Патент на изобретение №2307049

(54) УСТРОЙСТВО ДЛЯ АЗИМУТАЛЬНОЙ ОРИЕНТАЦИИ И СТАБИЛИЗАЦИИ ГРУЗА НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

(57) Реферат:

Изобретение относится к подъемно-транспортным устройствам, в частности к устройствам, используемым при выполнении строительно-монтажных и транспортных работ с помощью летательного аппарата, например вертолета. Устройство содержит трубчатую траверсу с грузовыми канатами на концах, соединенную с замком вертолета посредством сходящихся связей, ориентирующую систему, сопряженную с траверсой с возможностью передачи ей крутящего момента и содержащую исполнительные звенья, сопряженные с горизонтально расположенным кольцевым монорельсом, соединенным с корпусом вертолета с помощью гибких и упругих связей. Исполнительные звенья системы ориентации траверсы выполнены в виде радиально расположенных в плоскости кольцевого монорельса аэродинамических щитков. Каждый аэродинамический щиток системы ориентации выполнен из отдельных профилированных секций, снабженных механизмом уборки-выпуска в полете. Техническим результатом заявленного изобретения является создание управляемой в полете аэродинамической стабилизации и азимутальной ориентации груза, позволяющей производить его разворот по азимуту вокруг вертикальной оси из любого исходного положения. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к подъемно-транспортным устройствам, в частности к устройствам, используемым при выполнении строительно-монтажных и транспортных работ с помощью летательного аппарата, например вертолета.

Известно устройство для монтажа груза летательным аппаратом, включающее траверсу с грузовыми канатами на концах, соединенную с замком системы внешней подвески летательного аппарата посредством сходящихся у замка летательного аппарата связей, систему стабилизации траверсы, содержащую упругие связи, и систему ориентации траверсы в горизонтальной плоскости с приводом и исполнительными звеньями (патент RU 2196709 С2, кл. В64D 9/00, 2000 г.). Недостатком такого устройства является малый угол поворота груза по азимуту, который ограничен ходом штока жесткого исполнительного звена и составляет не более ±45°, а при использовании гибких звеньев – не более ±80°. Кроме того, выбор длины траверсы ограничен удалением точки крепления корпуса исполнительного звена на фюзеляже летательного аппарата от точки крепления его штока на траверсе, что ограничивает величину плеча приложения стабилизирующего усилия и как следствие ограничивает допустимый момент инерции ориентируемого груза (особенно при повороте траверсы на угол, близкий к максимально возможному значению).

Известно другое устройство для азимутальной ориентации и фиксации груза на вешней подвеске вертолета, наиболее близкое по технической сущности к заявляемому и являющееся прототипом. Оно содержит траверсу с грузовыми канатами на концах, соединенную с замком вертолета посредством сходящихся звеньев, и сопряженную с траверсой ориентирующую систему (патент RU 2209745 С2, кл. В64D 1/22, 2000 г.). Ориентирующая система выполнена в виде кольца с внешними канавками, связанного с вертолетом посредством гибких и упругих связей и имеющего возможность вращения вокруг оси подвеса груза для передачи ему крутящего момента. Устройство снабжено приводным механизмом с канатоведущим шкивом, бесконечным тяговым органом, размещенным в канавках на внешней поверхности кольца, и отклоняющимися блоками, прикрепленными с помощью упругих связей (резинотканых шнуровых амортизаторов) к основным стойкам шасси. В качестве приводного механизма ориентирующей системы используется реверсируемая лебедка, на барабан которой без защемления навито несколько витков бесконечного тягового органа (стального каната или цепи). Такое исполнение ориентирующей системы не обеспечивает необходимого стабилизирующего (восстанавливающего) момента для ориентации грузов с повышенными значениями моментов инерции из-за ограниченных базой шасси вертолета размеров плеча (равного половины диаметра кольца) приложения стабилизирующего усилия. Выбор длины сходящихся в замке внешней подвески звеньев и угла между ними ограничен условием обеспечения положения траверсы в плоскости кольца ориентирующей системы, расположенной под фюзеляжем в пределах длины стоек шасси с обжатыми амортизаторами, что исключает возможность создания дополнительной стабилизации груза на внешней подвеске за счет увеличения угла между сходящимися звеньями. По этой же причине устройство исключает возможность применения энергии индуктивного потока воздуха, отбрасываемого несущим винтом, в качестве дополнительного источника энергии, используемого для создания необходимого стабилизирующего (восстанавливающего) момента, возвращающего груз в исходное положение при его стабилизации или развороте на необходимый угол в процессе проведения монтажных работ. Кроме того, выбранная в качестве приводного механизма реверсируемая лебедка, размещенная на стойке шасси вертолета, дополнительно увеличивает габариты и массу шасси, ухудшает его аэродинамические и прочностные характеристики.

Целью настоящего изобретения является устранение указанных недостатков и достижение технического результата, заключающегося в возможности создания управляемой в полете аэродинамической стабилизации и азимутальной ориентации груза, позволяющей производить его разворот по азимуту вокруг вертикальной оси на полный оборот в двух направлениях (±360°) из любого исходного положения.

В предлагаемом устройстве для азимутальной ориентации и стабилизации груза на внешней подвеске летательного аппарата технический результат заключается в возможности управления разворотом груза по азимуту в двух направлениях (±360°) из любого исходного положения, в увеличении крутящего и стабилизирующего моментов на траверсе за счет увеличения плеча приложения стабилизирующего усилия, применения в качестве источников энергии кинетической энергии воздушного потока, индуцированного несущим винтом вертолета, и энергии встречного (набегающего) потока воздуха для создания необходимого стабилизирующего момента на траверсе.

Этот технический результат достигается тем, что в устройстве для азимутальной ориентации и стабилизации груза на внешней подвеске летательного аппарата, включающее траверсу с грузовыми канатами на концах, соединенную с замком летательного аппарата посредством сходящихся связей, ориентирующую систему, сопряженную с траверсой с возможностью передачи ей крутящего момента и содержащую исполнительные звенья, сопряженные с горизонтально расположенным кольцом, соединенным с корпусом летательного аппарата с помощью гибких и упругих связей, согласно изобретению исполнительные звенья выполнены в виде радиально расположенных в плоскости кольца аэродинамических щитков, установленных с возможностью перемещения по его поверхности, а указанное устройство дополнительно содержит систему управления углами установки аэродинамических щитков по отношению к вектору скорости набегающего потока воздуха. При этом в указанном устройстве система управления углами установки аэродинамических щитков по отношению к набегающему потоку воздуха содержит реверсивный электродвигатель, вал которого соединен с помощью дифференциального редуктора с аэродинамическими щитками, закрепленными в подшипниковых кронштейнах, размещенных на каретках, установленных на кольце с возможностью их свободного перемещения по его поверхности в горизонтальной плоскости, а каждый аэродинамический щиток выполнен из отдельных профилированных секций, снабженных механизмом уборки-выпуска в полете.

Аэродинамическая компоновка исполнительных звеньев (аэродинамических щитков) выбрана с учетом снижения скорости индуктивного потока в зоне его затенения под фюзеляжем вертолета, наличия потерь тяги несущего винта в центральной части и особенности обтекания исполнительных звеньев индуктивным потоком воздуха в следе несущего винта вертолета, сравнимым по физическому смыслу с обтеканием крыла самолета.

В общем случае ориентирующая система может быть выполнена и с комбинированным приводом (от источника энергии, расположенного на вертолете, например реверсивного электродвигателя, размещенного на внешней подвеске в сочетании с управляемой аэродинамической компенсацией сил и моментов, дестабилизирующих выбранное для монтажа азимутальное (проектное) положение груза).

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 показан один из частных случаев выполнения устройства с ориентирующей системой, состоящей из двух радиально расположенных аэродинамических щитков. Здесь же изображен общий вид вертолета с устройством в аксонометрии и показан принцип создания стабилизирующего (восстанавливающего) момента M_{y вост} на режиме висения вертолета. На фиг.2 представлен вид устройства спереди в сечении А-А по фиг.1 и сопряжение концов траверсы внешней подвески с кольцевым монорельсом; на фиг.3 – механизм управления поворотом аэродинамических щитков ориентирующей системы; на фиг.4 приведена конструктивно-кинематическая схема уборки-выпуска секций аэродинамического щитка; на фиг.5 – схема образования стабилизирующих сил и моментов при осевом обтекании аэродинамических щитков ориентирующей системы индуктивным потоком воздуха в следе несущего винта вертолета.

Предлагаемое устройство содержит аэродинамические щитки 1 и устанавливается на летательном аппарате – вертолете 2 (фиг.1). Устройство включает трубчатую траверсу 3 с присоединенными к ней грузовыми канатами 4, которые в нижней своей точке снабжены грузозахватными приспособлениями 5 (крюками или электрозамками). Трубчатая траверса 3 (фиг.2), состоящая из двух симметрично расположенных относительно оси OY подвеса груза 6 звеньев, посредством сходящихся связей 7 и вертлюгов 8 соединяется с основным замком 9 системы внешней подвески 10 вертолета 2, а через стыковочные узлы (резьбовые стыки) 11 (фиг.3) – с силовым корпусом механизма управления 12 ориентирующей системы. Замок 9 системы внешней подвески 10 вертолета 2 оборудован вертлюгом. Механизм управления 12 может быть с электрическим, пневматическим или гидравлическим двигателем реверсивного типа, соединенный коммуникациями с источником энергии на вертолете. В частном случае механизм управления 12, представленный на фиг.3, выполнен в виде реверсивного электродвигателя постоянного тока с двумя обмотками возбуждения для обоих направлений вращения. Внутри каждого звена трубчатой траверсы 3 проходит вал 13, соединенный одним концом с поворотным звеном 14 ориентирующей системы и другим с соответствующим ему зубчатым колесом дифференциального редуктора 15. Ориентирующая система может быть выполнена из двух (или более, т.е. столько, сколько необходимо для получения требуемого восстанавливающего усилия) радиально расположенных в плоскости кольцевого монорельса профилированных аэродинамических щитков 1, состоящих из отдельных секций 16. Аэродинамический щиток 1 имеет треугольную форму в плане с размером хорды, изменяющимся вдоль продольной оси щитка 1 по линейному закону от 0 у перпендикулярного сечения в комлевой части (от точки стыковки вала 13 с поворотным звеном 14) до некоторого максимального значения у перпендикулярного сечения в концевой части. В общем случае размер концевой хорды и длина щитка 1 выбираются из условий необходимости образования замкнутого контура с несущей способностью, достаточной для создания потребного стабилизирующего (восстанавливающего) груз 6 момента M_{y вост}, и зависят от геометрических, массовых и аэродинамических характеристик транспортируемого груза 6. Профиль аэродинамического щитка 1 в выпущенном положении имеет двояковыпуклую несимметричную форму с небольшой кривизной и закругленным носком первой секции (см. фиг.4). Такая аэродинамическая компоновка аэродинамических щитков 1 выбрана с учетом снижения скорости V_инд индуктивного потока в зоне затенения под фюзеляжем вертолета, наличия потерь тяги несущего винта в его центральной части и особенностью обтекания аэродинамических щитков индуктивным потоком воздуха в следе несущего винта вертолета, сравнимым по физическому смыслу с обтеканием крыла самолета (см., например: Ромасевич В.Ф. Аэродинамика и динамика полета вертолетов. – М.: Воениздат, 1982. – С.116-119).

Каждый аэродинамический щиток 1 крепится к своему поворотному звену 14 и снабжен отдельным механизмом уборки-выпуска секций 16. В частном случае механизм уборки-выпуска секций 16 может быть выполнен в виде управляемого силового цилиндра 17 (см. фиг.4) двухстороннего действия, прикрепленного своим штоком к замыкающей секции аэродинамического щитка 1, а корпусом шарнирно к траверсе 18 поворотного звена 14. В этом случае цилиндр 17 является составной частью привода устройства, связанного коммуникациями с источниками энергии, размещенными на вертолете 2, например источниками давления рабочих сред (газы, спецжидкости и др.), и средствами управления, например с распределителем 19. Крайние секции каждого аэродинамического щитка 1 соединены друг с другом посредством осевых шарниров 20, а его первая секция, образующая носок профиля, жестко присоединена к поворотному звену 14 посредством кронштейнов 21 (фиг.4). В ориентирующую систему входит кольцевой монорельс 22 (фиг.1 и фиг.2), внутренний диаметр d_к которого выполнен примерно равным диаметру несущего винта D_нв вертолета 2, что позволяет наиболее полно использовать кинетическую энергию воздушного потока, индуцированного несущим винтом вертолета 2 (с учетом поджатия его струи) на расстоянии , для образования стабилизирующих усилий Tr₁ и Tr₂ (фиг.5), возникающих при обдуве им аэродинамических щитков 1 в процессе ориентации груза 6 на внешней подвеске вертолета 2. На фиг.2 это положение струи индуктивного потока воздуха показано пунктирной линией.

Монорельс 22 представляет собой изогнутый кольцом двутавровый профиль. По нижней полке монорельса 22 перемещаются ролики 23, установленные на каретках 24. Внутренняя и наружная поверхности нижней полки монорельса могут быть отшлифованы и хромированы. Поворотное звено 14 своей концевой частью входит в подшипниковый кронштейн 25, установленный на корпусе каждой каретки 24, как показано на фиг.2. На верхней полке монорельса 22 имеются две проушины 26 для крепления гибких связей 27, протянутых через роликовые узлы 28 на передних стойках шасси и присоединенных с помощью упругих связей 29 к соответствующим узлам 30 на основных стойках шасси. Там же имеется третья проушина 26 для соединения упругой связью 31 (фиг.1) с задним швартовочным узлом 32 на фюзеляже вертолета 2. В качестве гибких связей 27 могут быть использованы стальные канаты или тросы, а в качестве упругих связей 29 резиношнуровые или резинопластинчатые амортизаторы. В любом частном случае исполнения ориентирующей системы диаметр троса и величина хода резиношнуровых (резинопластинчатых) амортизаторов в процессе стабилизации кольцевого монорельса 22 в плоскости, параллельной плоскости вращения несущего винта, определяются требованиями динамической прочности и жесткости конструкции ориентирующей системы. Кроме этого подбором длины сходящихся связей 7 обеспечивают положение траверсы 3 по высоте в плоскости кольцевого монорельса 22 и внутри него. Для этого условная длина ₁ каждой сходящейся в замке 9 системы внешней подвески 10 вертолета 2 связи 7, равная расстоянию от узла разветвления в точке O₁ до центра оси симметрии ориентирующей системы в точке О (фиг.2), должна иметь величину:

где d_к – диаметр кольцевого монорельса;

– угол между сходящимися в замке 9 связями 7;

_зв – длина поворотного звена 14

(в данной формуле размеры подшипникового кронштейна 25 и толщина стенки каретки 24 не учитываются).

Так как скорость воздуха в следе несущего винта возрастает в направлении, противоположном направлению его силы тяги и в дальнем следе, на расстоянии, равном половине диаметра несущего винта, вдвое больше индуктивной скорости в плоскости вращения его диска (см., например: Джонсон У. Теория вертолета: В 2-х книгах. Пер. с англ. – М.: Мир, 1983. – Кн.1. С.47-49), то другим условием эффективной работы ориентирующей системы устройства является соблюдение неравенства:

где ₂ – расстояние от условной плоскости вращения несущего винта (несущих винтов) вертолета до оси вращения поворотного звена 14;

D_нв – диаметр несущего винта (несущих винтов) вертолета.

Таким образом, обеспечивается использование кинетической энергии потока воздуха, индуцированного несущим винтом вертолета 2, для создания необходимого стабилизирующего (восстанавливающего) груз 6 момента – M_{у вост}. Кроме того, вынос кольцевого монорельса 22 за пределы стоек шасси вертолета 2 позволяет экипажу (оператору) свободно контролировать через открытую сдвижную дверь или блистер кабины пилотов состояние связей 7 и 4 устройства и своевременно принимать меры к ликвидации возникновения возможных их перехлестов на этапах взлета и подцепки груза 6.

Устройство работает следующим образом.

Перед взлетом устройство находится в посадочном положении, когда аэродинамические щитки 1 сложены, штоки силовых цилиндров 17 и упругие связи 29 и 31 имеют минимальную длину, траверса 3 с поворотными звеньями 14 ориентирующей системы развернуты на каретках 24 под углом 90° к продольной оси вертолета 2 и не препятствуют его вертикальному взлету. В данном случае траверса 3 располагается между передними и основными стойками шасси вертолета 2, что исключает возможность его соприкосновения с устройством в процессе выполнения взлета.

После взлета вертолета 2 силы упругости Q_А и Q_В упругих связей 29 и 31 ориентируют кольцевой монорельс в положение, параллельное плоскости вращения несущего винта (несущих винтов) вертолета 2. При подцепке груза траверсу 3 вручную ориентируют над грузом так, чтобы совместить грузозахватные приспособления 5 с узлами подцепки на грузе 6. После подцепки и подъема вертолетом 2 груза 6 с земли траверса 3 вместе со связями 7 и замком 9 внешней подвески 10 при определенной совокупности внешних условий в воздушном потоке, геометрических и массовых характеристик транспортируемого груза 6 может занимать произвольное положение. Для установки груза 6 в положение, необходимое для его транспортировки к месту монтажа, включением привода механизма уборки-выпуска секций 16 аэродинамических щитков 1 с помощью средств управления, например распределителя 19 силового цилиндра 17, выдвигают секции 16 в рабочее положение (на фиг.4 это положение изображено штрихпунктирными линиями). При этом включением реверсивного механизма управления 12 ориентирующей системы аэродинамические щитки 1 устанавливаются в вертикальной плоскости, проходящей через ось OY подвеса груза 6, во взаимно противоположных направлениях таким образом, что один из щитков 1 обтекается индуктивным потоком воздуха со стороны закругленного носка первой секции, а другой – со стороны острой задней кромки последней секции (фиг.5).

При обдувке аэродинамического щитка 1, у которого острая передняя и толстая закругленная задняя кромки профиля, максимальная толщина и вогнутость сдвинуты назад. Аэродинамические характеристики профиля с такими геометрическими данными существенно отличаются от соответствующих характеристик при прямом обтекании профиля со стороны закругленного носка первой секции. В частности, уменьшается на 10-15% градиент коэффициента подъемной силы по углу атаки и почти вдвое увеличивается коэффициент профильного сопротивления (см., например: Володко А.М. Основы летной эксплуатации вертолетов. Аэродинамика – М.: Транспорт, 1984. – С.23-25). Таким образом, несущая поверхность аэродинамических щитков, расположенных во взаимно противоположных направлениях и обтекаемых воздушным потоком под выбранным углом атаки, обеспечивает образование пары сил Tr₁ и Tr₂, которые создают стабилизирующий (восстанавливающий, разворачивающий) груз 6 момент – М_Увост, необходимый для требуемой азимутальной ориентации или стабилизации груза 6.

Поскольку мерой инертности груза при вращении является его момент инерции относительно оси вращения OY (вертикали), эффективная его стабилизация может быть обеспечена при условии:

где М_{у дин} – динамический момент, выводящий систему “груз-устройство” из равновесия;

J_у – момент инерции груза относительно оси подвеса (вертикали);

_у – ускорение вращательного движения груза на оси подвеса (вертикали).

Установкой аэродинамических щитков 1 под разными углами обтекания (атаки) индуктивным потоком воздуха увеличивают или уменьшают разницу между М_Увост и М_Удин, тем самым осуществляя управление положением груза 6 по азимуту с возможностью его поворота вокруг вертикальной оси OY на полный оборот в двух направлениях (±360°) из любого исходного положения. Динамические нагрузки (усилия), действующие в полете на груз 6 и стремящиеся вывести его из заданного положения, дополнительно демпфируют упругие связи 29 и 31.

При увеличении момента М_Удин в полете сверх расчетного, например при резком маневрировании вертолета 2 или воздействии некоторых внешних возмущений, например внезапных порывах ветра, возможно проворачивание траверсы 3 с поворотными звеньями 14 ориентирующей системы на каретках 24 по кольцевому монорельсу 22 вокруг вертикальной оси OY. В результате груз 6 самоустанавливается в положение, при котором будет соблюдаться равновесие моментов М_Увост и М_Удин, без передачи на вертолет 2 нерасчетных нагрузок. Таким образом, возможна установка груза 6 в оптимальное для его транспортировки положение в полете.

При зависании вертолета 2 с грузом 6 над местом монтажа устраняют рассогласование между фактическим и проектным положением груза 6 по азимуту. Включив реверсивный механизм управления 12 ориентирующей системы и отклоняя аэродинамические щитки 1 во взаимно противоположных направлениях на необходимый угол к вектору скорости набегающего (в горизонтальном полете) или индуктивного (на режиме висения вертолета) потока, устраняют рассогласование между фактическим и проектным положением груза 6 по азимуту. Затем снижением вертолета 2 груз 6 устанавливают на место соединения с объектом и производят отцепку от него грузозахватных приспособлений 5. Вернув траверсу 3 в исходное (под углом 45°-90° к продольной оси вертолета 2 положение) и сложив аэродинамические щитки 1, производят посадку вертолета 2.

При необходимости в условиях транспортировки удобообтекаемого груза на значительное расстояние аэродинамические щитки 1 могут быть убраны в посадочное положение.

В условиях возникновения аварийной ситуации, когда в полете возникает необходимость экстренного сброса груза 6, открывают замок 9. В результате под действием силы тяжести G груза 6 освобождается соединение сходящихся связей 7 с замком 9, разрываются упругие связи 29 и 31, разрушаются срезные болты крепления роликовых узлов 28 к передним стойкам шасси вертолета 2. Груз 6 также может быть аварийно сброшен и без повреждения элементов конструкции устройства путем открытия запорных механизмов грузозахватных приспособлений 5.

Формула изобретения

1. Устройство для азимутальной ориентации и стабилизации груза на внешней подвеске летательного аппарата, включающее траверсу с грузовыми канатами на концах, соединенную с замком летательного аппарата посредством сходящихся связей, ориентирующую систему, сопряженную с траверсой с возможностью передачи ей крутящего момента и содержащую исполнительные звенья, сопряженные с горизонтально расположенным кольцевым монорельсом, соединенным с корпусом летательного аппарата с помощью гибких и упругих связей, отличающееся тем, что исполнительные звенья выполнены в виде радиально расположенных в плоскости кольцевого монорельса аэродинамических щитков, установленных с возможностью перемещения по его поверхности, а указанное устройство дополнительно содержит систему управления углами установки аэродинамических щитков по отношению к вектору скорости набегающего потока воздуха.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что система управления углами установки аэродинамических щитков по отношению к набегающему потоку воздуха содержит реверсивный электродвигатель, вал которого соединен с помощью дифференциального редуктора с аэродинамическими щитками, закрепленными в подшипниковых кронштейнах, размещенных на каретках, установленных на кольцевом монорельсе с возможностью их свободного перемещения по его поверхности в горизонтальной плоскости.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждый аэродинамический щиток выполнен из отдельных профилированных секций, снабженных механизмом уборки-выпуска в полете.

РИСУНКИ

MM4A – Досрочное прекращение действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 13.12.2007

Извещение опубликовано: 27.07.2009 БИ: 21/2009