ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 1994 года по МПК B64C33/00 B64C29/00 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам (ЛА) вертикального взлета и посадки (ВВП).

Известно значительное количество ЛА ВВП, использующих различные способы создания подъемной и движущей сил ("Проектирование самолетов", С. М. Егер и др., М., "Машиностроение", 1983, с. 297-299). Вертолет вследствие аэродинамических особенностей несущей системы имеет ограниченную скорость и низкое аэродинамическое качество, резко уменьшающееся с ростом скорости полета. Самолеты ВВП должны иметь взлетную тяговооруженность не менее 1,05...1,45, что ведет к увеличению относительной массы силовой установки, большому расходу топлива на взлетно-посадочных режимах и, как результат, к уменьшению весовой отдачи или дальности полета. Выхлопная струя двигателей имеет большую скорость и температуру, что приводит к эрозии взлетно-посадочной площадки.

Известен самолет ВВП V-22 фирмы "Белл", содержащий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, шасси и двигатели с трехлопастными винтами, установленными по концам крыла. Для обеспечения вертикального взлета и посадки двигатели с винтами поворачиваются относительно крыла (Итоги науки и техники. "Авиастроение". Том 10, ВИНИТИ, М., 1989, с. 42 - прототип).

Недостатками ЛА ВВП такого типа являются сложность конструкции, связанная с поворотом двигателей, возникновение больших небалансируемых дестабилизирующих моментов при отказе одного двигателя как на взлетно-посадочных режимах, так и в горизонтальном полете, что требует соединения обоих двигателей с помощью длинного (равного размаху крыла) и тяжелого синхронизирующего вала. По сравнению с одновинтовым вертолетом одинаковых габаритов ометаемая винтами площадь по крайней мере вдвое меньше, а следовательно, потребная мощность больше. Использование винтов в качестве движителей в горизонтальном полете ограничивает максимальные скорости из-за резкого падения КПД винта. Крыло, к концам которого крепятся двигатели с винтами, используется только в горизонтальном полете. При вертикальном взлете и посадке крыло не используется, а только мешает струе от винта. Наличие крыла и несущих винтов увеличивает вес пустого ЛА.

Целью настоящего изобретения является устранение перечисленных недостатков и создания ЛА, способного наряду с вертикальным взлетом и посадкой обеспечивать движение больших скоростей и высокого аэродинамического качества в горизонтальном полете, то есть сочетание преимуществ вертолета и самолета в одном ЛА.

Указанная цель достигается тем, что ЛА, содержащий фюзеляж, хвостовое оперение, шасси, крылья и силовую установку, снабжен поворотной платформой с подъемным механизмом, установленной в фюзеляже, с осью поворота, параллельной оси Z ЛА, на которой шарнирно закреплены крылья, связанные с гидроцилиндрами привода машущих движений и аккумуляторами инерционных сил.

Привод машущих движений снабжен дополнительной турбиной привода гидронасоса, установленной с возможностью ее работы от силовой установки ЛА на взлетно-посадочных режимах.

Привод машущих движений снабжен запирающими замками для фиксации крыла в горизонтальном положении, при этом горизонтальная потребная тяга создается силовой установкой ЛА.

Хвостовое оперение снабжено приводом для поворота и установки стабилизатора по потоку, индуцируемому машущим крылом, и установлено на горизонтальной поперечной оси.

Летательный аппарат снабжен нижним неподвижным крылом-пилоном.

На фиг. 1 показан общий вид ЛА; на фиг. 2 - взлетное положение крыла и оперения; на фиг. 3 - начало разворота крыла, взлета; на фиг. 4 - горизонтальный полет; на фиг. 5 - площадь, ометаемая крылом; на фиг. 6 - подъемный механизм платформы при горизонтальном положении крыла; на фиг. 7 - то же, при повороте крыла; на фиг. 8 - вид по стрелке А на фиг. 6; на фиг. 9 - вид по стрелке Б на фиг. 8.

ЛА имеет фюзеляж 1, силовую установку 2, главные 3 и хвостовую 4 ноги шасси, хвостовое оперение 5. В верхней части фюзеляжа установлена платформа 6, которая с помощью подъемного механизма 7 может поворачиваться вокруг поперечной оси Z относительно фюзеляжа 1, изменяя угол наклона плоскости маха. К платформе 6 крепятся оси 8 подвески консолей крыла 9, гидроцилиндры 10 привода крыла, аккумуляторы 11 инерционных сил машущих консолей. Гидроцилиндры 10 привода питаются от синхронизированных гидронасосов 12, имеющих привод от дополнительных турбин 13, на которые направляются выхлопные струи двигателей 2 на взлетно-посадочных режимах. Хвостовое оперение 5 на взлетно-посадочных режимах может поворачиваться на оси 14 с помощью гидроцилиндра 15 для обеспечения управляемости. В нижней части фюзеляжа 1 установлено нижнее неподвижное крыло-пилон 16, служащее для размещения топлива в его внутренних объемах, наружных подвесок и крепления главных ног шасси 3.

На фиг. 2, 3, 4, 5 показаны конфигурации ЛА на разных режимах полета. На взлете платформа 6 с помощью подъемного механизма 7 поворачивается относительно фюзеляжа 1 таким образом, чтобы плоскость маха 17 была примерно параллельна земле. При своем движении крыло ометает площадь 18, создавая подъемную силу 19. Выхлопная струя двигателей 20, проходящая через дополнительные турбины 13, направлена вниз, хвостовое оперение для повышения его эффективности отклонено таким образом, чтобы плоскости горизонтального и вертикального оперения располагались по потоку, индуцируемому машущим крылом. Затем платформа 6 с помощью подъемного механизма 7 начинает возвращаться в горизонтальное положение. Плоскость маха 17 также поворачивается, приближаясь к вертикальной. Результирующая аэродинамических сил 21 машущего крыла отклоняется вперед, создавая тягу и разгоняя аппарат. При достижении скорости, достаточной для горизонтального полета с остановленным крылом, консоли крыла могут фиксироваться замками, выхлопные струи двигателей направляются через обычные сопла, создавая тягу, и аппарат может совершать полет по самолетному. Посадка происходит в обратном порядке.

Обтекание машущего крыла, особенно при отсутствии поступательной скорости, характеризуется крайней нестационарностью.

Исследования показали, что причина больших аэродинамических сил, создаваемых в этом случае, объясняется значительными положительными ускорениями потока, когда крыло как бы вовлекает в движение большие присоединенные массы воздуха. Поэтому машущее движение крыла весьма выгодно использовать для обеспечения вертикального взлета и посадки.

ЛА с машущим крылом на взлете и посадке более эффективен по сравнению с самолетом ВВП, поскольку потребная для вертикального взлета мощность тем больше, чем меньше скорость и больше масса отрабатываемого воздуха. ЛА с машущим крылом так же, как и вертолет, имеет наибольшую ометаемую крылом или лопастями площадь и может отбрасывать вниз максимальные массы воздуха с наименьшими потребными скоростями. В горизонтальном полете такой ЛА обладает преимуществами самолета, так как аэродинамическое качество его крыла гораздо выше, чем у несущего винта вертолета. Таким образом, ЛА, использующий машущее движение крыла на взлете и посадке, сочетает в себе преимущества как вертолета на взлетно-посадочных режимах, так и самолета в горизонтальном полете.

По предложенной схеме могут быть созданы ЛА самого различного целевого назначения. Выполненные проекты ЛА предлагаемого типа показали, что по сравнению с аналогичными по назначению самолетами предлагаемый ЛА имеет преимущества безаэродромного базирования, по сравнению с вертолетами - скорость горизонтального полета в 2...3 раза большую, и на 30...50 процентов дальность полета.

По сравнению с самолетами типа Белл V-22 (прототип) предлагаемый ЛА имеет на 40. ..50% большую скорость полета, на 15...20% меньше вес пустого ЛА, за счет того, что машущее крыло является единой несущей системой, используемой на взлетно-посадочных режимах и в горизонтальном полете.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в летательных аппаратах с подвижным крылом для вертикального взлета и посадки. Цель изобретения - повышение эффективности взлета - посадки. Летательный аппарат снабжен поворотной платформой 6 с подъемным механизмом 7, установленной в фюзеляже 1. Ось 8 поворота платформы 6 параллельна оси 7 летательного аппарата. На оси 8 закреплены крылья 9. Ось поворота 8 связана с гидроцилиндрами 10 и аккумуляторами 11 инерционных сил. В горизонтальном полете крылья могут быть зафиксированы в горизонтальном положении. Хвостовое оперение 5 имеет привод-гидроцилиндр 15 для установки стабилизатора по потоку, индукцируемому машущим крылом. Оперение установлено на оси 14. Летательный аппарат имеет неподвижное крыло-пилон 16. 4 з.п.ф - лы, 9 ил.

1. ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, содержащий фюзеляж, оперение, шасси, крылья и силовую установку, отличающийся тем, что он снабжен поворотной платформой с подъемным механизмом, установленной в фюзеляже, с осью поворота параллельной оси Z летательного аппарата, на которой шарнирно закреплены крылья, связанной с гидроцилиндрами привода машущих движений и аккумуляторами инерционных сил. 2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что привод машущих движений снабжен дополнительной турбиной привода гидронасоса, установленной с возможностью ее работы от силовой установки летательного аппарата на взлетно-посадочных режимах. 3. Аппарат по пп.1 и 2, отличающийся тем, что привод машущих движений снабжен запирающими замками для фиксации крыла в горизонтальном положении, при этом горизонтальная потребная тяга создается силовой установкой летательного аппарата. 4. Аппарат по пп.1 и 2, отличающийся тем, что хвостовое оперение снабжено приводом для поворота и установки стабилизатора по потоку, индуцируемому машущим крылом, и установлено на горизонтальной поперечной оси. 5. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что он снабжен нижним неподвижным крылом-пилоном.