Forbidden

You don't have permission to access /zzz_siteguard.php on this server.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ЛЕГЧЕ ВОЗДУХА - Патент РФ 2125950
Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ЛЕГЧЕ ВОЗДУХА
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ЛЕГЧЕ ВОЗДУХА

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ЛЕГЧЕ ВОЗДУХА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Установка имеет в своем составе создающий тягу узел 26, закрепленный на летательном аппарате с возможностью поворота относительно оси вращения в плоскости, находящейся под острым углом к вертикальной оси. Узел 26 может поворачиваться в плоскости на угол плюс или минус 90o. Двигатель 32А, 32В экономичной энергетической установки размещен внутри летательного аппарата, имеет выходной ведущий вал 46, который связан с создающим тягу узлом 26. Турбовальный двигатель 71, прикрепленный непосредственно к создающему тягу узлу 26, имеет достаточную мощность для режимов причаливания. Первая муфта предусмотрена для отключения двигателя 32А, 32В энергетической установки от создающего тягу узла 26, а вторая муфта 73 предусмотрена для отключения двигателя (71) от создающего тягу узла. Изобретение направлено на улучшение маневренности и топливной экономичности в полете. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2125950
Класс(ы) патента: B64B1/26
Номер заявки: 96116141/28
Дата подачи заявки: 30.01.1995
Дата публикации: 10.02.1999
Заявитель(и): Локхид Мартин Корпорейшн (US)
Автор(ы): Марк Х.Векслер (US); Дэвид Е.Карлайл (US)
Патентообладатель(и): Локхид Мартин Корпорейшн (US)
Описание изобретения: Изобретение относится к области силовых установок для летательных аппаратов легче воздуха и, в особенности, к силовой установке, которая обеспечивает маневрирование и управление ориентации тяги.
Существуют три общих типа нежестких летательных аппаратов: содержащие одну газонаполненную оболочку, несколько газонаполненных оболочек, соединенных вместе в ряды, и, конечно, имеющие большое число газонаполненных оболочек внутри нежесткого баллона. Специфическая проблема, связанная с такими нежесткими летательными аппаратами, заключается в том, что из-за отсутствия жесткой структуры внутри газонаполненной оболочки размещение тяговых узлов ограничивается гондолой. Поэтому, любые силы, создаваемые силовой установкой при маневрировании, не могут действовать через центр давления летательного аппарата и, следовательно, их эффективность снижается. В большинстве случаев это также справедливо для жестких дирижаблей, которые имеют внутреннюю структуру, определяющую форму летательного аппарата, который содержит множество газонаполненных оболочек с аэродинамическим покрытием поверх них. Хотя силовую установку можно устанавливать на жесткой структуре почти в любом месте, ее наиболее часто устанавливают на днище или вблизи днища летательного аппарата, чтобы облегчить доступ и т.д. Поэтому имеется необходимость в силовой установке, в которой все эти проблемы исключаются при минимальном увеличении массы летательного аппарата.
Другая, более важная проблема связана с жесткими и нежесткими летательными аппаратами легче воздуха, заключается в их ограниченной способности к позиционированию и/или маневрированию при причаливании, особенно если дует сильный боковой ветер. Это обусловлено, главным образом, их большой площадью поперечного сечения, вследствие чего при наличии ветра летательный аппарат ведет себя подобно флюгеру или "развивающемуся флагу". Они особенно трудны в управлении, если ветер порывистый или имеется значительная восходящая или нисходящая тяга воздуха. Фактически, причаливание, как доказано, наиболее трудная часть полета для летательного аппарата легче воздуха.
В прошлом реверсивные винты использовались для торможения, но они оказались мало эффективными. Боковые подруливающие устройства в виде вентиляторов в кольце или воздушных винтов более эффективны, но, когда они предназначаются только для причаливания или взлета, то ясно, что это сопровождается значительным возрастанием массы летательного аппарата. Примеры тому можно найти в патентах США N 1876153, "Aerial transportation apparatus", S.O.Spurrier ("Воздушный транспортный аппарат"), и N 4402475, "Thrusters for airship control", V.H.Pavlecka ("Подруливающее устройство для управления дирижаблем"). С целью создания дополнительной подъемной силы при взлете используют также специализированные винты для вертикального подъема; однако сталкиваются с таким же возрастанием массы. Примеры этому можно найти в патентах США N 1677688, "Aircraft", A. Rees ("Летательный аппарат"), и N 5026003, "Lighter-than-air aircraft", W. R.Smiht ("Летательный аппарат легче воздуха").
Другой способ заключается в использовании воздушных винтов в кольце и вне его, которые могут поворачиваться из положения, соосного с продольной осью летательного аппарата, до вертикального положения. Такая система, обеспечивая тягу вверх и вниз, не создает боковой тяги. Другой недостаток заключается в том, что, если вентиляторы в кольце установлены на грузовом отсеке и гондоле, то выхлоп от них будет направлен к газонаполненной оболочке (когда создается тяга вниз), если только они не установлены на экстремально длинных пилонах. Более того, если летательный аппарат очень большой, то, чтобы обеспечить достаточную скорость полета, вентиляторы в кольце и энергетические установки также должны быть большими. Если энергетические установки объединены с вентиляторами в кольце, это может привести к проблемам структурной массы механизма, поддерживающего и поворачивающего сочетание вентилятора в кольце и энергетической установки, который становится очень громоздким. Примеры поворотного двигателя можно найти в патентах Великобритании N 26897, "Improvements in the propulsion of aerial or water vehicles", J.Macinante ("Усовершенствования двигателя воздушного или водного аппарата"), и N 2250007A, "Aerobatic airship", S.Omiya ("Летательный аппарат для высшего пилотажа"), и в патентах США N 1019635, "Adjustable propeller", F. Harlow ("Регулируемый винт"), N 1868976, "Aircraft propelling mechanism", C. S. Hall ("Винтовой механизм летательного аппарата"), N 1879345, "Dirigible air sailing craft", A.H.Lawrence ("Воздушное парусное судно типа дирижабля") и N 4891029, "Remote control lighter-than-air toy", J.M.Hutchinson ("Дистанционное управление игрушкой легче воздуха").
В находящейся на рассмотрении заявке N 08/108280 на патент США, "Propulsion system for a lighter-than-air vehicle", J. B. Kalisz и др. ("Силовая установка для летательного аппарата легче воздуха"), представлена более совершенная система. В этом изобретении предусмотрен пилон, имеющий продольную ось и первый и второй концы, первый конец пилона прикреплен с возможностью поворота к летательному аппарату, при этом второй конец простирается наружу от летательного аппарата. Пилон может поворачиваться относительно своего первого конца в плоскости, перпендикулярной продольной оси летательного аппарата. Создающий тягу узел установлен на втором конце пилота и может поворачиваться относительно оси поворота в плоскости, перпендикулярной продольной оси пилота. Узел энергетической установки связан с создающим тягу узлом для передачи ему энергии. С помощью этого изобретения (Kalisz и др.) пилот может поворачиваться на 45 градусов книзу, а создающий тягу узел может поворачиваться на 90 градусов книзу. Это позволяет направить выхлоп из создающего тягу узла мимо газонаполненной оболочки. В дополнение к этому, пилот может поворачиваться кверху так, что создающий тягу узел "отходит в сторону", когда летательный аппарат причаливает. В обоих этих изобретениях энергетическая установка размещена, предпочтительно, на летательном аппарате (в гондоле) и связана силовой передачей с тяговым узлом, при этом в изобретении (Kalisz и др.) силовая передача проходит через пилон. Альтернативно, энергетическая установка может быть прикреплена непосредственно к тяговому узлу. Патенты США N 3614034, "v/STOL aircraft", R.E. Townsend ("Летательный аппарат вертикального/укороченного взлета") и N 3451648, "Aircraft having movable engines for vertical take-off and landing", O.E. Pabst и др. ("Летательный аппарат с подвижными двигателями для вертикального взлета и посадки"), раскрывает системы для возвратного подъема вентиляторов летательного аппарата, в которых специализированные двигатели для подъема могут поворачиваться на поддерживающей структуре из положения хранения в рабочие положения.
Проблема заключается в энергетических установках, обеспечивающих топливную экономичность полета и, кроме того, большую мощность, необходимую для причаливания, т. е. в выполнении двух различных требований. Решение, предложенное в вышеупомянутых двух заявках на выдачу патентов, заключается в использовании большого числа силовых установок, содержащих экономичные дизельные двигатели, которые установлены в гондоле. Однако, установка большого числа дизельных двигателей на конце пилона приводит к значительному увеличению массы. Использование турбовальных двигателей, имеющих очень большое отношение тяги к массе и размещенных непосредственно в тяговом узле, обеспечивает тягу, необходимую для выполнении маневров при причаливании, но эффективность полета снижается.
Поэтому основная задача представленного изобретения заключается в создании силовой установки для летательных аппаратов легче воздуха.
Другая основная задача представленного изобретения заключается в создании силовой установки для летательных аппаратов легче воздуха, которая обеспечивает улучшение маневренных качеств.
Другая основная задача представленного изобретения заключается в создании силовой установки, которая обеспечивает топливную экономичность в полете и необходимое для причаливания увеличение тяги.
Еще одна задача представленного изобретения заключается в создании силовой установки для летательного аппарата легче воздуха, которая обеспечивает изменение положений создающих тягу узлов, таких как вентиляторы в кольце и вне его или винты, чтобы можно было создать боковую тягу без попадания выхлопа на газонаполненную оболочку летательного аппарата.
Другая задача представленного изобретения заключается в создании силовой установки для летательного аппарата легче воздуха, в которой создающие тягу узлы, такие как вентиляторы и воздушные винты в кольце и вне его, могут быть установлены так, что при причаливании они не взаимодействуют с наземным оборудованием.
Изобретение представляет собой силовую установку для летательного аппарата легче воздуха, жесткого или нежесткого типа, имеющего продольную, горизонтальную и вертикальную оси. В нежестких летательных аппаратах грузовой отсек и кабина управления вынесены из газонаполненной оболочки, и поэтому называются гондолой. В жестких летательных аппаратах такая структура может быть интегрирована и выносить ее нет необходимости. Однако, только для обсуждения грузовой отсек и кабина управления будут упоминаться как "грузовая система".
Более детально, имеется множество силовых установок, расположенных в ряд по каждую сторону от вертикальной оси. Каждая силовая установка имеет в своем составе создающий тягу узел, которым может быть вентилятор, вентилятор в кольце, воздушный винт или воздушный винт в кольце. Однако, вентиляторы или воздушные винты в кольце более предпочтительны с точки зрения безопасности из-за того, что при отрыве лопатки экран будет предохранять газонаполненную оболочку от возможного повреждения. В дополнении к этому, воздушные винты в кольце предпочтительнее, поскольку при малых скоростях полета таких летательных аппаратов их эффективность выше.
Желательно, чтобы создающий тягу узел был установлен на конце пилона так, чтобы в положении полета он выступал горизонтально наружу от летательного аппарата, перпендикулярно продольной оси. Если летательный аппарат - нежесткого типа, пилон прикрепляют к гондоле. В случае жесткой конструкции можно закрепить пилон на основной поддерживающей структуре, но даже в жестких конструкциях более желательно закрепить создающие тягу узлы на грузовом отсеке, чтобы обеспечить легкий доступ к ним при обслуживании, ремонте и замене. Это особенно справедливо для чрезвычайно больших летательных аппаратов.
Создающий тягу узел, установленный с возможностью поворота на свободном конце пилона, может поворачиваться относительно оси вращения, которая лежит в плоскости, перпендикулярной продольной оси пилона. Лучше, когда тяговый узел поворачивается из положения, в котором тяга направлена вперед, до положения, в котором тяга направлена назад, что соответствует повороту на плюс или минус 180o. Таким путем тяга может быть направлена вертикально вверх, вертикально вниз и назад. Затем, что если используются воздушные винты или вентиляторы с реверсированием тяги, то поворот можно ограничить углом плюс или минус 90o. Поворот тяговых узлов выполняется посредством первого исполнительного узла, установленного на конце пилона. Соответствующий первый исполнительный узел содержит кольцевое зубчатое колесо, размещенное на тяговом узле, зацепляющее шестерню, прикрепленную к выходному валу гидравлического или электрического двигателя, установленного на пилоне. Использование такого передаточного узла позволяет "захватить" тяговый узел в любом выбранном положении, однако можно использовать и другие механизмы. Также важно отметить, что ось тяги каждого из создающих тягу узлов можно устанавливаться индивидуально для изменения в широком диапазоне комбинаций "ориентации тяги", поскольку это помогает при маневрировании летательного аппарата.
Пилон прикреплен с возможностью поворота к летательному аппарату так, что тяговый узел может направляться с помощью второй исполнительной системы кверху и книзу от горизонтали. В типичном случае узел винтового домкрата расположен на летательном аппарате, при этом конец винтового домкрата прикреплен к пилону. Направление вверх желательно, когда летательный аппарат причален, чтобы не задеть наземное оборудование. Направление вниз, когда тяговой узел поворачивается на девяносто градусов, желательно для боковой тяги и направленной вниз тяги. Регулирование тягового узла для обеспечения тяги вниз в сочетании с установкой пилона в нижнее положение позволяет отклонить выхлоп так, что он проходит мимо газонаполненной оболочки. Это особенно выгодно, когда тяговый узел устанавливается на грузовой системе ниже газонаполненной оболочки и позиционируется значительно ниже.
Желательно, чтобы энергия для тягового узла обеспечивалась узлом энергетической установки, который имеет в своем составе узел экономичной установки, размещенный на летательном аппарате, и узел легкой энергетической установки с большой тягой, прикрепленный непосредственно к создающему тягу узлу. В случае нежесткого дирижабля узел экономичной энергетической установки размещается в структуре гондолы. Узел экономичной энергетической установки связывается с создающим тягу узлом через ведущие валы, универсальный шарнирный механизм и узел передачи таким образом, чтобы могли выполняться повороты пилона и тягового узла. В дополнение к этому в кинетическую цепь введена муфта, в результате чего узел экономичной энергетической установки может быть отключен от создающего тягу узла. Легкая энергетическая установка с большой тягой представляет собой, предпочтительно, турбовальный двигатель, связанный непосредственно с создающим тягу узлом, и который может отключаться муфтой. Поскольку предпочтительный узел экономичной энергетической установки имеет в своем составе дизельные двигатели, для которых характерно низкое отношение мощности к массе, то размещение этих двигателей в летательном аппарате и соединение узла легкой энергетической установки с большой тягой (турбовального двигателя) непосредственно с создающим тягу узлом имеет смысл с точки зрения снижения массы. Проигрыш в массе, связанный с прикреплением дизельных двигателей непосредственно к создающему тягу узлу, значительный и, кроме того, в целом конструкция силовой установки упрощается. Это легко усмотреть из того, что длина передачи турбовального двигателя мощностью 30000 кВт меньше, чем дизельного двигателя мощностью 2200 кВт.
Во второй реализации тяговый узел установлен с возможностью поворота на свободном конце пилона с фиксированным положением или другой жесткой конструкции и может поворачиваться относительно оси вращения в плоскости, находящейся под острым углом к вертикальной оси. Желательно, чтобы тяговый узел поворачивался в этой плоскости на плюс или минус 180o.
Таким образом достигается направленная вверх (подъемная) тяга, необходимая для взлета, в то время как направленная вниз тяга может использоваться для причаливания, а обратная и боковая тяги создаются для маневров обоих видов. Острый угол плоскости, в которой тяговые узлы поворачиваются, должен быть достаточным, чтобы выхлоп проходил мимо газонаполненной оболочки в том случае, когда необходима тяга вниз, однако этот угол может быть увеличен сверх необходимого для прохождения мимо газонаполненной оболочки, когда больший процент боковой силы относительно направленной вверх или вниз тяги необходим для управления летательным аппаратом. Конечно, если винты или вентиляторы - реверсивные, то угол поворота в плоскости острого угла можно ограничить значением плюс или минус 90o. Таким образом, тяговые узлы должны поворачиваться по меньшей мере на плюс или минус 90o в плоскости поворота.
Как и в первой реализации, желательно разместить узел экономичной энергетической установки в грузовой системе и обеспечить передачу энергии к создающему тягу узлу через ведущий вал, установленный внутри пилона с фиксированным положением. Коробку передач устанавливают на конце пилона, связанного с выходным валом энергетической установки, обеспечивающей желаемое изменение угла направления. Узел легкой энергетической установки с большой тягой, как и в предыдущей реализации, прикреплен непосредственно к создающему тягу узлу. Поворот создающего тягу узла осуществляется исполнительным узлом, установленным на конце пилона аналогично тому, как это сделано в первой упомянутой реализации. Опять-таки важно отметить, что оси тяги создающих тягу узлов могут устанавливаться индивидуально чтобы обеспечить большое число комбинаций ориентаций тяги и способствовать маневрированию летательного аппарата.
В режиме взлета легкие турбовальные двигатели с большой тягой подключаются муфтой, а дизельные двигатели отключаются. После перехода в полетный режим турбовальные двигатели отключаются муфтой и одновременно подключаются дизели. В случае причаливания выполняется противоположная процедура. Однако, если необходима дополнительная мощность, можно одновременно использовать как дизели, так и турбовальные двигатели.
Элементы новизны, которые предполагаются отличительными признаками изобретения, как и организация и способ функционирования, вместе с другими целями и преимуществами будут более понятными из последующего описания в сочетании с поясняющими чертежами, в котором предпочтительные в настоящее время реализации изобретения поясняются посредством примеров. Однако, должно быть понятно, что чертежи предназначены только для пояснения и описания и не предполагаются определяющими объем изобретения.
На фиг.1 - перспективный вид летательного аппарата легче воздуха, содержащего представленную силовую установку; на фиг.2 - частичный вид спереди летательного аппарата, показанного на фигуре 1; на фиг.3 - увеличенный вид тягового узла, иллюстрирующий некоторые типы узлов, которые могут использоваться в представленной установке; на фиг.4А - увеличенный частичный вид фиг. 2, иллюстрирующий, в частности, силовую установку с тяговым узлом в полетном положении; на фиг.4B - вид, аналогичный показанному на фиг.4A, иллюстрирующий силовую установку с тяговым узлом в положении причаливания (маневрирования); на фиг. 4C - вид, аналогичный показанному на фиг.4A, иллюстрирующий силовую установку с тяговым узлом в положении причаливания (маневрирования) при повернутом книзу тяговом узле; на фиг.4D - вид, аналогичный показанному на фиг.4A, иллюстрирующий силовую установку с тяговым узлом в положении после причаливания; на фиг.5 - вид сверху на разрез по линии 5 - 5 силовой установки, показанной на фиг.4D; на фиг.6 - вид сбоку на разрез по линии 6 - 6 энергетической установки в силовой установке, показанный на фиг. 5; на фиг.7 - частичное сечение по линии 7 - 7 узла, показанного на фиг.5; на фиг.8 - вид, аналогичный показанному на фиг.2, иллюстрирующий альтернативную реализацию силовой установки, в которой использован стационарный пилон, а тяговые узлы могут поворачиваться в плоскости, находящейся под острым углом к вертикальной оси летательного аппарата; и на фиг.9 - увеличенный вид части фиг.7 для иллюстрации деталей силовой установки.
На фиг.1 и 2 показан летательный аппарат легче воздуха, включающий представляемую силовую установку. Летательный аппарат нежесткой конструкции, обозначенный номером 10, с продольной осью 12, вертикальной осью 14 и горизонтальной осью 16 имеет в своем составе наполненную гелием оболочку 18 с грузовой системой 20 в виде гондолы, закрепленной на днище. Необходимо заметить, что силовая установка может также использоваться на летательном аппарате жесткой конструкции. В дополнение к этому, в то время как грузовой отсек гондольного типа (подвесной грузовой отсек) необходим на нежестком летательном аппарате, он определенно не требуется на жесткой конструкции. Поэтому, грузовой отсек гондольного типа представлен только с иллюстративной целью и, к тому же, в общем виде подразумевается как грузовая система. Летательный аппарат 10 имеет в своем составе шесть отдельных силовых установок 24, снабженных создающими тягу узлами в виде воздушных винтов 26 в кольце, которые установлены по три на каждой стороне вдоль грузового отсека 20 (на фиг. 1 показана только левая сторона). Однако, как показано на фиг.2 вентилятор 27 в кольце, как и винт 28 без кольца и вентилятор 29 без кольца, могут быть взаимозаменяемыми, и, следовательно, использование воздушных винтов в кольце и ряда тяговых узлов показано только с иллюстративной целью. В дополнение к этому, винты или вентиляторы могут быть реверсивными, что предпочтительно.
Все еще обращаясь к фиг.1 и 2 и дополнительно к фиг.4A, B,C и D, как и к фиг. 5, 6 и 7, можно видеть, что каждая установка 24 имеет в своем составе пару экономичных двигателей, таких как дизельные двигатели 32A и 32B, которые установлены на настиле 33 грузового отсека 20. В то время как показаны два дизельных двигателя, должно быть понятно, что в некоторых летательных аппаратах достаточно одного двигателя. Кроме того, можно использовать экономичные двигатели других видов. Двигатели 32A и 32B имеют ведущие валы 34A и 34B на общей осевой линии 36, связанные с возможностью вращения с узлом 38 передачи, который установлен на настиле 33. Оба двигателя 32A и 32B имеют в своем составе муфты 39A и 39B соответственно, в результате чего может осуществлять отключение любого из них или обоих от воздушного винта 26 в кольце. Пилон 40 связан своим первым концом 42 с узлом 38 передачи и вторым концом 44 с воздушным винтом 26 в кольце. Пилон 40 - полый и содержит ведущий вал 46, установленный в нем для соединения узла 38 передачи с воздушным винтом 26 в кольце с целью его привода. Диагональная распорка 52 шарнирно прикреплена первым концом 54 к грузовому отсеку 20 на осевой линии 36 ведущих валов 34A и 34B и вторым концом 56 к пилону 40 с целью противодействия тяговым нагрузкам на пилон. Исполнительный узел в виде винтового домкрата 60 установлен на грузовом отсеке 20, при этом конец 62 винта прикреплен к пилону 40 для поворота пилона относительно осевой линии 36.
Воздушный винт 26 в кольце имеет в своем составе отдельные лопасти 64 воздушного винта, закрепленные с возможностью вращения на корпусе 66 оси. Корпус оси также поддерживает кольцо 68 посредством распорок 70. Второй конец 44 пилона 40 проходит через кольцо 68 (кольцо может поворачиваться относительно него) и связан с корпусом 66 оси (и поддерживает его) с помощью упорных подшипников (не показано). Ведущий вал 46 связан с коробкой 67 передач, которая приводит в действие лопасти 64 винта. К воздушному винту 26 в кольце прикреплен узел мощной легкой энергетической установки в виде турбовального двигателя 71, который соединен с коробкой 67 передач через ведущий вал 72. Муфта 73 введена так, что турбовальный двигатель 71 может отключаться от винтов, когда он не функционирует.
Поворот воздушного винта 26 в кольце осуществляется исполнительным узлом 74, установленным на пилоне и имеющем в своем составе двигатель 76, снабженный шестерней 78, которая зацепляет кольцевое зубчатое колесо 80, прикрепленное к кольцу 68. Поэтому, поворот воздушного винта 26 в кольце относительно пилона 40 может осуществляться безотносительно положения пилона. Если воздушный винт в кольце реверсивный, его необходимо поворачивать только на плюс или минус 90o, в ином случае он должен поворачиваться на полные 180o.
Обратившись к фиг. 4A, B, C и D, можно видеть, что в процессе работы пилон 40 может поворачиваться из полетного положения 40 (фиг.4A) до положения 40A причаливания или маневрирования (на фиг.4B) путем приведения в действие винтового домкрата 60. В случае таких маневров дизельные двигатели 32A и 32B могут быть отключены муфтами 39A и 39B, а турбовальный двигатель 71 в то же время подключен. В случае причаливания воздушный винт 26 в кольце может быть повернут на 90o, как это показано цифрой 26A на фиг.4C, для обеспечения, по желанию, тяги вниз и вбок или вверх и вбок. Заметим, что выпуск, обозначенный номером 82, проходит мимо газонаполненной оболочки 18. Поэтому, если создается тяга, направленная вниз, то в любой конструкции длина и угол поворота пилона должны быть достаточными, чтобы выхлопные газы из тягового узла проходили мимо газонаполненной оболочки. Когда причальные концы (не показаны) закреплены, пилон 40 может быть повернут кверху в положение 40B после причаливания (фиг.4D), в котором воздушный винт 26 в кольце отведен в сторону от любой наземной системы причаливания (не показанной). Следует заметить, что на летательном аппарате, показанном на фиг.1 с шестью воздушными винтами 26 в кольце, угловое положение каждого из которых, как и положение пилона 40, регулируется независимо, возможен значительный разброс направлений тяги, создаваемой воздушными винтами в кольце. Для взлета выполняют обратную процедуру, т.е. турбовальный двигатель 71 подключают, а дизельные двигатели отключают. После выполнения взлета турбовальный двигатель 71 останавливают и отключают от винтов 26, а дизельные двигатели 32A и 32B одновременно запускают и производят сцепление. Конечно, при взлете или причаливании, если необходима дополнительная мощность, оба двигателя могут находиться в рабочем режиме.
На фиг. 8 и 9 показана вторая реализация силовой установки, в целом обозначенной номером 90, и в которой фиксированный пилон 92 использован для поддержки вентилятора 94 в кольце. Энергетические установки 32A и 32B связаны с узлом передачи (не показанным), который установлен на грузовом настиле 33. Первый конец 96 пилона 92 связан с узлом передачи (не показанный на фиг. 8 и 9), тогда как второй конец 98 связан через коробку 100 передач с вентилятором 94 в кольце. В коробке передач предусмотрено изменение угла в плоскости поворота, при этом угол выбирают так, что выхлопные газы из тягового узла, когда он поворачивается для обеспечения направленной вниз тяги, проходят мимо газонаполненной оболочки (это показано изгибом коробки передач на 45o). Исполнительный узел 102, аналогичный исполнительному узлу 74, используется для поворота вентилятора 94 в кольце на плюс или минус 90o или на 180o, если вентилятор 94 с кольцом имеет реверсивные лопатки. Силовая установка позволяет создать боковую тягу во время причаливания. Однако, она не способна к перемещению вентилятора с кольцом кверху после причаливания. Она обладает преимуществом в части создания боковой тяги с помощью до некоторой степени более простой системы.
Хотя изобретение было описано со ссылками на частные реализации, должно быть понятно, что реализации являются только иллюстративными, поскольку предлагаются различные изменения и модификации, которые могут быть сделаны специалистами в рассматриваемой области техники. Поэтому, изобретение толкуется как ограниченное только сущностью и объемом согласно приложенной формуле изобретения.
Изобретение может быть использовано в авиационной промышленности.
Формула изобретения: 1. Силовая установка для летательного аппарата легче воздуха, имеющего продольную, поперечную и вертикальную оси, содержащая создающий тягу узел, экономичную энергетическую установку, связанную с создающим тягу узлом и предназначенную для обеспечения создающего тягу узла энергией, а также имеющий продольную ось пилон, первый конец которого прикреплен с возможностью поворота вверх и вниз в вертикальной плоскости, расположенной перпендикулярно продольной оси летательного аппарата, а второй конец указанного пилона расположен наружу от летательного аппарата и предназначен для установки создающего тягу узла с возможностью поворота в плоскости, расположенной перпендикулярно продольной оси пилона, отличающаяся тем, что она снабжена для режимов причаливания дополнительной легкой мощной энергетической установкой, прикрепленной непосредственно к создающему тягу узлу, первой муфтой для отключения экономичной энергетической установки от создающего тягу узла, второй муфтой для отключения легкой мощной энергетической установки от создающего тягу узла, первым средством для поворота создающего тягу узла относительно второго конца пилона, вторым средством для поворота пилона относительно первого конца пилона, а экономичная энергетическая установка выполнена обладающей достаточной мощностью для осуществления крейсерского режима полета, размещена внутри летательного аппарата и имеет ведущий вал для связи с создающим тягу узлом.
2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что тяговый узел имеет вентилятор, или вентилятор в кольце, или воздушный винт, или воздушный винт в кольце.
3. Установка по п.2, отличающаяся тем, что средство для поворота создающего тягу узла относительно упомянутой оси вращения установлено на пилоне.
4. Установка по п.3, отличающаяся тем, что пилон установлен с возможностью поворота относительно первого конца вверх или вниз от плоскости, параллельно поперечной оси летательного аппарата.
5. Установка по п.4, отличающаяся тем, что экономичная энергетическая установка размещена в грузовом отсеке, который закреплен на днище летательного аппарата, а пилон предназначен для прикрепления к грузовому отсеку первым концом с возможностью поворота.
6. Установка по п.5, отличающаяся тем, что экономичная энергетическая установка имеет первый ведущий вал и второй ведущий вал, которые связаны с узлом передачи крутящего момента, который предназначен для прикрепления с возможностью поворота к грузовому отсеку, и имеет ось поворота, совпадающую с осью пилона, первый конец которого прикреплен к узлу передачи, при этом второй ведущий вал установлен внутри пилона и связан с создающим тягу узлом.
7. Установка по п.6, отличающаяся тем, что она снабжена средством для поворота создающего тягу узла относительно оси пилона, которое состоит из зубчатого колеса, установленного на создающем тягу узле, и установленного на пилоне двигателя, на котором расположена шестерня, предназначенная для зацепления с указанным зубчатым колесом.
8. Установка по п.7, отличающаяся тем, что второе средство имеет установленный на летательном аппарате винтовой домкрат, снабженный выходным валом и связанный с пилоном таким образом, что удлинение и сокращение ведущего вала вызывает поворот пилона вверх и вниз относительно первого конца.
9. Установка по одному из пп.1 - 4 или 6 - 8, отличающаяся тем, что создающий тягу узел выполнен с возможностью реверсирования тяги.
10. Установка по п.9, отличающаяся тем, что указанный создающий тягу узел установлен с возможностью поворота вокруг оси пилона на угол плюс или минус 180o.