Способ превращения вертолета в планер в аварийных ситуациях и надувное крыло для его осуществления

Изобретения относятся к области авиации. Надувное крыло состоит из двух слоев. Нижний слой состоит из надувных усеченных конусов или цилиндров, покрытых снизу пленкой. Верхний слой состоит из поперечных им надувных подушек, каждая из которых имеет форму банана со сплюснутыми концами. Вертолет одновинтовой или соосной схемы содержит свернутые в рулон надувные крылья, баллоны со сжатым газом или пирогазогенераторы для их надува, пиропатроны, пороховые ускорители. Способ превращения вертолета в планер в аварийных ситуациях заключается в том, что надувают газом надувные крылья, отстреливают двигательную установку вместе с несущим винтом и топливные баки, а затем включают пороховые ускорители. Разгоняют планер до скорости планирования. Группа изобретений направлена на повышение безопасности полета. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 16 ил.

 

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано для создания пассажирского вертолета, который в случае тяжелых аварий (включая такие при которых невозможна авторотация или требуется особое мастерство пилота: заклинивание главного редуктора, разрушение несущего винта, разрушение хвостового винта, отказ трансмиссии хвостового винта, отказ обоих двигателей, сильный пожар в двигательном отсеке и т.п.) может превращаться в планер с надувными крыльями, на котором спасаются и пассажиры и экипаж, и полезный груз, и фюзеляж вертолета (с дорогостоящим авиационным и радиоэлектронным оборудованием). Пассажирские вертолеты используются, прежде всего, в труднодоступных районах (восточная и западная Сибирь, Дальний восток, горные районы, морские нефтяные платформы, например, в Северном ледовитом океане).

Известно устройство спасения падающего летательного аппарата [RU 2335431 С2, опубликовано 10.10.2008] представляющее собой складное телескопическое крыло, внутри которого размещается сложенное эластичное надувное крыло, надуваемое в случае аварии с помощью кумулятивного заряда ВВ с электрическим взрывателем. Недостатком телескопического крыла является то, что оно в сложенном состоянии занимает много места внутри фюзеляжа. Кроме того, оно достаточно много весит и в случае его установки на летательный аппарат заметно уменьшит его весовую отдачу.

Известно надувное крыло (НК), состоящее из двух соприкасающихся в плане профилированных «воздушных матрасов» («пневматических сэндвичей»), которое сверху и снизу усилено металлическими или пластмассовыми лентами [US 3481569 А1, 2.12.1969]. Втягивание расправленного НК вовнутрь фюзеляжа напоминает выворачивание чулка наизнанку, а распрямление сложенного НК происходит в обратном порядке. Недостатками данного НК являются недостаточное сопротивление изгибу «воздушных матрасов» [Ф. Отто, Р. Тростель. Пневматические строительные конструкции. М., Издательство литературы по строительству, 1967. С. 104], необходимость использования усиливающих лент и наличие внутри фюзеляжа барабана, на который наматывается ткань НК вместе с усиливающими лентами, а также наличие электромотора и механической передачи. Барабан занимает много места, а электромотор и передача увеличивают вес устройства. Описанная система многоразовая и лучше подходит, например, для летающего автомобиля, чем для спасения вертолета. У вертолета надувание НК требуется в очень редких аварийных случаях и, чтобы не возить постоянно лишний вес и объем, хотелось бы, чтобы оно было предельно легким и компактным, возможно одноразовым.

Известно надувное крыло, содержащее надувные цилиндры разного диаметра и покрывающую их пленку [Ф. Отто, Р. Тростель. Пневматические строительные конструкции. М., Издательство литературы по строительству, 1967. С. 105, 107]. Недостатком данного НК является недостаточная жесткость при изгибе. Надувной самолет [там же, с. 106], [Ермолов В.В. Воздухоопорные здания и сооружения. М.: Стройиздат, 1980. С. 9] из-за недостаточной жесткости НК имеет растяжки, соединяющие корпус самолета и середину надувного крыла, что создает дополнительное аэродинамическое сопротивление. Это НК примем за прототип заявляемого НК.

Здесь следует заметить, что недостаточная жесткость НК при изгибе связана с теми условиями, в которых приходится работать НК, это не значит, что надувные балки в принципе не могут выдерживать большую нагрузку (надувные цилиндры или надувные усеченные конусы НК играют роль лонжеронов, т.е. надувных балок). В [Ермолов В.В. Воздухоопорные здания и сооружения. М.: Стройиздат, 1980. С. 32, рис. 1.12а] показано использование надувных балок в качестве моста для автотранспорта через реку. Это доказывает то, что при определенном внутреннем давлении и соответствующей прочности пленки или ткани надувное крыло способно удержать планер вертолета в воздухе.

Известен самолет с устройством для спасения пассажиров и/или грузов при аварийной ситуации [RU 144783 U1, опубликовано: 27.08.2014] (будем исходить из того, что такую систему можно применить и на вертолете). Фюзеляж самолета выполнен из верхней и нижней частей, которые жестко соединены между собой с возможностью автоматического разделения. Крылья, двигатели и хвостовое оперение установлены на верхней части. Пилотская кабина входит в состав верхней части. Пассажирский и/или грузовой отсек находится в нижней части, которая снабжена средствами для автономной мягкой посадки: парашютом и надувными понтонами для смягчения удара при посадке и для повышения плавучести при приводнении. Недостатком использования парашюта для спасения пассажиров и/или грузов в применении к вертолету является то, что для раскрытия парашюта на малой или нулевой скорости требуется запас высоты, которого может не оказаться при взлете и посадке. Кроме того, бывают ситуации, когда требуется или желательно улететь на некоторое расстояние от места аварии летательного аппарата (например, когда пожар на борту произошел в километре от берега). Использование парашюта-крыла потребует размещения на отделяемой части летательного аппарата системы управления таким парашютом.

Известна система управляемого снижения и посадки летательного аппарата в аварийной ситуации (варианты) [RU 2263613 С1, опубликовано: 10.11.2005]. Система содержит наборы надувных оболочек, каждая из которых содержит устройство(ва) для регулируемого газообразования и средства для крепления к модулю. Система дополнительно содержит систему последовательного выведения наборов надувных оболочек, систему управления давлением внутри оболочек, парашюты, надувное армированное крыло (в нерабочем положении свертывается в рулоны или сложено гармошкой) и другие системы. Система в разных вариантах применима и для вертолета и для самолета. Система имеет следующие недостатки. Система состоит из большого количества элементов, т.е. является сложной, что снижает ее надежность. Надувные оболочки менее эффективны, чем парашюты, из-за меньшего коэффициента лобового сопротивления шара по сравнению с вогнутым куполом парашюта. Используется армированное надувное крыло, которое имеет больший объем в сложенном состоянии по сравнению с эластичным НК (в том числе и по сравнению с заявляемым). Используется только одно НК, подвешенное на тросах над летательным аппаратом или над автономным отсеком (после разделения фюзеляжа на части). Поэтому нужна специальная система управления таким крылом (балансирная). Для вертолета использование такого НК и такой балансирной системы управления им проблематично (не описано и на рисунках не приводится). Система будет иметь достаточно большую массу (особенно если еще использовать п. 24 формулы), которую придется возить с собой до наступления аварийной ситуации.

Известен вертолет Ка-52 соосной схемы, содержащий пиропатроны для отстрела лопастей несущего соосного винта и катапультируемые кресла для летчиков, на котором в случае тяжелых аварийных ситуаций реализуется следующий способ спасения экипажа: отстреливаются лопасти несущего соосного винта и затем члены экипажа катапультируются вверх.

Вертолет Ка-52 можно принять за прототип заявляемого вертолета (заявляемый вертолет - по сути, обычный вертолет соосной или одновинтовой схемы, но содержащий дополнительные элементы; тем не менее в связи с его модульной конструкцией предполагается специально спроектированный новый вертолет, а не модернизированный существующий).

В описанном способе спасения экипажа вертолета Ка-52 применяется отстрел элементов вертолета - лопастей несущего соосного винта. В заявляемом способе превращения вертолета в планер в аварийных ситуациях отстреливаются не лопасти несущего соосного винта, а вся двигательная установка вместе с несущим винтом или несущим соосным винтом, а также топливные баки; у вертолета одновинтовой схемы отстреливается еще и хвостовой винт.

Недостатками прототипа и способа спасения его экипажа является то, что в случае тяжелых аварий спастись могут только члены экипажа. Вертолет и все его грузы при этом теряются. Если хотя бы одна из лопастей не отстрелится, то члены экипажа могут погибнуть при ударе об нее во время катапультирования.

На пассажирских и транспортных вертолетах в случае тяжелых аварий экипаж при наличии запаса высоты может спастись с помощью парашютов, но при этом летчики рискуют попасть под несущий винт, а для пассажиров и грузов на таких вертолетах ни какой системы спасения не предусматривается. Предполагается, что вертолет сможет совершить планирующий спуск и посадку, используя самовращение (авторотацию) несущих винтов. Однако, авторотация не во всех ситуациях возможна. Кроме того, аварийная посадка в режиме авторотации требует мастерства пилота, чтобы посадить вертолет с малой вертикальной и горизонтальной составляющими скорости. В случае ошибки будет сильный удар о землю [Инструкция экипажу вертолета Ми-8МТ (в двух книгах). Книга I. Летная эксплуатация. Военное издательство министерства обороны СССР, Москва 1982. С. 238-242, 414-416]. Поэтому вертолет неофициально называют «летающим гробом», в отличие от самолета, который всегда способен планировать (хотя и самолеты падают).

Технический результат направлен на создание вертолета, способного в случае тяжелых аварий (включая такие при которых невозможна авторотация или требуется особое мастерство пилота: заклинивание главного редуктора, разрушение несущего винта, разрушение хвостового винта, отказ трансмиссии хвостового винта, отказ обоих двигателей, сильный пожар в двигательном отсеке и т.п.) превращаться в планер с надувными крыльями, на котором спасаются и пассажиры, и экипаж, и полезный груз, и фюзеляж вертолета (с дорогостоящим авиационным и радиоэлектронным оборудованием). Основная идея заключается в замене вертикальной скорости (скорости падения) на горизонтальную (скорость планирования), последняя в большинстве случаев менее опасна. Чем больше коэффициент подъемной силы надувных крыльев и чем больше их площадь, тем меньше будет скорость планирования. Чем больше аэродинамическое качество надувных крыльев, тем дальше сможет улететь планер с заданной высоты, и тем легче найти место для посадки. Жесткость надувного крыла повышается путем введения надувных подушек в его верхнем слое или/и путем использования пакета надувных балок.

Технический результат достигается тем, что надувное крыло по п. 1 формулы изобретения содержит расположенные в один слой параллельно друг другу надувные цилиндры разного диаметра и покрывающую их пленку, но, в отличие от прототипа, вдоль всего надувного крыла или только возле корпуса летательного аппарата не менее чем на одну треть от длины надувного крыла сверху к надувным цилиндрам приварены или приклеены поперечные им надувные подушки, каждая из которых по форме похожа на банан, но задняя часть надувной подушки сплюснута, т.е. имеет уменьшающуюся к задней кромке надувного крыла высоту и постоянную ширину и имеет на конце острый край, передняя часть надувной подушки имеет уменьшающуюся к передней кромке надувного крыла высоту и постоянную ширину и имеет на конце округление, постоянная ширина надувной подушки обеспечивается внутренними пленочными переборками, параллельными ее боковым поверхностям или вертикальными нитями, связывающими верхнюю и нижнюю поверхности надувной подушки, количество внутренних переборок или вертикальных нитей увеличивается к задней и к передней частям надувной подушки, а в центральной ее части внутренние переборки или вертикальные нити отсутствуют, надувные подушки приварены или приклеены друг к другу своими боковыми частями, снизу к надувным цилиндрам вдоль всего надувного крыла приварена или приклеена покрывающая пленка, задняя кромка надувного крыла там, где надувные цилиндры покрыты сверху надувными подушками, образована острыми задними краями надувных подушек и приваренной или приклеенной снизу к задним концам надувных подушек покрывающей пленкой, передняя кромка надувного крыла там, где надувные цилиндры покрыты сверху надувными подушками, образована округлыми передними концами надувных подушек и приваренной или приклеенной снизу к передним концам надувных подушек покрывающей пленкой.

У надувного крыла по п. 2 формулы в отличие от предыдущего, и задняя и передняя части надувных подушек сплюснуты и имеют острые края, при этом передняя кромка надувного крыла там, где надувные цилиндры покрыты сверху надувными подушками, образована передним надувным цилиндром, приваренными или приклеенными к нему сверху передними острыми частями надувных подушек, и приваренной или приклеенной к нему снизу покрывающей пленкой.

У надувного крыла по п. 3 формулы, в отличие от надувного крыла по п. 1 формулы, надувные цилиндры заменены надувными усеченными конусами с широкими основаниями у корпуса летательного аппарата, надувные подушки выполнены с уменьшающимися длиной и высотой в соответствии с сужением надувного крыла в сторону от корпуса летательного аппарата.

У надувного крыла по п. 4 формулы, в отличие от надувного крыла по п. 2 формулы, надувные цилиндры заменены надувными усеченными конусами с широкими основаниями у корпуса летательного аппарата, надувные подушки выполнены с уменьшающимися длиной и высотой в соответствии с сужением надувного крыла в сторону от корпуса летательного аппарата.

У надувного крыла по п. 5 формулы, в отличие от надувного крыла по п. 1 формулы, надувные цилиндры расположены в два слоя, причем надувные цилиндры верхнего слоя приварены или приклеены к надувным цилиндрам нижнего слоя.

У надувного крыла по п. 6 формулы, в отличие от надувного крыла по п. 2 формулы, надувные цилиндры расположены в два слоя, причем надувные цилиндры верхнего слоя приварены или приклеены к надувным цилиндрам нижнего слоя.

У надувного крыла по п. 7 формулы, в отличие от надувного крыла по п. 3 формулы, надувные усеченные конусы расположены в два слоя, причем надувные усеченные конусы верхнего слоя приварены или приклеены к надувным усеченным конусам нижнего слоя.

У надувного крыла по п. 8 формулы, в отличие от надувного крыла по п. 4 формулы, надувные усеченные конусы расположены в два слоя, причем надувные усеченные конусы верхнего слоя приварены или приклеены к надувным усеченным конусам нижнего слоя.

У надувного крыла по п. 9 формулы изобретения, в отличие от прототипа, надувные цилиндры или надувные усеченные конусы расположены в два слоя, причем надувные цилиндры или надувные усеченные конусы верхнего слоя приварены или приклеены к надувным цилиндрам или надувным усеченным конусам нижнего слоя (надувные подушки не используются).

Технический результат достигается также тем, что вертолет одновинтовой или соосной схемы в отличие от известного технического решения содержит свернутые в рулоны или гармошкой надувные крылья по любому из п. 1-9 формулы, расположенные в выемках корпуса по его бокам и закрытые крышками, баллоны со сжатым или/и сжиженным газом или/и пирогазогенераторы или/и химические генераторы газа для надува надувных крыльев, пиропатроны или/и пороховые катапульты для отстрела двигательной установки вместе с несущим винтом или несущим соосным винтом, пиропатроны для отстрела хвостового винта у вертолета одновинтовой схемы, пиропатроны для отстрела топливных баков, а также устройства для слива топлива из топливных баков, расположенные в хвосте вертолета пороховые ускорители с изменяемым вектором тяги и тормозной парашют.

Вертолет может дополнительно содержать систему дистанционного управления системой раскрытия надувных крыльев, пиропатронами, пороховыми катапультами, пороховыми ускорителями, хвостовым опереньем вертолета, устройствами для слива топлива из топливных баков, тормозным парашютом и тормозами шасси с земли или с борта другого летательного аппарата.

Технический результат достигается также тем, что используется способ превращения вертолета в планер в аварийных ситуациях, заключающийся в том, что на заявляемом вертолете из баллона(ов) со сжатым или/и сжиженным газом или/и из пирогазогенератра(ов) или/и из химического(их) генератора(ов) газа надувают надувные крылья по любому из п. 1-9 формулы, после чего с помощью пиропатронов или/и пороховых катапульт отстреливают всю двигательную установку вместе с несущим винтом или несущим соосным винтом, а также хвостовой винт у вертолета одновинтовой схемы, и одновременно или позднее, по решению летчика или внешнего оператора, с помощью пиропатронов отстреливают топливные баки или начинают сливать из них топливо; заявляемый вертолет, таким образом, превращают в планер с надувными крыльями, которым управляют с помощью горизонтального и вертикального хвостового оперенья вертолета, и на котором спасают и экипаж и пассажиров и полезный груз, и фюзеляж вертолета; если превращение вертолета в планер производят на малой или на нулевой скорости, то для разгона планера до скорости планирования, а также для расхождения планера с отстреленной винтомоторной группой, включают пороховые ускорители; при этом возможное вращение планера относительно оси, бывшей до отстрела винтомоторной группы осью несущего винта или несущего соосного винта, останавливают, изменяя направление вектора тяги пороховых ускорителей, после чего возвращают направление вектора тяги пороховых ускорителей в первоначальное положение и разгоняют планер до скорости планирования.

После касания шасси планера земли раскрывают тормозной парашют для сокращения пробега или/и используют тормоза шасси.

Превращение вертолета в планер осуществляется по команде и под управлением летчика. В случае если экипаж вертолета, оборудованного системой дистанционного управления спасением, не отвечает на запросы, спасение пассажиров, экипажа, полезного груза и фюзеляжа вертолета производят по команде и под управлением с земли или с борта другого летательного аппарата, т.е. с помощью внешнего оператора.

Надувное крыло. Во всех заявляемых конструкциях надувного крыла надувные цилиндры или надувные усеченные конусы могут выполняться отдельно и соединяться между собой также как в прототипе. Или надувные цилиндры могут образовываться из большой цилиндрической оболочки с помощью продольных сварных швов [Ф. Отто, Р. Тростель. Пневматические строительные конструкции. М., Издательство литературы по строительству, 1967. С. 105], т.е. надувные цилиндры (и, аналогично, надувные усеченные конусы) являются в этом случае частями надувного матраца (как показано на фиг. 1-14). Надувные цилиндры можно также получить, соединяя две параллельные пленки параллельными пленочными переборками (подобно тому, как показано на фиг. 15), а отклоняясь от параллельности так можно получить и надувные усеченные конусы.

Для улучшения аэродинамического качества надувных крыльев надувные подушки можно сверху покрыть пленкой. При этом уменьшается площадь поверхности крыла, но увеличивается его масса.

На фиг. 1 показано поперечное сечение надувного крыла по п. 1 формулы.

На фиг. 2 показано поперечное сечение надувного крыла по п. 2 формулы.

На фиг. 3 показано поперечное сечение надувного крыла по п. 3 формулы.

На фиг. 4 показано поперечное сечение надувного крыла по п. 4 формулы.

На фиг. 5 показано поперечное сечение надувного крыла по п. 5 формулы.

На фиг. 6 показано поперечное сечение надувного крыла по п. 6 формулы.

На фиг. 7 показано поперечное сечение надувного крыла по п. 7 формулы.

На фиг. 8 показано поперечное сечение надувного крыла по п. 8 формулы.

На фиг. 9 и 10 показаны поперечные сечения надувных крыльев по п. 9 формулы.

Надувные крылья, показанные на фиг. 1, 2, 5, 6, 9 строятся на основе надувных цилиндров, а показанные на фиг. 3, 4, 7, 8, 10 строятся на основе надувных усеченных конусов.

На фиг. 11 показан продольный вертикальный разрез (сечение Б-Б) надувного крыла по п. 7 формулы (здесь - с простой системой надува надувных подушек), а на фиг. 12 его поперечное сечение (сечение А-А). На фиг. 13 показан горизонтальный разрез этого же НК (сечение В-В) вдоль нижнего «надувного матраса», состоящего из надувных усеченных конусов разных максимальных диаметров. НК по п. 5 формулы отличается от НК по п. 7 формулы только тем, что строится на основе надувных цилиндров, а не надувных усеченных конусов. Поэтому далее, говоря о НК по п. 7 формулы, будем подразумевать и НК по п. 5 формулы. Показанные на фиг. 11-14 надувные усеченные конусы мало отличаются от надувных цилиндров.

1 - нижние надувные усеченные конусы (у НК по п. 5 формулы здесь надувные цилиндры); 2 - верхние надувные усеченные конусы (у НК по п. 5 формулы - надувные цилиндры); 3 - надувные подушки; 4 - покрывающая пленка; 5 - пленочная нервюра; 6 - отверстие в пленочной нервюре (в варианте НК с большей жесткостью этих отверстий нет).

Все остальные варианты НК (по п. 1-4, 6, 8-9 формулы) имеют аналогичное строение.

7 - корпус вертолета; 8 - крышка; 9 - баллоны со сжатым или/и сжиженным газом (вместо них могут быть пирогазогенераторы или химические генераторы газа, в этих случаях краны 10 отсутствуют); 10 - кран; 11 - труба (газопровод); 12 - трубка; 13 - ниппель (клапан); 14 - соединительная труба.

Надувное крыло по п. 7 (так же как и по п. 5) формулы состоит из двух слоев.

Нижний слой НК состоит из нижних надувных усеченных конусов 1 (цилиндров у НК по п. 5 формулы) и сваренных или склеенных с ними верхних надувных усеченных конусов 2 (цилиндров у НК по п. 5 формулы). Таким образом, нижний слой НК выполняется в виде пакета надувных усеченных конусов (цилиндров) и сам состоит из двух слоев надувных усеченных конусов (цилиндров). Технологически нижний слой НК проще всего сделать из двух «надувных матрасов», состоящих из надувных усеченных конусов (цилиндров). Надувные матрасы приваривают или приклеивают друг к другу по образующим надувных усеченных конусов (цилиндров). Нижний слой НК покрыт снизу покрывающей пленкой 4. Основная ее функция - в передаче давления набегающего потока воздуха на нижние надувные усеченные конусы (цилиндры) и придании нижней части НК обтекаемой формы. Кроме того, она помогает поддерживать изогнутую форму надувных подушек. Нижний слой НК работает на растяжение, а также на сжатие при изгибе НК.

Верхний слой НК состоит из сваренных или склеенных друг с другом надувных подушек 3. Каждая надувная подушка по форме похожа на банан, но передний и задний концы сплюснуты. У НК по п. 7, 5 формулы передняя часть надувной подушки заканчивается округлением, а задняя часть - острым краем. Для обеспечения хорошего аэродинамического качества НК каждая надувная подушка должна иметь постоянную ширину. Постоянная ширина надутой надувной подушки обеспечивается внутренними пленочными переборками, параллельными ее боковым поверхностям или вертикальными нитями (шнурами), связывающими верхнюю и нижнюю поверхности надувной подушки. Количество внутренних переборок или вертикальных нитей (шнуров) увеличивается к задней и к передней частям надувной подушки, а в центральной ее части внутренние переборки или вертикальные нити (шнуры) отсутствуют, т.к. там высота надувной подушки практически постоянная. На фиг.1-8, 11, 12, 14, 15 внутренние переборки или вертикальные нити (шнуры) не показаны в целях упрощения рисунков. Передние и задние края надувных подушек создают совместно с покрывающей пленкой 4 переднюю и заднюю кромки НК. Сваренные или склеенные боковые части надувных подушек образуют пленочные нервюры 5 с отверстиями 6 для прохождения газа при надувании НК (в варианте НК с большей жесткостью этих отверстий нет).

Каждая надувная подушка приварена или приклеена к верхним надувным усеченным конусам (цилиндрам). Назначение надувных подушек - сопротивление сжатию при изгибе НК, устранение опасности перегиба НК у корпуса летательного аппарата и придание верхней части НК обтекаемой формы, необходимой для ламинарного течения потока над крылом.

Верхний слой НК, собранный из надувных подушек, работает на сжатие при изгибе НК. У прототипа верхний слой отсутствует.

В простейшем случае в НК без нагрузки (фиг. 11) давление газа в верхнем слое НК равняется давлению в нижнем.

Покрывающая пленка 4 будет слегка гофрироваться под воздействием набегающего потока (см. фиг. 12). Снизу крыла срыв потока неопасен, но гофрированная поверхность увеличивает аэродинамическое сопротивление. Для устранения гофрированной поверхности хорошо бы использовать и снизу НК надувные подушки, но это заметно увеличит толщину НК, уменьшит его аэродинамическое качество, усложнит и удлинит процесс его изготовления и уменьшит весовую отдачу вертолета. Кроме того, надувные подушки предназначены для работы на сжатие, а не на растяжение. Плюс надувные подушки увеличивают площадь поверхности НК, а если их снаружи покрывать пленкой для уменьшения этой площади, то увеличивается масса НК.

НК в свернутом в рулон (или гармошкой) виде размещается в выемке корпуса 7 вертолета и снаружи закрывается крышкой 8. Так как заявляемое НК полностью эластичное, т.е. не содержит жестких элементов, то его объем в сложенном состоянии небольшой (в отличие от аналогов). Соответственно и объем выемки в корпусе вертолета небольшой. При этом заявляемое НК обладает достаточной жесткостью.

НК приклеивается (или приваривается) к донной части выемки в корпусе вертолета и может частично приклеиваться (привариваться) к боковым частям выемки.

При надувании НК газ в него подается из баллона 9 со сжатым или сжиженным газом через кран 10 (или из пирогазогенератора или химического генератора газа напрямую), трубу (газопровод) 11, трубки 12 и ниппели (клапаны) 13. Кран 10 открывается дистанционно из кабины летчика. Оба надувных крыла надуваются из одного баллона 9 со сжатым или сжиженным газом или из одного пирогазогенератора или химического генератора газа, для чего предусмотрено объединение газораспределительных систем обоих надувных крыльев с помощью соединительной трубы 14.

В случае неисправности баллона 9 со сжатым (сжиженным) газом (или пирогазогенератора или химического генератора газа) или при небольших повреждениях во время планирования элементов надувных крыльев используется резервный баллон со сжатым (сжиженным) газом (или резервный пирогазогенератор или химический генератор газа), также обозначенный на фиг. 11 цифрой 9. В связи с тем, что возможно повреждение надувных крыльев при планировании (например, столкновение с птицей), при использовании пирогазогенераторов или химических генераторов газа (основного и резервного) желательно еще иметь и баллон со сжатым (сжиженным) газом. С его помощью при небольших повреждениях можно в течение некоторого времени поддерживать давление в надувных крыльях. Для этой цели возможно также использование химического генератора газа с регулируемым газообразованием (например, сухая смесь кислоты и карбоната, в которую добавляется необходимое количество воды). Чтобы летчик узнал о повреждении надувных крыльев и мог рассчитать предельное время планирования вертолетного планера, на трубах 11 необходимо установить расходомеры или датчики динамического давления (не показаны). В принципе, в целях экономии массы и возможности получения большого количества газа можно разработать систему, в которой пирогазогенераторы или нерегулируемые химические генераторы газа срабатывают по мере необходимости и наполняют сжатым газом прочный баллон, из которого питаются поврежденные надувные крылья. Если на планере имеется источник энергии (см. ниже), то поврежденные надувные крылья можно подкачивать специальным компрессором.

Использование пакета надувных усеченных конусов или надувных цилиндров вместо одного слоя надувных цилиндров позволяет увеличить сопротивление изгибу по сравнению с прототипом (для этого в пакете надувные цилиндры или надувные усеченные конусы должны быть соединены боками как в прототипе). Например, в [Ф. Отто, Р. Тростель. Пневматические строительные конструкции. М., Издательство литературы по строительству, 1967. С. 105-107] указывается, что конструкция, состоящая из надувных цилиндров, образующих трубу, внутренний объем которой тоже находится под давлением, обладает большей изгибной жесткостью по сравнению с однослойным надувным цилиндром. Такую конструкцию можно рассматривать как пакет из надувных балок. Пакет получается, если надувную балку раздробить на части - на балки меньшего диаметра, склеенные или сваренные друг с другом боками или по образующим. Если суммарная площадь поперечных сечений остается такой же, как у первоначальной балки, то за счет отсутствия возможности перетекания сжатого газа из верхних балок в нижние повышается сопротивление изгибу (легко доказывается расчетом с помощью уравнения Менделеева-Клапейрона или закона Бойля-Мариотта). Поперечное дробление балки, в отличие от продольного, ничего не дает. Эффект пакета используется в заявляемых надувных крыльях по п. 5-9 формулы (фиг. 5-10). При увеличении числа горизонтальных слоев из надувных балок, на которые продольно дробится верхняя половина исходной надувной балки или надувного крыла (нижнюю половину дробить нет смысла), возможно, увеличивается сопротивление изгибу (?), но одновременно увеличивается и масса пакета или НК, а также клапанов и подводящих газ трубок.

Использование двух склеенных или сваренных надувных матрасов упрощает и удешевляет изготовление НК и увеличивает его надежность при повреждениях, но уменьшает сопротивление изгибу вследствие уменьшения суммарной площади поперечных сечений балок по сравнению с прототипом. Гораздо большая суммарная площадь поперечных сечений получается при использовании вместо надувных матрасов двух слоев из отдельных надувных цилиндров или надувных усеченных конусов, соединенных боками как у прототипа.

Для уменьшения высоты крыла надувные цилиндры или надувные усеченные конусы в заявляемых надувных крыльях располагаются в шахматном порядке, а не один над другим (при использовании надувных матрасов - см. фиг. 5-10, 12). Так как верхние и нижние надувные цилиндры или надувные усеченные конусы сварены (склеены) друг с другом по образующим, при изгибе крыла в любой плоскости будет работать эффект пакета. Использование слоя надувных подушек над пакетом надувных усеченных конусов или цилиндров еще больше увеличивает сопротивление НК изгибу и устраняется опасность перегиба НК у корпуса летательного аппарата.

При изгибе консольной цилиндрической надувной балки, как показывает эксперимент, ее нижняя часть практически не растягивается, так как пленка прочная, а верхняя часть надувной балки сминается вблизи места крепления (образуются складки). Причем вся остальная верхняя часть не сминается, и надувная балка на рабочей длине остается практически прямой. То есть консольная надувная балка перегибается у места крепления. Такая картина наблюдается вне зависимости от того какая сила приложена: сосредоточенная на конце надувной балки или распределенная по всей ее длине.

Консольная коническая надувная балка при достаточно высоком внутреннем давлении ведет себя также как и цилиндрическая: она перегибается у места крепления, а вся остальная ее часть остается практически прямой. При пониженном давлении консольная коническая надувная балка может перегнуться в любом месте, а не только у места крепления, а также возможен перегиб в двух местах одновременно.

На фиг. 14 показаны силы, действующие на НК в полете. После надувания НК на покрывающую пленку 4 со стороны набегающего потока начинает действовать распределенная сила F0, возникающая вследствие разности давлений под крылом и внутри него. На надувные подушки начинает действовать распределенная сила , возникающая вследствие разности давлений внутри крыла и над ним. Под действием этих распределенных сил НК изгибается вверх. При этом надувные подушки, образующие верхний слой НК, сжимаются и их объем уменьшается. Вследствие этого возникают силы упругости F1 и -F1, противодействующие изгибу НК (действуют в любом поперечном сечении НК). Слой надувных подушек не дает преимущества в силах сопротивления изгибу по сравнению с таким же по толщине слоем надувных цилиндров или надувных усеченных конусов (при одинаковом внутреннем давлении), но слой надувных подушек исключает возможность перегиба НК у корпуса летательного аппарата. У прототипа перегиб возможен из-за отсутствия надувных подушек. Распределенная сила приложена к нижним частям надувных подушек (она стремится оторвать надувные подушки от надувных цилиндров или от надувных усеченных конусов), но для улучшения восприятия рисунка (фиг. 14) вектора перенесены на верхние части надувных подушек. Здесь предполагается, что давление между надувными элементами НК атмосферное или немного больше атмосферного (в самих же надувных элементах оно может быть несколько атмосфер). Давление между надувными элементами НК может создаваться разными методами (из тех же баллонов 9 со сжатым или/и сжиженным газом, из которых надувается НК; из специального баллона со сжатым газом; можно, так или иначе, использовать набегающий поток и т.п.). Если же просто оставить торец НК открытым, то, как показывает эксперимент с простейшей моделью, состоящей из одного надувного матраца и покрывающей пленки, давление между надувными элементами НК получается ниже атмосферного и покрывающая пленка сильно втягивается внутрь НК, т.е. форма НК получается неприемлемой.

Нижние надувные усеченные конусы (цилиндры) 1 и верхние надувные усеченные конусы (цилиндры) 2 при надувании НК вследствие внутреннего давления растягиваются силами F3 и -F3, F2 и -F2. При действии на верхние и нижние надувные усеченные конусы (цилиндры) распределенной силы они испытывают сложную деформацию, которую можно разложить на три деформации: сдвига, чистого изгиба и растяжения под действием внутреннего давления. Вследствие деформации сдвига возникают поперечные силы упругости F5 и -F5. Сила F5 противодействует смещению конца НК вверх, т.е. изгибу НК. Сила -F5 поднимает планер вертолета вверх. Вследствие деформации чистого изгиба в нижних надувных усеченных конусах (цилиндрах) и в приваренной (приклеенной) к ним покрывающей пленке возникают силы упругости F4 и -F4 (действуют в любом сечении НК), противодействующие изгибу НК. При изгибе НК силы F2 и -F2 увеличиваются, а также создаются силы F1 и -F1.

Если бы не было надувных подушек, то при большой распределенной силе и недостаточном внутреннем давлении в верхних и нижних надувных усеченных конусах (цилиндрах) наверху у верхних надувных усеченных конусов (цилиндров) появились бы складки. Появилась бы опасность, что НК могло бы перегнуться по одной из таких складок (как правило, перегиб происходит у основания НК). Перегиб надувной балки возникает из-за того, что воздух имеет возможность уходить из места перегиба в другие части надувной балки. В слое пневматически изолированных друг от друга надувных подушек воздух не может уходить в другие части этого слоя. Поэтому НК, имеющее слой пневматически изолированных друг от друга надувных подушек, не может перегнуться даже при слабом давлении в надувных усеченных конусах (цилиндрах) и в надувных подушках. Здесь, разумеется, предполагается достаточный запас прочности пленки, из которой изготовлены надувные подушки, а также внутренних пленочных переборок или вертикальных нитей (шнуров).

Максимальное сжатие будут испытывать надувные подушки, расположенные вблизи корпуса вертолета. Если они не являются пневматически изолированными, то воздух будет перегоняться из них в дальние от корпуса надувные подушки через отверстия 6 в пленочных нервюрах 5. Поэтому более прочным на изгиб будет НК без отверстий 6 (фиг.1-8), у которого все или хотя бы только расположенные около корпуса надувные подушки имеют свои ниппели или клапаны. Если надувных подушек немного, то к каждой можно подвести свой гибкий шланг, подсоединенный к своей трубке 12 с ниппелем (клапаном) 13. Если надувных подушек много, то каждая из них может соединяться с общим гибким шлангом через свой клапан. Общий гибкий шланг с клапанами можно пустить под надувными подушками (внутри НК) или использовать в качестве такого шланга один из надувных усеченных конусов (цилиндров). В качестве клапанов для надувных подушек хорошо подходят ленточные клапаны, применяемые в надувных шариках (надуваемых гелием), т.к. они легко гнутся и имеют малую массу. В отличие от ниппелей, такие клапаны нельзя вывернуть, чтобы выпустить газ из надувной подушки, т.к. общий гибкий шланг идет внутри НК. Поэтому кроме ленточного или другого клапана для каждой надувной подушки нужно предусмотреть выпускное отверстие с колпачком на резьбе для выпуска газа из надувной подушки, расположенное на задней кромке надувной подушки. Даже если НК одноразовое, то его нужно испытывать на земле (надувание и разворачивание НК из корпуса вертолета, имитация нагрузки на НК и проверка герметичности НК в течение нескольких минут), а потом сдувать и складывать, поэтому выпускные отверстия с колпачками на резьбе необходимы. Кроме того, еще до испытания при изготовлении НК сваривать (склеивать) его элементы тоже придется в надутом состоянии.

После испытания раскрытия надувных крыльев на земле они сдуваются с помощью ниппелей (клапанов) 13. Если используется большое количество независимых надувных подушек с клапанами, то для выпуска газа из них используются выпускные отверстия с колпачками на резьбе на задней кромке НК. После этого ниппели (клапаны) и колпачки закручиваются (с обязательным контролем), надувные крылья сворачиваются, укладываются в полости в корпусе вертолета и закрываются крышками 8. Далее накачивается (или меняется) баллон 9 со сжатым (сжиженным) газом или меняется пирогазогенератор или химический генератор газа.

Возможна секционная схема верхнего слоя НК: верхний слой состоит из нескольких изолированных секций, в каждой из которых надувные подушки соединяются с помощью отверстий 6 в пленочных нервюрах 5, но между секциями отверстий 6 нет.

Возможен также вариант, когда надувные подушки надуваются с конца НК, а не с его основания у корпуса вертолета. При этом газ подается в концевую надувную подушку по гибкому шлангу внутри НК или по одному из надувных усеченных конусов (цилиндров), а вместо отверстий 6 в пленочных нервюрах 5 установлены клапаны, пропускающие газ только в сторону основания НК. В этом случае надувные подушки начинают надуваться после распрямления надувных усеченных конусов или цилиндров. При любой нагрузке на полностью надутое НК все клапаны будут закрыты, т.к. чем ближе к основанию НК, тем больше давление в надувных подушках.

Для того чтобы НК по любому из п. 5-8 формулы (соответственно фиг. 5-8) имело приемлемую толщину, необходимо уменьшать диаметры надувных цилиндров или надувных усеченных конусов по сравнению с остальными заявляемыми надувными крыльями. Это уменьшает жесткость надувных цилиндров или надувных усеченных конусов по отдельности. Но в надувных крыльях п. 5-8 формулы используются эффект пакета и надувные подушки, в результате чего возрастает сопротивление изгибу и исключается перегиб НК. НК по любому из п. 5-8 формулы, полностью покрытое сверху надувными подушками, будем называть полным вариантом НК. Возможно также применение следующих ниже упрощенных вариантов НК.

1. Упрощенный вариант НК без надувных подушек (по п. 9 формулы, соответственно фиг. 9, 10). С другой стороны это отдельный вариант исполнения надувного крыла, получаемый добавлением второго слоя надувных цилиндров или надувных усеченных конусов к прототипу. Если надувные цилиндры или надувные усеченные конусы изготавливаются по отдельности и склеиваются или свариваются боками как в прототипе, то такое двухслойное НК жестче прототипа, т.к. используется пакет надувных цилиндров или надувных усеченных конусов при сохранении полной площади поперечных сечений надувных балок. Из-за отсутствия надувных подушек диаметры надувных цилиндров или надувных усеченных конусов могут быть увеличены, что увеличивает их жесткость. В этом случае НК, состоящее только из нижних и верхних надувных усеченных конусов (цилиндров), покрывается пленкой не только снизу, но и сверху. Обтекаемая форма крыла сверху обеспечивается разностью давлений внутри НК (в промежутках между надувными усеченными конусами или цилиндрами и покрывающей пленкой) и над крылом. Следует заметить, что у НК без надувных подушек труднее поддерживать ламинарное течение над крылом, чем в полном варианте НК, что связано с тем, что покрывающая пленка сверху между местами прикрепления ее к верхним надувным усеченным конусам (цилиндрам) будет выпячиваться вверх под действием разности давлений. Поэтому не только под крылом, но и над ним покрывающая пленка будет «гофрироваться». Можно совсем не прикреплять покрывающую пленку к верхним надувным усеченным конусам (цилиндрам). При этом покрывающая пленка должна быть натянута на пакет из надувных усеченных конусов (цилиндров) в такой мере, чтобы в полете верхняя поверхность НК была плавной, без выступов. Такая же проблема имеется и у прототипа.

2. Так как надувные подушки максимально сжимаются у корпуса вертолета, то НК по любому из п. 5-8 формулы (соответственно фиг. 5-8) может иметь надувные подушки, которые покрывают только его часть, расположенную у корпуса вертолета. Остальная часть НК, расположенная дальше от корпуса, выполняется без надувных подушек как в первом упрощенном варианте (по п. 9 формулы, фиг. 9, 10), и, соответственно, имеет меньшую толщину.

3. НК может содержать не два слоя надувных усеченных конусов (цилиндров), а один, покрытый сверху полностью или частично надувными подушками (НК по п. 1-4 формулы, соответственно фиг. 1-4). Сопротивление изгибу у него несколько меньше, чем у полного варианта, т.к. нет пакета из надувных усеченных конусов (цилиндров), но перегнуться такое НК не может из-за наличия надувных подушек. Такое НК более уязвимо в случае повреждения части надувных подушек или части надувных усеченных конусов (цилиндров), чем полный вариант НК.

На фиг. 15 показан упрощенный вариант изготовления верхнего слоя НК. Для изготовления надувных подушек потребуются специальные формы, причем при использовании надувных усеченных конусов еще и разного размера. Можно упростить процесс изготовления верхнего слоя НК. Вместо надувных подушек можно изготовить одну надувную подушку, но с внутренними пленочными переборками - пленочными нервюрами (см. фиг. 15). Пунктиром показаны положения покрывающей надувную подушку пленки после надувания НК (схождение нервюр при надувании подушки не показано в целях упрощения рисунка). В более жестком варианте НК отверстия в пленочных нервюрах, показанные на фиг. 15, не выполняются, а каждый отсек между пленочными нервюрами имеет свой ниппель или клапан. Такую надувную подушку с внутренними пленочными переборками можно также рассматривать как изогнутый надувной матрас. Кроме показанных на фиг. 15 внутренних пленочных переборок (которые тянутся от передней до задней кромки надувной подушки) между этими переборками в передней и задней частях надувной подушки должны располагаться внутренние пленочные переборки или вертикальные нити (шнуры), обеспечивающие при необходимом распределении высоты надувной подушки ее постоянную ширину при надувании (на фиг. 15 не показаны).

Надувные усеченные конусы (или цилиндры) технологически легче всего изготовить в виде надувных матрасов, как показано на фиг. 1-14. В полном варианте НК два таких матраса свариваются (склеиваются) друг с другом по образующим надувных усеченных конусов (цилиндров). Места сварки (склеивания) элементов НК показаны на фиг. 12 толстыми черточками (в упрощенном варианте НК - показаны на фиг. 1). Однако выигрывая в простоте изготовления НК, при использовании надувных матрасов не полностью используется площадь поперечного сечения крыла по сравнению с прототипом, что уменьшает сопротивление изгибу.

Другой способ изготовления надувных усеченных конусов (или цилиндров) - также как на фиг. 15, т.е. в виде подушки (матраса) с внутренними пленочными переборками - «пленочными лонжеронами». При этом площадь поперечного сечения крыла используется также эффективно как у прототипа.

НК содержит несколько независимых друг от друга несущих элементов, чтобы при повреждении одного из них (или даже небольшого их числа), когда закончится газ в резервном баллоне со сжатым или сжиженным газом, НК продолжало в целом выполнять свои функции. Для этого каждый нижний и каждый верхний надувной усеченный конус или цилиндр (и, может быть, каждая надувная подушка) надувается через свой ниппель или через свой клапан, который пропускает газ только в одном направлении. Когда закончится газ в резервном баллоне со сжатым или сжиженным газом поврежденные элементы НК сдуются, но газ в неповрежденных элементах будет удерживаться своими ниппелями или своими клапанами. При этом жесткость НК и его аэродинамическое качество ухудшатся, но оно сможет еще создавать некоторую подъемную силу. Таким образом, НК желательно проектировать с запасом по жесткости и с запасом прочности пленки, предполагая возможное повреждение небольшого числа элементов НК.

При проектировании НК толщина всех его слоев выбирается с учетом расположения нейтрального слоя при изгибе.

Заявляемые надувные крылья можно использовать для спасения пассажиров и экипажа вертолетов, самолетов, а также как крылья планеров, сверхлегких летательных аппаратов. При использовании надувных крыльев на самолете (как части системы спасения) не требуются пороховые ускорители, т.к. самолет не может лететь медленно или висеть неподвижно. То есть в этом случае получается сравнительно легкая и компактная система спасения. Возможно использование надувных крыльев на дирижаблях, в том числе для спасения пассажиров и экипажа при резком уменьшении аэростатической подъемной силы (например, при сильном повреждении оболочки, при резком увеличении температуры), при попадании в сильный нисходящий поток, при попадании под дождь и т.д. Возможно их постоянное использование на дирижаблях гибридной схемы, где их можно надувать гелием.

На фиг. 16 показаны стадии превращения вертолета в планер в аварийной ситуации (на примере вертолета сосной схемы).

1 - полет вертолета до возникновения аварийной ситуации; 2 - разворачивание надувных крыльев при возникновении аварийной ситуации; 3 - надувные крылья полностью развернуты; 4 - отстрел винтомоторной группы и превращение вертолета в планер; 5 -полет планера и отстрел топливных баков; 6 - посадка планера.

Вертолет. Заявляемый вертолет одновинтовой или соосной схемы, как и известные вертолеты, содержит корпус, горизонтальное и вертикальное хвостовое оперенье, двигательную установку, несущий винт или несущий соосный винт, хвостовой винт (у вертолета одновинтовой схемы), топливные баки, колесное шасси с тормозами. В отличие от известных вертолетов заявляемый вертолет дополнительно содержит свернутые в рулоны или гармошкой надувные крылья по любому из п. 1-9 формулы, расположенные в выемках корпуса по его бокам и закрытые крышками, баллоны со сжатым или/и сжиженным газом или/и пирогазогенераторы или/и химические генераторы газа для надува надувных крыльев, пиропатроны или/и пороховые катапульты для отстрела двигательной установки вместе с несущим винтом или несущим соосным винтом, пиропатроны для отстрела хвостового винта (у вертолета одновинтовой схемы), пиропатроны для отстрела топливных баков, а также устройства для слива топлива из топливных баков, тормозной парашют, расположенный в хвосте вертолета. Заявляемый вертолет также содержит расположенные в хвосте вертолета пороховые ускорители с изменяемым вектором тяги, необходимые для разгона планера вертолета до скорости планирования в случае тяжелой аварии на малой или на нулевой скорости, а также (в случае необходимости) для остановки вращения планера относительно оси, бывшей до отстрела винтомоторной группы осью несущего винта или несущего соосного винта. В простейшем варианте изменение вектора тяги порохового ускорителя осуществляется поворотом всего ускорителя относительно вертикальной оси. В более сложном варианте пороховой ускоритель можно еще одновременно поворачивать и относительно горизонтальной оси. Возможен вариант при котором вместо поворота всего порохового ускорителя можно переключать с помощью клапана(ов) выход пороховых газов влево, вправо, вверх, вниз, назад.

Заявляемый вертолет может дополнительно содержать систему дистанционного управления системой раскрытия надувных крыльев, пиропатронами, пороховыми катапультами, пороховыми ускорителями, хвостовым опереньем вертолета, устройствами для слива топлива из топливных баков, тормозным парашютом и тормозами шасси с земли или с борта другого летательного аппарата.

Таким образом, заявляемый вертолет имеет модульное строение: 1) корпус вертолета и 2) двигательная установка с несущим винтом или несущим соосным винтом. Модули отделяются друг от друга при помощи пиропатронов или/и пороховых катапульт. При этом разрываются (разъединяются) все связывающие модули провода, трубопроводы и механические передачи. Главный (спасаемый) модуль содержит системы, предназначенные для его спасения.

Способ превращения вертолета в планер в аварийных ситуациях. В случае заклинивания главного редуктора, разрушения несущего винта, разрушения хвостового винта, отказа трансмиссии хвостового винта, отказа обоих двигателей, сильного пожара в двигательном отсеке или других тяжелых аварий из баллона(ов) со сжатым или/и сжиженным газом или/и из пирогазогенератора(ов) или/и из химического(их) генератора(ов) газа надувают надувные крылья, после чего с помощью пиропатронов или/и пороховых катапульт отстреливают всю двигательную установку вместе с несущим винтом или несущим соосным винтом. В случае вертолета одновинтовой схемы отстреливается еще и хвостовой винт. Одновременно или позднее, по решению летчика, с помощью пиропатронов отстреливают топливные баки, или сливают из них топливо. Вертолет, таким образом, превращают в планер с надувными крыльями, которым управляют с помощью горизонтального и вертикального хвостового оперенья вертолета, и на котором спасают и экипаж и пассажиров и полезный груз, и фюзеляж вертолета. Если превращение вертолета в планер произошло на малой или на нулевой скорости, то для разгона планера до скорости планирования, а также для расхождения планера с отстреленной винтомоторной группой, включают пороховые ускорители. Если после превращения вертолета в планер последний вращается относительно оси, бывшей до отстрела винтомоторной группы осью несущего винта или несущего соосного винта, то это вращение останавливают, изменяя направление вектора тяги пороховых ускорителей. После остановки вращения возвращают направление вектора тяги пороховых ускорителей в первоначальное положение и разгоняют планер до скорости планирования.

Отстрел винтомоторной группы может произойти при наклонном положении корпуса вертолета к горизонту. При этом планер может еще и вращаться относительно оси, бывшей до отстрела винтомоторной группы осью несущего винта или несущего соосного винта. Тогда для перехода планера в положение планирования нужно остановить вращение и изменить угол тангажа или/и крена. Как уже отмечалось, в простейшем варианте изменение вектора тяги порохового ускорителя осуществляется поворотом всего ускорителя относительно вертикальной оси (точнее относительно оси, параллельной бывшей оси несущего винта). В этом случае изменение угла тангажа или/и крена осуществляется с помощью рулей высоты на хвостовом оперении планера уже после остановки вращения планера относительно бывшей оси несущего винта, т.е. на этапе разгона планера. Если вектор тяги порохового ускорителя можно изменять и в вертикальной плоскости, то с помощью него можно изменить и угол тангажа, а если пороховые ускорители разнесены на некоторое расстояние и управляются по отдельности, то и угол крена. Изменение угла тангажа (и крена) с помощью пороховых ускорителей - более эффективный способ по сравнению с использованием рулей высоты на хвостовом оперении планера, но при этом сложнее устройство управления (каждым) пороховым ускорителем.

Остановку вращения планера и последующий разгон планера до скорости планирования нужно проводить быстро и точно, особенно на малой высоте, т.к. планер начинает падать. Кроме того, нужно как можно быстрее отлететь от отстреленной винтомоторной группы (и хвостового винта), причем отлететь в направлении, не совпадающем с их возможным горизонтальным движением (в случае отстрела при наклонном положении корпуса вертолета к горизонту).

Возможное вращение планера относительно его продольной оси быстро остановится за счет большой площади надувных крыльев.

В случае самолетной системы спасения всех этих проблем не возникает и сама система спасения легче, проще и дешевле. Но вертолет и сам по себе сложнее и дороже самолета. Соответственно и система спасения для него требуется сложнее и дороже.

После перевода планера в режим планирования летчик ищет подходящую посадочную площадку на земле. Управление планером осуществляется с помощью хвостового оперенья вертолета. На этом этапе возможен отстрел топливных баков или начало слива топлива из них, если это не сделано сразу. В режиме планирования отстрел топливных баков приведет к подлету планера.

После касания шасси планера земли возможно использование тормозного парашюта для сокращения пробега (в случае посадки на сильно неровную поверхность, при малой длине посадочной площадки), или/и используются тормоза шасси.

В случае, если на вертолете установлена система дистанционного управления системой раскрытия надувных крыльев, пиропатронами, пороховыми катапультами, пороховыми ускорителями, хвостовым опереньем вертолета, устройствами для слива топлива из топливных баков, тормозным парашютом и тормозами шасси и экипаж вертолета не отвечает на запросы, спасение экипажа, пассажиров, полезного груза и фюзеляжа вертолета производят по команде и под управлением с земли или с борта другого летательного аппарата. Следует заметить, что управлять планером проще, чем вертолетом, поэтому такая система проще полной системы дистанционного (теле)управления вертолетом.

Если скорость планирования небольшая, то относительная масса пороховых ускорителей (относительно массы всего аппарата, в данном случае планера) будет порядка относительной массы двигателей мягкой посадки, используемых на космических спускаемых аппаратах, а также при десантировании техники.

После превращения вертолета в планер у экипажа, пассажиров и полезного груза многократно увеличиваются шансы на спасение по сравнению с обычным вертолетом. Чем выше начальная высота полета и выше качество крыла, тем больше дальность полета планера, значит, тем больше подходящих мест для посадки может найти летчик (чем больше запас высоты и выше качество крыла, тем шире и длиннее «сектор» доступный для посадки, при аварии на большой высоте «сектор» превращается в округлую фигуру).

Сразу после отстрела винтомоторной группы она подлетит вверх за счет кинетической энергии вращения лопастей и резкого уменьшения массы конструкции. Однако если перед отстрелом установлен нулевой угол атаки, то небольшой подлет будет только за счет пиропатронов, тогда для быстрого расхождения планера и винтомоторной группы нужно использовать пороховые ускорители. Другой вариант - вместо пиропатронов использовать пороховые катапульты, за счет которых винтомоторная группа сильно подлетит вверх даже при нулевом угле атаки.

Если превращение вертолета в планер происходит на малой или нулевой скорости, то сброс топливных баков сразу после такого превращения выгоден с точки зрения разгона планера с помощью пороховых ускорителей до скорости планирования - конечная скорость будет больше.

Топливные баки летчик может отстрелить не сразу, а позже. Такая возможность увеличивает необходимую массу пороховых ускорителей, но она необходима из-за того, что при падении с большой высоты топливные баки взорвутся (в отличие от винтомоторной группы) и в месте падения может начаться пожар (в том числе лесной и т.п.). Поэтому нужно выбирать место для их сброса. Это можно сделать непосредственно перед посадкой с малой высоты (предполагается, что баки покрыты противоударным слоем). Садиться планеру лучше без топливных баков, во избежание взрыва и пожара, особенно при посадке на неровную поверхность (например, на вспаханное поле). Предусмотрена также возможность слива топлива из топливных баков вместо их отстрела. Летчик должен учитывать, что при сбросе топливных баков (или при быстром сливе топлива) планер подлетит вверх.

В принципе, если разработать узел, позволяющий поворачивать направление оси вращения хвостового винта на 90°, то хвостовой винт вертолета одновинтовой схемы можно использовать как тяговый после отстрела двигательной установки вместе с несущим винтом. В результате после отстрела винтомоторной группы получается не планер, а самолет (или мотопланер). Однако тогда нужно иметь источник энергии и двигатель для работы хвостового винта. Кроме того, это не универсальный способ, т.к. много катастроф происходит из-за отказа трансмиссии хвостового винта или повреждения хвостового винта. Но в случаях, когда после отстрела винтомоторной группы хвостовой винт исправен, спасение на самолете (или на мотопланере) имеет больше шансов на успех, чем на планере.

При нормальном полете вертолета надувные крылья свернуты рулоном или гармошкой и закрыты снаружи крышками 8. При аварии из баллона 9 со сжатым или сжиженным газом или из пирогазогенератора или из химического генератора газа в надувные крылья подается газ, и они разворачиваются. При этом они могут выталкивать крышки 8 или эти крышки могут выдавливаться давлением из баллона 9 со сжатым или сжиженным газом или из пирогазогенератора или из химического генератора газа (при специальном подводе газа в выемку для размещения НК в корпусе 7 вертолета) или крышки 8 могут отстреливаться. Можно также изготовить крышки, раскрывающиеся как люки вверх или вниз, или и вверх и вниз.

В качестве газа в баллонах 9 может использоваться воздух, а также азот, углекислый газ, и другие негорючие газы. Возможно использование баллонов со сжиженным углекислым газом.

Газ можно получать из химических генераторов газа. Например, для получения углекислого газа можно соединить любой карбонат и любую кислоту или добавить воду в сухую смесь карбоната с кислотой. В отличие от баллона со сжатым газом или от пирогазогенератора работа химического генератора газа зависит от его положения относительно вертикали. Но в подавляющем большинстве случаев направление оси несущего винта вертолета мало отличается от вертикали.

Надувные крылья не имеют элеронов. Планер управляется с помощью хвостового вертикального и горизонтального оперенья вертолета. Поэтому специальная система управления планером не требуется, необходимо только поддерживать работу имеющейся на вертолете системы в течение времени планирования.

Если на вертолете убирающееся шасси, его перед посадкой планера нужно выпустить. Лучше всего было бы выпустить шасси перед отстрелом винтомоторной группы, т.к. для выпуска шасси требуется энергия. Однако вряд ли на это будет время (а в случае отказа обоих двигателей не будет энергии).

У планера вертолета после отстрела двигательной установки вместе с несущим винтом или несущим соосным винтом могут быть и другие потребности в энергии. Эту проблему можно решить тремя путями.

1. Можно не отстреливать аккумуляторы вертолета (не размещать их в отстреливаемом модуле с двигательной установкой) и их энергию использовать для всех нужд планера (гидроусиление, выпуск шасси, работа наиболее важных приборов, освещение, радиосвязь, подкачивание поврежденных надувных крыльев с помощью компрессора).

2. Можно не отстреливать пусковой двигатель вертолета со стартер-генератором и небольшую часть топлива, необходимую для его работы хотя бы в течение времени планирования. Пусковой двигатель запускается после отстрела двигательной установки с несущим винтом или несущим соосным винтом (при возможности - до отстрела). Электроэнергия, вырабатываемая стартер-генератором, и сжатый воздух от компрессора пускового двигателя используются для всех нужд планера. Сжатый воздух можно использовать для подкачки поврежденных надувных крыльев. Если выбрасывать сжатый воздух от компрессора пускового двигателя, а также его выхлопные газы назад, то пусковой двигатель будет создавать и некоторую тягу, и планер сможет пролететь дальше.

Однако использование этого второго пути автоматически подразумевает одновременное использование и первого, т.к. пусковой двигатель запускается стартер-генератором от аккумуляторов. Поэтому планер получится тяжелее, значит, больше должен быть вес надувных крыльев, системы их надува и пороховых ускорителей. Но энерговооруженность планера резко возрастает.

3. Можно предусмотреть аварийный источник энергии на планере (специальный маломощный тепловой двигатель и небольшой запас топлива для него плюс генератор, насос, компрессор), который может использоваться и для внеаэродромного технического обслуживания вертолета.

Необходимость отстрела всей винтомоторной группы. Газотурбинные двигатели стоят очень дорого. Зачем их отстреливать? Можно, конечно, после надувания надувных крыльев отстреливать только лопасти несущего винта как у прототипа (или даже поворачивать их назад как на палубных вертолетах). Тогда почти весь (или даже весь) вертолет останется целым в случае тяжелой аварии. Но чем больше остается масса планера (а, например, один только главный редуктор вертолета Ми-8 весит почти тонну), тем больше должна быть площадь НК, и, соответственно, больше его масса. Больше должна быть также и масса пороховых ускорителей, а также масса баллонов со сжатым или сжиженным газом или пирогазогенераторов или химических генераторов газа. Таким образом, весовая отдача вертолета уменьшается, значит, ухудшаются его экономические показатели. Если при большей массе планера оставить площадь НК прежней, то увеличится скорость планирования, а, значит, и посадочная скорость, тогда жизни пассажиров и экипажа подвергнутся большей опасности при посадке планера на неровную поверхность (например, на вспаханное поле) или на короткую посадочную площадку. Кроме того, увеличение скорости планирования повлечет за собой увеличение массы пороховых ускорителей. Учитывая, что надувание надувных крыльев производится только в крайних, очень редких аварийных случаях (при которых невозможна или нежелательна авторотация), лучше отстреливать всю двигательную установку вместе с несущим винтом или несущим соосным винтом, хвостовой винт и топливные баки в соответствии с формулой изобретения. То есть отстреливать все, что не нужно для планирующего полета. В некоторых случаях отстрел двигательной установки является единственно возможным шансом на спасение - например, в случае сильного пожара в ней (когда бессильна противопожарная система).

Отстрел хвостового винта. Если вектор тяги хвостового винта направлен от хвостовой балки, то достаточно отстрелить сам хвостовой винт, и он отлетит под действием своего вектора тяги, т.к. будет вращаться по инерции. Однако КПД такого хвостового винта меньше и шумность больше по сравнению с винтом, у которого тяга направлена к хвостовой балке. Если вектор тяги хвостового винта направлен к хвостовой балке, то придется отстреливать не только хвостовой винт, но и его ось. Отстреливать их лучше всего назад. При этом лопасти хвостового винта могут с большой вероятностью удариться о хвостовую балку или о вертикальное хвостовое оперенье. В последнем случае может заклинить руль направления, нужный на этапе планирования. Поэтому заявляемый вертолет одновинтовой схемы нужно проектировать так, чтобы хвостовой винт располагался на хвостовой балке, а не на вертикальном хвостовом оперении. Вертикальное хвостовое оперенье должно располагаться отдельно, например, на горизонтальном хвостовом оперении. Вместе с хвостовым винтом и его осью можно отстреливать назад и часть хвостовой балки, чтобы избежать удара лопастей хвостового винта об эту часть хвостовой балки. Если хвостовой винт заключен в кольцо, то назад отстреливается все кольцо. Отстреливать хвостовой винт нужно одновременно с отстрелом двигательной установки с несущим винтом. Несинхронность отстрела может привести к закрутке планера относительно бывшей оси несущего винта и относительно продольной оси планера, либо к усилению уже возникшей закрутки. В большинстве аварий меньший вред будет при запаздывании отстрела хвостового винта от отстрела работающей двигательной установки с несущим винтом, чем при преждевременном отстреле хвостового винта. Это связано с тем, что при отстреле работающей двигательной установки с несущим винтом сразу же исчезает вращающий момент на хвостовом винте. Хвостовой винт будет продолжать вращаться по инерции, замедляя обороты. При отстреле хвостового винта нужно учитывать гироскопический эффект, который возникнет на этом винте. У вертолета соосной схемы всех этих проблем не возникает.

Недостатки. Весовая отдача вертолета уменьшается из-за необходимости возить с собой надувные крылья, баллоны со сжатым или сжиженным газом или пирогазогенераторы или химические генераторы газа, пиропатроны, пороховые катапульты, пороховые ускорители. В случае повреждения отдельных элементов НК, когда закончится газ в резервном баллоне со сжатым (сжиженным) газом, уменьшатся жесткость НК и его аэродинамическое качество. При повреждении большого количества элементов НК продолжать планирующий полет станет невозможным. При использовании НК по любому из п. 1-8 формулы опасным является повреждение даже одной надувной подушки, особенно расположенной вблизи корпуса вертолета. Отстреленную винтомоторную группу может унести ветром достаточно далеко от места ее отстрела, особенно при ее отстреле на большой высоте. При этом она представляет опасность для людей и строений. Тоже касается и отстреленного хвостового винта вертолета одновинтовой схемы.

Меры для компенсации недостатков. Использование современных пленочных материалов для изготовления НК, современных конструкционных материалов для изготовления баллонов со сжатым (сжиженным) газом, труб, трубок. Необходимо проектировать НК с достаточным количеством несущих элементов (усеченных конусов или цилиндров), не связанных друг с другом пневматически после надувания НК, и закладывать необходимый запас прочности на изгиб с учетом возможного повреждения отдельных элементов, включая надувные подушки. В случае небольшого повреждения одного или нескольких несущих элементов НК давление в них можно поддерживать в течение некоторого времени с помощью резервного баллона со сжатым (сжиженным) газом. Для возможности рассчитать предельное время планирования необходимо устанавливать расходомеры газа. Кардинальным решением вопроса является установка на планере компрессора для подкачки поврежденных надувных крыльев и соответствующего источника энергии для его работы, либо использование сжатого воздуха от компрессора пускового двигателя, но все это увеличивает массу системы спасения. В принципе возможна установка запасных надувных крыльев, при надувании которых поврежденные надувные крылья нужно отстрелить. Но это также увеличивает массу системы спасения. При отстреле винтомоторной группы нужно учитывать направление ветра и высоту отстрела. В случае опасности уноса винтомоторной группы на жилые дома и т.п. перед ее отстрелом нужно установить нулевой угол атаки для предотвращения авторотации, тогда лопасти после остановки их вращения согнутся, и скорость падения винтомоторной группы увеличится. Проблема решается, если после отстрела винтомоторной группы через небольшое время автоматически отстреливать лопасти несущего винта, или сначала отстреливать лопасти, а затем двигательную установку, но при этом увеличивается сложность системы и ее масса.

Преимущества вертолета. Резко уменьшается количество безвыходных ситуаций, при попадании в которые гибель пассажиров и экипажа вертолета или тяжелые травмы неизбежны. Другими словами вероятность погибнуть или сломать позвоночник в результате полета на вертолете резко уменьшается. Вертолет заявляемой конструкции в случае заклинивания главного редуктора, разрушения несущего винта, разрушения хвостового винта, отказа трансмиссии хвостового винта, отказа обоих двигателей, сильного пожара в двигательном отсеке и других тяжелых аварий (в том числе таких, при которых невозможна авторотация, а также, может быть, в случае потери способности экипажем управлять вертолетом) потеряет только двигательную установку, несущий винт или несущий соосный винт, хвостовой винт (при его наличии) и топливные баки. Пассажиры, экипаж, полезный груз и корпус вертолета останутся целы с большой вероятностью. Вероятность положительного итога спасения возрастает с увеличением высоты полета вертолета, на которой произошла авария. Вертолет можно превратить в планер при любой скорости полета (в том числе при нулевой), при любом положении корпуса вертолета относительно горизонта и, что особенно важно, практически на любой высоте (в том числе на малой). В случае аварийной посадки планера вертолета на воду, он не утонет благодаря надутым надувным крыльям. Надувные крылья будут играть роль спасательных надувных плотов. Отстрел топливных баков или аварийный слив топлива из них исключает возможность взрыва топлива или пожара при жесткой посадке планера вертолета (или при посадке на неровную поверхность). После аварии вертолет можно восстановить и продолжить его эксплуатацию. При этом спасается корпус вертолета с дорогостоящим авиационным оборудованием и бортовым радиоэлектронным оборудованием.

Преимущества надувных крыльев. Заявляемые надувные крылья благодаря наличию надувных подушек или/и использованию пакета надувных усеченных конусов или цилиндров обладают повышенным сопротивлением изгибу. При наличии надувных подушек они не могут перегнуться. При использовании эффекта пакета кроме увеличения сопротивления изгибу увеличивается надежность надувных крыльев при повреждении их элементов. При этом надувные крылья не имеют жестких элементов и в сложенном состоянии занимают малый объем. Их можно использовать на вертолетах, самолетах, планерах, сверхлегких летательных аппаратах и на дирижаблях. Они могут входить в состав спасательной системы летательного аппарата или использоваться как постоянно действующие надувные крылья (например, у летающей надувной лодки, у надувного самолета, у надувного планера, у дирижабля гибридной схемы и т.д.).

1. Надувное крыло, содержащее расположенные в один слой параллельно друг другу надувные цилиндры разного диаметра и покрывающую их пленку, отличающееся тем, что вдоль всего надувного крыла или только возле корпуса летательного аппарата не менее чем на одну треть от длины надувного крыла сверху к надувным цилиндрам приварены или приклеены поперечные им надувные подушки, каждая из которых по форме похожа на банан, но задняя часть надувной подушки сплюснута, т.е. имеет уменьшающуюся к задней кромке надувного крыла высоту и постоянную ширину и имеет на конце острый край, передняя часть надувной подушки имеет уменьшающуюся к передней кромке надувного крыла высоту и постоянную ширину и имеет на конце округление, постоянная ширина надувной подушки обеспечивается внутренними пленочными переборками, параллельными ее боковым поверхностям, или вертикальными нитями, связывающими верхнюю и нижнюю поверхности надувной подушки, количество внутренних переборок или вертикальных нитей увеличивается к задней и к передней частям надувной подушки, а в центральной ее части внутренние переборки или вертикальные нити отсутствуют, надувные подушки приварены или приклеены друг к другу своими боковыми частями, снизу к надувным цилиндрам вдоль всего надувного крыла приварена или приклеена покрывающая пленка, задняя кромка надувного крыла там, где надувные цилиндры покрыты сверху надувными подушками, образована острыми задними краями надувных подушек и приваренной или приклеенной снизу к задним концам надувных подушек покрывающей пленкой, передняя кромка надувного крыла там, где надувные цилиндры покрыты сверху надувными подушками, образована округлыми передними концами надувных подушек и приваренной или приклеенной снизу к передним концам надувных подушек покрывающей пленкой.

2. Надувное крыло по п. 1, отличающееся тем, что и задняя, и передняя части надувных подушек сплюснуты и имеют острые края, при этом передняя кромка надувного крыла там, где надувные цилиндры покрыты сверху надувными подушками, образована передним надувным цилиндром, приваренными или приклеенными к нему сверху передними острыми частями надувных подушек, и приваренной или приклеенной к нему снизу покрывающей пленкой.

3. Надувное крыло по п. 1, отличающееся тем, что надувные цилиндры заменены надувными усеченными конусами с широкими основаниями у корпуса летательного аппарата, надувные подушки выполнены с уменьшающимися длиной и высотой в соответствии с сужением надувного крыла в сторону от корпуса летательного аппарата.

4. Надувное крыло по п. 2, отличающееся тем, что надувные цилиндры заменены надувными усеченными конусами с широкими основаниями у корпуса летательного аппарата, надувные подушки выполнены с уменьшающимися длиной и высотой в соответствии с сужением надувного крыла в сторону от корпуса летательного аппарата.

5. Надувное крыло по п. 1, отличающееся тем, что надувные цилиндры расположены в два слоя, причем надувные цилиндры верхнего слоя приварены или приклеены к надувным цилиндрам нижнего слоя.

6. Надувное крыло по п. 2, отличающееся тем, что надувные цилиндры расположены в два слоя, причем надувные цилиндры верхнего слоя приварены или приклеены к надувным цилиндрам нижнего слоя.

7. Надувное крыло по п. 3, отличающееся тем, что надувные усеченные конусы расположены в два слоя, причем надувные усеченные конусы верхнего слоя приварены или приклеены к надувным усеченным конусам нижнего слоя.

8. Надувное крыло по п. 4, отличающееся тем, что надувные усеченные конусы расположены в два слоя, причем надувные усеченные конусы верхнего слоя приварены или приклеены к надувным усеченным конусам нижнего слоя.

9. Надувное крыло, содержащее расположенные в один слой надувные цилиндры разного диаметра или надувные усеченные конусы с широкими основаниями у корпуса летательного аппарата и покрывающую их пленку, отличающееся тем, что упомянутые цилиндры или конусы расположены в два слоя, причем надувные цилиндры или конусы верхнего слоя приварены или приклеены к надувным цилиндрам или конусам нижнего слоя.

10. Вертолет одновинтовой или соосной схемы, содержащий корпус, вертикальное и горизонтальное хвостовое оперенье с рулями направления и высоты, двигательную установку, несущий винт или несущий соосный винт, хвостовой винт для вертолета одновинтовой схемы, топливные баки, колесное шасси с тормозами, отличающийся тем, что содержит свернутые в рулоны или гармошкой надувные крылья по любому из пп. 1-9, расположенные в выемках корпуса по его бокам и закрытые крышками, баллоны со сжатым или/и сжиженным газом, или/и пирогазогенераторы или/и химические генераторы газа для надува надувных крыльев, пиропатроны, или/и пороховые катапульты для отстрела двигательной установки вместе с несущим винтом или несущим соосным винтом, пиропатроны для отстрела хвостового винта у вертолета одновинтовой схемы, пиропатроны для отстрела топливных баков, а также устройства для слива топлива из топливных баков, расположенные в хвосте вертолета пороховые ускорители с изменяемым вектором тяги и тормозной парашют.

11. Вертолет по п. 10, отличающийся тем, что дополнительно содержит систему дистанционного управления системой раскрытия надувных крыльев, пиропатронами, пороховыми катапультами, пороховыми ускорителями, хвостовым опереньем вертолета, устройствами для слива топлива из топливных баков, тормозным парашютом и тормозами шасси с земли или с борта другого летательного аппарата.

12. Способ превращения вертолета в планер в аварийных ситуациях, заключающийся в том, что на вертолете по п. 10 или 11 из баллона(ов) со сжатым или/и сжиженным газом или/и из пирогазогенератора(ов), или/и из химического(их) генератора(ов) газа надувают надувные крылья по любому из пп. 1-9, после чего с помощью пиропатронов или/и пороховых катапульт отстреливают всю двигательную установку вместе с несущим винтом или несущим соосным винтом, а также хвостовой винт у вертолета одновинтовой схемы, и одновременно или позднее, по решению летчика или внешнего оператора, с помощью пиропатронов отстреливают топливные баки или начинают сливать из них топливо; вертолет по п. 10 или 11, таким образом, превращают в планер с надувными крыльями, которым управляют с помощью горизонтального и вертикального хвостового оперенья вертолета, и на котором спасают и экипаж, и пассажиров, и полезный груз, и фюзеляж вертолета; если превращение вертолета в планер производят на малой или на нулевой скорости, то для разгона планера до скорости планирования, а также для расхождения планера с отстреленной винтомоторной группой включают пороховые ускорители; при этом возможное вращение планера относительно оси, бывшей до отстрела винтомоторной группы осью несущего винта или несущего соосного винта, останавливают, изменяя направление вектора тяги пороховых ускорителей, после чего возвращают направление вектора тяги пороховых ускорителей в первоначальное положение и разгоняют планер до скорости планирования.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам для защиты движущегося транспортного средства от пожара в случаях возгорания энергоносителя в топливном баке. Технический результат заключается в повышении надежности упомянутой защиты.

Вертолет // 2698141
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет содержит систему аварийной посадки, фюзеляж, несущий винт на валу, соединенном через редуктор с газотурбинным двигателем.

Изобретение относится к способу устранения особой ситуации при разгерметизации кабины самолета. Для устранения особой ситуации измеряют скорость изменения давления воздуха и абсолютное давление в герметической кабине и проверяют измеренные значения на соответствие определенному условию.

Группа изобретений относится к системе генерирования энергии для самолета. Система содержит устройство для генерирования энергии.

Изобретение относится к области сверхлегкой авиации, а именно к летательным аппаратам (ЛА) вертикального взлета и посадки («летающим мотоциклам»). Техническим результатом изобретения является: обеспечение безопасности полета квадрокоптера путем стабилизации полета квадрокоптера по горизонтали при возникновении аварийной (нештатной) ситуации.

Изобретение относится к способу контроля воздушной подушки под летательным аппаратом. Для контроля воздушной подушки на борту летательного аппарата устанавливают лазерный излучатель, направляют лазерный луч под углом к вертикали в сторону поверхности земли, регистрируют угол прихода отраженного от поверхности земли луча, по изменению угла прихода отраженного луча определяют изменения плотности воздушной среды под летательным аппаратом.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам спасения экипажей летательных аппаратов. Способ спасения экипажа легкого вертолета заключается в том, что систему спасения крепят снизу вертолета, выводят парашют назад, в противоположном направлении движению вертолета, и в сторону для исключения вероятности его попадания в несущий и рулевой винты.

Изобретение относится к аварийной радиомаяковой системе, предназначенной для установки на летательных аппаратах. Техническим результатом является расширение арсенала технических средств.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам спасения экипажей и пассажиров при аварии авиационной техники. Способ спасения экипажа и пассажиров при аварии вертолета в полете на малых высотах включает в себя такие операции как свободное падение вертолета, ввод амортизационного устройства, спуск на амортизационном устройстве, приземление.

Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано при приводнении и приземлении при катапультировании из летательного аппарата. Устройство спасения летчика при катапультировании из летательного аппарата содержит парашют со спасательной лодкой.

Группа изобретений относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха с мягким крылом. Первый вариант.

Изобретение относится к спортивной авиации, в частности к производству парапланов и кайтов. Крыло из гибкого материала содержит оболочку с аэродинамическим профилем, поддерживаемую нервюрами и надуваемую встречным потоком воздуха через воздухозаборники с клапанами, и стропы.

Изобретение относится к области аэродинамики и гидродинамики и может найти применение для улучшения обтекания поверхности летательных аппаратов, автомобилей, кораблей, лопастей ротора ветроэнергетической установки, а также для управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности, например летательного аппарата.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для спасения самолетов, вертолетов и других летающих объектов. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к надувным крыльям с мягкой обшивкой. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям преобразуемых винтокрылых летательных аппаратов. Беспилотный реактивный самолет-вертолет (БРСВ) имеет двигатели силовой установки (СУ), передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущие винты, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат состоит из двигателя, толкающих подъемных винтов, системы привода винтов, системы управления, салона и корпуса, источника крутящего момента и агрегатов, передающих крутящий момент от источника крутящего момента на толкающие подъемные винты.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам борьбы с подводными лодками. Палубный авиационный беспилотный противолодочный комплекс содержит беспилотный самолет-вертолет (БСВ), имеющий фюзеляж, крыло, силовую установку с турбореактивным двигателем, систему управления, обеспечивающую автономное и дистанционное управление с корабля-носителя, источник питания, отделяемую авиационную противолодочную ракету.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям комбинированных вертолетов. Летательный аппарат, выполненный в виде комбинированного вертолета, имеет фюзеляж (1) летательного аппарата, расположенный на фюзеляже (1) летательного аппарата несущий винт (2) и расположенные сбоку от фюзеляжа (1) летательного аппарата циклоидные тянущие винты (3, 3') с внешней торцевой поверхностью.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов (БЛА). Модульная конструкция БЛА ВВП включает силовой элемент несущей балки 2, жестко размещенный внутри корпуса фюзеляжа (1), крыло (6), силовую установку (5), аккумуляторную батарею (16).

Изобретения относятся к области авиации. Надувное крыло состоит из двух слоев. Нижний слой состоит из надувных усеченных конусов или цилиндров, покрытых снизу пленкой. Верхний слой состоит из поперечных им надувных подушек, каждая из которых имеет форму банана со сплюснутыми концами. Вертолет одновинтовой или соосной схемы содержит свернутые в рулон надувные крылья, баллоны со сжатым газом или пирогазогенераторы для их надува, пиропатроны, пороховые ускорители. Способ превращения вертолета в планер в аварийных ситуациях заключается в том, что надувают газом надувные крылья, отстреливают двигательную установку вместе с несущим винтом и топливные баки, а затем включают пороховые ускорители. Разгоняют планер до скорости планирования. Группа изобретений направлена на повышение безопасности полета. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 16 ил.

Наверх