двигателей 17 подъемно-маршевых групп 12 и 14, фиксируют привод 26 их наклона и одновременно отклоняют вниз элевоны 6, работающие как руль высоты. Для выхода из пикирования и выполнения «горки», т.е. набора высоты, дают РУ «на себя» с нажатием на кнопку «элевоны». В этом случае процессор 28 и автопилот 29 увеличивают обороты до взлетного режима двигателей 17 всех винтомоторных групп, фиксируют приводы их наклона с одновременным отклонением элевонов 6 в качестве руля высоты в противоположном направлении, т.е. вверх. Для перехода в горизонтальный полет РУ возвращают в нейтральное положение и отключают кнопку «элевоны» при горизонтальном положении фюзеляжа. После этого автопилот 29 продолжает обеспечивать горизонтальное стабилизированное положение фюзеляжа 1.
Путевая устойчивость в горизонтальном полете обеспечена двухкилевым вертикальным оперением, а поворотные плоскости рулей 5 могут выполнять функции путевого управления. Кроме того, кили 4, установленные на законцовках крыла, снижают его индуктивное сопротивление и способствуют увеличению его подъемной силы. Выполнение фюзеляжа 1 с обшивкой 7 в виде крыла, может обеспечить в горизонтальном полете дополнительную подъемную силу, что позволит использовать часть тяги подъемно-маршевых групп 12 и 14 для увеличения скорости в путевом направлении.
В горизонтальном полете при необходимости выполнения крена отклоняют РУ в поперечном направлении с нажатием кнопки «элевоны». При этом автопилот 29 включает элевоны в режиме элеронов, которые создают вращающий момент вокруг продольной оси. При интенсивном поперечном отклонении РУ автопилот 29, отслеживая величину и темп перемещений РУ, может задействовать подъемно-маршевые группы 12 и 14, не изменяя их наклон, только изменив дифференцировано обороты их двигателей 17: на одном снижая, а на другом повышая. В результате появления дополнительного момента вокруг продольной оси аппарат может совершить один или несколько оборотов вокруг нее, т.е. выполнить «бочки». Вернув РУ в исходное положение с отключением кнопки «элевоны» в горизонтальном положении фюзеляжа, можно обеспечить возврат аппарата в горизонтальный полет. При отклонениях РУ в передних секторах между продольной и поперечной осями за счет изменения величины и направления вектора тяги подъемно-курсовых групп 10 и 11 и при работе педалями возможна смена курса с выполнением виражей или без них (в зависимости от выбранного сочетания органов управления: с использованием элевонов в качестве элеронов и рулей направления или без каждого из них). При этом основные требуемые управляющие моменты, которые соответствуют выбранному пилотом направлению движения летающей платформы, будут обеспечены наклонами всех винтомоторных групп в разных комбинациях. Это будет обеспечено движителями, имеющими эффективную пропульсивную силу.
Обратный переходный режим от горизонтального полета к висению и вертикальной посадке выполняется следующим образом. Возвращением РУ в нейтральное положение летающая платформа переводится в режим торможения путем плавного поворота подъемно-маршевых и подъемно-курсовых винтомоторных групп на угол, обеспечивающий вертикальное направление вектора тяги. Платформа зависает над местом посадки и плавно за счет уменьшения тяги всех винтомоторных групп (посредством РУД) переходит в режим вертикального снижения до касания шасси 3 земной поверхности.
Предлагаемая концепция летающей платформы-квадрокоптера может обеспечить упрощение конструкции, без множества аэродинамических поверхностей, повышенную надежность, соответствующую безопасность полета и эффективность как в обычных условиях, так и в условиях турбулентной атмосферы, в том числе обладать высокой маневренностью и широким диапазоном скоростей полета.
За счет разделения винтомоторных групп на две пары, выполняющие раздельные функции, возможно упрощение приводов и системы управления.
Измененная геометрия несущей рамы и адаптированная к ней геометрия фюзеляжа-крыла с минимальным миделем в полете с оптимальным курсом - в продольном направлении, а также иная расстановка винтомоторных групп с упрощенной системой управления их наклоном, могут обеспечить улучшение летно-технических характеристик ЛА такого типа.
Расположение подъемно-маршевой пары винтомоторных групп на поперечной оси, проходящей через ЦМ, а подъемно-курсовой пары - на продольной оси может исключить появление нежелательных моментов, что может обеспечить упрощение системы управления ЛА.
За счет использования автопилота с функцией стабилизации горизонтального положения фюзеляжа может быть достигнуто увеличение максимальной скорости горизонтального полета.