BG65742B1

BG65742B1 - Lifting device

Info

Publication number: BG65742B1
Application number: BG109175A
Authority: BG
Inventors: Добромир АЛЕКСАНДРОВ
Original assignee: Добромир АЛЕКСАНДРОВ
Priority date: 2005-06-09
Filing date: 2005-06-09
Publication date: 2009-09-30
Also published as: BG109175A

Abstract

The lifting device is used in aircraft industry to create hoisting and traction force. It allows the dynamic modification of the hoisting and traction force, thus improving the manoeuvrability of aircraft engines. It consists of, attached to the fuselage (28), a profiled wing (5) with flaps (29) and a propeller (1) with vanes (9) having radial axes (11), which are connected by a drive shaft (3) to an engine (4). The drive shaft (3) is located symmetrically in relation to the thickness of the profiled wing (5). The vanes (9) of the propeller (1) are supplied at the bottom with eccentrically arranged joints (10) with longitudinal rods (12) hinged to an external ring (13) of a bearing mechanism (14), whose inner ring (15) is connected to an axial sliding sleeve (17). The sliding sleeve (17) rests on the drive shaft (3) of the device. Command systems (18, 19) are provided to change the general and cyclic slope of the vanes (9), which are respectively joined to the axial sleeve (17) and to the inner ring (15) of the bearing mechanism (14). The propellers (1) are connected to the engines (4) by a gear (21).

Description

Изобретението се отнася до подемно-тягово устройство за летателни апарати, което може да намери приложение в самолетостроенето.The invention relates to a lifting device for aircraft, which may find application in aircraft construction.

Предшестващо състояние на техникатаBACKGROUND OF THE INVENTION

Известно е подемно устройство, състоящо се от свързано към самолетен корпус профилно крило със задкрилки и витло с лопатки, имащи радиални оси, свързани чрез задвижващ вал с двигател. Предвиден е механизъм за изменение на общата стъпка /ъгъла на атака/ на лопатките от витлово, с еднакъв наклон на всички лопатки, които са твърдо закрепени към задвижващия вал /1/.A lifting device is known, consisting of a profile wing connected to an airplane body with flaps and a blade propeller having radial axes connected by a drive shaft to an engine. A mechanism is provided for changing the common pitch / angle of attack / of the propeller blades, with the same inclination of all blades firmly attached to the drive shaft / 1 /.

Това решение ограничава посоката и големината на подемното и тягово усилие, свързано с малка маневреност на летателен апарат; снабден с такова подемно устройство.This decision limits the direction and magnitude of the lifting and traction effort associated with low aircraft maneuverability; equipped with such lifting device.

Техническа същност на изобретениетоSUMMARY OF THE INVENTION

Задачата на изобретението е да се създаде подемно устройство, осигуряващо голяма маневреност на летателния апарат.It is an object of the invention to provide a lifting device providing high maneuverability of the aircraft.

Задачата е решена посредством подемно устройство, включващо свързано към самолетен корпус профилно крило със задкрилки и витло с лопатки, имащи радиални оси, свързани чрез задвижващ вал с двигател. Съгласно изобретението, задвижващият вал на витлото е разположен симетрично спрямо дебелината на крилото, към което е лагеруван задвижващия вал. Лопатките на витлото имат в основата си ексцентрично разположени шарнири с надлъжни щанги, свързани шарнирно с външна гривна от лагерен механизъм, чиято вътрешна гривна е съединена с аксиална плъзгаща втулка, лагерувана на задвижващия вал. Предвидени са командни системи, от известен тип, за изменение на общия и цикличен наклон на лопатките, свързани съответно с аксиалната втулка и с вътрешната гривна на лагерния механизъм. Командните системи са свързани с централен пулт за всички витла, които са съединени с двигателите посредством предавка.The problem is solved by means of a lifting device comprising a profile wing with flaps connected to an airplane body and a blade propeller having radial axes connected by a drive shaft to an engine. According to the invention, the propeller shaft of the propeller is arranged symmetrically with respect to the thickness of the wing to which the propeller shaft is bearing. The blades of the propeller are essentially eccentrically arranged hinges with longitudinal rods, pivotally connected to an external bracelet by a bearing mechanism, the inner bracelet of which is connected to an axial sliding bushing, which is supported by the drive shaft. Control systems of a known type are provided for modifying the general and cyclic inclination of the blades connected respectively to the axial sleeve and to the inner bracelet of the bearing mechanism. Command systems are connected to a central console for all propellers that are connected to the engines by gear.

Предавката между витлото и двигателя е оформена като дистанционен вал, лагеруван в профилното крило.The gearbox between the propeller and the engine is shaped like a spacer shaft, mounted in the profile wing.

При друго изпълнение тя включва свързващ вал и зъбна предавка, разположени в профилното крило.In another embodiment, it includes a connecting shaft and a gearbox located in the profile wing.

Между основата на всяка лопатка и главина от задвижващия вал има поне един напречен шарнир с ос, перпендикулярна на радиалната ос на лопатката.Between the base of each blade and the drive shaft hub there is at least one transverse joint with an axis perpendicular to the radial axis of the blade.

Задкрилките на профилното крило имат симетричен профил в напречно сечение и механизъм за завъртането им за осигуряване на обратен наклон на задкрилките.The flaps of the profile wing have a symmetrical profile in cross section and a mechanism for rotating them to provide a reverse tilt of the flaps.

Предимство на изобретението е възможността за увеличаване на подемната сила и динамично изменение на посоката и големината на тяговото и подемно усилие, повишаващи маневреността на самолета.An advantage of the invention is the ability to increase the lifting force and dynamically change the direction and magnitude of the traction and lifting forces that increase the maneuverability of the aircraft.

Пояснение на приложените фигуриExplanation of the annexed figures

Фигура 1 представлява поглед отгоре на подемното устройство;Figure 1 is a top plan view of the lifting device;

фигура 2 - поглед отгоре на устройството при друго примерно изпълнение;Figure 2 is a top plan view of the device in another embodiment;

фигура 2а - разрез по С-С при друго примерно изпълнение;Figure 2a is a cross-sectional view of C-C in another embodiment;

фигура 3 - разрез по А-А от фиг. 1;3 is a section through AA of FIG. 1;

фигура 4 - надлъжен разрез на управляващия лопатките механизъм;4 is a longitudinal sectional view of the blade control mechanism;

фигура 4а - надлъжен разрез на закрепване на лопатките към главината при друго изпълнение;4a is a longitudinal sectional view of the attachment of the blades to the hub in another embodiment;

фигура 5 - разрез по В-В от фиг. 4 на съединението между аксиалната втулка и вътрешната гривна на лагерния механизъм.FIG. 5 is a sectional view along B-F of FIG. 4 of the connection between the axial sleeve and the inner bracelet of the bearing mechanism.

Примери за изпълнение на изобретениетоExamples of carrying out the invention

Устройството се състои от витло 1 с главина 2 от задвижващ вал 3, свързан към двигател 4, закрепен към профилно крило 5. На радиални оси 11, в главината 2 са лагерувани лопатки 9 от витлото 1. Профилното крило 5 има задкрилки 29 и е свързано с корпуса 28 на самолета. Непосредствено до челния край 6 на профилното крило 5 се намира витлото 1, чиято ос е симетрично разположена спрямо дебелината на крилото 5 със съответните му горна 7 и долна 8 повърхнина. Лопатките 9 на витлото 1 имат в основата си ексцентрично разположени шарнири 10 с надлъжни /спрямо оста на витлото 1/ щанThe device consists of a hub 1 with a hub 2 of a drive shaft 3 connected to an engine 4 attached to the profile wing 5. On radial axes 11, the hubs 9 of the propeller are mounted in the hub 1. The profile wing 5 has flaps 29 and is connected from the hull 28 of the aircraft. Immediately to the front end 6 of the profile wing 5 is a propeller 1 whose axis is symmetrically positioned relative to the thickness of the wing 5 with its corresponding upper 7 and lower 8 surfaces. The blades 9 of the propeller 1 have at their base eccentrically arranged hinges 10 with longitudinal / relative to the axis of the propeller 1 / stand.

65742 Bl ги 12, свързани шарнирно с външна гривна 13 на управляващ лагерен механизъм 14 от известен тип, чиято вътрешна гривна 15 чрез напречен шарнир 16 е съединена с аксиална втулка65742 Bl 12, pivotally connected to an outer bracelet 13 of a known bearing mechanism 14, whose inner bracelet 15 is connected to an axial sleeve 16 by a transverse hinge

17. Аксиалната втулка 17 е лагерувана на задвижващия вал 3. Предвидени са две командни системи 18 и 19 /от известен тип/ за изменение на общия и цикличен наклон на лопатките 9, свързани съответно с аксиалната втулка 17 и с вътрешната гривна 15 на лагерния механизъм 14. Системите 18 и 19 са свързани дистанционно с централен пулт 20 за всички витла 1 на устройството. Витлата 1 са съединени с двигателите 4 посредством предавка 21. Управляващият лагерен механизъм 14 е с външна гривна 13, свързана чрез водач 22 със задвижващия вал 3 и чрез лагер 23 е свързана с невъртящата се вътрешна гривна 15, контактуваща чрез плъзгащи палци 24 с командната система 19 за цикличния наклон на лопатките 9.17. The axial sleeve 17 is mounted on the drive shaft 3. Two command systems 18 and 19 (of a known type) are provided for changing the general and cyclic inclination of the blades 9, connected respectively to the axial sleeve 17 and the inner bracelet 15 of the bearing mechanism. 14. The systems 18 and 19 are remotely connected to a central panel 20 for all propellers 1 of the device. The blades 1 are connected to the motors 4 by gear 21. The control bearing mechanism 14 is provided with an outer bracelet 13, connected via a guide 22 to the drive shaft 3, and through a bearing 23 connected to the non-rotating inner bracelet 15, which contacts the command system via sliding pins 24. 19 for the cyclic inclination of the blades 9.

При едно примерно изпълнение, фиг. 1, предавката 21 между витлото 1 и двигателя 4 е оформена като дистанционен вал 25, лагеруван в профилното крило 5. Дистанционният вал 25 вариантно е изпълнен като карданен вал, а при друго изпълнение между вала 25 и двигателя 4 има редуктор.In one embodiment, FIG. 1, the gear 21 between the propeller 1 and the motor 4 is shaped as a spacer shaft 25, which is supported in the profile wing 5. The spacer shaft 25 is optionally configured as a cardan shaft, and in another embodiment, between the shaft 25 and the engine 4 there is a gearbox.

При друго примерно изпълнение, фиг. 2, между витлото 1 и двигателя 4 има зъбна предавка 26 и свързващ вал 27, разположени в профилното крило 5.In another embodiment, FIG. 2, there is a gear 26 between the propeller 1 and the engine 4 and a connecting shaft 27 located in the profile wing 5.

При друго примерно изпълнение, показано на фиг. 4а, между основата на всяка лопатка 9 и главината 2 има поне един напречен шарнир 30 с ос, перпендикулярна на радиалната ос 11 на лопатката 9. При използване на два напречни шарнира 30, осите им са взаимно перпендикулярни.In another embodiment shown in FIG. 4a, between the base of each blade 9 and the hub 2 there is at least one transverse hinge 30 with an axis perpendicular to the radial axis 11 of the blade 9. With the use of two transverse hinges 30, their axes are mutually perpendicular.

При друго примерно изпълнение, фиг. 2а, разположените в задната част на крилото 5 задкрилки 29 имат симетричен профил в напречно сечение и механизъм за завъртането им, осигуряващ и обратен наклон на задкрилките 29.In another embodiment, FIG. 2a, the flaps 29 located at the rear of the wing 5 have a symmetrical cross-sectional profile and a mechanism for rotation thereof, providing a backward tilt of the flaps 29.

Използване на изобретениетоUse of the invention

При въртене от двигателя 4, витлото 1 създава въздушен поток, обтичащ профилното крило 5, получавайки тягово и подемно усилие. При преместване на аксиалната втулка 17 от команд ната система 18 се завъртат синхронно всички лопатки 9, изменяйки еднакво наклона си /общата стъпка/. При наклоняване на вътрешната гривна 15 се преместват палците 24 от командната система 19 и съответно се придвижват щангите 12, завъртайки лопатките 9 около радиалните им оси 11, с което се постига циклично изменение на наклона на лопатките 9 за оборот, т.е. изменение на цикличната стъпка. При това, ъгълът на наклона на лопатките 9 над профилното крило 5 се увеличава, а под него се намалява, което е свързано с увеличаване на скоростта на обгичащия поток от горната повърхнина 7 на крилото 5 спрямо това на долната му повърхнина 8. Постига се бързо изменение на наклона на лопатките 9 от витлото 1 и свързаното с това, бързо изменение на подемната сила при дадени обороти на двигателя 4 и наклон на задкрилките 29. Това позволява бързо излитане и кацане, съответно малка дължина на пистата и повишена маневреност на самолета. Увеличената подемна сила позволява намаляване на площта на профилното крило 5 или намаляване на дебелината му, свързано с намаляване на въздушното съпротивление и допълнително повишаване на маневреността на машината.When rotated by the engine 4, the propeller 1 creates an airflow that flows around the wing 5, receiving traction and lifting force. When the axial sleeve 17 is moved from the command system 18, all the blades 9 are rotated in synchronous fashion, changing their slope equally (the common step). When tilting the inner bracelet 15, the thumbs 24 of the command system 19 are moved and the rods 12 are moved accordingly, rotating the blades 9 about their radial axes 11, thereby achieving a cyclic change in the inclination of the blades 9 for rotation, ie. change in cyclic step. In this case, the angle of inclination of the blades 9 above the profile wing 5 increases and decreases below it, which is associated with an increase in the velocity of the envelope flow from the upper surface 7 of the wing 5 relative to that of its lower surface 8. It is achieved rapidly a change in the slope of the blades 9 of the propeller 1 and the associated rapid change in the lifting force at a given engine speed 4 and a slope of the flaps 29. This allows for rapid take-off and landing, respectively a short runway length and increased maneuverability of the aircraft. The increased lifting force allows a reduction of the profile wing area 5 or a decrease in its thickness associated with a reduction in air resistance and a further increase in machine maneuverability.

При използване на напречни шарнири 30, съгласно фиг. 4а, при циклично изменение на стъпката /наклона/ на лопатките 9, осите им 11 се наклоняват спрямо оста на витлото 1 и се създава и напречно тягово усилие /напречно на оста на витлото 1/, свързано с бързо изменение на подемната сила или на странични усилия спрямо корпуса 28. При използване на задкрилки 29, фиг. 2а, се повишава допълнително маневреността на устройството при обратен наклон на задкрилките 29.Using transverse joints 30 according to FIG. 4a, in the case of a cyclic change of the pitch / tilt / of the blades 9, their axes 11 are tilted towards the axis of the propeller 1 and a transverse traction force is created (transverse to the axis of the propeller 1), associated with a rapid change of lift or lateral forces. efforts against the housing 28. Using the flaps 29, FIG. 2a, the maneuverability of the device is further enhanced by the reverse flap of the flaps 29.

Изобретението не ограничава използването само на едно витло 1, монтирано в челната част на корпуса 28, както и монтирането на оста на витлото 1 под ъгъл спрямо равнината на профилното крило 5.The invention does not limit the use of only one propeller 1 mounted in the front of the housing 28, and the mounting of the propeller axis 1 at an angle to the plane of the profile wing 5.

Патентни претенцииClaims

Claims

1. Lifting device including a profile wing wing and flap connected to an airplane body having radial axes connected by a drive shaft to an engine, characterized in that the drive shaft

65742 Bl (3) of the propeller (1) is arranged symmetrically with respect to the thickness of the wing (5), to which the drive shaft (3) is supported, and the blades (9) of the propeller (1) have at their base eccentrically arranged hinges (10 ) with longitudinal bars (12) pivotally connected to an outer bracelet (13) by a bearing mechanism (14) whose inner bracelet (15) is coupled to an axial sliding sleeve (17) mounted on the drive shaft (3), Designated command systems (18,19) for changing the general and cyclic inclination of the blades (9), connected respectively to the axial sleeve (17) and to the inner gr. (15) of the bearing mechanism (14), which command systems (18,19) are connected to a central panel (20) for all propellers (1) connected to the engines (4) by means of a gear (21).

Lifting device according to claim 1, characterized in that the gear (21) between the propeller (1) and the engine (4) is shaped as a spacer shaft (25), mounted in the profile wing (1).

Lifting device according to claim 1, characterized in that the gear (21) between the propeller (1) and the engine (4) consists of a connecting shaft (27) and a gear (26) located in the profile wing (5) .

Lifting device according to claims 1 to 3, characterized in that there is at least one transverse hinge (30) with an axis perpendicular to the radial between the base of each blade (9) and the hub (2) of the drive shaft (3). axis (11) of blade (9).

Lifting device according to claims 1 to 4, characterized in that the flaps (29) of the profile wing (5) have a symmetrical cross-sectional profile and a mechanism for rotating them, to provide a reverse slope of the flaps (29).

Attachment: 5 figures