RU2700103C1 - Aircraft power plant on two-hover suspension - Google Patents

Aircraft power plant on two-hover suspension Download PDF

Info

Publication number
RU2700103C1
RU2700103C1 RU2018123209A RU2018123209A RU2700103C1 RU 2700103 C1 RU2700103 C1 RU 2700103C1 RU 2018123209 A RU2018123209 A RU 2018123209A RU 2018123209 A RU2018123209 A RU 2018123209A RU 2700103 C1 RU2700103 C1 RU 2700103C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
circuit
power plant
rotation
movable suspension
aircraft
Prior art date
Application number
RU2018123209A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виталий Владиславович Фирсов
Алексей Игоревич Будников
Original Assignee
Виталий Владиславович Фирсов
Алексей Игоревич Будников
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Виталий Владиславович Фирсов, Алексей Игоревич Будников filed Critical Виталий Владиславович Фирсов
Priority to RU2018123209A priority Critical patent/RU2700103C1/en
Priority to PCT/RU2018/000614 priority patent/WO2020005099A1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2700103C1 publication Critical patent/RU2700103C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
    • B64C15/12—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets the power plant being tiltable
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/28—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with forward-propulsion propellers pivotable to act as lifting rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to the field of aviation, in particular to the design of unmanned and remotely piloted aircraft. Aircraft power plant on two-hover suspension comprises external annular circuit with its rotation drive, internal contour in the form of a rod with a drive of its rotation, which is installed inside the outer annular circuit perpendicular to the axis of rotation of the external annular circuit. Engine with rotor is secured on inner circuit. Control unit is connected with rotary drives of external circular and internal circuits and rotor motor. Ends of internal circuit rod are connected via bearings with two diametrically opposite points inside external annular circuit. Engine with rotor is secured on mounting platform located in the middle of internal circuit rod.EFFECT: possibility of increasing maneuvering characteristics, flight at different angles, fast change of direction of aircraft motion.9 cl, 8 dwg

Description

Изобретение относится к области авиации, в частности к силовым установкам на двухподвижном подвесе и может быть использовано в беспилотных и дистанционно управляемых летательных аппаратах. The invention relates to the field of aviation, in particular to power plants on a two-movable suspension and can be used in unmanned and remotely controlled aircraft.

Так, из уровня техники известен электродвигатель с воздушными винтами беспилотного летательного аппарата (ЛА) вертикального взлета и посадки, который представляет собой «винт в кольце», выполненный с возможностью поворота из горизонтальной плоскости в вертикальную и обратно и связанный с аккумуляторной батареей, а воздушные винты выполнены с электронной регулировкой числа оборотов (патент РФ № 165676, опубликованный 27.10.2016). Thus, the prior art electric motor with propellers of an unmanned aerial vehicle (LA) vertical take-off and landing, which is a "screw in the ring", made with the possibility of rotation from a horizontal plane to a vertical and vice versa and connected to the battery, and propellers made with electronic speed control (RF patent No. 165676, published October 27, 2016).

Недостатком известного решения является невозможность гибкого управления воздушными потоками, генерируемыми винтами ЛА, за пределами возможностей поворота только в одной плоскости одновременно. A disadvantage of the known solution is the impossibility of flexible control of the air flows generated by the propellers of the aircraft, beyond the capabilities of rotation in only one plane at a time.

За наиболее близкий аналог к патентуемому решению принято устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов с применением гироскопического эффекта, которое содержит корпус гироскопа, ротор, внутреннюю и внешнюю рамы гироскопа, электрические двигатели и редукторы, находящиеся на осях вращения поворотных рам. Для изменения траектории полета ось вращения ротора гироскопа поворачивается с помощью электрических двигателей и редукторов, находящихся на осях вращения поворотных рам, таким образом, чтобы направления созданных гироскопических моментов совпадали с направлением поворота беспилотного летательного аппарата (международная заявка № 20170200972, опубликованная 09.02.2017). For the closest analogue to the patented solution, a device was adopted to increase the stabilization and maneuverability of unmanned aerial vehicles using the gyroscopic effect, which contains a gyroscope body, a rotor, internal and external gyro frames, electric motors and gearboxes located on the rotation axes of the rotary frames. To change the flight path, the rotation axis of the gyro rotor is rotated with the help of electric motors and gears located on the rotation axes of the rotary frames, so that the directions of the gyroscopic moments created coincide with the direction of rotation of the unmanned aerial vehicle (international application No. 20170200972, published 09.02.2017).

Недостатком наиболее близкого аналога является использование в качестве дополнительной системы и/или вспомогательной системы, которая оказывает косвенное влияние на движение летательного аппарата. The disadvantage of the closest analogue is the use as an additional system and / or auxiliary system, which has an indirect effect on the movement of the aircraft.

Технической проблемой, на решение которой направлено данное изобретение, является расширение арсенала технических средств, создание простой и надежной конструкции силовой установки на двухподвижном подвесе, способной осуществлять позиционирование в пространстве двигателя несущего винта, повышение маневровых возможностей, обеспечение различных углов полета и быструю смену направления движения летательного аппарата.The technical problem to which this invention is directed is the expansion of the arsenal of technical means, the creation of a simple and reliable design of a power plant with a two-movable suspension, capable of positioning the rotor in the engine space, increasing shunting capabilities, providing different flight angles and quickly changing the direction of flight of the aircraft apparatus.

Технический результат, достигаемый при реализации данного изобретения, заключается в повышении маневровых возможностей, обеспечении различных углов полета и быструю смену направления движения летательного аппарата. The technical result achieved by the implementation of this invention is to increase shunting capabilities, providing various flight angles and quickly change the direction of movement of the aircraft.

Указанный технический результат достигается в силовой установке на двухподвижном подвесе, которая содержит внешний кольцевой контур с приводом его вращения, внутренний контур в виде стержня с приводом его вращения, установленный внутри внешнего кольцевого контура перпендикулярно оси вращения внешнего кольцевого контура, двигатель с несущим винтом, закрепленный на внутреннем контуре, и блок управления связанный с приводами вращения внешнего кольцевого и внутреннего контуров и двигателем несущего винта. The specified technical result is achieved in a power plant with a two-movable suspension, which contains an external annular circuit with a drive for its rotation, an internal circuit in the form of a rod with a drive for its rotation, mounted inside the external ring contour perpendicular to the axis of rotation of the external ring contour, an engine with a rotor mounted on internal circuit, and a control unit connected to rotational drives of the external ring and internal circuits and the rotor motor.

Благодаря выполнению силовой установки на двухподвижном подвесе, содержащей внешний кольцевой контур с приводом его вращения, внутренний контур в виде стержня с приводом его вращения, установленный внутри внешнего кольцевого контура, двигатель с несущим винтом, закрепленный на внутреннем контуре, и блок управления, связанный с приводами вращения внешнего кольцевого и внутреннего контуров и двигателем несущего винта, обеспечивается повышение маневровых возможностей, различные углы полета и быстрая смена направления движения летательного аппарата. Due to the implementation of the power plant on a two-movable suspension containing an external annular circuit with a drive for its rotation, an internal circuit in the form of a rod with a drive for its rotation, mounted inside the external ring circuit, a rotor motor mounted on the internal circuit, and a control unit associated with the drives rotation of the outer ring and inner circuits and the rotor motor, provides increased shunting capabilities, different flight angles and a quick change of direction nog apparatus.

Благодаря выполнению силовой установки на двухподвижном подвесе, где внутренний контур с двигателем и несущим винтом расположен внутри внешнего контура перпендикулярно оси вращения внешнего контура, с возможностью отдельного управления двигателем несущего винта, поворотом внешнего кольцевого и внутреннего контуров посредством блока управления обеспечиваются различные углы полета, повышение маневровых возможностей и быстрая смена направления движения летательного аппарата. Due to the performance of the power plant on a two-movable suspension, where the internal circuit with the engine and the main rotor is located inside the external circuit perpendicular to the axis of rotation of the external circuit, with the possibility of separate control of the main rotor engine, the rotation of the external ring and internal circuits through the control unit provides different flight angles, increasing shunting opportunities and quick change of direction of the aircraft.

В частности, концы стержня внутреннего контура через подшипники соединены с двумя диаметрально противоположными точками внутри внешнего кольцевого контура. In particular, the ends of the core of the inner contour through bearings are connected to two diametrically opposite points inside the outer annular contour.

В частности, двигатель с несущим винтом закреплен на монтажной площадке, расположенной посередине стержня внутреннего контура. In particular, a rotor motor is mounted on a mounting pad located in the middle of the core of the inner loop.

В частности, привод вращения внешнего кольцевого и внутреннего контуров содержит сервоприводы или электрические моторы, соединенные через зубчатое соединение с цилиндром на внешнем кольцевом контуре, токоприемники и приемные пластины. In particular, the rotation drive of the outer ring and inner loops comprises servo drives or electric motors connected via a gear connection to the cylinder on the outer ring loop, current collectors and receiving plates.

В частности, силовая установка на двухподвижном подвесе оснащена датчиками ориентации летательного аппарата в пространстве, соединенными с блоком управления, иIn particular, a power plant with a two-movable suspension is equipped with spacecraft orientation sensors connected to the control unit, and

расположенными по периметру внутреннего обода, на входных контактах сервопривода, вокруг места крепления лопасти несущего винта к монтажному блоку, в пространстве между ободьями внешнего контура, что дополнительно повышает маневровые возможности и ускоряет смену направления движения летательного аппарата. located along the perimeter of the inner rim, at the input contacts of the servo-drive, around the place of mounting of the rotor blade to the mounting block, in the space between the rims of the external circuit, which further increases the shunting capabilities and accelerates the change of direction of movement of the aircraft.

В частности, в качестве датчиков ориентации летательного аппарата в пространстве использованы гироскопы, акселерометры, приборы, показывающие углы поворота внешнего кольцевого и внутреннего контуров, мощность сервоприводов, стабильность работы двигателя несущего винта и привода внешнего кольцевого и внутреннего контуров. In particular, gyroscopes, accelerometers, devices showing the angles of rotation of the outer ring and inner circuits, the power of the servos, the stability of the rotor motor and the drive of the outer ring and inner circuits were used as sensors for the orientation of the aircraft in space.

В частности, блок управления силовой установки на двухподвижном подвесе содержит радиоприемники и выполнена с возможностью соединения и обмена данными с бортовым компьютером летательного аппарата. In particular, the control unit of the power plant on a two-movable suspension contains radios and is configured to connect and exchange data with the on-board computer of the aircraft.

В частности, привод вращения внешнего кольцевого контура выполнен с возможностью соединения с летательным аппаратом посредством подвижного цилиндрического соединения. In particular, the rotation drive of the outer annular circuit is adapted to be connected to the aircraft by means of a movable cylindrical connection.

В дальнейшем, изобретение поясняется примером конкретного выполнения и чертежами. Further, the invention is illustrated by an example of a specific implementation and drawings.

На фиг.1 представлена конструкция силовой установки на двухподвижном подвесе. Figure 1 shows the design of the power plant on a two-movable suspension.

На фиг.2 – конструкция внутренней части силовой установки на двухподвижном подвесе. Figure 2 - design of the internal part of the power plant on a two-movable suspension.

На фиг.3 – конструкция привода вращения внешнего кольцевого контура. Figure 3 - design of the drive rotation of the external annular circuit.

На фиг.4 – конструкция привода вращения внутреннего контура. Figure 4 - design of the drive rotation of the inner circuit.

На фиг.5 – расположение датчиков на несущем винте. Figure 5 - the location of the sensors on the main rotor.

На фиг.6 – пример использования силовых установок на двухподвижном подвесе в летательном аппарате. Figure 6 is an example of the use of power plants on a two-movable suspension in an aircraft.

На фиг.7 – летательный аппарат с силовыми установками на двухподвижном подвесе с повернутым внутреннем контуром тыльных силовых установок на двухподвижном подвесе. Figure 7 - aircraft with power plants on a two-movable suspension with a rotated internal circuit of the rear power plants on a two-movable suspension.

На фиг.8 – летательный аппарат с силовыми установками на двухподвижном подвесе с повернутыми внешними кольцевыми контурами. On Fig - aircraft with power plants on a two-movable suspension with rotated outer ring loops.

Согласно фигурам силовая установка на двухподвижном подвесе летательного аппарата (ЛА) содержит внешний кольцевой контур 1 с приводом его вращения 3, внутренний контур 2 с приводом его вращения 4, двигатель 16 с по меньшей мере одним несущим винтом 17 и блок управления 9 упомянутыми приводами 3, 4 и двигателем 16,According to the figures, a power plant on a two-movable suspension of an aircraft (LA) comprises an external annular circuit 1 with a drive for its rotation 3, an internal circuit 2 with a drive for its rotation 4, an engine 16 with at least one rotor 17 and a control unit 9 of said drives 3, 4 and engine 16,

выполненный с возможностью соединения и обмена данными с бортовым компьютером летательного аппарата. made with the ability to connect and exchange data with the on-board computer of the aircraft.

Внешний кольцевой контур 1 выполнен в виде кольца, состоящего из двух ободьев: внешнего 10 и внутреннего 11. Внутренний обод 11 установлен во внешний обод 10 с образованием свободного пространства между ними для установки блока управления 9 приводами 3, 4 внешнего кольцевого 1 и внутреннего 2 контуров соответственно и силового кабеля 5. The outer ring circuit 1 is made in the form of a ring consisting of two rims: the outer 10 and the inner 11. The inner rim 11 is installed in the outer rim 10 with the formation of free space between them to install the control unit 9 of the drives 3, 4 of the outer ring 1 and the inner 2 circuits respectively, and power cable 5.

Внутренний контур 2 выполнен в виде полого стержня с площадкой 8 посередине для монтажа двигателя 16 с несущим винтом 17 и расположен внутри внешнего кольцевого контура 1 с возможностью его вращения вокруг своей оси за счет наличия собственного привода 4. При этом концы стержня внутреннего контура 2 через подшипники 12 соединены с двумя диаметрально противоположными точками внутреннего обода 11 внешнего кольцевого контура 1. Привод вращения 3 внешнего кольцевого контура 1 и внутренний контур 2 с приводом его вращения 4 расположены таким образом, что ось вращения внутреннего контура 2 перпендикулярна оси вращения внешнего кольцевого контура 1. The inner circuit 2 is made in the form of a hollow rod with a platform 8 in the middle for mounting the motor 16 with the rotor 17 and is located inside the outer ring circuit 1 with the possibility of rotation around its axis due to the presence of its own drive 4. The ends of the rod of the inner circuit 2 through bearings 12 are connected to two diametrically opposite points of the inner rim 11 of the outer ring circuit 1. The rotation drive 3 of the outer ring circuit 1 and the inner circuit 2 with its rotation drive 4 are arranged in such a way that the axis of rotation of the inner loop 2 is perpendicular to the axis of rotation of the outer annular loop 1.

Привод вращения 3 внешнего кольцевого контура 1 содержит сервоприводы или электрические моторы 18 (в зависимости от массагабаритных параметров ЛА), соединенные через зубчатое соединение 19, 20 с цилиндром 21, цилиндр 21 крепится к внешнему ободу 10 внешнего кольцевого контура 1. Токоприемники 7 монтируются на внутреннем ободе 11 посредством пружинного соединения 23, которое обеспечивает постоянное соединение приемных пластин 24, выполненных из сверхпроводникового материала, как в маршевых так и в критических условиях полета при разнообразных нагрузках. Приемные пластины 24 контактируют с силовыми кабелями 5 силовой установки на двухподвижном подвесе в рамках внешнего кольцевого контура 1. The rotation drive 3 of the outer annular circuit 1 contains servos or electric motors 18 (depending on the mass and size parameters of the aircraft) connected via a gear connection 19, 20 to the cylinder 21, the cylinder 21 is attached to the outer rim 10 of the outer annular circuit 1. The current collectors 7 are mounted on the inner the rim 11 by means of a spring connection 23, which provides a constant connection of the receiving plates 24 made of superconducting material, both in marching and in critical flight conditions under various loads uzkah. The receiving plate 24 is in contact with the power cables 5 of the power plant on a bi-movable suspension within the external ring circuit 1.

Привод вращения 4 внутреннего контура 2 содержит сервоприводы или электрические моторы 18 (в зависимости от массагабаритных параметров ЛА), расположенные в приводе вращения 4, соединенных через зубчатое соединение 19, с зубчатым соединением 20 и подшипниками 12, соединенными с осью внутреннего контура 2 через блок 27, цилиндр 22 крепится к внешнему ободу 10 внешнего кольцевого контура 1. Токоприемники 7 монтируются на внутреннем ободе 10 посредством пружинного соединения 23, которое обеспечивает постоянное соединение приемных пластин 24, выполненных из сверхпроводникового материала, как в маршевых так и в критических условиях полета, при разнообразных нагрузках. Приемные пластины 24The rotation drive 4 of the inner circuit 2 contains servos or electric motors 18 (depending on the mass and size parameters of the aircraft) located in the rotation drive 4, connected via a gear connection 19, with a gear connection 20 and bearings 12, connected to the axis of the inner circuit 2 through block 27 , the cylinder 22 is attached to the outer rim 10 of the outer annular circuit 1. The current collectors 7 are mounted on the inner rim 10 by means of a spring connection 23, which provides a constant connection of the receiving plates 24, made of superconducting material, in mid-flight and in critical flight conditions in a variety of loads. Receiving plates 24

контактируют с силовыми кабелями 5 силовой установки на двухподвижном подвесе в рамках кольцевого контура. in contact with the power cables 5 of the power plant on a two-movable suspension in the framework of the annular circuit.

В пространстве между внешним 10 и внутренним 11 ободьями внешнего контура расположен блок управления приводами внешнего кольцевого 1 и внутреннего 2 контура, соединенный силовыми проводами 5 с токоприемником 7 привода вращения 3 внешнего кольцевого контура 1, токоприемником 7 привода вращения внутреннего контура 2 и двигателем 16 с несущим винтом 17, расположенными на площадке 8 внутреннего контура 2. Силовой провод 5, соединяющий двигатель 16 несущего винта 17 и токоприемник 7, проходит внутри полого стержня внутреннего контура 2. In the space between the outer 10 and inner 11 rims of the outer loop, there is a control unit for the drives of the outer annular 1 and inner 2 circuits, connected by power wires 5 to the current collector 7 of the rotation drive 3 of the outer ring circuit 1, the current collector 7 of the rotation drive of the inner circuit 2 and the motor 16 with the carrier a screw 17 located on the site 8 of the inner circuit 2. The power wire 5 connecting the motor 16 of the rotor 17 and the current collector 7 passes inside the hollow core of the inner circuit 2.

Блок управления 9 содержит электронные системы, может содержать радиоприемники (в компактных моделях) и полноценные бортовые компьютеры. Размещение блока управления 9 на силовой установке на двухподвижном подвесе позволяет разгрузить транспортную капсулу. The control unit 9 contains electronic systems, may contain radios (in compact models) and full-fledged on-board computers. Placing the control unit 9 on the power plant on a two-movable suspension allows you to unload the transport capsule.

Радиоприемник представляет собой небольшую прямую или изогнутую плату, на которой распечатаны все необходимые электронные элементы и предназначен для передачи информации по защищенному радио каналу между силовой установкой на двухподвижном подвесе и бортовым компьютером, а также другими приводами для синхронизации работы. The radio receiver is a small direct or curved board on which all the necessary electronic elements are printed and is designed to transmit information through a secure radio channel between the power plant on a two-movable suspension and the on-board computer, as well as other drives for synchronizing operation.

Блок управления 9 обрабатывает и анализирует информацию с гироскопов, акселерометров и прочих приборов ориентации летательного аппарата в пространстве, управляет питанием, осуществляет позиционирование внешнего кольцевого 1 и внутреннего 2 контуров с максимальной точностью, вычисляет данные для максимально эффективной мощности двигателя 16 несущего винта 17. The control unit 9 processes and analyzes information from gyroscopes, accelerometers, and other aircraft orientation devices in space, manages the power, positions the outer annular 1 and inner 2 loops with maximum accuracy, calculates data for the most efficient engine power 16 of the main rotor 17.

В обрабатываемую информацию входят следующие значения: The information processed includes the following values:

а) показатель углов поворота каждого контура (внешнего 1 и внутреннего 2) в градусах, a) an indicator of the rotation angles of each circuit (external 1 and internal 2) in degrees,

б) показатель мощности двигателей-сервоприводов 18 приводов 3 и 4, b) a power indicator of the motor-servos 18 drives 3 and 4,

в) показатель стабильности несущего винта 17, C) the index of stability of the rotor 17,

г) показатель стабильности внешнего 1 и внутреннего 2 контуров силовой установки на двухподвижном подвесе. g) an indicator of the stability of the external 1 and internal 2 circuits of the power plant on a two-movable suspension.

Показатель углов поворота каждого контура (внешнего 1 и внутреннего 2) в градусах измеряется с помощью датчиков, расположенных по периметру внутреннего обода, как можно ближе к винтам, так как при возникновении центробежной силы при вращении несущих винтов возможны отклонения в показания, и на внешних элементахThe angle of rotation of each circuit (external 1 and internal 2) in degrees is measured using sensors located around the perimeter of the inner rim, as close as possible to the screws, since in the event of centrifugal force during rotation of the rotors, deviations in the readings are possible, and on the external elements

несущего винта 17. Датчики измерения углов поворота отвечают за точное измерение углов вращения контура 1 и 2, фактически они измеряют полное 360 градусное вращение. rotor 17. The angle measurement sensors are responsible for the accurate measurement of the rotation angles of circuit 1 and 2, in fact they measure a full 360 degree rotation.

Показатель мощности двигателей-сервоприводов 18 приводов 3 и 4 измеряется с помощью датчиков чистоты тока, расположенных на входных контактах сервопривода. The power indicator of the servo motors 18 of the drives 3 and 4 is measured using current purity sensors located on the input contacts of the servo.

Показатель стабильности несущего винта 17 измеряется с помощью датчиков отклонения лопасти 26, расположенных вокруг места крепления лопасти 30 несущего винта 17 к монтажному блоку 6 для лопастей, светового датчика и датчика симметрии 29, расположенных на свободном конце каждой лопасти 30 несущего винта 17. The rotor stability index 17 is measured using the deflection sensors of the blade 26 located around the attachment point of the blade 30 of the rotor 17 to the mounting block 6 for the blades, the light sensor and the symmetry sensor 29 located on the free end of each blade 30 of the rotor 17.

Датчик отклонения лопастей 26 построен по принципу определения смещения угла наклона лопасти 30 в определенном секторе вращения путем фиксации луча лазера на световом датчике 29. Если отклоняется только лопасть это зафиксируют датчики отклонения лопасти 26. Если происходит «восьмерка», то это определяется по следующей схеме. Лазер 28 располагается неподвижно на платформе 8. Луч от него поступает в рассеиватель 25 и расходится по каждой из лопастей 30 и попадает на световой датчик 29. При образовании «восьмерки», будет наблюдаться одинаковая чистота прерывания луча света, который будет теряться в канале лопасти 30, в таком случае будет применяться алгоритм, нейтрализующий последствия потери мощности воздушного потока. The blade deflection sensor 26 is constructed according to the principle of determining the angle of inclination of the blade 30 in a certain rotation sector by fixing the laser beam on the light sensor 29. If only the blade is deflected, the deflection sensors of the blade 26 will record it. If the “eight” occurs, then this is determined by the following scheme. The laser 28 is stationary on the platform 8. The beam from it enters the diffuser 25 and diverges along each of the blades 30 and enters the light sensor 29. When the “eight” is formed, the same purity of interruption of the light beam that will be lost in the channel of the blade 30 will be observed. , in this case, an algorithm will be applied that neutralizes the consequences of the loss of air flow power.

Показатель стабильности внешнего 1 и внутреннего 2 контуров измеряется с помощью двадцати четырех датчиков стабильности, расположенных в пространстве между ободьями 10, 11 внешнего контура 1 с шагом в 15 градусов, синхронизация информации для обмена с бортовым компьютером, расположенном в корпусе летательного аппарата, обработка информации, полученной с бортового компьютера. Датчики стабильности отвечают за определение «восьмерки» при смене положения винтов по любой оси. The stability index of the external 1 and internal 2 circuits is measured using twenty-four stability sensors located in the space between the rims 10, 11 of the external circuit 1 in increments of 15 degrees, synchronization of information for exchange with the on-board computer located in the aircraft’s hull, information processing, received from the on-board computer. Stability sensors are responsible for determining the "eight" when changing the position of the screws on any axis.

В управление питанием входят следующие значения: управление питанием, подаваемым на приводы 3, 4 вращения контуров; управление питанием, подаваемым на двигатель 16 несущего винта 17. The following values are included in the power management: control of the power supplied to the drives 3, 4 of rotation of the circuits; control the power supplied to the rotor motor 16.

В управление системами приводов 3, 4 входят следующие значения: управление вращением внешнего кольцевого контура 1, управление вращением внутреннего контура 2. The following values are included in the control of drive systems 3, 4: rotation control of the outer ring circuit 1, rotation control of the inner circuit 2.

Под контроль регулирования тяги ротора двигателя 16 несущего винта 17 входят следующие значения: регулирование оборотов упомянутого двигателя 16, регулирование шага лопастей. The following values are included under the control of the thrust control of the rotor of the rotor motor 16 of the rotor 17: speed control of said motor 16, pitch control of the blades.

Силовая установка на двухподвижном подвесе работает следующим образом.The power plant on a two-movable suspension works as follows.

Основная задача силовой установки на двухподвижном подвесе - управляемое позиционирование в пространстве двигателем 16 несущего винта 17. The main task of the power plant on a two-movable suspension is controlled positioning in space by the engine 16 of the rotor 17.

Электрическая энергия передается по силовым кабелям 5 от транспортной капсулы (на фигурах не показана) до площадки монтажа двигателя 8. В местах перехода между транспортной капсулой, внешнего кольцевого 1 и внутреннего 2 контуров используются контактирующие или жидкостные токоприемники 7 или вращающиеся трансформаторы. Electric energy is transmitted through power cables 5 from the transport capsule (not shown in the figures) to the mounting platform of engine 8. In the places of transition between the transport capsule, the outer ring 1 and the inner 2 circuits, contacting or liquid current collectors 7 or rotating transformers are used.

Позиционирование в пространстве осуществляется путем вращения внешнего кольцевого 1 и внутреннего 2 контуров при помощи приводов 3 и 4. В приводах 3 и 4 располагаются двигатели или сервоприводы 18, которые активируются при поступлении сигналов от транспортной капсулы и/или блока управления 9 приводами вращения внешнего кольцевого 1 и внутреннего 2 контуров. Positioning in space is carried out by rotating the outer annular 1 and inner 2 circuits with the help of actuators 3 and 4. In the actuators 3 and 4 there are motors or servos 18, which are activated upon receipt of signals from the transport capsule and / or control unit 9 of the rotary actuators of the outer annular 1 and internal 2 circuits.

Блок управления 9 отвечает за «опорно-двигательную систему» летательного аппарата, т.е. производит независимые вычисления для передачи точных данных на приводы 3 и 4 для выполнения ими маневров. The control unit 9 is responsible for the "musculoskeletal system" of the aircraft, i.e. makes independent calculations to send accurate data to drives 3 and 4 to perform maneuvers.

В качестве примера использования силовой установки на двухподвижном подвесе рассмотрим летательный аппарат, к фюзеляжу которого через подвижное цилиндрическое соединение устанавливаются силовые установки на двухподвижном подвесе таким образом, чтобы обеспечить соосное вращение несущих винтов. As an example of using a power plant on a two-movable suspension, we consider an aircraft, to the fuselage of which, through a movable cylindrical connection, power plants are installed on a two-movable suspension in such a way as to ensure coaxial rotation of the rotors.

Выполнение горизонтального полета согласно фигурам 6, 7. Performing horizontal flight according to figures 6, 7.

Команда запуск двигателя. После данной команды двигатели запускаются по часовой стрелке, от фронтального 13 к тыльному левому 14. Время задержки запуска 1-3 секунды. Это требуется для установки силы вибрации, создаваемой каждым двигателем и расчета необходимых параметров вращения контуров 1, 2 (рам) силовой установки на двухподвижном подвесе. Engine start command. After this command, the engines start clockwise, from the front 13 to the rear left 14. The start delay time is 1-3 seconds. This is required to set the vibration force generated by each engine and calculate the necessary parameters for the rotation of the circuits 1, 2 (frames) of the power plant on a two-movable suspension.

После достижения необходимого количества оборотов несущие винты 17 меняют шаг и выходят из зафлюгированного состояния в маршевое, тем самым создавая подъёмную силу. After reaching the required number of revolutions, the rotors 17 change the pitch and go from the plunged state to the marching, thereby creating lift.

После отрыва от земли начинается набор высоты. Далее осуществляется достижение стартового коридора, который задается бортовым компьютером и навигационной системой исходя из конечной точки, характеристики местности и наличии запрещенных зон для полета. Бортовой компьютер формирует траекторию, а блок управления на силовой установке на двухподвижном подвесе управляет приводами и двигателем по данным, получаемым от бортового компьютера. Как только летательный аппарат выходит на маршрут тыльные силовые установки на двухподвижном подвесе 14,After taking off from the ground, climb begins. Next, the launch corridor is reached, which is set by the on-board computer and navigation system based on the end point, terrain characteristics and the presence of prohibited areas for flight. The on-board computer forms a trajectory, and the control unit on the power plant on a two-movable suspension controls the drives and the engine according to data received from the on-board computer. As soon as the aircraft enters the route, the rear power plants on a two-movable suspension 14,

15 осуществляют поворот внутреннего контура 2 на 30°, создавая тем самым не только подъемную, но и толкающую силу (см. фиг. 4). 15 rotate the inner circuit 2 by 30 °, thereby creating not only lifting but also pushing force (see Fig. 4).

При достижении максимальной тяги на фронтальной 13 силовой установке на двухподвижном подвесе и отсутствии опасности срыва подъемного потока, тыльные силовые установки на двухподвижном подвесе 14, 15 могут переходить из положения «крейсерская» в режим «форсаж», поворачивая несущие винты тыльных силовых установок на двухподвижном подвесе 14, 15, путем вращения внутреннего контура 2 до 60-70°, создавая тем самым большую толкающую силу. When reaching the maximum thrust on the front-mounted 13 power unit on a two-moving suspension and there is no danger of disruption of the lift flow, the rear power plants on a two-moving suspension 14, 15 can switch from the “cruising” position to the “afterburner” mode by turning the rotors of the rear power plants on a two-moving suspension 14, 15, by rotating the inner loop 2 to 60-70 °, thereby creating a large pushing force.

Выполнение плавного поворота «180 направо» в режиме висения согласно фигуре 8. Performing a smooth rotation of "180 to the right" in the hovering mode according to figure 8.

При выполнении висения может потребоваться развернуть летательный аппарат по центральной оси на 180°. When hovering, it may be necessary to rotate the aircraft along the central axis 180 °.

Для осуществления данного маневра используется фронтальная силовая установка на двухподвижном подвесе 13 в режиме вращения внешнего кольцевого контура 1 с помощью его привода 3, осуществляют поворот на 30°, создавая тем самым толкающую силу. To implement this maneuver, a frontal power plant is used on a two-movable suspension 13 in the rotation mode of the external annular circuit 1 using its drive 3, they rotate by 30 °, thereby creating a pushing force.

В тыльной левой силовой установке на двухподвижном подвесе 14 осуществляют поворот внешнего кольцевого контура 1 на 30° по горизонтали посредством привода 3 внешнего кольцевого контура и поворот внутреннего кольцевого контура 2 на 15° по вертикали посредством привода 4 внутреннего контура, создавая дополнительную толкающую силу. In the rear left power unit on a two-movable suspension 14, the outer ring loop 1 is rotated 30 ° horizontally by the drive 3 of the outer ring loop and the inner ring loop 2 is rotated 15 ° vertically by the inner loop drive 4, creating additional pushing force.

Тыльная правая силовая установка на двухподвижном подвесе 15 находится в режиме висения и увеличивает мощность, чтобы нейтрализовать потерю от смещения несущего потока двух других роторов двигателей 16. The rear right power plant on a two-movable suspension 15 is in the hover mode and increases power to neutralize the loss from the displacement of the carrier flow of the other two engine rotors 16.

По завершению вращения все силовые установки на двухподвижном подвесе возвращаются в состояние спокойствия. Upon completion of the rotation, all power plants on a two-movable suspension return to a state of calm.

Блок управления 9 получает данные от всех датчиков о состоянии всех конструктивных элементов силовой установки на двухподвижном подвесе, на основе полученных данных и заданного маршрута осуществляет управление приводами внешнего и внутреннего контуров 3 и 4 и двигателями несущих винтов, изменяя угол поворота внешнего кольцевого и внутреннего контуров 1 и 2, мощность двигателей несущих винтов. The control unit 9 receives data from all sensors about the state of all structural elements of the power plant on a two-movable suspension, based on the received data and a given route, controls the drives of the external and internal circuits 3 and 4 and the rotor motors, changing the angle of rotation of the external ring and internal circuits 1 and 2, the power of the main rotor engines.

Таким образом, силовая установка на двухподвижном подвесе предназначена для осуществления полетов путем замены классических систем управления летательным аппаратом, таких как элероны, рули направления, рули высоты, системы управленияThus, the power plant on a two-movable suspension is designed for flights by replacing classic aircraft control systems, such as ailerons, rudders, elevators, control systems

вектором тяги, автоматами перекоса, закрылками, предкрылками, и является не дополнительным, а основным устройством управления летательным аппаратом, не требующим каких-либо внешних/внутренних устройств для изменения положения летательного аппарата в пространстве. Фактически силовая установки на двухподвижном подвесе позволяет изменять положение несущего винта и вектора его тяги путем вращения по продольным и поперечным осям. Силовая установка на двухподвижном подвесе располагается на внешней части корпуса летательного аппарата и заменяет крылья, горизонтальное и вертикальное хвостовое оперение, несущий винт или группу винтов, толкающий винт, реактивных или ракетный двигатель, а также любую другую силовую установку, прямого расположения.thrust vector, swashplate, flaps, slats, and is not an additional, but the main control device of the aircraft, which does not require any external / internal devices to change the position of the aircraft in space. In fact, the power plant on a two-movable suspension allows you to change the position of the rotor and its thrust vector by rotation along the longitudinal and transverse axes. The power plant on a two-movable suspension is located on the outer part of the aircraft body and replaces wings, horizontal and vertical tail units, a main rotor or a group of propellers, a pushing propeller, a jet or rocket engine, as well as any other direct-mounted power plant.

Claims (9)

1. Силовая установка летательного аппарата на двухподвижном подвесе, характеризующаяся тем, что содержит внешний кольцевой контур с приводом его вращения, внутренний контур в виде стержня с приводом его вращения, установленный внутри внешнего кольцевого контура перпендикулярно оси вращения внешнего кольцевого контура, двигатель с несущим винтом, закрепленный на внутреннем контуре, и блок управления, связанный с приводами вращения внешнего кольцевого и внутреннего контуров и двигателем несущего винта. 1. The power plant of the aircraft on a two-movable suspension, characterized in that it contains an external annular circuit with a drive for its rotation, an internal circuit in the form of a rod with a drive for its rotation, mounted inside the outer ring circuit perpendicular to the axis of rotation of the external ring circuit, an engine with a rotor, fixed on the internal circuit, and a control unit associated with rotational drives of the external annular and internal circuits and the rotor motor. 2. Силовая установка на двухподвижном подвесе по п. 1, характеризующаяся тем, что концы стержня внутреннего контура через подшипники соединены с двумя диаметрально противоположными точками внутри внешнего кольцевого контура. 2. The power plant on a two-movable suspension according to claim 1, characterized in that the ends of the core of the inner circuit through bearings are connected to two diametrically opposite points inside the outer ring circuit. 3. Силовая установка на двухподвижном подвесе по п. 1, характеризующаяся тем, что двигатель с несущим винтом закреплен на монтажной площадке, расположенной посередине стержня внутреннего контура. 3. The power plant on a two-movable suspension according to claim 1, characterized in that the engine with the rotor is mounted on a mounting platform located in the middle of the core of the inner loop. 4. Силовая установка на двухподвижном подвесе по п. 1, характеризующаяся тем, что привод вращения внешнего кольцевого и внутреннего контуров содержит сервоприводы или электрические моторы, соединенные через зубчатое соединение с цилиндром на внешнем кольцевом контуре, токоприемники и приемные пластины. 4. The power plant on a two-movable suspension according to claim 1, characterized in that the rotation drive of the external ring and internal circuits contains servos or electric motors connected via a gear connection to the cylinder on the external ring circuit, current collectors and receiving plates. 5. Силовая установка на двухподвижном подвесе по п. 1, характеризующаяся тем, что оснащена датчиками ориентации летательного аппарата в пространстве, соединенными с блоком управления и расположенными по периметру внутреннего обода, на входных контактах сервопривода, вокруг места крепления лопасти несущего винта к монтажному блоку, в пространстве между ободьями внешнего контура. 5. The power plant on a two-movable suspension according to claim 1, characterized in that it is equipped with aircraft orientation sensors in space, connected to the control unit and located around the perimeter of the inner rim, at the input contacts of the servo drive, around the place of mounting of the rotor blade to the mounting block, in the space between the rims of the outer contour. 6. Силовая установка на двухподвижном подвесе по п. 1, характеризующаяся тем, что в качестве датчиков ориентации летательного аппарата в пространстве использованы гироскопы, акселерометры, приборы, показывающие углы поворота внешнего кольцевого и внутреннего контуров, мощность сервоприводов, стабильность работы двигателя несущего винта и привода внешнего кольцевого и внутреннего контуров.6. A power plant with a two-movable suspension according to claim 1, characterized in that gyroscopes, accelerometers, devices showing the angles of rotation of the outer ring and inner loops, the power of the servos, the stability of the rotor motor and the drive are used as spacecraft orientation sensors in space external ring and internal contours. 7. Силовая установка на двухподвижном подвесе по п. 1, характеризующаяся тем, что блок управления выполнен с возможностью соединения и обмена данными с бортовым компьютером летательного аппарата. 7. The power plant on a two-movable suspension according to claim 1, characterized in that the control unit is configured to connect and exchange data with the on-board computer of the aircraft. 8. Силовая установка на двухподвижном подвесе по п. 1, характеризующаяся тем, что блок управления содержит радиоприемники. 8. The power plant on a two-movable suspension according to claim 1, characterized in that the control unit contains radios. 9. Силовая установка на двухподвижном подвесе по п. 1, характеризующаяся тем, что привод вращения внешнего кольцевого контура выполнен с возможностью соединения с летательным аппаратом посредством подвижного цилиндрического соединения.9. The power plant on a two-movable suspension according to claim 1, characterized in that the rotation drive of the outer annular circuit is made with the possibility of connection with the aircraft through a movable cylindrical connection.
RU2018123209A 2018-06-26 2018-06-26 Aircraft power plant on two-hover suspension RU2700103C1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018123209A RU2700103C1 (en) 2018-06-26 2018-06-26 Aircraft power plant on two-hover suspension
PCT/RU2018/000614 WO2020005099A1 (en) 2018-06-26 2018-09-18 Gyroscopic aircraft drive

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018123209A RU2700103C1 (en) 2018-06-26 2018-06-26 Aircraft power plant on two-hover suspension

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2700103C1 true RU2700103C1 (en) 2019-09-12

Family

ID=67989615

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018123209A RU2700103C1 (en) 2018-06-26 2018-06-26 Aircraft power plant on two-hover suspension

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2700103C1 (en)
WO (1) WO2020005099A1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2726343C1 (en) * 2020-01-22 2020-07-13 Александр Кузьмич Слизов Aircraft

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11851161B1 (en) 2022-07-27 2023-12-26 Aeroluxury Llc Safety and stability device for an aircraft

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2551190A1 (en) * 2011-07-29 2013-01-30 AGUSTAWESTLAND S.p.A. Convertiplane
US20160114887A1 (en) * 2002-10-01 2016-04-28 Dylan T X Zhou Amphibious vertical takeoff and landing unmanned system and flying car with multiple aerial and aquatic flight modes for capturing panoramic virtual reality views, interactive video and transportation with mobile and wearable application
RU165676U1 (en) * 2016-02-24 2016-10-27 Борис Георгиевич Еремин UAV VERTICAL TAKEOFF AND LANDING
WO2018071970A1 (en) * 2016-10-18 2018-04-26 Deakin University Thrust vectored multicopters
RU2656932C2 (en) * 2016-08-29 2018-06-07 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Aircraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160114887A1 (en) * 2002-10-01 2016-04-28 Dylan T X Zhou Amphibious vertical takeoff and landing unmanned system and flying car with multiple aerial and aquatic flight modes for capturing panoramic virtual reality views, interactive video and transportation with mobile and wearable application
EP2551190A1 (en) * 2011-07-29 2013-01-30 AGUSTAWESTLAND S.p.A. Convertiplane
RU165676U1 (en) * 2016-02-24 2016-10-27 Борис Георгиевич Еремин UAV VERTICAL TAKEOFF AND LANDING
RU2656932C2 (en) * 2016-08-29 2018-06-07 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Aircraft
WO2018071970A1 (en) * 2016-10-18 2018-04-26 Deakin University Thrust vectored multicopters

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2726343C1 (en) * 2020-01-22 2020-07-13 Александр Кузьмич Слизов Aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
WO2020005099A1 (en) 2020-01-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Gu et al. Development and experimental verification of a hybrid vertical take-off and landing (VTOL) unmanned aerial vehicle (UAV)
US11091260B2 (en) Counter-rotating propellers for aerial vehicle
US10287013B2 (en) Vertical takeoff and landing (VTOL) unmanned aerial vehicle (UAV)
US11117657B2 (en) Aeronautical apparatus
CN104802985A (en) Variable axial multi-rotor aircraft and flight attitude adjustment method thereof
US10775784B2 (en) Unmanned aerial vehicle with decentralized control system
EP3140188A2 (en) Vertical takeoff and landing (vtol) unmanned aerial vehicle (uav)
WO2020017488A1 (en) Unmanned aerial vehicle
US11686859B2 (en) Methods and systems for utilizing dual global positioning system (GPS) antennas in vertical take-off and landing (VTOL) aerial vehicles
JP2010254264A (en) Unmanned aircraft landing and departing perpendicularly by tilt wing mechanism
CN106292680A (en) Many rotor wing unmanned aerial vehicles and system thereof and flight control method
CN111356632A (en) A system forming a two-degree-of-freedom actuator for example for changing the pitch angle of a propeller blade during rotation
CN105151296A (en) Multi-axis manned aircraft
RU2700103C1 (en) Aircraft power plant on two-hover suspension
Agarwal et al. Design and fabrication of twinrotor UAV
Lee et al. Development of autonomous flight control system for 50m unmanned airship
Ranasinghe et al. Development of gasoline-electric hybrid propulsion surveillance and reconnaissance VTOL UAV
AU2020100976A4 (en) System forming a two degrees of freedom actuator, for example for varying the pitch angle of the blades of a propeller during rotation
RU236959U1 (en) Unmanned aerial vehicle
Olejnik et al. Specific problems of selecting and integrating equipment components in the course of developing a technology demonstrator for the mini-UAV
RU215859U1 (en) UNMANNED COLEOPTER
Stojcsics Flight safety improvements for small size unmanned aerial vehicles
US20190310660A1 (en) Flying vehicle architecture
RU2860422C1 (en) Helicopter-type unmanned aerial vehicle for indoor flight
RU2799689C1 (en) Helicopter-type unmanned aerial vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200627

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20211001