RU203281U1 - Двухприводной орнитоптер с комбинированными крыльями пропеллерного типа - Google Patents

Abstract

Полезная модель Двухприводной орнитоптер с комбинированными крыльями пропеллерного типа относится к области летательных аппаратов с машущими крыльями пропеллерного типа (ЛАМК).Технической задачей, на которую направлено заявленная полезная модель, является увеличение профильного сопротивления комбинированного крыла, а также уменьшение его профильного бокового сопротивления в режиме первой половины маха крыла, что приведет к увеличению КПД крыла в режиме маха.Техническое решение данной проблемы направлено на устранение указанных недостатков и достигается за счет за счет увеличения изменения конфигурации лонжеронов крыла маха и крыла взмаха, дополнительной установки на передних лонжеронах аэродинамических панелей с выходом их внешнего края за оконечную часть передних лонжеронов крыла маха и крыла взмаха, в результате чего улучшился аэродинамический профиль крыла в период его полного раскрытия (подобно крылу птицы) и появления положительного вектора тяги Рхот выступающей внешней поверхности аэродинамической панели крыла маха и крыла взмаха в период вращения крыла вокруг его оси и направленного в сторону поступательного движения орнитоптера, что способствует дополнительному увеличению величины общего вектора тяги крыла маха, а также за счет применения в схеме орнитоптера двух раздельных приводов, расположенных по ИКС-образной схеме и с раздельными силовыми установками.Техническим результатом является создание двухприводного орнитоптера с комбинированными крыльями пропеллерного типа с целью увеличения КПД крыла и с целью уменьшения "фронтального" сопротивления крыла в секторе окружности первой половины маха крыла при поступательном перемещении орнитоптера и за счет бокового расположения крыла его боковой стороной к линии полета.Увеличение профильного сопротивления комбинированного крыла происходит за счет изменения конфигурации лонжеронов крыла маха и крыла взмаха, позволивших получить больший угол раскрытия крыла маха к концу первой половины маха крыла, т.е. с целью получения большей проекционной площади крыла, а также расположением крыла ориентированного своей боковой стороной к линии полета аппарата с целью уменьшения его профильного бокового сопротивления в режиме первой половины маха крыла и с возможностью дополнительной установки на передний (прямолинейный) лонжерон крыла маха и крыла взмаха аэродинамической панели с выходом ее внешней части (панели) за пределы переднего лонжерона как и выполняющая роль лопасти "винта" при вращении крыла, так и придания крылу маха при полном его раскрытии правильный аэродинамический профиль подобно аэродинамическому профилю крыла птицы в полете, т.е. в конце первой половине маха крыла в то же время дополнением к этому является перемещение биссектрисной Б-Б части площади крыла маха во время изменения вогнутости рабочей поверхности крыла от большего значения вогнутости, сформированной в середине режима взмаха до меньшего значения вогнутости, сформированной в середине режима маха, где данное изменение произошло с направлением в сторону поступательного движения крыла маха, что способствует дополнительному увеличению окружной скорости крыла, а значит и профильного сопротивления крыла, тем самым увеличивая значение КПД крыла в первой половине режима маха, при этом с целью обеспечения большей безопасности орнитоптера в процессе его полета и благополучного его завершения на случай отказа двигателя одного из приводов в схеме данного аппарата предусмотрено установка в нем двух отдельных приводов со своей отдельной силовой установкой (двигателем) и расположены относительно друг друга по ИКС-образной схеме, где на внешних концах которых через П-образные рамы прикреплены крылья пропеллерного типа, но с обязательным расположением центра тяжести (ц.т.) орнитоптера в точке пересечения двух линий, соединяющей между собой центры давления первой линии (ц.д.1) переднего крыла первого привода с центром давления (ц.д.2) заднего крыла первого привода и второй линии, соединяющей между собой центр давления (ц.д.3) переднего крыла второго привода с центром давления (ц.д.4) заднего крыла этого привода, также дополнением к увеличению КПД крыла маха является применение в его рабочей поверхности облегченных ленточных фиксаторов промежуточных звеньев (спиц) и парусины крыла, способствующих образованию конусных каналов открытого типа с меньшей их и нерационностью в период изменения проекционной площади крыла маха.Происходит уменьшение бокового профильного сопротивления крыла в первой половине маха крыла по сравнению с фронтальным профильным сопротивлением крыла в период его поступательного движения (полета), при этом увеличивается угол раскрытия крыла маха к концу первой половины маха от 56°до 70°за счет увеличения изменения конфигурации лонжеронов крыла

Description

Двухприводной орнитоптер с комбинированными крыльями пропеллерного типа относится к области летательных аппаратов с машущими крыльями пропеллерного типа (ЛАМК).

Во все времена человека привлекал полет птиц и насекомых, а более точно, его внимание привлекало устройство и работа крыла, которое по эффективности в несколько раз превышали эффективность крыла "железных" птиц, а это означало, что тайна высокой эффективности крыльев птиц и насекомых по-прежнему оставалась сокрытой от глаз человека.

Выдающиеся ученые и исследователи: Н.Е. Жуковский, Н.К. Тихонравов, Г.С. Шестакова, Г.Н. Виноградов и В.П. Киселев (МАИ), а также А.К. Бродский (Санкт-Петербург Г.У.), немецкий исследователь Е. Хольст и др. работали над этой темой.

Мной также проводились исследования в этой области. На основании полученных результатов были получены патенты: патент на изобретение РФ № 2583426 "Управляемое крыло пропеллерного типа", патент на полезную модель РФ № 177244 №Управляемое крыло пропеллерного типа для многокрылого летательного аппарата" и патент на полезную модель РФ №184318 "Крыло пропеллерного типа с многозвенными лонжеронами веерной схемы".

Аналогом нашего патентного решения является КРЫЛО ПРОПЕЛЛЕРНОГО ТИПА С МНОГОЗВЕННЫМИ ЛОНЖЕРОНАМИ ВЕЕРНОЙ СХЕМЫ (патент на полезную модель № 184318 от 09.08.2018, опубл. 22.10.2018). Крыло пропеллерного типа с многозвенными лонжеронами веерной схемы для летательных аппаратов с машущими крыльями пропеллерного типа, имеющее Г-образную ось, на каждой стороне которой расположено по одной цилиндрической втулке, к внутренним концам которых жестко прикреплены колеса с коническим зубом, находящиеся в зубчатом зацеплении друг с другом, рядом с которыми расположены и жестко прикреплены внутренние концы левых фигурных лонжеронов крыла маха и взмаха - к боковым противоположным сторонам под прямым углом к левой втулке, а внутренние правые концы правых фигурных лонжеронов крыла маха и взмаха - к боковым противоположным сторонам под прямым углом к правой втулке, между внешними концами которых прикреплена эластичная парусиновая поверхность, тем самым образуя крыло маха и крыло взмаха, отличающееся тем, что на каждом фигурном лонжероне крыла маха и крыла взмаха расположены по три втулки (первая, вторая и третья), где первая и вторая втулки жестко соединены промежуточным звеном, вторая и третья втулки жестко соединены горизонтальной полкой лонжеронного звена первого ряда, при этом демпфирующая пружина одним своим концом крепится к первой втулке, а другим своим концом крепится к фигурному лонжерону, в то же время, к этой же втулке, к ее боковой стороне, обращенной к биссектрисной оси в вертикальном положении, жестко прикреплена рама-ось, на внешней стороне которой расположены поочередно по вертикали оси втулки лонжеронных звеньев с их стержнями (от второго до пятого ряда), при этом, к внешнему концу лонжерона пятого ряда в продолжение его, жестко прикреплен силовой стержень, к внешнему концу которого своей боковой поверхностью в вертикальном положении, жестко прикреплена втулка с расположенной в ней вертикальной осью; дополнительно, к каждому внешнему концу лонжеронного звена с углом наклона 50-60° в сторону движения крыла, жестко прикреплен «козырек» лонжеронного типа с профильным сечением, как и лонжеронного звена в виде Г-образной формы с его горизонтальной и вертикальной полками, первая из которых в лонжеронном звене используется для крепления к ней эластичного ленточного фиксатора лонжеронных звеньев для обеспечения между собой расчетного интервала и синхронного расхождения в режиме маха крыла и для крепления рабочей поверхности эластичного парусинового полотна, а вертикальные полки являются боковой стенкой конусообразного канала крыла, так как расположение горизонтальных полок соответствует их втулкам, расположенным по вертикали на раме-оси, где горизонтальная полка лонжеронного звена пятого ряда относится к верхней втулке и находится выше горизонтальной полки лонжеронного звена четвертого ряда и так далее до лонжеронного звена первого ряда.

Прототипом нашего патентного решения является УПРАВЛЯЕМОЕ КРЫЛО ПРОПЕЛЛЕРНОГО ТИПА ДЛЯ МНОГОКРЫЛОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (патенте на полезную модель РФ № 177244 от 24.07.2017, опубликовано 14.02.2018), в котором изложена схема трехрежимного механизма. Управляемое крыло пропеллерного типа для многокрылого летательного аппарата, имеющее корпус, двигатель, левое и правое крыло с механизмом управления, каждое из которых состоит из двух фигурных лонжеронов, зеркально расположенных друг относительно друга, отличающееся тем, что нет общей рамы, при этом имеется одна общая Г-образная ось, а на каждом плече оси расположены внешние и внутренние втулки, для синхронного вращения каждой втулки установлены по одному коническому зубчатому колесу, которые имеют механический контакт между собой, при этом на противоположном конце удлиненной втулки жестко закреплено ведомое зубчатое колесо, при этом правое боковое звено П-образной рамы жестко прикреплено при помощи второй внешней втулки и винта-фиксатора к Г-образной оси, а левое звено П-образной рамы имеет концевую втулку - первая внешняя втулка, внутри которой свободно вращается удлиненная втулка Г-образной оси, притом на определенном удалении от данного конического зубчатого колеса к внешним сторонам внешней и внутренней втулок перпендикулярно к их боковым поверхностям жестко прикреплены по одному фигурному лонжерону, а на другой стороне этой удлиненной втулки жестко закреплено ведомое зубчатое колесо, расположенное между двумя втулками, а вышеизложенные боковые звенья жестко соединены поперечным звеном, к внешней боковой части которого жестко прикреплен рычаг П-образной рамы, внутри серединных втулок свободно расположен ведущий вал крыла, с расположенным на нем жестко прикрепленным ведущим зубчатым колесом, расположенным на одной продольной оси с ведомым зубчатым колесом и имеющим с ним механический контакт, причем ведущий вал имеет свободное вращение, а его коническое зубчатое колесо жестко прикреплено к данному валу между базовыми втулками и передающей свое вращение ведущему валу от горизонтального конического зубчатого колеса, где для углового изменения П-образной рамы совместно с Г-образной осью применен гидроцилиндр с выдвижным штоком, а также с золотниковым переключателем с ручкой управления и промежуточной тягой, которая одним концом шарнирно соединена с втулкой штока, а другим с втулкой рычага.

Недостатком данного прототипа является, то что при перемещении крыла маха в секторе окружности 270°-360°-90° его возникшее профильное сопротивление крыла (Q_ye) способствует уменьшению (торможению) поступательному движению аппарата в полёте, при этом рабочая поверхность купола крыла не имеет конусообразных каналов расположенных по веерной схеме, в режиме маха крыла, а значит имеет уменьшенное профильное сопротивление у крыла в режиме маха крыла, а также максимальный угол раскрытия рабочей поверхности крыла ограничен углом равным 56 ± 1, ограничивая тем самым проекционную площадь крыла в режиме маха крыла и его максимальное значение профильного сопротивления. Кроме того отсутствие переднего прямолинейного лонжерона в крыле маха и крыле взмаха не способствует раскрытию купола крыла в режиме взмаха более 56°±1° градусов и отсутствие заднего фигурного лонжерона с углом отклонения внешнего звена от внутреннего звена на угол более 14° ± 0,5° градусов также способствует уменьшению проекционной площади крыла в режиме маха, что ограничивает возможность изменения угла Г-образной оси крыла на угол более 28°±0,5°. Следующим недостатком является отсутствие аэродинамической панели в схеме крыла маха и крыла взмаха, а значит отсутствует и возможность получения улучшенного профиля крыла (подобного профилю крыла птицы) и использования его в широком диапазоне скоростей полета, а также невозможность получения положительного вектора тяги Р_х от внешней законцовки (лопасти) аэродинамической панели крыла маха и крыла взмаха во время их вращения вокруг оси крыла и отсутствие возможности расположения Г-образной от крыла вдоль линии поступательного движения аппарата, с целью уменьшения фронтального сопротивления крыла в первой половине маха крыла, а так же отсутствие при использовании в общей схеме аппарата двух независимых друг от друга привода и расположенных между собой по ИКС-образной схеме, что не способствует увеличению безопасного благополучного завершения полета в случае отказа одного из двух приводов.

Технической задачей, на которую направлено заявленное патентное решение, является увеличение профильного сопротивления комбинированного крыла, а также уменьшение его профильного бокового сопротивления в режиме первой половины маха крыла, что приведет к увеличению КПД крыла в режиме маха.

Техническое решение данной проблемы направлено на устранение указанных недостатков и достигается за счет за счет увеличения изменения конфигурации лонжеронов крыла маха и крыла взмаха, дополнительной установки на передних лонжеронах аэродинамических панелей с выходом их внешнего края за оконечную часть передних лонжеронов крыла маха и крыла взмаха, в результате чего улучшился аэродинамический профиль крыла в период его полного раскрытия (подобно крылу птицы) и появления положительного вектора тяги Р_х от выступающей внешней поверхности аэродинамической панели крыла маха и крыла взмаха в период вращения крыла вокруг его оси и направленного в сторону поступательного движения орнитоптера, что способствует дополнительному увеличению величины общего вектора тяги крыла маха, а так же за счет применения в схеме орнитоптера двух раздельных приводов, расположенных по ИКС-образной схеме и с раздельными силовыми установками.

Техническим результатом является создание двухприводного орнитоптера с комбинированными крыльями пропеллерного типа с целью увеличения КПД крыла и с целью уменьшения "фронтального" сопротивления крыла в секторе окружности первой половины маха крыла при поступательном перемещении орнитоптера и за счет бокового расположения крыла его боковой стороной к линии полета.

Увеличение профильного сопротивления комбинированного крыла происходит за счет изменения конфигурации лонжеронов крыла маха и крыла взмаха позволивших получить больший угол раскрытия крыла маха к концу первой половины маха крыла, т.е. с целью получения большей проекционной площади крыла, а также расположением крыла ориентированного своей боковой стороной к линии полета аппарата с целью уменьшения его профильного бокового сопротивления в режиме первой половины маха крыла и с возможностью дополнительной установки на передний (прямолинейный) лонжерон крыла маха и крыла взмаха аэродинамической панели с выходом ее внешней части (панели) за пределы переднего лонжерона, как и выполняющая роль лопасти "винта" при вращении крыла, так и придания крылу маха при полном его раскрытии правильный аэродинамический профиль подобно аэродинамическому профилю крыла птицы в полете, т.е. в конце первой половине маха крыла в то же время дополнением к этому является перемещение биссектрисной Б-Б части площади крыла маха во время изменения вогнутости рабочей поверхности крыла от большего значения вогнутости сформированной в середине режима взмаха до меньшего значения вогнутости, сформированной в середине режима маха, где данное изменение произошло с направлением в сторону поступательного движения крыла маха, что способствует дополнительному увеличению окружной скорости крыла, а значит и профильного сопротивления крыла, тем самым увеличивая значение КПД крыла в первой половине режима маха, при этом с целью обеспечения большей безопасности орнитоптера в процессе его полета и благополучного его завершения на случай отказа двигателя одного из приводов в схеме данного аппарата предусмотрено установка в нем двух отдельных приводов со своей отдельной силовой установкой (двигателем) и расположены относительно друг друга по ИКС-образной схеме, где на внешних концах которых через П - образные рамы прикреплены крылья пропеллерного типа, но с обязательным расположением центра тяжести (ц.т.) орнитоптера в точке пересечения двух линий, соединяющей между собой центры давления первой линии (ц.д.₁) переднего крыла первого привода с центром давления (ц.д.₂) заднего крыла первого привода и второй линии, соединяющая между собой центр давления (ц.д.₃) переднего крыла второго привода с центром давления (ц.д.₄) заднего крыла этого привода, также дополнением к увеличению КПД крыла маха является применение в его рабочей поверхности облегченных ленточных фиксаторов промежуточных звеньев (спиц) и парусины крыла, способствующих образованию конусных каналов открытого типа с меньшей их и нерационностью в период изменения проекционной площади крыла маха.

Происходит уменьшение бокового профильного сопротивления крыла в первой половине маха крыла по сравнению с фронтальным профильным сопротивлением крыла в период его поступательного движения (полета), при этом увеличивается угол раскрытия крыла маха к концу первой половины маха от 56°до 70° за счет увеличения изменения конфигурации лонжеронов крыла маха и крыла взмаха дополнительной установки на передних лонжеронах аэродинамических панелей с выходом их внешнего края за оконечную часть передних лонжеронов крыла маха и крыла взмаха. В этого улучшается аэродинамический профиль крыла в период его полного раскрытия (подобно крылу птицы) и появления положительного вектора тяги Р_х от выступающей внешней поверхности аэродинамической панели крыла маха и крыла взмаха в период вращения крыла вокруг его оси и направленного в сторону поступательного движения орнитоптера, что способствует дополнительному увеличению величины общего вектора тяги крыла маха, а применение в схеме орнитоптера двух раздельных приводов, расположенных по ИКС-образной схеме и с раздельными силовыми установками, а также наличие у них трехрежимных механизмов способствует безопасному завершению полета на случай отказа одной силовой установки одного из двух приводов, а также получения дополнительного профильного сопротивления крыла маха в момент перемещения биссектрисной Б-Б части поверхности крыла от середины взмаха крыла (где присутствует большая вогнутость поверхности крыла) до середины маха крыла (где присутствует минимальная вогнутость поверхности крыла), движущейся в направлении движения крыла (т.е. против "набегающего" окружного потока воздуха).

Все вышеперечисленное приводит к созданию двухприводного орнитоптера с комбинированными крыльями пропеллерного типа с целью увеличения КПД крыла и с целью уменьшения "фронтального" сопротивления крыла в секторе окружности первой половины маха крыла при поступательном перемещении аппарата (орнитоптера) и за счет бокового расположения крыла его боковой стороной к линии полета, т.е. Г-образная ось крыла расположена вдоль линии поступательного движения орнитоптера, а для большей безопасности полета аппарата в схеме его предусмотрено установка двух независимых приводов с отдельными силовыми устройствами и расположенными относительно друг друга по ИКС-образной схеме, где центр тяжести (ЦТ) аппарата должен находиться в точке пересечения линии первого привода, соединяющей центр давления переднего крыла (Ц.Д₁) с центром давления заднего крыла (Ц.Д₂) и линии второго привода, соединяющей центр давления переднего крыла (Ц.Д₃) с центром давления заднего крыла (Ц.Д₄), а также установка в каждом приводе отдельного трехрежимного механизма.

Полезная модель поясняется чертежами:

На Фиг.1 изображена общая схема орнитоптера с двумя приводами 1 и 98 и механизмами обеспечивающие их работу.

На Фиг.2 (как пример) изображена скелетная схема переднего крыла 2 привода 1.

На Фиг. 3 изображена скелетная схема задних фигурных лонжеронов с П- образной рамой крыла 2.

На Фиг. 4 изображено крыло 2 в поперечном разрезе А-А.

На Фиг. 5 изображена общая скелетная схема крыла 2 с его промежуточными звеньями (спицами) на крыле маха 96 и крыле взмаха 97 и местом расположения биссектрисы Б-Б на крыле маха и изображен общий вид его П-образной рамы с её рычагом.

На Фиг. 6 изображен рабочий вид крыла маха 96 со скелетной схемой П-образной рамы с ее рычагом.

На Фиг. 7 изображена общая схема привода 1.

На Фиг. 8 изображена общая схема привода 98.

На Фиг. 9 изображены позиции звеньев трехрежимного механизма:

а) режим, когда угловое вращение крыла маха по всей окружности одинаковы, т.е. W₁ = W₂ = W₃ = W₄.

б) режим, когда угловое вращение крыла маха в первой половине маха происходит с ускорением, т.е. (W₁ + ΔW); W₂; (W₃ + ∆W); W₄;

в) режим, когда крыло маха занимает положение вдоль оси X₁ - X₁ орнитоптера вокруг трех осей (У-У); (Х₁ - Х₁) и (Z - Z).

На Фиг. 10а) изображены плечи L₁ и L₂ относительно ЦТ в пропорции площадей крыла Sкp₁, ₃ и Sкp_2-4.

На Фиг. 10б), 10в), 10г), 10д) показано управление «рулями» орнитоптера методом «приседания» относительно поперечной оси (Z - Z), т.е. по углу тангажа.

На фиг. 10е) показано управление «рулями» орнитоптера относительно вертикальной оси (У-У), т.е. по путевому углу.

На Фиг. 11 изображена последовательность управления орнитоптером относительно поперечной оси (Z - Z ).

На Фиг. 12 изображена нумерационная карта конструктивных элементов в общей схеме орнитоптера.

На Фиг. 13 Основной вид двухслойного комбинированного крыла маха.

На Фиг. 14 изображено двухслойное комбинированное крыло маха в разрезе Б-Б.

Двухприводной орнитоптер с комбинированными крыльями пропеллерного типа ИКС-образной схемы имеет два независимых друг от друга привода (первый 1 и второй 98) фиг.1, фиг.7 , фиг.8 и фиг. 12 данного орнитоптера (аппарата) и расположенные между собой по ИКС-образной схеме, которая повышает безопасное завершение полета в случае неисправности одного из приводов (отказ двигателя).

Целью ИКС-образной схемы является привязки центра тяжести аппарата (Ц.Т.) к точке 162 пересечения между собой двух линий (условных) Ц.Д. у-у, Фиг. 10а), б), соединяющей между собой центр давления переднего комбинированного крыла 2 (Ц.Д₁) с центром давления заднего комбинированного крыла 4 (Ц. Д₂) первого привода 1, а также центр давления переднего комбинированного крыла 99 (Ц.Д₃) с центром давления заднего комбинированного крыла 113 (Ц.Д₄) второго привода 98 Фиг. 10 а), б), а также из-за разности длины заднего плеча (более длинного) L₂ первого 1 и второго привода 98 по отношению к переднему плечу L₁ (более короткому) этих приводов относительно точки пересечения 162, Ц.Д. исх, Фиг. 10 а), б) их линий соединяющие центры давления Ц.Д₁ с Ц.Д₂ и Ц.Д₃ с Ц.Д₄ с целью уравнения моментов М пик = М коб, Фиг. 10 а), где площадь крыла передних крыльев должна быть большей величины площади крыла задних крыльев, при этом разница плеч привода, где заднее плечо имеет большую длину L₂, чем длина переднего плеча L₁ и это обусловлено необходимостью разнесения в стороны вдоль оси Z ₃ - Z ₃ задних крыльев аппарата относительно его продольной оси Х₁ - Х₁ на большее расстояние и выше на величину Н₁, Фиг1, Фиг. 10, чем передние крылья вдоль оси Z ₁ - Z ₁ из-за исключения попадания заднего крыла маха 92 и 138 в спутную струю идущей в горизонтальном полете от переднего вращающегося крыла маха, 96 и 109;

Орнитоптер имеет не фронтальное, а боковое расположение крыла, т.е. ось 12, 100 и 120, 169, которая направлена вдоль линии поступательного полета аппарата, целью которого является уменьшение его бокового профильного сопротивления в режиме маха крыла, подобно крылу летящей птицы, при этом передний лонжерон крыла маха 16, и взмаха 18 выполнены прямыми и расположены перпендикулярно к линии поступательного движения аппарата Фиг. 2, а задний фигурный лонжерон крыла маха 24 отклонен в заднем направлении от лонжерона 16 на угол (α₁ + α₂) равный 70° ± 1° в середине крыла маха, где достигнуто максимальное раскрытие крыла маха 96, Фиг. 6 с минимальной вогнутостью серединной поверхностью крыла, при этом в то же время крыло взмаха 97 достигает величину минимального раскрытия крыла взмаха, равное углу α₃ с величиной 0° + 1° и при котором достигается максимальная вогнутость серединной поверхности крыла в середине взмаха, при этом боковая поверхность (пузырь) достигает максимальную величину боковой поверхности, увеличивая тем самым профильное боковое сопротивление крыла в полете. С целью увеличения жесткости крыла и улучшения его аэродинамической характеристики (подобно крылу птицы в полете) к внешней кромке переднего лонжерона жестко прикрепляется аэродинамическая панель 17 , крыла маха 16 , и 19, крыла взмаха 97, внешние концы которых выступают за внешние концы лонжеронов маха 16 и лонжерона взмаха 18, которые выполняют роль лопасти винта, создающие положительный вектор тяги Р_х по всему периметру окружности во время вращения крыла маха и крыла взмаха вокруг своей оси 12 Фиг. 6, причем положительный вектор тяги Р_х крыла взмаха уменьшает собой величину отрицательного вектора профильного сопротивления идущего от боковой поверхности (пузыря) крыла взмаха в полете.

С целью увеличения жесткости внешнего звена фигурного заднего лонжерона крыла маха 24 и крыла взмаха 26 между их внешними концами и их втулкой 20 закрепляется расчалка крыла маха 27 и крыла взмаха 28, Фиг.2. Известно, что при движении крыла маха (взмаха) по линии окружности происходит изменение проекционной рабочей площади поверхности крыла, а вместе с ней происходит и изменение вогнутости поверхности крыла, особенно в районе биссектрисной Б-Б части крыла Фиг. 6, которая свое максимальное значение имеет в середине взмаха крыла, а минимальное значение имеет в середине маха крыла, причем при этом переходе биссектрисной Б-Б части крыла от максимальной вогнутости к минимальной вогнутости она движется против набегающего на нее окружного потока воздуха, тем самым увеличивая результирующую величину скорости окружного набегающего воздушного потока, что способствует дополнительному увеличению профильного сопротивления крыла маха, при этом обратная картина наблюдается у крыла маха во второй его половине маха, т.е. происходит дополнительное уменьшение уменьшающегося профильного сопротивления крыла маха, что способствует частично увеличению к.п.д. крыла маха в этой половине маха.

Для формирования на рабочей поверхности конусообразных углубленных каналов открытого типа и расположенных между собой по веерной схеме поверхности крыла, крыло снабжено внешними ленточными фиксаторами 40 и 42, концы которого прикреплены к внешним концам переднего 16 и заднего лонжерона 24 крыла маха и крыла взмаха 18 и 26, а внутренний ленточный фиксатор 41 и 43 своими концами прикреплен к корневой части этих лонжеронов 16, 24 и 18, 26, к которым на одинаковом расчетном расстоянии вдоль всей длины ленточного фиксатора крепятся внешние концы промежуточных лонжеронных звеньев облегченного типа (в виде спиц) крыла маха 44 - 48 и крыла взмаха 50 - 54, где между каждой парой спиц при помощи парусины 49 в крыле 96 формируются конусообразной формы углубленные каналы открытого типа для воздушного потока Р_ст1 - Р_ст6 Фиг. 6. Известно, что при поступательном движении крыла маха линии воздушного потока проходят в контакте с верхней волновой формой поверхности крыла маха, при этом воздушный поток его пограничного слоя, огибая волновую структуру поверхности крыла, теряет свою поступательную скорость при стекании с крыла в результате чего его скорость уменьшается делая меньшую разницу между воздушным потоком выходящего из-под нижней поверхности крыла, а это, в свою очередь, уменьшает величину вектора профильного сопротивления крыла маха (Q_y) поэтому, чтобы исключить замедление скорости потока проходящий вдоль верхней волновой поверхности крыла, необходимо сверху на волновую часть крыла наложить парусину 174 с ровной поверхностью, Фиг.13 и Фиг. 14, т.е. для увеличения статического давления (Р_ст) воздушной струи, выходящей наружу из конусообразного канала крыла маха необходимо: во-первых, для придания верхней поверхности крыла над гребнями конусообразных каналов крыла маха, сплошной ровной поверхности (без конусообразности), необходимо поверх гребней конусообразных каналов крыла маха расположить дополнительную парусину с ровной поверхностью и жестко прикрепленной к боковым лонжеронам крыла маха, при этом конусообразные каналы крыла маха со стороны набегающего на них воздушного потока во время движения крыла вокруг своей оси, должны снабжены "тормозом" для воздушного потока двигающегося на выход вдоль конусообразного канала в виде повышенной "ворсистости" или «щетины» в районе серединной части крыла и меньшей "ворсистостью" или «щетиной» в районе законцовки крыла маха, во-вторых, необходимо чтобы край законцовки крыла маха имел зубчатый вид подобно расположению зубцов на основе расчески для волос (гребешка), что способствует дополнительному уменьшению (гашению) скорости выходящего из-под крыла воздушного статического потока, т.е. это способствует дополнительному увеличению статического давления данного воздушного потока, в-третьих, придание зубчатого вида законцовки крыла маха возложить на верхнележащую парусину крыла 174.

Каждый привод имеет базовый коленчатый вал 7 и 103 Фиг. 7, Фиг. 8, Фиг. 1, внешние концы которого через зубчатые колеса П-образных рам 3, 102, 5, 114 крыльев 2, 4, 99, 113 имеют механическую связь с Г-образной осью передних крыльев 2, 99 и с Г-образной осью задних крыльев 4, 113, причем на перпендикулярной линии проходящей через шейку коленчатых валов 8, 130 расположены двухплечевые трехрежимные механизмы крыла маха, которые позволяют в полете крылу маха осуществлять либо мах крыла без ускорения, Фиг. 9а, либо мах крыла с ускорением Фиг. 9_б, что способствует увеличению эффективности крыла в первой половине маха ( к.п.д. крыла) , а также осуществлять нулевой мах крыла, т.е. когда крыло фиксируется вдоль оси Х₁ - Х₁ аппарата в случае отказа двигателя одного из приводов (предварительно отключив его муфту сцепления 72) Фиг.9в), либо это делается для осуществления планирующего полета, при этом всегда и в полном объеме сохраняется управление крылом маха отказавшего привода, или перевода крыла маха в режим планирования.

Применение в крыле маха (взмаха) облегченных материалов (парусинового полотна, облегченных спиц) уменьшает их инерционность во время работы крыла по сравнению с многозвенным крылом прототипа (патент № 184318). Данная форма крыла в середине маха крыла способствует уменьшению угла планирования орнитоптера.

Корневая часть переднего лонжерона крыла маха и лонжерона крыла взмаха жестко прикреплена перпендикулярно к боковым сторонам внешней втулки со свободным ее вращением на внешнем переднем конце Г-образной оси крыла, где к внутреннему концу которой жестко прикреплено конусообраное ведомое зубчатое колесо, а задний фигурный лонжерон крыла взмаха состоит из двух звеньев: корневого звена и внешнего звена отклоненного от корневого звена во внешнюю заднюю сторону крыла на величину угла равному 35° ± 0,5°, при этом данное корневое звено своим внутренним концом жестко прикреплен перпендикулярно к противоположно расположенным боковым сторонам удлиненной внутренней втулке свободно вращающейся на внутреннем конце Г-образной оси, к внутреннему концу которой жестко прикреплено конусообразное ведущее зубчатое колесо, имеющее механический контакт с ведомым конусообразным зубчатым колесом, где внешний конец этой Г-образной оси отклонен от ее внутреннего конца на величину угла равному 35° + 0,5°, в результате чего общий угол раскрытия крыла маха в точке сектора окружности, равной середине маха, составляет суммарную величину угла равный 70° + 1°, серединная часть которого обозначена биссектрисой Б-Б с центром давления (ЦД) на ней и в плане напоминающий геометрическую фигуру в виде развертки поверхности кругового усеченного конуса, в то же время общий угол раскрытия крыла взмаха в точке сектора окружности, равной середине взмаха, составляет величину, равную 0° + 1°, т. е. минимальную величину.

К наружным концам переднего и заднего лонжерона крыла маха и крыла взмаха прикреплен внешний ленточный фиксатор, а ближе к корневой части этих лонжеронов прикреплен внутренний ленточный фиксатор, между которыми по направлению биссектрис Б-Б крыла маха и крыла взмаха с одинаковым боковым интервалом друг от друга по веерной схеме жестко прикреплены концы промежуточных звеньев в виде спиц, предназначенные для получения конусообразных каналов открытого типа из рабочей поверхности полотна парусины с целью извлечения большей величины профильного сопротивления крыла Q_y в режиме маха с одновременным получением вектора тяги Р_х во время вращения крыла вокруг своей Г-образной оси от внешнего конца (лопасти) аэродинамической панели, что в сумме способствует увеличению общей величины КПД этого комбинированного крыла маха.

Комбинированное крыло пропеллерного типа для двухприводного орнитоптера ИКС - образной схемы содержит два независимых привода: правый (1), Фиг. 1, Фиг. 7, на концах которого расположено переднее комбинированное крыло 2 с центром давления (Ц.Д₁) на его биссектрисной Б-Б оси, Фиг.5 с П-образной рамой 3 и промежуточным механизмом для него и заднее комбинированное крыло 4 с центром давления (Ц.Д₂) на его биссектрисной Б-Б оси с П-образной рамой 5 и промежуточным механизмом для него, а также имеет механизм силового привода с осью 6 и осью в виде удлиненного коленчатого вала 7, расположенного между П-образной рамой 3 и вертикальной укороченной осью 64 крыла 4, при этом к шейке 8 кривошипа 9 коленчатого вала 7 шарнирно прикрепляется серединная часть трехрежимного механизма который расположен перпендикулярно к оси коленчатого вала и представлен в виде двух звеньев правого звена 10 и левого звена 11, причем скелетная схема крыла 2 (как пример) показана на Фиг. 2, который содержит общую Г-образную ось 12, с углом отклонения его внутреннего плеча 13 от линии внешнего плеча 14 на величину угла α₁, равному 35° ± 0,5°, где на ее внешнем плече расположена внешняя втулка 15 к боковой стороне которой и перпендикулярно жестко прикреплен передний лонжерон крыла маха 16 к внешней стороне которого жестко прикреплена аэродинамическая панель 17, а к противоположной стороне втулки, как бы в продолжение переднего лонжерона крыла маха, жестко прикреплен передний лонжерон крыла взмаха 18 к внешней стороне которого также жестко прикреплена аэродинамическая панель 19, где внешние концы аэродинамических панелей частично выступают за внешние концы передних лонжеронов 16 и 18 , Фиг. 2, образуя собой свободную аэродинамическую поверхность крылышка по типу лопасти винта самолета, дающая при вращении комбинированного крыла дополнительный положительный вектор тяги Р_х Фиг. 4, при этом на внутреннем плече 13 - образной оси 12 расположена внутренняя втулка 20 к внутреннему концу которой жестко прикреплено внутреннее конусообразное зубчатое колесо 21, Фиг. 3 имеющий механический контакт с конусообразным зубчатым колесом 22 жестко прикрепленного к внутреннему концу внешней втулки 15, а рядом с зубчатым колесом 21 к боковой стороне внутренней втулки 20 перпендикулярно к ее боковой поверхности жестко прикреплен корневой лонжерон 23 крыла маха, к внешней стороне которого под углом α₂ равным 35° ± 0,5° в сторону от лонжерона 16 крыла маха жестко прикреплен внутренний конец внешнего лонжерона 24 крыла маха, при этом данный лонжерон 24 с лонжероном16 образуют в середине маха крыла на угле 90° максимальный угол раскрытия ( α₁+α₂ ) поверхности крыла равный 70° ±1°, а к противоположной стороне втулки 20 , как бы в продолжение корневому лонжерону 23 жестко прикреплен корневой лонжерон крыла взмаха 25 Фиг. 2, Фиг. 3, в то же время к внешней стороне корневого этого лонжерона под углом, α₂ равным 35° ± 0,5° в сторону от лонжерона 18 крыла взмаха жестко прикреплен внутренний конец внешнего лонжерона 26 крыла взмаха, при этом данный лонжерон 26 с лонжероном 18 образуют в середине взмаха крыла на угле 270° минимальный угол раскрытия α₃ поверхности крыла равный 0° + 1°, в то же время жесткость переднего лонжерона 16 крыла маха увеличена за счет установки на нем аэродинамической панели 17 , то жесткость лонжерона 24 и 23 увеличена за счет расчалки 27 установленной между втулкой 20 и внешним лонжероном 24, а жесткость переднего лонжерона 18 крыла взмаха увеличена за счет установки на нем аэродинамической панели 19, при этом жесткость лонжерона 26 и 25 увеличена за счет расчалки 28 установленной между втулкой 20 и внешним лонжероном 26, а на Фиг.6 показана скелетная схема П-образной рамы (на примере "П" -образной рамы 3), где показано жесткое соединение внутреннего плеча 13 Г-образной оси 12 с боковой поверхностью удлиненного звена 29, данной П-образной рамы, на которой свободно вращается внутренняя втулка 20 на внешнем конце которой жестко прикреплено ведомое зубчатое колесо 30 механически связан с ведущим зубчатым колесом 31 жестко соединенный с осью удлиненного коленчатого вала 7 свободно вращающегося во втулке удлиненного звена 29 и в нижней втулке укороченного звена 33 П-образной рамы, а также в базовых втулках 32, при этом втулка 20 свободно вращается к верхней втулке укороченного звена 33 внешние концы которого жестко соединены с удлиненным звеном 29 верхним поперечным звеном 34 и нижним поперечным звеном 35, где к удлиненному звену 29 в продолжение его жестко прикреплен рычаг 36, внешний конец которого, Фиг. 6, шарнирно соединен с вертикальным выдвижным штоком 38, гидроцилиндра 30, через промежуточное звено 37, а корпус гидроцилиндра жестко прикреплен к базе орнитоптера. На Фиг. 5 показана скелетная схема каркаса крыла маха 96 при его максимальном угле раскрытия в середине маха крыла 90 и скелетная схема каркаса крыла взмаха 97 при его минимальном угле раскрытия в середине взмаха 270°, где в крыле маха 96 между его внешними концами переднего лонжерона 16 и заднего лонжерона 24 зацеплен внешний ленточный фиксатор 40, а в его корневой части закреплен внутренний ленточный фиксатор 41, при этом между внешними концами лонжеронов 18 и 26 крыла взмаха 97 закреплен внешний ленточный фиксатор 42, Фиг, 5, причем на крыле маха на ленточных фиксаторах 40 и 41 закреплены и размещены по веерной схеме канальные звенья в виде спиц 44, 45, 46, 47, 48, которые в сочетании с парусиной крыла 49 в середине маха крыла формируют конусообразные каналы открытого типа для выхода из них воздушных статистических потоков Рст₁, Рст₂, Рст₃, Рст₄, Рст,₅ Рст₆ и с минимальной вогнутостью поверхности крыла в районе биссектрисы Б-Б, на ленточных фиксаторах 42 и 43 закреплены и размещены по веерной схеме канальные звенья в виде спиц 50, 51, 52, 53, 54, которые в сочетании с парусиной крыла 55 расформировывают конусообразные каналы открытого типа, образуя крыло в виде "пузо" с увеличенной боковой поверхностью в середине взмаха крыла и с максимальной вогнутостью крыла взмаха 270° в районе биссектрисы Б-Б, Фиг. 6, Подобные схемы крыла имеют и остальные три крыла 4, 99, и 113. Заднее комбинированное крыло 4, с П-образной рамой, привода 1, с рычагом 56 внешний конец которого шарнирно связан с выдвижным штоком 58, гидроцилиндра 59, промежуточным звеном 57, при этом корпус гидроцилиндра жестко прикреплен к базе орнитоптера, ведущая удлиненная ось 60 П-образной рамы 5 свободно вращается в верхней втулке 61, где к серединной части этой оси жестко прикреплено конусообразное зубчатое колесо 62 имеющий механический контакт с верхним конусообразным зубчатым колесом 63, жестко прикрепленного к промежуточной вертикально расположенной укороченной оси 64, свободно вращающейся в вертикальной втулке 65, где к нижнему концу этой оси жестко прикреплено нижнее конусообразное зубчатое колесо 66 имеющий механический контакт с конусообразным зубчатым колесом 67 жестко прикрепленного к внешнему концу удлиненного коленчатого вала (оси) 7 и свободно вращающегося в базовой втулке 32, при этом в серединной части данного вала расположен кривошип 9 с шейкой 8 и серединное ведомое конусообразное зубчатое колесо 68 жестко прикрепленное к оси коленчатого вала 7 и имеющий механический контакт с ведущим конусообразным зубчатым колесом 69 жестко прикрепленного к валу силового привода 6 свободно вращающегося во втулке 70, а также на валу размещен демпфирующий механизм 71, муфта сцепления 72, с рычагом управления 73, а к шейке 8 кривошипа 9, перпендикулярно к ней шарнирно присоединен внутренним своим концом шатун 74 правого звена 10, а внешний конец его шарнирно соединен с внутренним концом правого горизонтального стержня 75 со свободным размещением его во внутренней полости базовой втулки 76 жестко прикрепленной к базе орнитоптера, а также данный стержень свободно размещается в раме - упоре 77 и во внутренней полости пружины сжатия 78, внутренний конец которой жестко прикреплен к раме - упора 77, а к ее внешнему жестко прикреплена шайба - упор 79, причем к внешнему концу горизонтального стержня 75 жестко прикреплен концевой упор 80, при этом к раме - упор 77 к ее боковой поверхности жестко прикреплен Г-образный выдвижной шток 81, гидроцилиндра 82, расположенного параллельно правому звену трехрежимного механизма и жестко прикрепленного к базе орнитоптера (аппарата), а на противоположной стороне кривошипа 9, перпендикулярно к его шейке 8 расположен шатун 83 левого звена 11 внутренний конец которого шарнирно прикреплен к шейке, где внешний его конец шарнирно соединен с внутренним концом горизонтального стержня 84 со свободным размещением в его внутренней полости базовой втулки 85 жестко прикрепленный к базе орнитоптера, а также данный стержень свободно размещается в рамке - упора 86 и во внутренней полости пружины сжатия 87 внутренний конец которой жестко прикреплен к раме - упора 86, а к ее внешнему концу жестко прикреплена шайба - упор 88, причем к внешнему концу горизонтального стержня 84 жестко прикреплен концевой упор 89, при этом рама - упор 86 своей боковой стороной жестко прикреплена к Г-образному выдвижному штоку 90, гидроцилиндра 91 расположенного параллельно левому звену трехрежимного механизма и жестко прикрепленного к базе орнитоптера, причем крыло 4 с его крылом маха 92 с его аэродинамической панелью 93 и крылом взмаха 94 с его аэродинамической панелью 95 конструктивно уподоблен крылу 2 с его крылом маха 96 и крылом взмаха 97.

Второй привод 98 содержит переднее комбинированное крыло 99 с Г-образной осью 100 соединенное внутренней втулкой 101 через механизм П-образной рамы 102 который имеет связь с удлиненным коленчатым валом 103 свободно вращающегося во втулке 104 жестко прикрепленной к базе орнитоптера, при этом внешний конец рычага 105 П-образной рамы шарнирно соединен с выдвижным штоком 107, гидроцилиндра 108 через промежуточное звено 106, где корпус гидроцилиндра жестко прикреплен к базе орнитоптера, причем переднее комбинированное крыло 99 имеет крыло маха 109 с аэродинамической панелью 110 и крылом взмаха 111 с аэродинамической панелью 112. Заднее комбинированное крыло 113 с П-образной 114 и ее рычаг 115, который шарнирно соединен с верхним концом выдвижного штока 117, гидроцилиндра 118 через промежуточное звено 116, где корпус гидроцилиндра жестко прикреплен к базе орнитоптера, при этом внутренняя втулка 119 комбинированного крыла 113 и П-образной рамы 114, свободно вращается на Г-образной оси 120 крыла, а ведущая удлиненная ось 121 П-образной рамы 114 свободно вращается в верхней горизонтальной втулке 122 жестко прикрепленной к базе аппарата, причем в серединной части ведущей оси 121 жестко прикреплено конусообразное зубчатое колесо 123 и механически связан с верхним конусообразным зубчатым колесом 124 жестко прикрепленного к удлиненной вертикальной оси 125, свободно вращающейся в вертикальной втулке 126, при этом к нижнему концу удлиненной вертикальной оси жестко прикреплено нижнее конусообразное зубчатое колесо 127 механически связанный с конусообразным зубчатым колесом 128 жестко прикрепленного к концу удлиненного коленчатого вала 103, при этом в серединной части данного вала расположен кривошип 129 с шейкой 130, а также на данном валу расположено ведомое конусообразное зубчатое колесо 131, жестко прикрепленное к данному валу и имеющий механический контакт с ведущим конусообразным зубчатым колесом 132 жестко прикрепленного к оси силового привода 133, свободно вращающегося во втулке 134 жестко прикрепленной к базе орнитоптера и на котором размещен демпфирующий механизм 135, муфта сцепления 136 с рычагом 137, причем крыло 113 имеет крыло маха 138 с закрепленным на нем аэродинамической панели 139 и крыло взмаха 140 с закрепленным на нем аэродинамической панели 141, при этом к шейке 130 кривошипа 129 перпендикулярно к ней шарнирно присоединен внутренним своим концом правый шатун 142 правого звена 143, внешний конец которого соединен с внутренним концом горизонтального стержня 144 со свободным размещением во внутренней полости базовой втулки 145, жестко прикрепленной к базе орнитоптера, а также данный стержень свободно размещается в раме - упор 146 и во внутренней полости пружина сжатия 147, внутренний конец которой жестко прикреплен к раме - упор 146, а к ее внешнему концу жестко прикреплена шайба - упор 148, причем к внешнему концу горизонтального стержня 144 жестко прикреплен концевой упор 149, при этом к боковой стороне раме - упор 146 жестко прикреплен Г-образный выдвижной шток 150 гидроцилиндра 151 расположенного параллельно правому звену трехрежимного механизма и жестко прикрепленного к базе орнитоптера, а на противоположной стороне кривошипа 129 перпендикулярно к его шейке 130 расположен левый шатун 152 левого звена 153, внутренний конец которого шарнирно прикреплен к шейке, а его внешний конец шарнирно соединен с внутренним концом горизонтального стержня 154 со свободным размещением во внутренней полости базовой втулки 155 жестко прикрепленной к базе орнитоптера, а также данный стержень свободно размещается в раме - упор 156 и во внутренней полости пружины сжатия 157, внутренний конец которой жестко прикреплен к раме - упор 156, а к ее внешнему концу жестко прикреплена шайба - упор 158, причем к внешнему концу горизонтального стержня 154 жестко прикреплен концевой упор 159, при этом к раме - упор 156 к ее боковой стороне жестко прикреплен Г-образный выдвижной шток 160, гидроцилиндра 161 расположенного параллельно левому звену трехрежимного механизма и жестко прикрепленного к базе орнитоптера, а точка пересечения привода 1 и привода 98 орнитоптера ИКС - образной схемы обозначена цифрой 162 и вертикальной осью У-У.

Управление положением биссектрисой Б-Б, крыла маха 96 в положении максимального раскрытия на угол ±α _бис. производится выдвижным штоком 38, гидроцилиндра 39 через рычаг 36 и механизм П-образной рамы 3 и внутреннюю втулку 20 крыла, при помощи трехпозиционного переключателя 163 Фиг. 1.

Управление положением биссектрисой Б-Б крыла маха 92 в положении его максимального раскрытия на угол ±α _бис. производится выдвижным штоком 58, гидроцилиндра 59, через рычаг 56 и механизм "П"-образной рамы 5 и внутреннюю втулку 170 крыла, при помощи трёхпозиционного переключателя 164, фиг.1.

Управление положением биссектрисой Б-Б крыла маха 109 в положении его максимального раскрытия на угол ±α _бис. производится выдвижным штоком 107 гидроцилиндра 108 через рычаг 105 и механизм П-образной рамы 102 и внутреннюю втулку 101 крыла, при помощи трехпозиционного переключателя 165 , Фиг. 1.

Управление положением биссектрисой Б-Б крыла маха 138 в положении его максимального раскрытия на угол + бис. производится выдвижным штоком 117, гидроцилиндра 118, через рычаг 115 и механизм П-образной рамы 114 и внутреннюю втулку 119 крыла, при помощи трехпозиционного переключателя 166 Фиг. 1.

Изменение угловой W_кр скорости вращения крыла 2 и крыла 4 привода 1 определяется одним из трех режимов, (Фиг. 9а), показан режим одинаковой угловой скорости вращения крыла 2 и 4 где W₁ = W₂ = W₃ = W₄ , без задействия энергии сил сжатия и расжатия пружины сжатия 78 и 87 в период вращения кривошипа 9 на угол 360^° и более, где шток 81 и 90 не задействованы. На Фиг. 9б) показан режим неодинаковой угловой скорости вращения крыла 2 и 4, где шток 81 и 90 при помощи переключателя 167 перемещает пружину сжатия 78 87 до контакта с концевым упором 80 и 89, в результате чего крыло маха 96 и 92 в секторе окружности от 270^° до 360^° из-за полного сжатия пружины 87 кривошипом 9 замедляет свое угловое вращение до окружной скорости, а в секторе окружности 360^° - 90^° из-за сложения энергии вращения коленчатого вала 7 получаемой от силовой установки этого привода и энергии, получаемой от полного разжатия пружины 87 кривошип 9 увеличивает свое угловое вращение от величины W₁ до величины W₁ +ΔW, чем обеспечивает в первой половине маха крыла (360^°- 90^°) получение большей величины профильного сопротивления крыла маха (на примере крыла 4) от величины Q₄ до величины (Q₄ +ΔQ), повышая тем самым увеличенное КПД крыла, т.е. данный режим называется мах крыла с ускорением.

На Фиг. 9в) показан режим нулевой угловой скорости W, т.е. W₁ = 0, W₂= 0, W₃ = 0, W₄ = 0, это достигается когда шток 81 и 90, гидроцилиндров 82 и 91, переведет одновременно пружины 78 и 87 в положение их полного сжатия в результате чего шейка 8 кривошипа 9 зафиксируется либо на угле окружности 360° , либо на угле окружности 180^°, что соответствует занятию крылом 2 и 4 продольного положения как бы вдоль продольной оси Х₂ - Х₂ и Х₅ - Х₅ орнитоптера, при этом изменение биссектрисного Б-Б угла ±α_бис. при помощи гидроцилиндра 39 и выключателя 163 и гидроцилиндра 59 выключателя 164 остается в полном объеме, а управление гидроцилиндрами 82 и 91 трехрежимного механизма привода 1 осуществляется трехпозиционным переключателем 167, а управление гидроцилиндрами 151 и 161 трехрежимного механизма привода 98 осуществляется трехпозиционным переключателем 168, причем работа трехрежимного механизма привода 98 аналогична работе трехрежимного механизма привода 1.

Для улучшения безопасности полета орнитоптера его оба привода 1 и 98 расположены относительно друг друга по ИКС-образной схеме, общая точка пересечения 162 с вертикальной осью У-У, совпадающая с центром тяжести (Ц.Т.) орнитоптера, это необходимо на случай выхода одного из двух независимых приводов и благополучного завершения полета на работающем приводе, а также с целью уменьшения влияния спутной струи в поступательном полете идущей от передних крыльев 2 и 99 в сторону задних крыльев 4 и 113 предусмотрено разнесение передних крыльев между собой вдоль поперечной оси Z₁ - Z₁ на меньшее расстояние чем разнесение задних крыльев 4 и 113 между собой вдоль поперечной оси Z₃ - Z₃, которая дополнительно приподнята на высоту Н₁ относительно нижней поперечной оси Z₂ - Z_2. Фиг.1, в результате чего точка 162 сместилась вперед вдоль продольной оси Х₁ - Х₁ орнитоптера, получив при этом передние плечи L₁ более короткими чем более длинные задние плечи L₂, а это значит, чтобы в поступательном полете сохранить равенство моментов Мкаб.= Мпик. необходимо иметь передние крылья с большей площадью рабочей поверхности, чем задние крылья 4 и 113 с меньшей площадью рабочей поверхности, Фиг.10а и Фиг1.

Из-за бокового размещения всех крыльев орнитоптера к продольной линии поступательного полета изменение оси Хисх - Х исх по углу тангажа на угол (+ α_т ) кабрирования происходит в два этапа: первый этап заключается в уменьшении вектора профильного сопротивления Q_y (исходящего из Ц.Д. крыла маха) задних крыльев 4 и 113 орнитоптера до величины проекционного вектора профильного сопротивления Q₁ за счет отклонения их биссектрис Б -Б от горизонтального положения на угол (+ β ), в результате чего задняя часть орнитоптера опустится (просядет) на высоту (- ΔH_Z3-Z3), Фиг.10г и д), Фиг. 11, при этом профильная ось Хисх₁ - Хисх₁, займет наклонное положение оси Хфак - Хфак с углом наклона (+ α_т ) на кабрирование, где после перемещения задней части оси Хисх₁ - Х исх₁ с поперечной оси Z₃ - Z₃ на нижнюю поперечную ось Z ^/ ₃ - Z ^/ ₃ необходимо биссектрису Б-Б крыла маха 4 и 13 вернуть в прежнее положение, Фиг.10д), до восстановления профильного сопротивления данных крыльев с Q₁ до Q_y, а второй этап включает в себя возвращение наклонной продольной оси Хфак - Хфак в горизонтальное положение, но на уровне нижней продольной оси Хисх₂ - Хисх₂ путем уменьшения величины профильного сопротивления передних крыльев маха 2 и 99 с Q_y до Q₁ , путем отклонения их биссектрис Б-Б от исходного положения на угол (- β), в результате чего передняя часть орнитоптера опустится (просядет) до той же высоты, равной (- ΔH_{Z3 - Z3}) подобно (- ΔH_Z1-Z1), Фиг. 10б) и в), где продольная ось Х фак - Х фак займет положение продольной оси Хисх₂-Хисх₂ с нулевым углом кабрирования ( α_т ), где после перемещения передней части оси Хфак - Х фак с поперечной оси Z ₁ - Z ₁ на поперечную ось Z ^/ ₁ - Z ^/ ₁ , необходимо биссектрису Б-Б крыла маха 2 и 99 вернуть в горизонтальное положение, Фиг. 10в) до восстановления профильного сопротивления крыльев с Q₁ до Q_y.

При изменении угла тангажа на угол ( - α_т ) пикирования также в два этапа, где на первом этапе вначале по вышеизложенной схеме опускается на пикирование передняя часть оси орнитоптера Хисх - Хисх на высоту (-ΔH_Z1-Z1), до положения оси Хфак - Хфак, т.е. опускается с поперечной оси Z₁ - Z₁ до нижней поперечной оси Z^/ ₁ - Z^/ ₁ за счет изменения угла наклона биссектрисы Б-Б крыльев маха от горизонтального положения на угол (- β ) крыла 2 и 99, с последующим возвращением ее на прежний угол после достижения нижней поперечной оси Z^/ ₁ - Z^/ ₁ с достижением профильного сопротивления крыльев с Q₁ до Q_y , Фиг. 11б), а на втором этапе для занятия продольной наклонной осью Х фак - Х фак горизонтального положения оси Хисх₂ - Хисх₂, Фиг.11б) с нулевым углом наклона (α_т ) пикирования, необходимо опустить хвостовую часть орнитоптер на ту же высоту (- ΔH_{Z1 -Z1}) подобно (- ΔH_{Z3 -Z3}),Фиг.10г) и д), Фиг. 11б) путем перевода биссектрис Б-Б крыла маха (крыла 4 и 113) на угол (+β ), где после опускания задней части профильной наклонной оси Хфак - Хфак с поперечной оси Z₃ - Z₃ на нижнюю поперечную ось Z^/ ₃ - Z^/ ₃ необходимо биссектрисы Б-Б крыла маха (крыла 4 и 113) вернуть в прежнее горизонтальное положение Фиг.10д) до восстановления профильного сопротивления крыльев с Q₁ до Q_y.

При переводе оси Х₁ - Х₁ орнитоптера на угол "пикирования" (-α_т ) поступательная скорость аппарата увеличивается, При переводе оси Х₁ - Х₁ на малые углы "кабрирования" (+α_т) произойдет гашение поступательной скорости до ноля, причем для осуществления вертикального взлета или посадки также используется малый угол "кабрирования" (+α_т ), а при большом угле "кабрирования" (+α_т ) аппарат приобретает поступательное движение назад (либо по прямой, либо с набором высоты либо с потерей высоты).

Для осуществления в горизонтальной плоскости разворота орнитоптера вокруг оси У-У против часовой стрелки необходимо биссектрисы Б-Б крыла маха, привода 98 перевести в нижнее положение на угол (- α_z ), а привода 1 в положение вверх на угол (+ α_z ) и наоборот для разворота орнитоптера вокруг оси У-У по часовой стрелке необходимо биссектрисы Б-Б крыла маха, привода 98, перевести в верхнее положение на угол (+ α_z ) , а привода 1 в положение вниз на угол ( - α_z ).

Для смещения орнитоптера вправо, необходимо биссектрисы Б-Б крыла маха перевести для крыла 2 и 113 вниз на угол (- α_z), а для смещения орнитоптера влево, необходимо биссектрисы Б-Б крыла маха перевести для крыла 99 и 4 вниз на угол (- α_z) от исходного положения, пример тому Фиг.11а) и б).

Приложение 1 (Описание перечня элементов орнитоптера):

1. Первый привод орнитоптера

2. Переднее комбинированное крыло с (Ц.Д₁) расположенного на биссектрисной оси Б-Б (Фиг. 5) и (Фиг. 7).

3. П-образная рама крыла 2.

4. Заднее комбинированное крыло с (Ц.Д₂ ) на его бмссектрисной оси Б-Б, см. прототип на Фиг. 5, Фиг. 7.

5. П-образная рама крыла 4.

6. Ось силового привода, первого привода орнитоптера 1.

7. Удлиненный коленчатый вал первого привода 1.

8. Шейка коленчатого вала 7 (кривошипа 9).

9. Кривошип коленчатого вала 7.

10. Правое звено трехрежимного механизма.

11. Левое звено трехрежимного механизма.

12.»Г»-образная ось крыла 2. α ₁ - угол отклонения внутреннего плеча 13 оси 12 от внешнего плеча 14 на угол 35° ± 0.5°.

13. Внутреннее плечо оси 12 крыла 2.

14. Внешнее плечо оси 12 крыла 2.

15. Внешняя втулка плеча 14 крыла 2.

16.Передний лонжерон крыла маха 96.

17. Аэродинамическая панель лонжерона 16.

18. Передний лонжерон крыла взмаха 97.

19.Аэродинамическая панель лонжерона 18.

Р_х - положительный вектор тяги от внешнего конца аэродинамической панели 17 и 19.

20. Внутренняя втулка внутреннего плеча 13 крыла 2.

21.Внутреннее конусообразное зубчатое колесо втулки 20.

22. Внутреннее конусообразное зубчатое колесо втулки 15.

23. Корневой лонжерон крыла маха, втулки 20.

24. Внешний лонжерон корневого лонжерона 23,

α₂ - угол отклонения внешнего лонжерона 24 заднего лонжерона крыла маха 96 от корневого лонжерона 25 на угол 35° ± 0,5°.

25. Корневой лонжерон крыла взмаха тулки 20.

α_{2 +} α₂ - максимальный угол раскрытия крыла маха на угле окружности 90°, равный 70° ± 1°.

26.Внешний лонжерон корневого лонжерона 25

α₃ - минимальный угол раскрытия внешнего лонжерона крыла маха на угле окружности 270° , равный 0° + 1°.

27.Расчалка заднего лонжерона 24 крыла маха.

28. Расчалка заднего лонжерона 26 крыла взмаха.

29. Удлиненное звено П-образной рамы 3.

30. Ведомое зубчатое колесо втулки 29.

31. Ведущее зубчатое колесо коленчатого вала 7.

32. Базовые втулки коленчатого вала 7.

33. Укороченное звено П-образной рамы 3.

34. Верхнее поперечное звено П-образной рамы 3.

35. Нижнее поперечное звено П-образной рамы 3.

36. Рычаг удлиненного звена 29 П-образной рамы 3.

37. Промежуточное звено выдвижного штока 38.

38. Выдвижной шток гидроцилиндра 39.

39. Гидроцилиндр выдвижного штока 38.

40. Внешний ленточный фиксатор крыла маха.

41. Внутренний ленточный фиксатор крыла маха.

42. Внешний ленточный фиксатор крыла взмаха.

43. Внутренний ленточный фиксатор крыла взмаха.

44, 45, 46, 47, 48 Канальные звенья крыла маха

49. Нижняя парусина крыла маха.

Рст₁, Рст₂, Рст₃, Рст₄, Рст₅, Рст₆ - воздушные статические потоки конусообразных каналов крыла маха.

50, 51, 52, 53, 54 - Канальные звенья крыла взмаха.

55. Нижняя парусина крыла взмаха.

56. Рычаг П-образной рамы 5.

57. Вертикальное промежуточное звено выдвижного штока 58.

58. Выдвижной шток гидроцилиндра 59.

59. Гидроцилиндр П-образной рамы 4.

60. Ведущая удлиненная ось П-образной рамы 5.

61. Верхняя втулка оси 60.

62. Конусообразное зубчатое колесо оси 60.

63. Верхнее конусообразное зубчатое колесо оси 64.

64. Вертикальная укороченная ось.

65. Втулка оси 64.

66. Нижнее конусообразное зубчатое колесо оси 64.

67. Конусообразное зубчатое колесо коленчатого вала 7.

68. Серединное ведомое конусообразное зубчатое колесо вала 7.

69. Ведущее конусообразное зубчатое колесо оси 6.

70.Втулка оси силового привода 6.

71. Демпфирующий механизм оси 6.

72.Муфта сцепления оси 6.

73. Рычаг управления муфтой 72.

74. Шатун правого звена 10.

75.Правый горизонтальный стержень звена 10.

76.Базовая втулка звена 10.

77.Рама - упор звена 10.

78. Пружина сжания звена 10.

79. Шайба - упор пружины 78.

80. Концевой упор стержня 75.

81. Г-образный выдвижной шток гидроцилиндра 82.

82. Гидроцилиндр рамы - упора 77.

83. Шатун левого звена 11.

84. Левый горизонтальный стержень звена 11.

85. Базовая втулка звена 11.

86. Рама - упор звена 11.

87. Пружина сжатия звена 11.

88. Шайба - упор пружины 87.

89.Концевой упор стержня 84.

90. Г-образный выдвижной шток гидроцилиндра 91.

91.Гидроцилиндр рамы - упора 86.

92.Крыло маха заднего крыла 4.

93.Аэродинамическая панель крыла маха 92.

94. Крыло взмаха заднего крыла 4.

95.Аэродинамическая панель крыла взмаха 94.

96. Крыло маха переднего крыла 2.

97.Крыло взмаха переднего крыла 2.

98. Второй привод орнитоптера.

99. Переднее комбинированное крыло с (ЦД₃), расположенного на его биссектрисной оси Б-Б (см. прототип на Фиг. 5, Фиг. 8).

100. Г-образная ось крыла 99.

101.Внутренняя втулка крыла 99.

102. П-образная рама крыла 99.

103. Удлиненный коленчатый вал второго привода 98.

104. Базовые втулки коленчатогго вала 103.

105. Рычаг П-образной рамы 102.

106. Промежуточное звено выдвижного штока 107.

107. Выдвижной шток гидроцилиндра 108.

108. Гидроцилиндр выдвижного штока 107.

109. Крыло маха.

110. Аэродинамическая панель крыла маха 109.

111. Крыло взмаха.

112. Аэродинамическая панель крыла взмаха 111.

113. Заднее комбинированное крыло (ЦД₄), расположенное на его биссектрисной оси Б-Б (см. прототип на Фиг. 5, Фиг. 8)

114. П-образная рама крыла 113.

115. Рычаг П-образной рамы 114.

116.Промежуточное звено выдвижного штока 117.

117. Выдвижной шток гидроцилиндра 118.

118. Гидроцилиндр выдвижного штока 117.

119. Внутренняя втулка крыла 113.

120. Г-образная ось крыла 113.

121. Ведущая удлиненная ось П-образной рамы 114.

122. Верхняя втулка оси 121.

123. Конусообразное зубчатое колесо оси 121.

124. Верхнее конусообразное зубчатое колесо оси 125.

125. Удлиненная вертикальная ось.

126.Вертикальная втулка оси 125.

127. Нижнее конусообразное зубчатое колесо оси 125.

128. Конусообразное зубчатое колесо коленчатого вала 103.

129. Кривошип коленчатого вала 103.

130. Шейка коленчатого вала 103 (кривошипа 129).

131. Серединное ведомое конусообразное зубчатое колесо вала 103.

132. Ведущее конусообразное зубчатое колесо оси 133.

133. Ось силового привода второго привода 98 орнитоптера.

134. Втулка оси 133.

135. Демпфирующий механизм оси 133.

136. Муфта сцепления оси 133.

137. Рычаг управления муфтой сцепления 136.

138. Крыло маха заднего крыла 113.

139. Аэродинамическая панель крыла маха 138.

140. Крыло взмаха заднего крыла 113.

141. Аэродинамическая панель крыла взмаха 140.

142. Правый шатун, правого звена 143.

143.Правое звено трехрежимного механизма второго привода.

144. Горизонтальный стержень правого звена 143.

145. Базовая втулка горизонтального стержня 144.

146. Рама - упор звена 143.

147. Пружина сжатия рамы - упор 146.

148. Шайба - упор пружины сжатия 147.

149.Концевой упор горизонтального стержня 144.

150. Г-образный выдвижной шток гидроцилиндра 151.

151. Гидроцилиндр выдвижного штока 150.

152.Левый шатун левого звена 153.

153. Левое звено трехрежимного механизма второго привода.

154. Горизонтальный стержень левого звена 153.

155. Базовая втулка горизонтального стержня 154.

156. Рама - упор звена 153.

157. Пружина сжатия рамы - упор 156.

158. Шайба - упор пружины сжатия 157.

159. Концевой упор горизонтального стержня 154.

160. Г-образный выдвижной шток гидроцилиндра 161.

161. Гидроцилиндр выдвижного штока 160.

162. Точка пересечения привода (1) и второго привода (98) в их Х - образной схеме орнитоптера.

163. Трехпозиционный переключатель гидроцилиндра 39, крыла 2.

164. Трехпозиционный переключатель гидроцилиндра 59, крыла 4.

165. Трехпозиционный переключатель гидроцилиндра 108, крыла 99.

166. Трехпозиционный переключатель гидроцилиндра 118, крыла 113.

167.Трехпозиционный переключатель гидроцилиндра 82 и 91 трехрежимного механизма первого привода (1).

168. Трехпозиционный переключатель гидроцилиндра 151 и трехрежимного механизма второго привода (98).

169. Г-образная ось крыла 4.

170. Внутренняя втулка крыла 4.

171. Внешняя втулка крыла 4.

172. Внешняя втулка крыла 113.

173. Внешняя втулка крыла 99.

174. Верхняя плоская парусина крыла маха, крыла 2.

±α_т - угол тангажа оси Х₁ - Х₁ орнитоптера

+α_z - угол отклонения биссектрисы Б-Б от исходного положения крыла в режиме середины маха (±α _бис.).

Claims (1)

1. Двухприводной орнитоптер с комбинированными крыльями пропеллерного типа, имеющий корпус, двигатель, крылья с механизмом управления, каждое из которых состоит из двух лонжеронов, зеркально расположенных друг относительно друга, отличающийся тем, что передний лонжерон крыла маха и взмаха имеет прямолинейную конфигурацию относительно их общей оси вращения, а задний лонжерон крыла маха и взмаха имеет конфигурацию с большим углом отклонения относительно своей оси вращения, где суммарное отклонение заднего фигурного лонжерона крыла маха в середине сектора маха составляет угол раскрытия крыла маха не менее 70^°, что уподобляется в режиме маха крылу птицы, при этом во время горизонтального полёта передний лонжерон крыла маха и взмаха всегда расположен перпендикулярно к поступательной линии полёта орнитоптера, а боковая внешняя часть аэродинамической панели, выступающая за пределы боковой поверхности крыла, имеет по всей своей длине аэродинамический профиль лопасти воздушного винта, который во время пропеллерного вращения крыла маха и взмаха формирует горизонтальный вектор тяги винта, кроме того, с целью обеспечения большей безопасности орнитоптера в процессе его полёта и благополучного его завершения на случай отказа двигателя одного из приводов, в схеме данного аппарата предусмотрено установка в нём двух отдельных приводов, соединяющих между собой переднее и заднее крылья одной общей удлиненной осью со своей отдельной силовой установкой - двигателем, и расположены относительно друг друга по X-образной схеме, где на внешних концах которых через П-образные рамы прикреплены крылья, переднее и заднее, пропеллерного типа, но с обязательным расположением центра тяжести орнитоптера в точке пересечения двух линий, соединяющей между собой центры давления первой линии переднего крыла первого привода с центром давления заднего крыла первого привода, и второй линии, соединяющая между собой центр давления переднего крыла второго привода с центром давления заднего крыла этого привода, при этом изменение направления орнитоптера во время полёта производится за счёт изменения положения биссектрис крыльев маха (взмаха) одновременно или поочерёдно на углы ±α от исходного положения.

Images