Пристрій посадки літального апарата

Пристрій посадки літального апарата, що складається з несучої платформи на двох надувних балонах та газодинамічної установки, який відрізняється тим, що несуча платформа містить 3 елементи закріплення літального апарата, кожний з цих елементів закріплення виконаний у вигляді пружного коромисла на шарнірі, на нижній перфорованій пластині, що закріплена зверху на двох надувних балонах, розміщена додаткова газодинамічна установка. При заході на посадку літальний апарат поступово переходить від руху в вільному повітрі до руху в штучному повітряному потоці від основної газодинамічної установки, створення якого дозволяє знизити власну горизонтальну складову повітряної швидкості польоту літального апарата до нуля. Траєкторія руху літального апарата на кінцевій ділянці збігається з віссю цього штучного повітряного потоку, тому що у даному випадку найбільш раціонально використовується енергія штучного повітряного потоку. Дозвуковий штучний повітряний потік, який створює основна газодинамічна установка, може бути представлений у вигляді вільного турбулентного струменя, поздовжні швидкості - V якого мають максимальну величину на його вісі і убувають до нуля на зовнішній границі, причому абсолютні величини швидкостей зменшуються у міру віддалення від початкового перетину. Горизонтальна складова земної швидкості польоту літального апарата буде зменшуватися у міру того, як він буде підходити до основної газодинамічної установки. Штучний повітряний потік від цієї установки організований таким чином, щоб швидкість на його вісі у середині несучої платформи дорівнювала горизонтальній складовій власної повітряної швидкості польоту літального апарата. У момент рівняння власної повітряної швидкості польоту літального апарата та швидкості штучного повітряного потоку від основної газодинамічної установки горизонтальна складова земної швидкості літального апарата дорівнює нулю. А виходить, що по відношенню до землі літальний апарат також нерухливий у цей момент в горизонтальній площині. При зменшенні швидкості штучного повітряного потоку (V) до нуля і одночасного зниження тяги двигунів (Рдв) літального апарата можна забезпечити, з певною точністю, рівність сил його аеродинамічного опору V2 SM 2 , де C x - коефіцієнт аеродинамічного опору літального апарата; р- щільність повітря; - характерна площа; і величини Рдв. При цьому за рахунок енергії штучного повітряного потоку від основної газодинамічної установки інтенсивно витратиться енергія поступального руху літального апарата, а підX Cx V2 SM C 2 німальна сила , де y - коефіцієнт аеродинамічної піднімальної сили літального апарата, не буде врівноважувати його силу ваги через зменшення повітряної швидкості і літальний апарат опуститься у місці посадки. Вертикальна швидкість посадки, у даному випадку, залежить від синхронності вимикання тяги двигунів літального апарата та зменшення швидкості штучного повітряного потоку від основної газодинамічної установки. Так, при вільному падінні літального апарата з Y Cy 52596 4 висоти 0,5 м його вертикальна швидкість (Vв) буде приблизно 3,2 м/с, а при падінні з висоти 1 м величина VB 6,3 м/с. Відбивання вертикальної швидкості посадки літального апарата та остаточне зниження до нуля його кінетичної енергії здійснюється додатковим штучним повітряним потоком, що створюється додатковою газодинамічною установкою. При поступовому зменшенні швидкості штучного повітряного потоку від додаткової газодинамічної установки літальний апарат плавно торкається заданого району посадки і закріплюється. Даний пристрій може бути застосований при сильному вітрі постійного напряму, причому швидкість штучного повітряного потоку у даному випадку повинна бути завищена (або знижена) на величину швидкості вітру, а несуча платформа розташована проти вектора швидкості вітру (або по його напрямку-у протилежному випадку). Конкретний приклад виконання пристрою посадки літального апарата, що заявляється, пояснюється наступними кресленнями, де наведені: на фіг. 1 - функціональна схема пристрою для посадки літального апарата; на фіг. 2 – пристрій у момент заходу літального апарата на посадку; на фіг. 3 - фрагмент верхньої перфорованої пластини з елементами кріплення літального апарата ( вид зверху); на фіг. 4 – розріз по А – А фіг. 3; на фіг. 5 – розріз по Б – Б фіг. 3; на фіг. 6 – розріз по В – В фіг. 3; на фіг. 7 – виносний елемент Г фіг. 4. Пристрій посадки літального апарата (фіг. 1) містить пульт управління 1, який з'єднаний з несучою платформою 2, що включає верхню перфоровану пластину 3, основну газодинамічну установку, наприклад, вентиляторний агрегат 4 і динамічний привід 5, нижню перфоровану пластину 6, додаткову газодинамічну установку, наприклад, вентиляторний агрегат 7 і динамічний привід 8, гідравлічні підйомники 9 і 10, надувні балони 11. Крім того, пульт управління 1 має радіозв'язок з літальним апаратом 12. Перфоровані пластини 3 та 6 зв'язані з гідравлічним підйомником 9 та гідравлічним підйомником 10 з шарнірною стійкою 13 зверху. Нижня перфорована пластина 6 закріплена на надувних балонах 11. Пристрій (фіг. 2) у момент заходу літального апарата 12 на посадку по траєкторії 14 - положення (І), причому на краю верхньої перфорованої пластини 3 розміщений вентиляторний агрегат 4, який є джерелом штучного повітряного потоку 15 у вигляді струменя з віссю 16, а на нижній перфорованій пластині 6 розміщений додатковий вентиляторний агрегат 7, який також є джерелом додаткового штучного повітряного потоку 17 у вигляді струменя з віссю 18, що направлений на центр мас 19 літального апарата 12. Обидва вентиляторні агрегати 4 і 7 зв'язані з динамічним приводом 5. Крім того, додатковий вентиляторний агрегат 7, зв'язаний з динамічним приводом 8. У положенні (II) літального апарата 12 показана його фіксація за допомогою елементів закріплення 20 на верхній перфорованій пластині 3. 5 Кожний з елементів закріплення 20 (фіг. 3) виконаний у вигляді пружного коромисла 21 з двома однаковими плечима 22, які, у залежності від загрузки,займають: положення (а) - обидва плеча 22 не навантажені (фіг. 4); положення (б) - одне із плечей 22 не навантажено, а другі плечі 22 будуть підніматися над перфорованою пластиною 3, створюючи шорсткувату поверхню (фіг. 5) з роликами 23 на кінцях плечей 22 коромисел 21; положення (в) - обидва плеча 22 навантажені (фіг. 6). Виносний елемент Г являє собою - плечі 22 , коромисла 21 мають один ступінь свободи - кутове переміщення у вертикальній площині за рахунок кульової опори 24, встановленої у проріз 25 нижньої конусоподібної частини перфорованої пластини 3 (фіг. 7). Пристрій посадки літального апарата працює таким чином. При підльоті літального апарата 12 до несучої платформи 2 по сигналу з пульта управління 1 включається основний вентиляторний агрегат 4, з заданою швидкістю штучного повітряного потоку 15, яка у середині перфорованої пластини 3, дорівнює власній повітряній швидкості польоту літального апарата 12, причому перфорована пластина 3 з основним вентиляторним агрегатом 4 орієнтована під необхідним кутом відносно лінії горизонту в просторі за допомогою шарнірної стійки 13, з'єднаної з гідравлічним підйомником 10, та підйомником 9, а літальний апарат 12 спрямовують по траєкторії 14, дотичній до вісі 16 штучного повітряного потоку 15. Перфорована пластина 3 необхідна для рівномірності штучного повітряного потоку і запобігання екранного ефекту, який буде заважати посадці літального апарата 12. Крім того, перфоровані пластини 3 і 6 необхідні для функціонування додаткового вентиляторного агрегату 7. У випадку відхилення прогнозованої траєкторії 14 літального апарата 12 від вісі 16 штучного повітряного потоку у горизонтальній площині, по сигналу з пульта управління 1, досягається їхнє сполучення шляхом переміщення у поперечному напрямку несучої платформи 2 основного вентиляторного агрегату 4 і додаткового вентиляторного агрегату 7 за допомогою динамічного приводу 5. У 52596 6 випадку відхилення посадкової траєкторії 14 літального апарата 12 від горизонтальної площини на певний кут по сигналу з пульта управління 1 робиться нахил перфорованої пластини 6 на той же кут за допомогою шарнірної стійки 13 та гідравлічних підйомників 9 і 10. При вході літального апарата 12 в простір над перфорованою пластиною 3 (положення (І) на фіг. 2) та зменшення швидкості набігаючого потоку від основного вентиляторного агрегату 4 і одночасного вимикання двигунів літального апарата 12, за рахунок різниці підйомної сили та сили ваги, літальний апарат 12 повинен знижуватися відносно перфорованої пластини 3 з елементами кріплення 20 та торкатися її. Гасіння кінетичної енергії вертикального руху літального апарата 12 здійснюється за рахунок штучного повітряного потоку від додаткового вентиляторного агрегату 7, який по сигналу з пульта управління 1 включається і за допомогою динамічного приводу 8 здійснює рух у поздовжньому напрямку на перфорованій пластині 6 із швидкістю, що дорівнює швидкості літального апарата 12 відносно землі при вході центра мас 19 літального апарата в простір над несучою платформою 2. Швидкістьштучного повітряного потоку 17 від додаткового вентиляторного агрегату 7 визначається вертикальною швидкістю зниження літального апарата 12 й задається з пульта управління 1, а його вісь 18 спрямована на центр мас 19. При торканні літального апарата 12 перфорованої пластини 3, частина коромисел 21 від елементів закріплення 20, під дією ваги літального апарата 12, опустить свої плечі 22, причому інші плечі 22 цих коромисел 21, за рахунок властивості пружності і особливостей закріплення кульової опори 23, мусять піднятися. Частина елементів закріплення 20 переходить із положення (а) - ненавантажене положення коромисла, в положення (б) - одне з плечей 22 коромисла 21 навантажено, а друге плече 22 , піднімаючись над перфорованою пластиною 3, створює шорсткувату поверхню,- і таким чином літальний апарат 12 закріплюється піднятими плечима 22 з роликами 23 на їх кінцях без ушкоджень елементів конструкції (положення (II) на фіг. 2). Друга частина елементів закріплення 20 переходить із положення (а) в положення (в) - обидва плеча 22 коромисла 21 навантажені літальним апаратом 12 і також закріплюють його. 7 Комп’ютерна верстка І.Скворцова 52596 8 Підписне Тираж 26 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601