МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ Российский патент 1996 года по МПК B64C39/06 F02K11/00 

Изобретение относится к авиационной технике вертикального взлета и посадки и может быть использовано в сельском хозяйстве для орошения посевов по площадях регионального масштаба в засушливых районах, в леском хозяйстве для тушения пожаров больших массивов, в транспортной авиации для перевозки крупногабаритных тяжелых грузов, например оборудования на морские бурильные платформы, а также может быть использовано в качестве возвращаемой разгонной ступени космического аппарата многоразового использования.

Известен летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло кольцевого типа, силовую установку, которая имеет газотурбинные двигатели на фюзеляже, кабину экипажа, органы управления и приземления. Он представлен в книге Д.А.Соболев. Самолеты особых схем. М. Машиностроение, 1989, с. 140 153, проект "Ринг Уинг" фирмы Локхид (США), МКИ В 64 С 39/06.

В известном техническом решении при увеличении веса полезной нагрузки до тысяч тонн не удается обеспечить получение эквивалентной подъемной силы крыла в широком диапазоне скоростей полета, в частности при малых скоростях полета вплоть до нуля.

Известен летательный аппарат для большой платной нагрузки, содержащий фюзеляж, прямоугольное крыло с лонжеронами, выполненными в виде нескольких полых труб, расположенных по прямым линиям по всему размаху крыла последовательно друг за другом по хорде и вписанных в контур профиля крыла, кольцевые шпангоуты, установленные на трубах, каркасы в виде профилей и накладок. Он представлен в описании изобретения к патенту N 847907, МКИ В 64 С 3/00.

В известном техническом решении не удается обеспечить получение эквивалентной подъемной силы крыла в широком диапазоне скоростей полета, в частности при малых скоростях полета проблематичным является увеличение эффективности посадочной механизации крыла.

Наиболее близким техническим решением является летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий круглое кольцевое крыло замкнутого типа, кабину экипажа, грузовые и топливные отсеки, силовую установку, органы управления приземления. Летательный аппарат изложен в книге Е.И.Ружицкий. Безаэродромная авиация. Оборонгиз, 1959 г. с. 152 153, фиг. 137.

В прототипе при наличии платной нагрузки до тысяч тонн не удается обеспечить получение эквивалентной подъемной силы крыла в широком диапазоне скоростей из-за противоречивости требований к аэродинамике профиля кольцевого крыла и требований к повышению удельно-импульсных характеристик прямоточного двигателя, корпус которого одновременно является корпусом кольцевого крыла.

Решаемой технической задачей является увеличение подъемной силы в широком диапазоне скоростей полета эквивалентно плотной нагрузки, равной величине несколько тысяч тонн.

В многофункциональном летательном аппарате вертикального взлета и посадки, содержащем круглое кольцевое крыло замкнутого типа, кабину экипажа, грузовые и топливные отсеки, силовую установку, органы управления и приземления, в нем кольцевое крыло выполнено из двух половин, соединенных в горизонтальной плоскости, состоящих из набора профилей различной кривизны и образующих аэродинамически оптимальную кольцевую несущую поверхность, а силовая установка включает в себя комбинированные турбопрямоточные двигатели, встроенные в кольцевое крыло в направлении хорд профилей с одинаковым интервалом между ними, и роторные блоки, выполненные в виде многолопастных управляемых несущих винтов с реактивным приводом; кроме всего каждый из комбинированных двигателей содержит входное устройство, выполненное в кольцевом крыле, турбокомпрессор, представляющий собой внутренний контур двигателя, прямоточный вращающийся наружный контур, укороченные реактивные сопла внутреннего контура, камеру дожигания и реактивное сопло наружного прямоточного контура; кроме всего его силовая установка снабжена системами подачи углеводородного и криогенного топлив, обеспечивающими работу внутренних газотурбинных и наружных прямоточных контуром комбинированных турбопрямоточных двигателей и управление ими в широком диапазоне возможных рабочих режимов; кроме всего за укороченным соплом внутреннего контура каждого комбинированного двигателя установлен генератор ударных волн, выполненных в виде плохообтекаемых быстровращающихся радиальных стержней с приводом от газогенератора, снабженных каналами для подвода газообразного водорода в камеру дожигания наружного контура двигателя; кроме всего в нем передняя кромка кольца и прилегающая к ней внешняя поверхность являются стенками водородного теплообменника, взаимодействующего через регулирующий орган с входными устройствами внутреннего и наружного контуров комбинированных двигателей; кроме всего лопасти роторных блоков снабжены реактивными соплами, установленными на концах лопастей, связанных в каждом блоке синхронизирующей передачей; кроме всего кольцевое крыло содержит радиальные и торовые полости - отсеки для размещения экипажа, полезной нагрузки, топлива и оборудования; кроме всего кольцевое крыло на внутренней поверхности имеет узлы крепления вантовой подвески устройств для размещения крупногабаритных грузов; кроме всего концевые участки диаметрально противоположных лопастей соединены между собой стяжками, выполненными в виде жгутов из высокопрочных волокон из композиционных материалов, разгружающими узлы крепления и комлевые части лопастей.

Наличие существенных отличий позволяет создать величину подъемной силы летательного аппарата, эквивалентную величине платной нагрузки на любом режиме полета при изменении скорости полета от величины скорости, равной нулю, до скорости максимального значения при величине платной нагрузки вплоть до величины, равной несколько тысяч тонн. Это достигается компоновкой летательного аппарата с комбинированной силовой установкой, в которой функции корпуса и одной части несущей поверхности совмещены. Тяговое усилие силовой установки также создается несущей поверхностью, но только другой частью, которая выполнена вращающейся, в виде многолопастных несущих винтов с реактивным приводом.

Неподвижная часть несущей поверхности выполнена в форме кольцевого крыла с распределенной по размаху платной нагрузкой и создает подъемную силу в самолетном режиме полета. Вращающаяся несущая поверхность выполнена в форме роторных блоков, каждый из которых состоит из множества управляемых лопастей. Роторные блоки расположены по периметру кольцевого крыла и выполняют функции несущего винта при взлете и посадке, а также толкающего винта для самолетного режима полета. При такой компоновке летательного аппарата обеспечиваются минимальные энергозатраты в широком диапазоне скоростей полета, начиная от нуля и дальше в сторону увеличения скорости. Уменьшение потребной мощности и удельного расхода топлива силовой установки достигается использованием комбинированного режима полета, эквивалентного известным режимам:
вертолетному на взлете и посадке, при зависании или полете на малой скорости;
самолетному на больших скоростях полета.

Управляемость летательного аппарата и его эффективность обеспечивают дублирующими друг друга системами органов управления для повышения надежности при переводе с разной интенсивностью из одного режима в другой:
при вертикальных режимах полета поперечное управление, а также режимы перехода к горизонтальному полету и обратно осуществляют дифференциальным изменением тяги несущих винтов путем изменения частоты вращения роторного блока регулированием расхода рабочего тела двигателя и/или изменением угла установки управляющих лопастей роторного блока;
при самолетных режимах полета управление по тангажу и рысканию осуществляют не только качанием двигательной установкой совместно с роторным блоком относительно шарнира при больших управляющих усилиях, необходимых для создания с определенной интенсивностью аэродинамических моментов тангажа и рыскания, но и отклонением управляющих аэродинамических поверхностей (рулей), используемых при малых управляющих усилиях с меньшей интенсивностью создания аэродинамических моментов тангажа и рыскания для обеспечения устойчивости;
по крену управления осуществляют поворотом отклоняющихся управляющих аэродинамических поверхностей (рулей) диаметрально противоположных каждый вокруг своей оси, расположенной вдоль хорд аэродинамических профилей каждой половины кольцевого крыла при повороте в одну или в другую сторону, исходя из условий полета.

Противоречивость требований к крылу и двигателю, свойственных прототипу, и невозможность из-за них создания летательного аппарата на большие платные нагрузки, устраняется в заявленном техническом решении разделением их функций и выполнением силовой установки комбинированной не только путем комбинации двигателей прямой и непрямой реакции, но и выполнением комбинированным двигателя прямой реакции, который содержит входное устройство, встроенное в кольцевое крыло, и турбокомпрессор, размещенный в двигательном отсеке, встроенным в кольцевое крыло, а прямоточный контур выполняют вращающимся. Повышение удельно-импульсных характеристик ее достигается выполнением выходного устройства внутреннего контура не только в виде отдельных сопл на концах лопастей роторного блока, но и в виде отдельных сопл на профилированном теле с плоской торцевой частью, являющимся по конструкции укороченным соплом внешнего расширения и одновременно являющимся начальным участком эжекторного типа камеры дожигания прямоточного контура двигателя прямой реакции. В ней торцевая часть создает отрывные течения, формирующие крупномасштабные циркуляционные течения, в которых участвуют, в виде отдельных высокотемпературных, высокоскоростных струй, рабочее тело внутреннего контура и набегающий холодный воздушный поток, разделенный на отдельные струи стойками для цапф лопастей несущего винта, для включения дополнительной воздушной массы в термодинамический процесс. Для увеличения эффективности смешения компонентов топлива с воздухом и последующего ускоренного завершения химических превращений цепного механизма процесса горения за укороченным соплом внутреннего контура установлен генератор ударных волн, выполненный в виде плохообтекаемых быстровращающихся, движущихся поперек потока радиальных стержней с приводом от газогенератора, снабженных каналами для подвода газообразного водорода в камеру дожигания наружного контура двигателя прямой реакции. Для повышения надежности и обеспечения устойчивости внутрикамерного процесса низкотемпературного газогенератора в широком диапазоне нагрузки он выполнен в виде водородного теплообменника, стенками которого с горячей стороны являются передняя кромка и прилегающая к ней внешняя поверхность летательного аппарата.

Снабжение системами подачи углеводородного и криогенного топлив, обеспечивающими работу внутренних газотурбинных и наружных прямоточных контуров комбинированных турбопрямоточных двигателей и управление ими в широком диапазоне возможных рабочих режимов, позволяет более эффективно использовать разные значения величин стехиометрического коэффициента соотношения компонентов воздуха и топлива, при регулировании секундным расходом воздуха, что увеличивает удельно-импульсные характеристики силовой установки, а следовательно, повышает коэффициент весовой отдачи летательного аппарата. Это позволяет значительно сократить запас рабочего тела на борту летательного аппарата. Увеличению весовой отдачи способствует и то, что лопасти роторных блоков снабжены реактивными соплами, установленными на концах лопастей, связанных в каждом блоке синхронизирующей передачей, позволяющей дополнительно увеличить удельно-импульсные характеристики путем уменьшения индуктивного сопротивления лопастей в несущем винте.

Высокое значение коэффициента весового совершенства конструкции летательного аппарата достигают жесткостью кольцевого корпуса, которая создается набором профилей различной кривизны в виде емкостей с избыточным давлением внутри, при этом кольцевое крыло в отличии от прототипа содержит радиальные и торовые полости-отсеки для размещения экипажа, полезной нагрузки, находящейся в жидком, сыпучем состоянии или в виде контейнеров, а также для размещения топлива и оборудования. В случае крупногабаритных грузов его размещают на внешней подвеске, а для более успешного решения прочностных задач и для создания распределенной нагрузки по всей поверхности кольцевое крыло на внутренней поверхности имеет узлы крепления вантовой подвески устройств для размещения этих крупногабаритных грузов. Конструкция лопастей несущего винта находится в предварительно напряженном состоянии путем продольного сжатия с использованием стяжек, выполненных в виде жгутов высокопрочных волокон из композиционных материалов, разгружающих узлы крепления и комлевые части лопастей.

Таким образом осуществляется решение поставленной задачи, а именно получение подъемной силы летательного аппарата большой величины в широком диапазоне скоростей управляемого полета.

На фиг.1 представлена схема многофункционального летательного аппарата в продольном разрезе; на фиг.2 вид спереди фиг.1 с частичным вырывом по корпусу летательного аппарата с конструктивной схемой механизма синхронизирующей передачи лопастей каждого блока; лопасти изображены в отклоненном положении и они занимают флюгерное положение; на фиг.3 схема летательного аппарата с крупногабаритным грузом на внешней вантовой подвеске в продольном разрезе; на фиг.4 вид снизу летательного аппарата с крупногабаритным грузом на внешней вантовой подвеске; на фиг.5 схема силовой двигательной установки в продольном разрезе; на фиг.6 схема маховичных элементов генератора ударных волн с каналом подвода жидкого компонента.

Многофункциональный летательный аппарат содержит корпус 1 (фиг.1), который выполнен в виде круглого кольцевого крыла замкнутого типа, кабину 2 экипажа в пилотируемом варианте летательного аппарата, грузовые отсеки 3, топливные отсеки 4, силовую установку 5, органы управления 6, 7 в виде отклоняющихся частей несущей поверхности, обеспечивающих путевую и продольную устойчивость летательного аппарата, а также органы приземления.

Несущий корпус 1, имеющий форму круглого кольцевого крыла, состоит из двух половин 8, 9, каждая из которых имеет аэродинамический профиль, объединенные общей осью размаха и соединенные в горизонтальной плоскости. Обе половины 8, 9 несущей поверхности создают подъемную силу в одном направлении.

Кольцевое крыло 1 выполнено из набора профилей 3, 4, 10, 11 различной кривизны, образующих аэродинамическую оптимальную кольцевую несущую поверхность. Силовая установка 5 летательного аппарата включает в себя комбинированные турбопрямоточные двигатели, встроенные в кольцевое крыло в направлении хорд аэродинамических профилей с одинаковым интервалом между ними, а также включает в себя роторные блоки 12, выполненные в виде множества лопастей 13, которые образуют управляемые несущие винты с реактивным приводом 14. Реактивный привод 14 (фиг.1) изображен в виде укороченного сопла внешнего расширения.

Силовая установка 5 снабжена системами подачи углеводородного и криогенного топлив из емкостей топливного отсека 4, которые обеспечивают работу ее в широком диапазоне возможных рабочих режимов. В качестве низкотемпературного газогенератора, работающего в широком диапазоне расходов водорода и обеспечивающего устойчивость процессов в нем, используют теплообменное устройство 15, имеющее большую поверхность съема тепла. Передняя кромка кольца и прилегающая к ней внешняя поверхность являются стенками водородного теплообменника 15, взаимодействующего через регулирующий орган 16 с входными устройствами 17, 18 комбинированных турбопрямоточных двигателей. Теплообменное устройство газогенератор рассматривается как резервная система силовой установки 5 во внештатной ситуации.

В кольцевом крыле 1 расположено синхронизирующее устройство 19 (фиг.2) для синхронизации частот вращения роторных блоков и приведения к взаимному соответствию одновременного прохождения лопастей 13 соседних роторных блоков их линии центров последствия управляющих усилий на роторных блоках, используемых как органы управления летательным аппаратом. Синхронизирующее устройство 19 содержит механизм для передачи крутящего момента в виде зубчатой передачи на оси роторного блока 12, карданных валов 20 с шарнирами 21 и муфты приводов 22 с аппаратурой управления. Муфты приводов 22 выполнены автоматическими и содержат, например, фрикционные элементы с зубчатыми колесами, имеющих число зубьев, равных числу лопастей роторного блока. Синхронизирующее устройство 19 способствует уменьшению индуктивных потерь при обтекании профиля жесткой лопасти 13 набегающим воздушным потоком роторных блоков 12. Лопасти выполнены с переменной профилировкой по размаху с реактивным приводом на концах.

На поверхности кольцевого крыла установлены узлы 23 (фиг.3) крепления устройств на внешней подвеске. Для оптимального размещения устройств на внешней подвеске относительно корпуса 1 летательного аппарата и эффективного использования механических свойств высокопрочных материалов на узлах 23 закреплены ванты 24, образующие с продольными элементами жесткости 25 висячие строительные конструкции, на которых закреплен крупногабаритный груз 26, в том числе с возможностью расцепки в полете. В случае превышения величины массы груза над величиной тягового усилия, создаваемого несущими винтами при взлете, силовая установка 5 снабжена вторым рядом управляемых лопастей 27 роторного блока 28 с реактивным приводом 29, обеспечивающим противоположное вращение по отношению к направлению вращения роторного блока 12.

Управляемые лопасти 13 роторных блоков снабжены струйными закрылками, которые выполнены путем установки продольной оси сопла 30 (фиг.4) реактивного привода под углом к хорде профиля несущих лопастей роторных блоков. Для обеспечения необходимой степени уширения сопла 30 при сохранении силы сопротивления давления выходное сечение сопла 30 размещено на хорде в пределах толщины профиля. Для уменьшения управляющих усилий при повороте лопастей 13 вокруг своей продольной оси сопловой блок реактивного привода расположен так, что продольные оси соплового блока и управляющей лопасти пересекаются. В этом случае концевая часть управляющей лопасти выполнена скошенной по длине и оканчивается в виде части аэродинамического профиля.

Конические отсеки 31 (фиг.5) силовой установки 5 интегрированы в корпус 1 кольцевого крыла и расположены по его периметру. В конических отсеках 31 расположены газотурбинные двигатели 32, корпуса 33 которых используют в качестве вращающего корпуса роторного блока 12. Вращающийся корпус 33 установлен на опорах 34, 35, расположенных в коническом отсеке 31, который установлен на шарнире 36 и посредством рулевого привода системы управления летательным аппаратом выставляется по задаваемому положению.

Подвижная часть конического отсека 31 содержит сферический корпус 37, который является базовым элементом воздухозаборника 17 газотурбинного двигателя 32. Хвостовая часть 38 вращающегося корпуса 33 выполнена сферической, на которой установлены узлы поворота 39 лопастей 13 вокруг своей продольной оси. Лопасти соединены с рулевым приводом, который выполнен в виде рулевой машины 40, обеспечивающей поворот лопасти 13 вокруг продольной оси для осуществления изменения угла установки лопасти в соответствии с изменением скорости набегающего воздушного потока.

На стойках 41 расположена система прямоточных контуров, которая закреплена на хвостовой части вращающегося корпуса 33. Полость за турбиной газотурбинного двигателя 32 сообщена с внутренней полостью реактивного привода 14 и с сужающимся профилированным выходным устройством 42, которое выполнено из элементов соплового блока с регулирующими органами, закрепленными в стойках профилированного воздухозаборника 18 прямоточного контура. В этих же стойках 41 размещены переключающие регулирующие органы, позволяющие по мере увеличения угла поворота лопасти открывать проходное сечение выходного устройства 42.

Элементы выходного участка выходного устройства 42 газотурбинного двигателя 32 вместе с хвостовой частью вращающегося корпуса, выполненного в форме тела 43 укороченного сопла внешнего расширения, и вместе с внутренней поверхностью профилированного воздухозаборника прямоточного контура формируют входную часть камеры дожигания 44 прямоточного контура. Камера дожигания 44 содержит генератор 45 ударных волн в виде вращающихся тел.

Генератор 45 выполнен маховичного типа. Маховичные элементы предназначены дополнительно для демпфирования конструкции летательного аппарата от разрушающих вибрационных воздействий ударных волн. Генератор 45 ударных волн соединен с корпусом кольцевого крыла летательного аппарата и с вращающимся корпусом 33, на котором закреплены лопасти 13, через устройство, например, гидротрансформатор и обратимый двигатель нагнетатель роторно-поршневого типа. Генератор 45 ударных волн закреплен на торце укороченного сопла 43 внешнего расширения на входе камеры дожигания 44. Генератор 45 ударных волн с вращающимися со сверхзвуковой скоростью телами маховичного типа в виде плохообтекаемых стержней выполнен многорядным. В последующих рядах соосно со смещением дополнительно установлены маховичные элементы 46 уменьшающегося поперечного сечения в каждом последующем ряду по потоку.

На концах лопасти 13 выполнены узлы крепления, которые соединены попарно в диаметрально противоположных лопастях между собой стяжками 47, выполненными в виде пучка из высокопрочных волокон композиционных материалов. Стяжки разгружают узлы крепления и комлевые части лопастей. На силовой установке 5 закреплены органы приземления 48, например, телескопического типа. Продольные оси газотурбинных двигателей 32, расположенных по периметру кольцевого крыла, установлены под углом к продольной оси летательного аппарата с возможностью пересечения их в одной точке.

В генераторе 45 ударных волн в плохообтекаемых стержнях выполнены профилированные каналы в виде сопл, истечение из которых струй рабочего тела, например водорода, создают крутящий момент. Профилированные каналы сопл 49 (фиг. 6) выполнены как глухими, так и сквозными с подводом горючего, в том числе жидком состоянии через канал 50, а затем поступающего на распыление через торцевой кольцевой канал 51 в наименьшем сечении, образованной наружной поверхностью жидкостного тракта и внутренней поверхностью газового тракта высокоскоростного потока. Рабочее тело в виде газообразного водорода поступает от автономного генератора газа.

Работает многофункциональный летательный аппарат следующим образом.

Многофункциональный летательный аппарат имеет вертикальный взлет и посадку. В зависимости от характера груза, если он жидкий или сыпучий, то заполняются емкости 3 в кольцевом крыле, если он крупногабаритен, то крепление груза производят на внешней вантовой подвеске. Осуществляется запуск газотурбинных двигателей 32. Рабочее тело после турбины поступает на вход реактивного привода 14 и, проходя газовый тракт укороченного сопла внешнего расширения, раскручивает роторный блок 12 с лопастями 13. Осуществляется раскрутка всей совокупности роторных блоков. Частота вращения роторного блок меньше частоты вращения ротора газотурбинного двигателя.

Органами управления выдается сигнал на рулевой привод и рулевые машины 40 изменяют угол установки лопасти 13, создавая тяговый режим работы при разных направлениях вращения каждого соседнего двигателя. Летательный аппарат взлетает, набирая высоту, либо работает в режиме висения. При наличии избыточности тягового усилия происходит разгон летательного аппарата. По мере разгона летательного аппарата осуществляют изменение положения продольной оси из вертикального положения в горизонтальное. Ввиду того, что при вертикальных режимах полета поперечное управление, а также режимы перехода к горизонтальному полету и обратно на малой скорости полета аэродинамические рули, как дублирующие системы органов управления неэффективны, то управление осуществляется дифференциальным изменением тяги несущих винтов путем изменения частоты вращения роторного блока регулированием расхода рабочего тела двигателя 32 и/или изменением угла установки управляющих лопастей 13 роторного блока 12 или группы блоков 12. При самолетных режимах полета управление по тангажу и рысканию осуществляют качанием подвижной частью конического отсека 31 с расположенным в нем газотурбинным двигателем 32 с роторным блоком 12 относительно шарнира 36 при больших управляющих усилиях, необходимых для создания с определенной интенсивностью аэродинамических моментов тангажа и рыскания. Для обеспечения устойчивости летательного аппарата при малых управляющих усилиях с меньшей интенсивностью используют отклонение управляющих аэродинамических поверхностей 6 при управлении по тангажу и рысканию. Управление по крену осуществляют поворотом отклоняющихся аэродинамических поверхностей 7 диаметрально противоположных каждая вокруг своей оси, расположенных вдоль хорд аэродинамических профилей каждой половины кольцевого крыла при повороте в одну или в другую сторону, исходя из условий полета.

В горизонтальном полете угол установки лопасти 13 таков, что открывается регулирующий орган, установленный на полой оси лопасти крыла, и часть рабочего тела начинает поступать через выходное устройство 42. Рабочее тело начинает при этом эжектировать воздух через сверхзвуковой воздухозаборник. По мере увеличения скорости полета увеличивается подаваемая часть рабочего тела в камеру дожигания, тяга двигателя растет, лопасти 13 занимают или флюгерное положение, при этом вращение корпуса газотурбинного двигателя 33 прекращается или с минимальным углом атаки относительно направления движения профиля, используя центробежный эффект для жесткости лопастей 13 при вращении. Подъемная сила создается профилированным несущим корпусом 1 и аэродинамическими профилями лопастей 13 в горизонтальном положении.

Во внештатной ситуации (при выключенном газотурбинном двигателей 32) включается система подачи водорода в теплообменное устройство 15. В теплообменном устройстве он газифицируется и подается в камеру дожигания 44, где, взаимодействуя с воздушным потоком, сгорает и образует тяговое усилие в полете. Для увеличения эффективности сгорания и получения необходимой полноты сгорания рабочее тело подается через канал 50, раскручивая генератор ударных волн 45 до больших сверхзвуковых скоростей. Вращение генератора ударных волн 45 осуществляется с большой частотой, обеспечивая возникновение головной ударной волны в плоскости вращения. Многорядность стержней уменьшающегося поперечного сечения способствует уменьшению турбулентной структуры смешиваемых потоков из выходного устройства 42 и воздушного потока прямоточного контура, а сквозное отверстие 49 в стержней 45 генератора ударных волн способствует реализации вибрационного горения, что в совокупности с последующей турбулизацией по потоку обеспечивает высокое значение коэффициента полноты сгорания на небольшом участке камеры дожигания 44.

Посадка и торможение летательного аппарата осуществляются аналогично взлету и разгону в обратной последовательности.

Функционирование летательного аппарата во внештатной ситуации осуществляется в переводе летательного аппарата в режим посадки и включения форсажного режима двигательной установки при соединении теплообменного устройства 15 с входом газотурбинного двигателя 32 или с подключением роторных блоков для создания положительных перегрузок на кольцевое крыло 1 с целью безопасной посадки. Посадка осуществляется на выдвижные устройства 48. Торможение вращающихся роторных блоков осуществляется изменением угла установки лопастей 13 вплоть до флюгерного положения.

Выполнение специальных операций, например, состоит в доставке крупногабаритного груза, разгрузки его в геолого-разведочной партии, использование летательного аппарата для аэрозольного орошения посевных площадей с использованием роторных блоков и другие.

Использование: в качестве транспортного средства для перевозки по воздуху крупногабаритных грузов и различных многотонных грузов в жидком и сыпучем состояниях. Сущность изобретения заключается в том, что летательный аппарат вертикального взлета и посадки выполнен в виде кольцевого крыла, состоящего из двух половин, соединенных в горизонтальной плоскости, выполненных из набора профилей различной кривизны, образующих аэродинамически оптимальную несущую поверхность, а силовая установка включает в себя комбинированные турбопрямоточные двигатели, встроенные в кольцевое крыло в направлении хорд профилей с одинаковым интервалом между ними, и роторные блоки, выполненные в виде многолопастных управляемых несущих винтов с реактивным приводом. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Многофункциональный летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий круглое кольцевое крыло замкнутого типа, кабину экипажа, грузовые и топливные отсеки, силовую установку, органы управления и приземления, отличающийся тем, что кольцевое крыло выполнено из двух половин, соединенных в горизонтальной плоскости, выполненных из набора профилей различной кривизны и образующих аэродинамически оптимальную кольцевую несущую поверхность, а силовая установка включает в себя комбинированные турбопрямоточные двигатели, встроенные в кольцевое крыло в направлении хорд профилей с одинаковым интервалом между ними, и роторные блоки, выполненные в виде многолопастных управляемых несущих винтов с реактивным приводом. 2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что каждый из комбинированных двигателей содержит входное устройство, выполненное в кольцевом крыле, турбокомпрессор, представляющий собой внутренний контур, прямоточный вращающийся наружный контур, укороченные реактивные сопла внутреннего контура, камеру дожигания и реактивное сопло наружного прямоточного контура. 3. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что его силовая установка снабжена системами подачи углеводородного и криогенного топлив, обеспечивающими работу внутренних газотурбинных и наружных прямоточных контуров, комбинированных трубопрямоточных двигателей и управление ими в широком диапазоне возможных рабочих режимов. 4. Аппарат по пп.1 3, отличающийся тем, что за укороченным соплом внутреннего контура каждого комбинированного двигателя установлен генератор ударных волн, выполненный в виде плохообтекаемых быстровращающихся радиальных стержней с приводом от газогенератора, снабженных каналами для подвода газообразного водорода в камеру дожигания наружного контура двигателя. 5. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что передняя кромка кольца и прилегающая к ней внешняя поверхность являются стенками водородного теплообменника, взаимодействующего через регулирующий орган с входными устройствами внутреннего и наружного контуров комбинированных двигателей. 6. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что лопасти роторных блоков снабжены реактивными соплами, установленными на кольцах лопастей, связанных в каждом блоке синхронизирующей передачей. 7. Аппарат по пп. 1 6 отличающийся тем, что кольцевое крыло содержит радиальные и торовые полости отсеки для размещения экипажа, полезной нагрузки, топлива и оборудования. 8. Аппарат по пп.1 и 2, отличающийся тем, что кольцевое крыло на внутренней поверхности имеет узлы крепления винтовой подвески устройств для размещения крупногабаритных грузов. 9. Аппарат по пп.1 и 6, отличающийся тем, что концевые участки диаметрально противоположных лопастей соединены между собой стяжками, выполненными в виде жгутов из высокопрочных волокон из композиционных материалов, разгружающими узлы крепления.