(12) TŁUMACZENIE PATENTU EUROPEJSKIEGO (19) PL (11) (96) Data i numer zgłoszenia patentu europejskiego:

Transkrypt

1 PL/EP T3 RZECZPOSPOLITA POLSKA (12) TŁUMACZENIE PATENTU EUROPEJSKIEGO (19) PL (11) PL/EP (96) Data i numer zgłoszenia patentu europejskiego: (13) T3 (1) Int. Cl. B64C27/02 B64C27/24 (06.01) (06.01) (97) O udzieleniu patentu europejskiego ogłoszono: Urząd Patentowy Rzeczypospolitej Polskiej Europejski Biuletyn Patentowy 09/36 EP B1 (4) Tytuł wynalazku: Sposób działania przekształcalnego statku powietrznego (30) Pierwszeństwo: ES (43) Zgłoszenie ogłoszono: Europejski Biuletyn Patentowy 06/0 (4) O złożeniu tłumaczenia patentu ogłoszono: Wiadomości Urzędu Patentowego 02/ (73) Uprawniony z patentu: Industria Helicat y Alas Giratorias, S.L., Barcelona, ES (72) Twórca (y) wynalazku: DE LA CIERVA HOCES Juan, Madrid, ES (74) Pełnomocnik: WTS Rzecznicy Patentowi rzecz. pat. Witek Rafał Wrocław ul. R. Weigla 12 Uwaga: W ciągu dziewięciu miesięcy od publikacji informacji o udzieleniu patentu europejskiego, każda osoba może wnieść do Europejskiego Urzędu Patentowego sprzeciw dotyczący udzielonego patentu europejskiego. Sprzeciw wnosi się w formie uzasadnionego na piśmie oświadczenia. Uważa się go za wniesiony dopiero z chwilą wniesienia opłaty za sprzeciw (Art. 99 (1) Konwencji o udzielaniu patentów europejskich).

2 2 PZ/0919/RW EP Opis Dziedzina techniki wynalazku [0001] Wynalazek ogólnie dotyczy przekształcalnych statków powietrznych typu obejmującego kadłub samolotu, standardowo zamocowane skrzydła wyposażone w lotki, usterzenie ogonowe ze sterami kierunku, silniki napędowe, wirnik z łopatami, skrzynkę przekładniową pomiędzy silnikami i wirnikiem, wyposażoną w elementy hamulcowe i elementy sprzęgła wirnika, podwozie samolotu i elementy służące do przejścia z trybu śmigłowca do trybu wiatrakowca i odwrotnie. [0002] Celem wynalazku jest opracowanie sposobu działania dla przekształcalnego statku powietrznego, który obejmuje przejście z trybu śmigłowca do trybu wiatrakowca i odwrotnie, jak również przekształcalnego statku powietrznego, 1 który wykorzystuje wymieniony sposób. Tło wynalazku [0003] W opisach patentowych St. Zjedn. Ameryki nr US i US , Juan a de la Cierva y Codorníu, pomiędzy innymi, zdefiniowano i wyznaczono zakres ochrony patentowej wiatrakowca, który stanowi maszynę wyposażoną w skrzydła obrotowe, w którym uzyskuje się główną siłę nośną w locie w wyniku oddziaływania powietrza na system płatów nośnych lub wirników zdolnych do swobodnego obracania się. W ten sposób, można powiedzieć, że wiatrakowiec jest samolotem 2 wyposażonym w śmigłowo ukształtowane skrzydła, zamocowane przegubowo na osi pionowej, które obracają się w konsekwencji

3 PZ/0919/RW EP oporu powietrza podczas ruchu maszyny do przodu i służą jako elementy podnoszące. [0004] Od czasu wynalezienia wiatrakowca przez Juan a de la Cierva y Codorníu w Madrycie w 1923 roku do chwili obecnej, wszyscy konstruktorzy maszyn z obrotowym skrzydłem, głównie takich jak wiatrakowce i śmigłowce, podejmowali próby rozszerzenia zakresu prędkości rozwijanych przez te maszyny, ażeby były porównywalne do prędkości rozwijanych przez samoloty z nieruchomymi skrzydłami. Próby zaczęto od pierwszych modeli wiatrakowców, szczególnie tych skonstruowanych w Stanach Zjednoczonych, stanowiących konstrukcje hybrydowe, w których standardowe skrzydła przeznaczone do lotów z dużymi prędkościami współistniały z wirnikiem, podstawowym elementem zapewniającym wznoszenie 1 przy małych prędkościach. [000] Wysiłki podjęte w celu uzyskania dużych szybkości lotów w maszynach ze skrzydłami obrotowymi były hamowane przez podstawowy fakt, że wirnik w trakcie lotu, przy stosunkowo dużych prędkościach, wykazuje bardzo asymetryczny profil siły nośnej generowanej przez łopatę wirnika, gdy ona porusza się do przodu w dmuchu wytwarzanym przez lot do przodu statku powietrznego i gdy porusza się do tyłu w tym samym dmuchu, przeciwległy bok tarczy wirnika. [0006] Taki asymetryczny profil lotu jest bardzo 2 widoczny, w przypadku, gdy analizowana jest prędkość (w odniesieniu do wiatru) zewnętrznego zakończenia łopaty wirnika. Można łatwo zobaczyć, że gdy łopata znajduje się w

4 PZ/0919/RW EP położeniu maksymalnego ruchu do przodu, prędkość stanowi sumę prędkości obrotowej i translacyjnej statku powietrznego. Przeciwnie, gdy łopata znajduje się na przeciwległym boku, jej prędkość stanowi różnicę pomiędzy tymi dwoma prędkościami. [0007] Dlatego też, gdy wiropłat usiłuje lecieć z dużymi prędkościami, możliwe jest, że zakończenie łopaty przekracza prędkość dźwięku na łopacie, która porusza się do przodu i/lub doświadcza strat na łopacie, która porusza się do tyłu, co prowadzi do wysoce niepożądanych efektów w zachowaniu wirnika. [0008] Taki czynnik ogranicza maksymalną prędkość wiropłatów (wiatrakowców i śmigłowców) do nieco powyżej 30 km/h. Prędkość ta kontrastuje z prędkością wynoszącą 1 ponad 00 km/h, typowo uzyskiwaną przez statki powietrzne z nieruchomymi skrzydłami, włączając cywilny transport powietrzny. Ta prędkość jest nieco niższa od prędkości dźwięku w powietrzu, która na poziomie morza wynosi około 330 m/s, co jest równoważne około 10 km/h. [0009] Wiele samolotów wojskowych i niektóre samoloty cywilne (takie jak Concorde ) osiągają ponaddźwiękowe prędkości, lecz kosztem znaczącego wzrostu szybkości jest zwiększenie zużycia, hałas, ogrzewanie kadłuba samolotu i wiele innych właściwości. 2 [00] W wiropłatach, asymetria siły nośnej wirnika w trakcie lotu generuje również efekt asymetryczny z powodu utraty prędkości w wewnętrznych fragmentach zakończeń

5 PZ/0919/RW EP łopat. W ten sposób, liniowa prędkość wytwarzana w wyniku ruchu obrotowego zmniejsza się z promieniem, podczas gdy translacyjna prędkość pozostaje stała. Z tego powodu, obszar każdej łopaty, na którym prędkość spada poniżej prędkości przeciągnięcia jest większa, gdy wzrasta translacyjna prędkość statku powietrznego. Wejście w obszar straty (w obszar przeciągnięcia ) coraz większej części łopaty, która porusza się do tyłu w dmuchu do przodu, również powoduje asymetrię siły nośnej wirnika. [0011] Ograniczona maksymalna prędkość wiropłatów powoduje poważne ograniczenia ich użytkowania. Oczywiste jest, że głównym motywem - racją bytu ( raison d être ) tych statków powietrznych jest ich zdolność do wolnego, niezmiennego lotu, jak również ich zdolność do startowania i 1 lądowania na obszarze ograniczonym do wielkości nieco większej niż statek powietrzny i jego wirnik. Lecz wiele spośród cywilnych lub wojskowych misji, w których biorą udział śmigłowce, obejmują transportowanie osób i/lub ładunków pomiędzy dwoma punktami, z których jeden lub oba mogą nie być wyposażone w odpowiednie infrastruktury do startowania lub lądowania. W tych przypadkach, małe maksymalne i przelotowe prędkości wiatrakowców i śmigłowców prowadzą do wydłużenia czasów transportu, które poważnie ograniczają ich praktyczne zastosowanie w wielu misjach. 2 [0012] W ciągu osiemdziesięciu lat, które upłynęły od narodzin lotnictwa wiropłatowego, przeprowadzono wiele prób mających na celu pokonanie bariery dużych prędkości w tych

6 PZ/0919/RW EP maszynach. Bez wyjątku, wszystkie te próby bazowały na konstrukcjach hybrydowych zawierających skrzydła i wirnik, z zamierzeniem przeniesienia siły nośnej od wirnika przy małych prędkościach na skrzydła przy większych prędkościach. Takie samoloty są znane jako przekształcalne lub hybrydowe statki powietrzne, lub zmiennopłaty. [0013] W ten sposób, obecnie znanych jest wiele rozwiązań przekształcalnego statku powietrznego, złożonego, w dobrze znany sposób, z kadłuba samolotu, standardowo zamocowanych skrzydeł wyposażonych w lotki, usterzenia ogonowego ze sterami kierunku, silników, wirnika z łopatami, skrzynki przekładniowej pomiędzy silnikami i wirnikiem, wyposażonego w elementy hamulcowe i elementy sprzęgła wirnika, oraz podwozie samolotu. 1 [0014] Poniżej wymieniono i opisano znaczącą część tych rozwiązań, które, jako całość, określają najbliższy stan techniki. [001] W opisie patentowym St. Zjedn. Ameryki nr US 17914, G.P. Herrick opisał statek powietrzny tego typu, zawierający skrzydła nośne w normalnie zamocowanym położeniu z zastosowaniem montażu, który umożliwia ich obracanie stosownie do zasadniczo poziomych płatów w postaci śmigła nośnego napędzanego przez poruszające się powietrze i z elementami obracającymi się w odniesieniu do osi obrotu. Ten 2 statek powietrzny posiada również elementy zatrzymujące służące do utrzymywania skrzydła w nieruchomym położeniu bez możliwości obrotu, elementy zatrzymujące służące do

7 PZ/0919/RW EP utrzymywania skrzydła w położeniu odpowiadającym obracaniu się, i elementy zwalniające dla obu elementów zatrzymujących, będące do dyspozycji pilota, jak również elementy służące do prowadzenia statku powietrznego w powietrzu. [0016] Dlatego też, statek powietrzny według opisu patentowego St. Zjedn. Ameryki nr US 17914, którego rzeczywista wersja komercyjna była określana jako zmiennopłat Herrick HV2A, był statkiem powietrznym, który mógł latać jako wiatrakowiec oraz jako samolot z wirnikiem zatrzymywanym w pozycji poprzecznej, umożliwiając kilka przejść w trakcie lotu pomiędzy tymi dwoma trybami pracy. Zmiennopłat HV2A stanowi ewidentnie próbę przezwyciężenia ograniczeń prędkości wiatrakowców. Jego maksymalna prędkość wynosiła 160 km/h. [0017] Fairey Gyrodyne jest przekształcalnym statkiem 1 powietrznym, skonstruowanym przez Fairey Aviation Ltd. w Wielkiej Brytanii w 1946 roku. Ten przekształcalny statek powietrzny jest statkiem powietrznym stanowiącym hybrydę pomiędzy śmigłowcem i wiatrakowcem, która wykorzystuje śmigło na lewej stronie, służące do kompensowania momentu obrotowego generowanego podczas doprowadzania siły czynnej do wirnika. W trybie wiatrakowca do szybkiego lotu, to samo śmigło służy do dostarczania siły ciągu do statku powietrznego. Ten statek powietrzny osiągnął maksymalną prędkość wynoszącą 0 km/h, która w tym czasie, 28 czerwca 1948 roku, ustanowiła rekord 2 światowy dla wiropłatów. [0018] Pierwotna wersja statku powietrznego Gyrodyne została w dużym stopniu zmodyfikowana w celu przekształcenia

8 PZ/0919/RW EP w Jet Gyrodyne (193), ażeby zbadać zasadę napędu odrzutowego łopat opracowaną dla statku powietrznego Rotodyne, który jest dodatkowo opisany poniżej. Pomimo, że zmodyfikowany Jet Gyrodyne zachował ogólną konstrukcję statku powietrznego Gyrodyne, zamontowano w nim dwu-łopatowy wirnik, zawierający elementy zwiększające na zakończeniach, ażeby zastąpić uprzednio stosowany układ trój-łopatowy i był wyposażony w dwa śmigła. Dwa kompresory typu wykorzystywanego w silniku Rolls-Royce Merlin doprowadzały sprężone powietrze na zakończenia wirnika, który obracał się swobodnie, i silnik Leonides był stosowany wyłącznie do poruszania dwóch śmigieł napędowych Fairey o zmiennym skoku, zamocowanych na zakończeniach skrzydeł. Nie znaleziono żadnych danych na temat maksymalnej prędkości osiąganych przez statek 1 powietrzny o takiej konstrukcji. [0019] Po uzyskaniu pozytywnych wyników dla Jet Gyrodine, dr J.A.J. Bennet, jeden z głównych współpracowników Juan a de la Cierva, i kapitan A.G. Forsyth zaproponowali i opracowali w 1947 roku duży zmiennopłat, który został skonstruowany i wydawał się być obiecujący. W grudniu 191 roku, linie lotnicze British European Airways zamówiły miejscową maszynę do latania na krótkich i średnich trasach, i Fairey złożył propozycję, która mniej lub bardziej odpowiadała jego pomysłom. Propozycja została zaakceptowana i 2 w 193 English Ministry of Supplies przyznało kontrakt na budowę prototypu eksperymentalnego. System testów objął główny wirnik, dwie turbiny, skrzydła, itp., i układ

9 PZ/0919/RW EP sterowania zainstalowano w pomieszczeniu znajdującym się w pobliżu dziobu samolotu. Przeprowadzono wyczerpujące testy podczas konstruowania prototypu. Statek powietrzny Rotodyne wykonał swój pierwszy lot jako śmigłowiec 6 listopada 197, i pierwsze przejście do lotu poziomego miało miejsce w połowie kwietnia następnego roku. Rotodyne miał ortodoksyjny kadłub o czworokątnym przekroju, z krótkimi, trójkątnymi skrzydłami, na których zamocowano turbiny Eland. Trzykołowe podwozie samolotu było chowane do wnęk gondoli silnikowych. Podwójny statecznik, później uzupełniony w kolejny statecznik centralny, został zamocowany na zakończeniach płata ogonowego, który miał prostokątny rzut i był zainstalowany w położeniu pionowym. Startowanie w pionie uzyskiwano dzięki dużemu, cztero-łopatowemu wirnikowi, z napędem odrzutowym 1 na zakończeniach, który był zasilany sprężonym powietrzem odprowadzanym z turbin i mieszanym z paliwem. Były to prawdopodobnie silniki strumieniowe. Każda turbina zasilała dwie przeciwległe łopaty, ażeby uniknąć asymetrii w przypadku awarii silnika. [00] stycznia 199, statek powietrzny Rotodyne pobił rekord światowy dla prędkości wiropłatu dla przekształcalnych statków powietrznych w 0-km locie po okręgu zamkniętym, ustanawiając nowy rekord na poziomie 307,2 km/h. [0021] W opisie zgłoszenia patentowego St. Zjedn. 2 Ameryki nr US , złożonego w 190 roku, ujawniono przekształcalny statek powietrzny, który może latać w trybie śmigłowca i w trybie samolotu, wyposażony w skrzydła, które

10 PZ/0919/RW EP rozciągają się po obu stronach kadłuba samolotu, z wirnikami zamocowanymi na skrzydłach, zdolnymi do oscylowania wokół osi poziomej, z możliwością modyfikacji kąta natarcia i wektorów siły ciągu wymienionych wirników w sposób zróżnicowany jeden względem drugiego. Praktycznym rozwiązaniem statku powietrznego ujawnionego w tym patencie jest Bell-Boeing s V- 22 Osprey, który rozwiązuje problemy asymetrii siły nośnej w wirniku (lub w wirnikach) przy dużych prędkościach lotu, umożliwiając przekształcenie tych samych wirników w czasie lotu lot w taki sposób, ażeby działały jako śmigła ciągnące o dużych prędkościach. [0022] Ten przekształcalny statek powietrzny ma przelotową prędkość wynoszącą 432 km/h i różne amerykańskie siły wojskowe zamówiły kilkaset jednostek takich statków 1 powietrznych. Maksymalna prędkość osiągana przez V-22 Osprey wynosi km/h. [0023] W opisie patentowym St. Zjedn. Ameryki nr US 72774, Carter Copter, ujawniono przekształcalny lub hybrydowy statek powietrzny pomiędzy wiatrakowcem i samolotem, wyposażony w wirnik wiatrakowca, śmigło napędowe o zmiennym skoku do napędu, i skrzydła o stosunkowo małym polu powierzchni. CarterCopter jest zmiennopłatem, który jest w trakcie rozwijania w Stanach Zjednoczonych od czasu złożenia tego zgłoszenia patentowego. 2 [0024] Firma CarterCopter ogłosiła zamiar uzyskania dużych maksymalnych prędkości z zastosowaniem technologii, nazywanej µ-1, gdzie µ oznacza stosunek pomiędzy prędkością

11 11 PZ/0919/RW EP w kierunku do przodu zakończenia łopaty wirnika i liniową prędkością samolotu CarterCopter. Carter utrzymuje, że dla wartości µ większych niż 1, odpowiadających dużym prędkościom samolotu, siła nośna pochodzi wyłącznie od skrzydeł CarterCopter i opór wirnika, obracającego się samodzielnie z bardzo małą prędkością obrotową, jest również bardzo mały, co pozwoli na osiągnięcie przez statek powietrzny dużych prędkości w kierunku do przodu, podczas gdy wirnik kontynuuje samodzielne obracanie się z małą prędkością obrotową i pozostaje stabilny, przy pomocy obciążników zainstalowanych wewnątrz łopat w pobliżu zakończenia. [002] W dacie złożenia tego zgłoszenia patentowego, teoria µ-1 nie została zweryfikowana podczas lotu. W testach prototyp jak dotąd jeszcze nie osiągnął wystarczającej 1 prędkości. [0026] Jak zostanie pokazane, wszystkie opisane próby, bazujące na konstrukcjach hybrydowych złożonych ze skrzydeł i wirnika, z zamierzeniem przenoszenia siły nośnej od wirnika przy małych prędkościach na skrzydła przy większych prędkościach, są ograniczone do podwójnych hybryd typu wiatrakowiec-samolot, śmigłowiec-samolot i wiatrakowiecśmigłowiec lub kombinacji. [0027] Wydaje się oczywiste, że statek powietrzny, który może działać przy małej lub zerowej prędkości jako 2 śmigłowiec, lecz może osiągać maksymalne prędkości, które są dużo większe niż prędkości osiągane przez obecnie znane śmigłowce, jak również wykazuje w trakcie lotu

12 12 PZ/0919/RW EP charakterystykę bezpieczeństwa wiatrakowca, może znaleźć znaczącą niszę zarówno na rynkach cywilnych, jak i wojskowych, zapełniając lukę w obecnym stanie techniki. [0028] Celem niniejszego wynalazku jest dostarczenie rozwiązania nowego przekształcalnego statku powietrznego, jak również sposobu działania tego statku powietrznego, który rozwiązuje przedstawiony problem i zapełnia wymienioną powyżej lukę. [0029] Jako najbliższy stan techniki należy wymienić opis patentowy St. Zjedn. Ameryki nr US 02/001139A1, w którym ujawniono sposób i statek powietrzny według części nieznamiennej zastrzeżeń patentowych 1 i 7. Opis wynalazku [0030] W tym celu, w jednym aspekcie, przedmiotem 1 wynalazku jest nowy sposób działania przekształcalnych statków powietrznych typu wskazanego na początku opisu, który zasadniczo charakteryzuje się tym, że obejmuje bezpośrednie i odwrotne przejście z trybu śmigłowca do trybu wiatrakowca i bezpośrednie i odwrotne przejście z trybu wiatrakowiecśmigłowiec do trybu samolotu, przy czym bezpośrednie przejście z trybu śmigłowca do trybu wiatrakowca obejmuje następujące etapy, w których: rozprzęga się sprzęgło wirnika od silników napędowych wirnika, 2 natomiast bezpośrednie przejście z trybu wiatrakowiec- śmigłowiec do trybu samolotu obejmuje następujące etapy, w których:

13 13 PZ/0919/RW EP reguluje się ogólne i azymutalne skoki wirnika łopaty zasadniczo do stopni zerowych, w taki sposób, że zaprzestają one wznosić i kierować statkiem powietrznym i jest on wznoszony przez standardowo zamocowane skrzydła, i sterowany przez lotki i stery kierunku; szybko zmniejsza się prędkość obrotową wirnika z zastosowaniem jego hamulca; zatrzymuje się wirnik w pozycji poprzecznej jego łopat, w położeniu zasadniczo poprzecznym do kierunku lotu; cofa się łopaty wirnika w kierunku ogona samolotu, do momentu, w którym ich oś podłużna będzie ustawiona w jednej linii z kierunkiem ruchu statku powietrznego; obraca się łopatę, która miała przeciwny przepływ powietrza, gdy łopaty zostały zatrzymane w położeniu 1 poprzecznym do kierunku lotu, o kąt wynoszący w przybliżeniu 180 na jej osi skoku, rozstawia się łopaty, jedną niezależnie od drugiej, do pozycji azymutalnej wyznaczonej przez ustalony z góry zakres kątów; i reguluje się kąt natarcia przesuniętej łopaty do momentu, w którym łopaty będą rozmieszczone w położeniu równoległym do nieruchomych skrzydeł, i odwrotne przejście obejmujące wymienione powyżej etapy, które wykonuje się w odwrotnej kolejności i z 2 zastosowaniem przeciwnych działań. [0031] Zastrzeżenia patentowe 2-6 opisują inne cechy charakterystyczne i rozwiązania sposobu według wynalazku.

14 14 PZ/0919/RW EP [0032] Zgodnie z drugim aspektem, niniejszy wynalazek dostarcza przekształcalny statek powietrzny dla celów realizacji opisanego sposobu, który zasadniczo jest scharakteryzowany przez charakteryzującą część zastrzeżenia patentowego 7. [0033] Zależne zastrzeżenia patentowe 8-19 określają dodatkowe cechy charakterystyczne statku powietrznego według wynalazku. [0034] Specjaliści w dziedzinie zwrócą uwagę na to, że nowe, wynalazcze cechy charakterystyczne sposobu według niniejszego wynalazku umożliwiają dostarczenie hybrydowego statku powietrznego z potrójną funkcjonalnością typu śmigłowiec-wiatrakowiec-samolot. W rzeczywistości, siła nośna dla zakresu małych prędkości jest wytwarzana z wykorzystaniem 1 wirnika, i siła nośna dla zakresu dużych prędkości jest wytwarzana z wykorzystaniem nieruchomych skrzydeł; siła nośna może być również wytwarzana, dla zakresu średnich prędkości, z wykorzystaniem równocześnie skrzydeł i wirnika w trybie wiatrakowca. Startowanie i lądowanie może być prowadzone w trybie wiatrakowca lub w trybie śmigłowca, stosując silniki sprzężone z wirnikiem, dając w wyniku hybrydowy statek powietrzny typu śmigłowiec-wiatrakowiec-samolot; bezpośrednie lub odwrotne przejście do trybu samolotu może być przeprowadzone zarówno z trybu śmigłowca, jak i trybu 2 wiatrakowca. Zwięzły opis figur rysunku

15 1 PZ/0919/RW EP [003] Korzystne rozwiązanie, aczkolwiek nie jedyne, przekształcalnego statku powietrznego i sposobu według wynalazku jest opisane szczegółowo poniżej; w celu jego lepszego zrozumienia załączono pewne ilustrujące figury rysunku, przedstawione jedynie jako przykład i nieograniczające zakresu wynalazku. Na wymienionych figurach rysunku: Na fig. 1 zilustrowano boczny rzut pionowy przekształcalnego statku powietrznego według niniejszego wynalazku, z łopatami wirnika rozstawionymi do pracy w trybie wiatrakowca lub śmigłowca, i z opuszczonym podwoziem samolotu; Na fig. 2 zilustrowano rzut płaski z góry statku powietrznego przedstawionego na fig. 1; 1 Na fig. 3 zilustrowano boczny rzut pionowy statku powietrznego przedstawionego na fig. 1; Na fig. 4 zilustrowano boczny rzut pionowy przekształcalnego statku powietrznego według niniejszego wynalazku, w położeniu do pracy w trybie samolotu z nieruchomymi skrzydłami, i z wciągniętym podwoziem samolotu. Na fig. zilustrowano rzut płaski z góry statku powietrznego przedstawionego na fig. 4; Na fig. 6 zilustrowano boczny rzut pionowy statku powietrznego przedstawionego na fig. 4; i 2 Na fig. 7 zilustrowano rzut pionowy, na którym schematycznie pokazano elementy mechaniczne środków

16 16 PZ/0919/RW EP umożliwiających przejście rozmieszczonych na nasadach łopat wirnika. Szczegółowy opis figur rysunku [0036] Wymienione powyżej figury rysunku ilustrują budowę i tryb działania przekształcalnego statku powietrznego 1 według niniejszego wynalazku. [0037] Przekształcalny statek powietrzny 1 według wynalazku jest statkiem powietrznym stanowiącym hybrydę pomiędzy śmigłowcem, wiatrakowcem i samolotem z nieruchomymi skrzydłami. Przekształcalny statek powietrzny 1 składa się z elementów, takich jak kadłub samolotu 2, standardowo zamocowane skrzydła 3 wyposażone w lotki, standardowe usterzenie ogonowe 4 ze sterami kierunku, silniki napędowe, wirnik 6 z łopatami 7 i 8, skrzynka przekładniowa pomiędzy 1 silnikami napędowymi i wirnikiem 6, wyposażona w elementy hamulcowe i elementy sprzęgła wirnika 6, podwozie samolotu 9, środki umożliwiające przejście z trybu śmigłowca do trybu wiatrakowca i odwrotnie, środki umożliwiające bezpośrednie i odwrotne przejście z trybu wiatrakowiec-śmigłowiec do trybu samolotu, które są dodatkowo opisane poniżej, i środki zwiększające ciśnienie i ogrzewające kabinę pilota 12. [0038] W zilustrowanym przykładzie przekształcalnego statku powietrznego 1, statek ten zawiera podwozie samolotu 9 utworzone przez trzy nadające się do wciągania koła, jak 2 przedstawiono na fig. 1 i 3, chociaż może również być utworzone przez nieruchome lub nadające się połowicznie do wciągania narty.

17 17 PZ/0919/RW EP [0039] W rozwiązaniu, przekształcalny statek powietrzny 1 zilustrowany na figurach rysunku jest maszyną z dwoma silnikami napędowymi, które zawsze pracują przy stałej prędkości i napędzają dwa śmigła o zmiennym skoku 11. Śmigła 11 mogą mieć skok ujemny. Co więcej, silniki napędowe są połączone z wirnikiem 6 z wykorzystaniem skrzynki przekładniowej wyposażonej w hamulec i sprzęgło. [0040] Siła nośna dla zakresu ujemnych lub małych prędkości (typowo pomiędzy 0 i km/h), jest wytwarzana z wykorzystaniem wirnika 6, którego oś obrotu jest reprezentowana przez odnośnik liczbowy 19, i przekształcalny statek powietrzny 1 działa w trybie rotacji skrzydeł, to jest, w trybie śmigłowca lub tryb wiatrakowca, podczas gdy dla większych prędkości siła nośna jest generowana z 1 wykorzystaniem nieruchomych skrzydeł 3, w przypadku lotu w trybie samolotu lub trybie nieruchomych skrzydeł. Siła nośna może być również wytwarzana, dla danego zakresu średnich prędkości, równocześnie z wykorzystaniem skrzydeł 3 i wirnika 6 w trybie wiatrakowca. [0041] Przekształcalny statek powietrzny 1 według wynalazku może startować i lądować na skrzydłach obrotowych, to jest, zarówno w trybie wiatrakowca, jak i trybie śmigłowca, z silnikami napędowymi sprzężonymi z wirnikiem 6, i bezpośrednie lub odwrotne przejście do trybu 2 samolotu może być wykonywane zarówno do trybu śmigłowca, jak i od trybu wiatrakowca.

18 18 PZ/0919/RW EP [0042] Na fig. 1-3 zilustrowano przekształcalny statek powietrzny 1 według niniejszego wynalazku, z łopatami 7 i 8 wirnika 6 rozstawionymi do pracy w trybie wiatrakowca lub śmigłowca, i z opuszczonym podwoziem samolotu. Okręgi 13, 14 i 1 pokazane na rzucie płaskim i rzucie pionowym głównym wskazują, że wirnik 6 i śmigła 11 obracają się w jednym z tych dwóch trybów latania (tryby latania z obracającymi się skrzydłami). Wskazują również trajektorie zakończeń łopat 7 wirnika 6 i śmigła 11. [0043] Na fig. 4-6 zilustrowano przekształcalny statek powietrzny 1 z łopatami 7 i 8 wirnika 6 rozmieszczonymi w kierunku ogona, w celu działania w trybie samolotu z nieruchomymi skrzydłami, i z wciągniętym podwoziem samolotu 9. W tym trybie lotu wirnik 6 jest zatrzymany, jak pokazano 1 przez brak okręgów na fig Śmigła 11 oczywiście kontynuują ruch obrotowy. [0044] Wirnik 6 przekształcalnego statku powietrznego 1, który zilustrowano jako przykład, lecz bez ograniczenia, posiada dwie nadające się do wciągania łopaty 7 i 8, zarówno na ziemi, jak i podczas lotu, które mają symetryczny profil aerodynamiczny w odniesieniu do cięciwy profilu aerodynamicznego łopaty, i zmiennej cięciwy, cięciwy większej przy nasadzie niż przy zakończeniu łopat, jak można zobaczyć na fig. 2 i. Korzystnie, stosunek pomiędzy grubością i 2 cięciwą profilu aerodynamicznego łopat wynosi od 0,1 do 0,2; bardziej specyficznie, profil łopat jest korzystnie typu NACA 0012 lub innego symetrycznego typu. Wirnik 6 jest zamocowany

19 19 PZ/0919/RW EP przegubowo w standardowym trybie wahania pionowego na osi podłużnej łopat, w celu zmiany jego skoku zarówno azymutalnego, jak i ogólnego. [004] Łopaty 7 i 8 wirnika 6 mogą obracać się wokół osi pionowych wyposażonych w zestaw pierwszych silników 17 (fig. 7), na przykład takich jak serwosilniki, znane jako x-bywire, które są dodatkowo opisane poniżej. Osie podłużne łopat są wyposażone w drugi zestaw silników 18, na przykład takich jak serwosilniki, również sterowane z wykorzystaniem systemu x-by-wire (system sterowania przewodowego). Ten typ łopat 7 i 8, które nadają się do wciągania na ziemi, umożliwia składanie łopat i uzyskanie minimalnych wymiarów dla statku powietrznego 1, dzięki czemu może być on dopasowany do dźwigów samolotowych lub do małych hangarów. 1 [0046] Na fig. 7 pokazano, że powyższe elementy są zamknięte w osłonie 23. [0047] Łopaty 7 i 8 wirnika 6 przekształcalnego statku powietrznego 1 według niniejszego wynalazku nadają się również do wciągania podczas lotu, jak dodatkowo opisano poniżej. [0048] Sprzęgło środków umożliwiających przejście z trybu śmigłowca do trybu wiatrakowca i odwrotnie, jest rozprzęgane w celu przejścia z trybu śmigłowca do trybu wiatrakowca, w taki sposób, że wirnik 6 kontynuuje 2 samoobracanie się, i jest sprzęgane w celu przejścia od trybu wiatrakowca do trybu śmigłowca, w którym wirnik 6 jest napędzany przez silniki napędowe.

20 PZ/0919/RW EP [0049] Środki umożliwiające bezpośrednie i odwrotne przejście z trybu wiatrakowiec-śmigłowiec do trybu samolotu obejmują dodatkowe elementy regulacyjne dla azymutalnego i ogólnego skoku łopat 7 i 8 wirnika 6, umieszczone na wirniku 6, które umożliwiają nastawienie wymienionych skoków na zero, w celu wyeliminowania siły nośnej wirnika 6 w trybie samolotu. [000] W tym rozwiązaniu, regulacja ogólnego skoku jest wykonywana z wykorzystaniem drugich serwosilników 18, zastępując standardową płytę rozdzielacza, znaną w aeronautyce jako płyta sterowania okresowego, które składają się z zestawu elementów, które kontrolują skok wirnika łopaty, z zastosowaniem zamocowanego dolnego elementu sterowanego przez pilota lub przez system x-by-wire (system 1 przewodowy), i górnego elementu, który obraca się z wirnikiem połączonym z ramionami sterującymi skokiem łopat. [001] Środki umożliwiające bezpośrednie i odwrotne przejście z trybu wiatrakowiec-śmigłowiec do trybu samolotu również zawierają hamulec dla wymienionej skrzynki przekładniowej, który jest przystosowany do całkowitego zatrzymania ruchu obrotowego wirnika 6 w trybie samolotu. [002] Takim hamulcem może być standardowy hamulec, na przykład hamulec tarczowy, typu zazwyczaj wykorzystywanego w przemyśle motoryzacyjnym. 2 [003] Odpowiedni mechanizm, połączony z mechanizmem hamulcowym, umożliwia zatrzymanie łopaty 7 i 8 wirnika 6 w

21 21 PZ/0919/RW EP położeniu poprzecznym do kierunku lotu, w celu bezpośredniego przejścia z trybu wiatrakowiec-śmigłowiec do trybu samolotu. [004] Środki umożliwiające bezpośrednie i odwrotne przejście z trybu wiatrakowiec-śmigłowiec do trybu samolotu zawierają wymienione powyżej pierwsze serwosilniki 17, które mają pionową oś obrotu, i wymienione powyżej drugie serwosilniki 18, które mają poziomą oś obrotu. [00] Pierwsze serwosilniki 17 są przystosowane do wciągania łopat 7 i 8 w kierunku ogona statku powietrznego 1 do momentu, w którym ich oś podłużna będzie ustawiona w jednej linii z kierunkiem przeciwnym do kierunku ruchu statku powietrznego 1, podczas bezpośredniego przejścia z trybu wiatrakowiec-śmigłowiec do trybu samolotu. [006] Drugie serwosilniki 18 umożliwiają obrót jednej z 1 łopat 7 lub 8 wirnika 6 o kąt wynoszący w przybliżeniu 180 na jej osi skoku. Pierwsze serwosilniki 17 są przystosowane do rozmieszczania łopat, jednej niezależnie od drugiej, do pozycji azymutalnej wyznaczonej przez uprzednio określony zakres kątów, podczas bezpośredniego przejścia. [007] Korzystnie, wymieniony uprzednio określony zakres kątów jest zawarty pomiędzy 30 i 90. [008] Drugie serwosilniki 18 są również przystosowane do nastawienia kąta natarcia rozmieszczonych łopat 7 i 8, w taki sposób, że są one umieszczane na standardowo 2 zamocowanych skrzydłach samolotu 3, równolegle do nich, w trybie dwupłatowym, w przybliżeniu tak jak przedstawiono na fig. 4-6.

22 22 PZ/0919/RW EP [009] Dobrze wiadomo, że najbardziej naglący problem w projektowaniu hybrydowych statków powietrznych dotyczy trudności związanych z pilotowaniem, szczególnie podczas przejścia siły nośnej od wirnika na skrzydła i odwrotnie. Oczywiste jest, że przepływ aerodynamiczny, który generuje siła nośna, całkowicie zmienia się podczas etapów przejścia etapy od jednego trybu lotu do drugiego. Dlatego też, potrzebny jest biegły pilot, który jest zdolny wykonywania szybko, precyzyjnie i bez żadnych błędów wszystkich kolejnych działań dotyczących sterowania statkiem powietrznym wymaganych do zmiany trybu lotu. Zachowanie statku powietrznego podczas etapów pośrednich przejścia może być przeciwne do oczekiwanego, co również wymaga poważnego treningu i zdolności od strony pilota. 1 [0060] W celu rozwiązania problemu związanego z pilotowaniem, opisany przekształcalny statek powietrzny 1 obszernie wykorzystuje nową technologię, która jest znana jako technologia fly-by-wire lub, bardziej ogólnie, x-bywire. Technologia x-by-wire obejmuje zastępowanie elementów mechanicznych systemu sterowania statkiem powietrznym (dźwignie, pręty, koła pasowe, przekładnie zębate, kable, itp.) przez grupy czujników dla układu sterowania i urządzeń uruchamiających dla elementów sterujących, wszystkie zarządzane przez rezerwowe komputery 2 cyfrowe i odpowiednie oprogramowanie. Wszystkie elementy, komputery, czujniki i urządzenia uruchamiające są połączone

23 23 PZ/0919/RW EP przez system transmisji danych cyfrowych, korzystnie bazujący na kablach światłowodowych. [0061] Technologie fly-by-wire i x-by-wire są obszernie wzmiankowane w Internecie. Niektóre adresy są następujące: [0062] Dlatego też, system x-by-wire stanowi system sterowania dla rozmaitych etapów z różnych przejść, dodatkowo wyjaśnionych poniżej, który jest wolny od manipulowanych elementów mechanicznych pomiędzy dźwigniami sterującymi i elementami sterującymi statkiem powietrznym, w którym różne 1 etapy z różnych przejść są programowalne i wykonywane automatycznie, i który jest wyposażony w rezerwowe elementy bezpieczeństwa, obejmujące rezerwowe komputery, czujniki i urządzenia uruchamiające. [0063] Rozpatrując silniki napędowe statku powietrznego, w korzystnym rozwiązaniu, bazującym na silnikach napędowych, które napędzają śmigła o zmiennym skoku 11, silniki te są umieszczone na ogonie, w odniesieniu do standardowo zamocowanych skrzydeł 3, jak zilustrowano na figurach rysunku. 2 [0064] Alternatywnie, silniki napędowe mogą stanowić silniki tłokowe, turbiny gazowe lub silniki odrzutowe przelotowe.

24 24 PZ/0919/RW EP [006] Jak wyjaśniono, przekształcalny statek powietrzny 1 według wynalazku jest hybrydowym statkiem powietrznym typu śmigłowiec-wiatrakowiec-samolot, i może działać we wszystkich trzech trybach pracy. Poniżej, opisano różne tryby działania i różne przejścia przekształcalnego statku powietrznego 1 według wynalazku. [0066] W pierwszej kolejności, opisano tryb działania w trybie śmigłowca. [0067] Startowanie, lądowanie i lot przekształcalnego statku powietrznego 1 przy bardzo małych prędkościach (0 do 40 km/h) jest realizowane w trybie śmigłowca. W tym trybie, silniki napędowe są sprzężone z wirnikiem 6, i para sił niezbędnych do zapobieżenia rotacji kadłuba samolotu 2 jest wytwarzana przez dwa śmigła 11, które, w tym trybie lotu, 1 generują różnicową siła ciągu w celu wytworzenia tej pary. W ten sposób, podczas niezmiennego lotu bez względnego wiatru, śmigła 11 generują równe przeciwne siły ciągu, jedną skierowaną do przodu i drugą skierowaną do tyłu; w tym celu, jedno ze śmigieł wykorzystuje skok ujemny. Podczas powolnego lotu do przodu, podłużne i poprzeczne ruchy są sterowane przez działanie na azymutalne i ogólne skoki wirnika 6 i skoki śmigieł 11, i kierunkowe ruchy są wykonywane w wyniku zmiany różnicowych sił ciągu śmigieł 11, które kontynuują generowanie pary sił w celu kompensowania dla pary 2 doprowadzanej przez silniki napędowe do wirnika 6. W takich warunkach przekształcalny statek powietrzny 1 zachowuje się

25 2 PZ/0919/RW EP jak śmigłowiec z wysokim poziomem kompetencji w sześciu regulowanych wymiarach, trzech podłużnych i trzech kątowych. [0068] Przy takich małych prędkościach, nieruchome skrzydła 3 mają niewielki lub żaden wkład do siły nośnej statku powietrznego 1 w powietrzu. W rzeczywistości, stanowią one elementy pasożytnicze, które redukują siłę nośną wirnika 6, ponieważ znajdują się w jego przepływie aerodynamicznym. [0069] Poniżej opisano tryb wiatrakowca oraz przejście z trybu śmigłowca do trybu wiatrakowca. [0070] Gdy przekształcalny statek powietrzny 1 uzyskuje przykładową prędkość wynoszącą około 40 km/h, wirnik 6 jest rozprzęgany od silnika napędowego i nastawiane są azymutalne i ogólne skoki wirnika 6, tak żeby wirnik mógł samodzielnie się obracać. Siła ciągu obu śmigieł 11 staje się 1 równa, ponieważ, po wyprzęgnięciu wirnik 6, para sił, która zmusza wirnik do ruchu obrotowego w trybie śmigłowca znika. W takich warunkach, przekształcalny statek powietrzny 1 leci tak jak wiatrakowiec do momentu, w którym osiągnie przybliżoną prędkość około km/h. W takich warunkach, nieruchome skrzydła 3 mają niewielki wkład do siły nośnej statku powietrznego 1, lecz nie są już elementem pasożytniczym, jak w trybie śmigłowca, który pomaga zwiększyć efektywność lotu statku powietrznego 1. [0071] Odwrotne przejście zachodzi w przypadku, gdy 2 zmieniany jest tryb od trybu wiatrakowca do trybu śmigłowca. [0072] Specjaliści w dziedzinie zwrócą uwagę na to, że przekształcalny statek powietrzny 1 może startować i lądować

26 26 PZ/0919/RW EP w trybie wiatrakowca, jeśli tak chce pilot, pomimo, że może to wymagać krótkiego przebiegu startowania i lądowania. Lecz wiatrakowiec umożliwia lądowanie z zatrzymanymi silnikami napędowymi bez zagrożenia utraty prędkości ( stall ), co znacząco zwiększa bezpieczeństwo przekształcalnego statku powietrznego 1 według niniejszego wynalazku. [0073] Latanie w trybie wiatrakowca również poprawia osiągi aerodynamiczne typowego lotu przekształcalnego statku powietrznego 1. [0074] Poniżej opisano przejście od trybu wiatrakowca lub od trybu śmigłowca do trybu samolotu. [007] Gdy przekształcalny statek powietrzny 1 osiąga prędkość około km/h, zarówno z łopatami 7 i 8 wirnika 6 obracającymi się dzięki skrzynce przekładniowej, jak i 1 obracającymi się samodzielnie, zaczyna pojawiać się wpływ asymetrycznej siły nośnej wirnika. lecz, przy tej prędkości, siła nośna generowana przez nieruchome skrzydła 3 maszyny 1 jest już zdolna do utrzymania statku powietrznego 1 w locie poziomym. Ażeby zapobiec niepożądanym efektom i dużemu oporowi wirnika 6 przy prędkościach większych niż prędkość przejścia, przekształcalny statek powietrzny 1 dokonuje przejścia do trybu samolotu, wykonując następujący ciąg operacji, które stanowią cechy wyróżniające i są charakterystyczne dla niniejszego wynalazku: Cofa się nadające się do wciągania podwozie samolotu 9.

27 27 PZ/0919/RW EP Reguluje się ogólne i azymutalne skoki łopat 7 i 8 wirnika 6 zasadniczo do stopni zerowych, w taki sposób, że zaprzestają one wznosić i kierować statkiem powietrznym 1. Konieczne dla lotu siły sterujące są wówczas generowane przez lotki nieruchomych skrzydeł 3 i sterów kierunku, jak w standardowym samolocie. 3.- Szybko zmniejsza się prędkość obrotową wirnika 6 z zastosowaniem jego hamulca, do momentu jego całkowitego zatrzymania w pozycji poprzecznej w odniesieniu do kierunku lotu. Należy zwrócić uwagę na to, że w takich warunkach, przepływ powietrza przez łopatę wirnika 6, który jest zatrzymywany w położeniu przeciwnym do kierunku prędkości ruchu do przodu, jest ujemny (to jest, strumień powietrza wchodzi przez wyjściową krawędź zatrzymanej łopaty 7 i 8). 1 Łopaty 7 i 8 wirnika 6 są skonstruowane w taki sposób, że łatwo stawiają opór siłom generowanym przez ten ujemny przepływ. Wynika to z tego, że cięciwa przy nasadzie jest większa niż cięciwa przy zakończeniach, jak przedstawiono na fig 2 i. 4.- Cofa się obie łopaty 7 i 8 w kierunku ogona statku powietrznego 1 do momentu, w którym ich oś podłużna będzie ustawiona w jednej linii z kierunkiem przeciwnym do kierunku ruchu przekształcalnego statku powietrznego 1. Przepływ aerodynamiczny jest wówczas zorientowany zgodnie z podłużnymi 2 osiami obu łopat 7 i 8.

28 28 PZ/0919/RW EP Obraca się łopatę 7 i 8, która miała przeciwny przepływ powietrza po przesunięciu o kąt 180 na osi poprzecznej. 6.- Rozstawia się obie łopaty 7 i 8 w kierunku do przodu do momentu, aż osiągną pozycję azymutalną przesuniętą o kąt wynoszący około 30 do 60. Należy zwrócić uwagę na to, że wówczas po przeprowadzeniu etapu tego manewru, przepływ powietrza w obu łopatach 7 i 8 jest prawidłowo zorientowany w odniesieniu do wektora prędkości przekształcalnego statku powietrznego 1. Rzut przekształcalnego statku powietrznego 1 w konfiguracji samolotu zilustrowano na fig Reguluje się kąt natarcia łopat 7 i 8, które teraz pełnią funkcję górnych skrzydeł dwupłatu (patrz fig. 4 i 6), ażeby mogły generować małą siłę nośną, która prowadzi do 1 uzyskania optymalnego stosunku siła nośna/opór aerodynamiczny dla każdej prędkości lotu, wzniesienia, itp. 8.- Podczas całego przejścia, steruje się przekształcalnym statkiem powietrznym 1 z zastosowaniem jego elementów aerodynamicznych, to jest, sterów kierunku usterzenia ogonowego 4, lotek nieruchomych skrzydeł 3 i skoku śmigieł Uruchamia się systemy zwiększające ciśnienie i ogrzewające kabinę pilota 12 i podnosi się temperaturę i ciśnienie do uzyskania komfortowego lotu na optymalnej 2 wysokości wzniesienia dla pożądanej prędkości lotu, który jest zgodny z instrukcjami kontroli ruchu lotniczego.

29 29 PZ/0919/RW EP [0076] Oczywiste jest, że podczas etapów 3 i 4 tego przejścia, ujemny przepływ na jednej z łopat 7 lub 8 wirnika 6 będzie generował niepożądane wibracje i niestabilności. Niektóre z nich mogą występować pod koniec etapu 2. W konsekwencji, te etapy przejścia muszą być przeprowadzane pewnie i szybko, i łopaty 7 i 8 wirnika 6 muszą być zaprojektowane w taki sposób, żeby stawiały opór siłom generowanym przez te wibracje i niestabilności. Podobnie, program systemu x-by-wire, który wykonuje te przejścia, musi je realizować tak szybko jak to możliwe, ponieważ pomiędzy dźwigniami sterującymi i elementami sterującymi statku powietrznego nie ma elementów mechanicznych. [0077] Wybór wymiarów, mocy i momentu obrotowego koniecznych urządzeń uruchamiających do tego manewru, 1 powinien być eksperymentalnie wyselekcjonowany i zweryfikowany z zastosowaniem tego kryterium, zarówno w tunelu aerodynamicznym, jak i w lotach próbnych. [0078] Po pomyślnym wykonaniu manewru przejścia do trybu samolotu, przekształcalny statek powietrzny 1 musi wznieść się na najbardziej odpowiednią wysokość wzniesienia w celu zoptymalizowania jego cech charakterystycznych lotu jako samolotu; w tym celu, w kabinie pilota powinno być zwiększone ciśnienie i powinna zostać ogrzana w celu utrzymania jej w zakresie komfortowej temperatury wewnętrznej i ciśnienia 2 atmosferycznego. Podczas tego wznoszenia i lotu przelotowego, należy również wziąć pod uwagę stosowne wymagania organów kontroli ruchu lotniczego.

30 30 PZ/0919/RW EP [0079] Poniżej opisano tryb działania samolotu przekształcalnego statku powietrznego 1 według niniejszego wynalazku. [0080] Wygląd przekształcalnego statku powietrznego 1 podczas lotu w trybie samolotu zilustrowano na fig Lot przekształcalnego statku powietrznego 1 w trybie samolotu jest kontrolowany z wykorzystaniem standardowych aerodynamicznych urządzeń uruchamiających, takich jak stery kierunku i lotki, oraz przez kontrolowanie skoku śmigieł pchających ( popychaczy ). [0081] Specjaliści w dziedzinie zwrócą uwagę na to, że wirnik 6 jest wówczas zatrzymany z łopatami 7 i 8 w położeniu, które jest w przybliżeniu lub całkowicie poprzeczne. Obie łopaty 7 i 8 mają krawędź natarcia w 1 prawidłowym położeniu w stosunku do translacyjnego ruchu statku powietrznego 1. Podwozie samolotu 9 jest wciągnięty i maszyna 1 wykazuje prawidłowy profil w kierunku do przodu. Ten prawidłowy profil aerodynamiczny, wolny od składowych obrotowych, pomaga w osiąganiu dużych prędkości translacyjnych przekształcalnego statku powietrznego 1 według niniejszego wynalazku. [0082] Rozważając przejścia odwrotne, oczywiste jest, że przekształcalny statek powietrzny 1 musi wykonywać przejścia w odwrotnej kolejności od dotychczas opisanej w celu 2 powrócenia do lotu na początku jako wiatrakowiec i następnie jako śmigłowiec, przed lądowaniem. Opisywanie tych przejść nie jest konieczne, ponieważ są one dokładnie przeciwne do

31 31 PZ/0919/RW EP tych opisanych, i są wykonywane w tych samych zakresach prędkości, aczkolwiek teraz w kolejności malejącej. [0083] Po opisaniu trybów latania i przejść pomiędzy nimi, wyraźnie obserwuje się znaczenie technologii fly-by- Wire systemu sterowania przekształcalnego statku powietrznego 1 według niniejszego wynalazku. Należy pamiętać o tym, że w zmiennopłatach konstruowanych do tej pory, przejścia są przeprowadzane, niemal bez wyjątku, bez tej technologii. Lecz te przejścia muszą być wykonywane przez pilotów o ogromnym doświadczeniu i po wolnym procesie uczenia, który w wielu przypadkach jest samokształceniem. Można łatwo zrozumieć, że od pilota wymagany jest ogromny talent i szkolenie, ażeby mógł on przeprowadzić tą złożoną sekwencję operacji z najwyższą precyzją i szybkością oraz bez 1 błędów żadnego typu, i spowodowanego przez nie ogromnego zagrożenia. [0084] W przypadku przekształcalnego statku powietrznego 1 wynalazku, i dzięki technologii fly-by-wire, skomplikowane manewry przejścia będą po prostu programowane w centralnych komputerach systemu, które dodatkowo zostaną zoptymalizowane dla wszystkich wariacji parametrów w każdym locie, takich jak payload (masa użyteczna), ilość paliwa, wysokość wzniesienia i temperatura otoczenia, szybkość przejścia i wiele innych. Z tymi danymi, pilot będzie jedynie 2 potrzebował wydać rozkaz systemowi sterowania do przeprowadzenia przejścia przez wciśnięcie odpowiedniego przycisku, i program będzie odpowiedzialny za całkowite

32 32 PZ/0919/RW EP wykonanie sekwencji operacji, które są wymagane w każdym przypadku. Co więcej, wykonanie przejścia może nawet zostać zainicjowane w całkowicie zautomatyzowany sposób, gdy pilot pokaże, z wykorzystaniem standardowego układu sterowania lotem, że ona/on chce zmienić prędkość przekształcalnego statku powietrznego 1 powyżej lub poniżej każdej szybkości przejścia. [008] Podsumowując, przekształcalny statek powietrzny 1 według niniejszego wynalazku jest statkiem powietrznym stanowiącym hybrydę (lub zmiennopłat ) pomiędzy śmigłowcem, wiatrakowcem i samolotem z nieruchomymi skrzydłami, który jest całkowitą nowością. Jest on zdolny do pionowego lądowania i startowania, latania ze stosunkowo małymi prędkościami w taki sam sposób jak śmigłowiec, włączając 1 niezmienny lot ( lot wiszący ), i poprzez zmianę jego trybu lotu, może osiągać maksymalne prędkości wynoszące około 600 km/h, które są porównywalne do prędkości rozwijanych przez samoloty z nieruchomymi skrzydłami napędzanych przez śmigła. Co więcej, przekształcalny statek powietrzny 1 według niniejszego wynalazku może latać z dużą efektywnością, ze specyficznymi zużyciami, które są porównywalne do zużyć śmigłowca podczas wolnego lotu (z prędkością od zera do około km/h) oraz do zużyć samolotu podczas lotu z dużymi prędkościami. 2 [0086] Z wyjątkiem maksymalnych prędkości lotu, wszystkie prędkości przejścia wymienione w tym opisie są przybliżone, przykładowe i nie ograniczają zakresu wynalazku.

33 33 PZ/0919/RW EP Prędkości, przy których przekształcalny statek powietrzny 1 według wynalazku będzie wykonywał przejścia, powinny zostać określone podczas testów w tunelu aerodynamicznym i testów w trakcie lotu, i obliczone podczas projektowania aerodynamicznego i konstrukcyjnego statku powietrznego i jego wirnika. [0087] Mając wystarczająco opisane cechy charakterystyczne niniejszego wynalazku, jak również sposobu jego realizacji, należy zaznaczyć, że wszystko co nie powoduje zmiany, przemiany lub modyfikacji jego głównej zasady podlega szczegółowym zmianom oraz, że różne elementy lub komponenty mogą być zastępowane przez ich ekwiwalenty techniczne. 1

34 34 PZ/0919/RW EP Zastrzeżenia patentowe 1. Sposób działania przekształcalnego statku powietrznego (1), wyposażonego w kadłub samolotu (2), standardowo zamocowane skrzydła (3) z lotkami, usterzenie ogonowe (4) ze sterami kierunku (), silniki napędowe (), wirnik (6) z łopatami (7 i 8), skrzynkę przekładniową pomiędzy silnikami i wirnikiem, zaopatrzoną w elementy hamulcowe i elementy sprzęgła, podwozie samolotu (9), który obejmuje bezpośrednie i odwrotne przejście z trybu śmigłowca do trybu wiatrakowca i bezpośrednie i odwrotne przejście z trybu wiatrakowiec-śmigłowiec do trybu samolotu, przy czym bezpośrednie przejście z trybu śmigłowca do trybu wiatrakowca 1 obejmuje następujące etapy, w których: wyprzęga się wirnik od silników napędowych, oraz bezpośrednie przejście z trybu wiatrakowiecśmigłowiec do trybu samolotu, obejmujące następujące etapy, w których: reguluje się ogólne i azymutalne skoki łopat (7 i 8) wirnika (6) zasadniczo do stopni zerowych, w taki sposób, że zaprzestają one wznosić i kierować statkiem powietrznym (1) i jest on wznoszony przez standardowo zamocowane skrzydła i sterowany przez lotki i stery kierunku (); 2 szybko zmniejsza się prędkość obrotową wirnika (6) z zastosowaniem jego hamulca,

35 3 PZ/0919/RW EP znamienny tym, że sposób obejmuje również etapy, w których: zatrzymuje się wirnik w pozycji poprzecznej jego łopat (7 i 8), w położeniu zasadniczo poprzecznym do kierunku lotu; cofa się łopaty wirnika w kierunku ogona samolotu, do momentu, w którym ich oś podłużna będzie ustawiona w jednej linii z kierunkiem ruchu samolotu; obraca się łopatę, która miała przeciwny przepływ powietrza, gdy łopaty zostały zatrzymane w położeniu poprzecznym do kierunku lotu o kąt wynoszący w przybliżeniu 180 na jej osi skoku; rozstawia się łopaty, jedną niezależnie od drugiej, do pozycji azymutalnej wyznaczonej przez uprzednio określony zakres kątów; i 1 reguluje się kąt natarcia przesuniętej łopaty do momentu, w którym łopaty będą rozmieszczone w położeniu równoległym do nieruchomych skrzydeł, i odwrotne przejście obejmujące powyższe etapy wykonywane w odwrotnej kolejności i z zastosowaniem przeciwnych działań. 2. Sposób według zastrz. 1, znamienny tym, że bezpośrednie przejście zawiera etap wstępny, w którym cofa się podwozie samolotu (9). 3. Sposób według któregokolwiek z poprzedzających 2 zastrz., znamienny tym, że zawiera etap, w którym uruchamia się systemy zwiększające ciśnienie i ogrzewające statku powietrznego (1).

36 36 PZ/0919/RW EP Sposób według któregokolwiek z poprzedzających zastrz., znamienny tym, że zawiera etap, w którym prowadzi się wznoszenie statku powietrznego na optymalną wysokość wzniesienia lotu, uprzednio określoną na podstawie warunków atmosferycznych i kontroli ruchu lotniczego.. Sposób według zastrz. 1, znamienny tym, że wymieniony uprzednio określony zakres kątów korzystnie wynosi od 30 do Sposób według zastrz. 1, znamienny tym, że w wymienionym etapie regulacji kąta natarcia przesuniętej łopaty (7 i 8), w taki sposób, że są one umieszczane na standardowo zamocowanych skrzydłach (3) statku powietrznego, rozmieszcza się łopaty do postaci dwupłatu w odniesieniu do standardowych skrzydeł Przekształcalny statek powietrzny (1), takiego typu, który składa się z elementów, takich jak kadłub samolotu (2), nieruchome skrzydła (3) z lotkami, usterzenie ogonowe (4) ze sterami kierunku (), silniki napędowe (), wirnik (6) z łopatami (7 i 8), skrzynka przekładniowa pomiędzy silnikami i wirnikiem, wyposażona w elementy hamulcowe i elementy sprzęgła wirnika, podwozie samolotu i środki umożliwiające przejście z trybu śmigłowca do trybu wiatrakowca i odwrotnie, przy czym wirnik jest wyposażony w środki napędzające, umożliwiające bezpośrednie i odwrotne przejście (17 i 18) z 2 trybu wiatrakowiec-śmigłowiec do trybu samolotu, które zawierają silnik (18) służący do regulowania ogólnych i azymutalnych skoków łopat (7 i 8) wirnika (6) zasadniczo do