САМОЛЕТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ИЛИ КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ Российский патент 1997 года по МПК B64C29/04 

Изобретение имеет отношение к авиации, и касается, в частности, самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП) с реактивной силовой установкой (РСУ), который также может совершать и короткий взлет и посадку.

С 1950-х годов многие авиационные фирмы в ряде стран мира успешно занимались различными проблемами разработки СВВП.

После успешной разработки ряда СВВП в 1960-х годах техника вертикального взлета и посадки претерпела многообразные изменения. Первоначальное мнение о том, что СВВП дает универсальное средство решения многих задач, сменилось почти полной потерей интереса к ней.

Среди многообразия схем СВВП с РСУ примечательны тем, что, имея возможность вертикально взлетать с небольших площадок, они позволяют совершать крейсерский полет на околозвуковой или даже сверхзвуковой скорости.

Однако существенным недостатком СВВП с РСУ является высокий расход топлива (т.к. используются в РСУ турбореактивные двигатели (ТРД), что увеличивает относительный вес топлива СВВП при прочих равных условиях), что снижает экономичность СВВП и уменьшает его весовую отдачу по полезной нагрузке.

Все это, а также проблема безопасности полета СВВП с РСУ на нулевых скоростях (на режиме висения) делают задачу компоновки самолета чрезвычайно сложной.

При компоновке СВВП важно, чтобы при изменении направления вектора тяги РСУ на переходном режиме полета (режим перехода от режима висения к горизонтальному полету, и наоборот) возникали бы минимальные дестабилизирующие моменты (в идеале равные нулю). Важным является и то, чтобы возникали минимальные (в идеале равные нулю) дестабилизирующие моменты и при отказе одного из двигателей (при многодвигательной РСУ). Все это будет способствовать уменьшению затрат энергии на управление СВВП на переходном режиме, что повышает его экономичность.

В построенных и проектируемых СВВП эти задачи решаются по разному.

Одна из типичных схем СВВП с составной РСУ, указанный в /1/. Данный СВВП имеет несколько подъемных (ПД)-ТРД, установленных в фюзеляже, и маршевые двигатели ТРД, установленные под крылом. В данной схеме решена задача минимизации возникающих дестабилизирующих моментов при отказе одного из ПД тем, что отключается симметричный, относительно центра масс СВВП, ПД, а при переходном режиме тем, что вектор тяги не изменяет свое направление в пространстве (т. к. нет подъемно-маршевых двигателей (ПМД), а есть ПД, создающие только вертикальную тягу, и есть маршевые двигатели, создающие только горизонтальную тягу). Проблема безопасности полета на режиме висения при отказе двигателя в данной схеме решена тем, что имеется несколько ПД.

Недостатки данной схемы: 1) маршевые двигатели при вертикальном взлете и посадке не создают вертикальную тягу, что увеличивает относительный вес РСУ в целом; 2) устранение дестабилизирующего момента при отказе одного из двигателей отключением симметричного двигателя приводит к переразмериванию РСУ, что увеличивает относительные веса РСУ и топлива.

Другой схемой, в которой решен вопрос минимизации дестабилизирующих моментов при изменении направления вектора тяги на переходном режиме полета, является СВВП с РСУ P.1127 (Англия), имеющий один двухконтурный ТРД (ДТРД) - ПМД, создающий всю вертикальную и всю горизонтальную тягу. Это ПМД "Пегас", созданный в 1950-х годах фирмой "Бристоль Сиддли" /2, с.61/.

ПМД "Пегас" имеет четыре поворотных сопла (по два с каждой стороны фюзеляжа). Два поворотных сопла установлены за вентилятором (по одному с каждой стороны фюзеляжа), и два поворотных сопла установлены после турбины (по одному с каждой стороны фюзеляжа). ДТРД "Пегас" расположен в фюзеляже, в центральной его части. Центр масс СВВП P.1127 расположен между центральной передней и задней парами поворотных сопел. При изменении направления вектора тяги ДТРД "Пегас" (на переходном режиме) возникают минимальные дестабилизирующие моменты (в основном, момент тангажа).

Серийно выпускаемые в настоящее время дозвуковые СВВП "Си Хариер" и "А-8В" производства Англии и США, соответственно, имеют аналогичную с P.1127 схему двигателя и самолета в целом.

Фирма "Хоукер" (Англия, создатель СВВП "Си Хариер") разрабатывала сверхзвуковые СВВП P.1150 и P.1154, на базе ДТРД "Пегас" с форсажем во втором контуре (перед поворотными соплами). Затратив на эту работу 5 лет и не достигнув положительного результата, фирма прекратила работу над звуковым вариантом СВВП /3, с. 150/.

Недостатки данной схемы: 1) данная компоновка не приемлема для сверхзвукового СВВП /4, с. 23/ из-за неблагоприятного распределения поперечных сечений ("правило площадей"), вызванного тем, что используется только один ПМД с большим диаметром; 2) потеря СВВП при отказе ПМД на режиме висения или переходном режиме (т.к. имеется только один ПМД); 3) повышенный расход топлива в крейсерском полете (т.к. ПМД переразмерен для крейсерского полета и его приходится на этом режиме полета дросселировать).

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому решению является отечественный СВВП с РСУ Як-38, имеющий комбинированную РСУ, состоящую из одного ПМД (ТРД), расположенного в центральной части фюзеляжа, и имеющего два поворотных сопла (по одному с каждой стороны фюзеляжа), и двух ПД (ТРД), расположенных в носовой части фюзеляжа (за кабиной пилота). ПД установлены в фюзеляже вертикально /5, с. 141, рис.85/.

Согласно /4, с. 23/ данная схема СВВП более благоприятна в отношении аэродинамического сопротивления в трансзвуковой области полета, что позволит выходить СВВП на сверхзвуковые скорости полета.

Данный СВВП имеет меньший, по сравнению с предыдущей схемой СВВП, расход топлива в крейсерском полете (т.к. не нужно дросселировать ПМД в силу того, что он создает не всю тягу при вертикальном взлете и посадке, а ПД в крейсерском полете выключены).

Недостатки данной схемы: 1) при отказе ПМД на режиме висения или переходном режиме управляемое снижение невозможно (из-за невозможности устранить дестабилизирующий момент тангажа от ПД), что неминуемо влечет потерю СВВП; 2) на переходном режиме (переход от режима висения к горизонтальному полету /6, с. 39/) по мере поворота сопел ПМД возникает дестабилизирующий момент тангажа от ПД, что вынуждает дросселировать ПД (уменьшать их тягу), что влечет к переразмериванию ПД и увеличению ими расхода топлива, что в свою очередь увеличивает относительные веса РСУ и топлива; 3) при отказе одного из ПД оставшейся тяги ПД должно быть достаточно для управляемого снижения (или даже для продолжения полета на режиме висения или переходном режиме), что также ведет к переразмериванию РСУ, что в свою очередь увеличивает относительные веса РСУ и топлива; 4) из-за того, что ПД установлены вертикально в фюзеляже, это приводит в увеличению площади поперечного сечения фюзеляжа и увеличению омываемой поверхности фюзеляжа, что увеличивает аэродинамическое сопротивление фюзеляжа, а следовательно, увеличивает потребную крейсерскую тяговооруженность и относительные веса РСУ и топлива.

Задачей изобретения является создание такого СВВП с РСУ, у которого бы при минимально возможном количестве двигателей при изменении направления вектора тяги и при отказе одного из двигателей возникали бы минимальные дестабилизирующие моменты, в идеале стремящиеся к нулю, и чтобы при отказе любого из двигателей не происходило бы потери СВВП.

Поставленная задача решается тем, что в самолете вертикального или короткого взлета и посадки, имеющем размещенный вдоль продольной оси фюзеляжа реактивный двигатель, имеющий два реактивных сопла, по одному с левой и правой сторон фюзеляжа, причем реактивный двигатель может быть подъемно-маршевым или маршевым, при этом в первом случае реактивные сопла выполнены поворотными, имеющими также расположенный реактивный подъемный двигатель, реактивное сопло которого размещено с нижней стороны фюзеляжа, реактивный двигатель расположен в передней части фюзеляжа, а его реактивные сопла расположены в средней части фюзеляжа, реактивный подъемный двигатель расположен в задней части фюзеляжа, вдоль его продольной оси, реактивное сопло реактивного подъемного двигателя расположено в средней части фюзеляжа, то есть реактивный двигатель и реактивный подъемный двигатель расположены соплами друг к другу.

За реактивным подъемным двигателем может быть установлен третий реактивный двигатель, реактивное сопло которого установлено в донной части фюзеляжа, третий реактивный двигатель создает горизонтальную тягу в крейсерском полете, при этом реактивный двигатель может быть маршевым или подъемно-маршевым.

На фиг.1 дан предлагаемый СВВП с РСУ, вид сверху. Цифрами обозначено: 1
фюзеляж, 2 и 3 левая и правая консоли крыла соответственно; 4 и 5 элероны, расположенные на левой 2 и правой 3 консолях крыла соответственно; 6 - горизонтальное оперение; 7 вертикальное оперение; 8 кабина пилота; 9 - ПМД; 10 газосборник ПМД; 11 и 12 поворотные реактивные сопла ПМД 9, расположенные с левой и правой сторон фюзеляжа 1 соответственно; 13 ВЗ ПМД 9; 14 ПД; 15 сопло ПД 14, расположенное с нижней стороны фюзеляжа 1; 17 - крышка ВЗ 16 ПД 14. Показаны места сечений A-A и Б-Б. На фиг.2 сечение A-A (направление вдоль продольной оси фюзеляжа 1, в плоскости симметрии самолета). Цифрами обозначено: 1 фюзеляж; 9 ПМД; 10 газосборник ПМД 9; 12 - поворотное реактивное сопло ПМД 9, расположенное с правой стороны фюзеляжа 1; 13 ВЗ ПМД; 14 ПД; 15 реактивное сопло ПД 14; 16 ВЗ ПД 14; 17 крышка ВЗ 16. Стрелками показано: направление течения газов из сопла 12 ПМД 9 (сила тяги данного сопла действует в противоположном направлении); направление течения газа из сопла 15 ПД 14 (сила тяги сопла действует в противоположном направлении ). На фиг. 3 сечение Б-Б (в направлении поперек продольной оси фюзеляжа 1). Цифрами обозначено: 1 фюзеляж, 11 и 12 поворотные реактивные сопла ПМД 9, расположенные с левой и правой сторон фюзеляжа 1 соответственно; 14 ПД; 15 реактивное сопло ПД 14, расположенное с нижней стороны фюзеляжа 1 (в его центральной части). Стрелками показано: направление течения газов из сопел 11 и 12 ПМД 9 (сила тяги ПМД 9 направлена в противоположную сторону); направление течения газов из сопла 15 ПД 14 (сила тяги ПД 14 направлена в противоположную сторону).

Предлагаемый СВВП представляет из себя следующее. К фюзеляжу 1 (фиг.1) в центральной его части прикреплены левая 2 и правая 3 консоли крыла, имеющие на своих концах элероны 4 и 5 соответственно. К хвостовой части фюзеляжа 1 прикреплены горизонтальное оперение 6 и вертикальное оперение 7. В носовой части фюзеляжа 1 находится кабина пилота 8. Внутри передней части фюзеляжа 1 (вдоль его продольной оси) установлен реактивный ПМД 9 (например ТРД), к выходу из которого подключен газосборник 10. К выходу из газосборника 10 (фиг. 1 и 2) подключены два поворотных реактивных сопла 11 и 12, по одному с левой и правой сторон фюзеляжа 1 (на фиг.1 сопла 11 и 12 показаны повернутыми в вертикальное положение для создания вертикальной тяги). К выходу в ПМД 9 (в носовой части фюзеляжа 1) подключен ВЗ 13. В задней части фюзеляжа 1 (вдоль его продольной оси) установлен реактивный ПД 14 (например ТРД), к выходу из которого подключено реактивное сопло 15, поворачивающее газовый поток от ПД 14 на угол 90^o (или близкий к 90^o) по направлению в нижнюю часть фюзеляжа 1. К входу ПД 14 подключен ВЗ 16, имеющий на верхней стороне хвостовой части фюзеляжа 1 открывающую крышку 17 (фиг.2). Ось вращения ротора ПМД 9 направлена вдоль продольной оси фюзеляжа 1 (эти оси могут быть как параллельны друг другу, так и не параллельны, установленные под некоторым углом друг к другу или скрещивающиеся). Движение воздуха в ПМД 9 происходит от носовой части фюзеляжа к его центральной части. Ось вращения ротора ПД 14 расположена (относительно продольной оси фюзеляжа 1) так же, как и ось вращения ротора ПМД 9. Движение воздуха в ПД 14 происходит от хвостовой части фюзеляжа к его центральной части (т.е. в направлении, противоположном движению воздуха в ПМД 9).

Предлагаемое решение на режиме висения работает следующим образом.

При вертикальном взлете и посадке поворотные реактивные сопла 11 и 12 ПМД 9 повернуты вертикально вниз (фиг.1) и таким образом создают силу тяги в вертикальном направлении (фиг. 2 и 3). Сопло 15 ПД 14 фиксировано и также создает силу тяги в вертикальном направлении. При этом сопло 15 находится между соплами 11 и 12 (вектор тяги сопла 15 и вектора тяги сопел 11 и 12 лежат на одной прямой). Результирующий вектор тяги 11 и 12 и сопла 15 проходят через центр масс СВВП. В ПМД 9 воздух поступает через ВЗ 13, а в ПД 14 воздух поступает через ВЗ 16 (крышка 17 при этом открыта так, как показано на фиг.2).

Управление СВВП на режиме вертикального взлета и посадки осуществляется при помощи ССУ, сопла которой установлены на концах консолей крыла 2 и 3 и в носовой и хвостовой частях фюзеляжа 1. Воздух отбирается у ПМД 9 и ПД 14.

После вертикального подъема СВВП на заданную высоту поворотные реактивные сопла 11 и 12 ПМД 9 начинают поворачиваться таким образом, что появляется горизонтальная составляющая сила тяги ПМД 9, за счет чего СВВП начинает разгон в горизонтальной плоскости (начинается переходный режим). При этом вектор тяги ПД 14 проходит через центр масс СВВП (т.к. сопло ПД 14 выполнено фиксированным). Поворотные сопла 11 и 12 расположены вблизи центра масс как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскости, а следовательно, при изменении вектора тяги ПМД 9 будут возникать минимальные (в идеале равные нулю) дестабилизирующие моменты. Управление СВВП на переходном режиме может осуществляться как при помощи ССУ, так и при помощи аэродинамических органов управления (АОУ) по крену при помощи элеронов 4 и 5, по тангажу при помощи горизонтального оперения 6, по курсу при помощи вертикального оперения 7.

При достижении СВВП определенной скорости полета подъемная сила, создаваемая крылом, полностью уравновешивает вес СВВП. При дальнейшем увеличении скорости полета СВВП ПД 14 выключается, крышка 17 ВЗ 16 закрывается. Закрываются также створки сопла 15, расположенные с нижней стороны фюзеляжа 1. Поворотные сопла 11 и 12 ПМД 9 поворачиваются в такое положение, что создают только силу тяги в горизонтальном направлении. С этого момента управление СВВП осуществляется при помощи АОУ по крену при помощи элеронов 4 и 5, по тангажу при помощи горизонтального оперения 6, по курсу при помощи вертикального оперения 7.

При переходе СВВП от режима горизонтального полета к режиму висения все происходит в обратном порядке, описанном для перехода от режима висения к режиму горизонтального полета.

При отказе какого-либо из двигателей (или ПМД 9 или ПД 14) на режиме висения или на переходном режиме не возникают дестабилизирующие моменты (т. к. вектор тяги ПД 14 и вектор тяги ПМД 9 вне зависимости от его направления
проходят через центр масс, уменьшается только величина силы тяги РСУ СВВП). Следовательно, при отказе любого из двигателей возможно управляемое снижение, что предотвращает потерю самолета и исключает катапультирование пилота. Все это повышает безопасность полета. Вероятность отказа обоих двигателей сразу (и ПМД 9, и ПД 14) маловероятна, а следовательно, при прочих равных условиях предлагаемый СВВП имеет более высокую безопасность полета на режиме висения и переходном режиме, чем существующие СВВП с РСУ, и это при минимально возможном количестве двигателей, равном двум.

Для сравнения у прототипа (отечественный СВВП Як-38) максимальная взлетная масса при вертикальном взлете равна 10000 килограммов (кг). При этом взлетная тяга ПМД равна 8080 кг, а взлетная тяга ПД равна 2•3580 кг /5, с. 143-144, таб. 32/. Т.е. при отказе одного из ПД оставшаяся тяга будет равна 11660 кг, что вполне достаточно для продолжения вертикального взлета.

Таким образом, у прототипа в большинстве случаев взлета (когда нет отказа ПД) один ПД является не только "мертвым" грузом как таковым, но в силу необходимости балансировки СВВП на режиме висения по тангажу ПД приходится дросселировать (уменьшать силу тяги каждого ПД), что увеличивает расход топлива ПД. Все это увеличивает относительные веса РСУ и топлива.

Таким образом, с учетом всего вышеизложенного предлагаемое решение позволит СВВП с РСУ (по сравнению с существующими СВВП с РСУ):
1) иметь минимально возможную потребную стартовую тяговооруженность, что уменьшает относительные веса РСУ и топлива при прочих равных условиях;
2) исключить потерю СВВП при отказе любого из двигателей (и это при минимально возможном их количестве, равном двум один ПМД и один ПД);
3) иметь минимально возможную мощность системы управления СВВП на режиме висения и переходном режиме, т.к. и при отказе какого-либо из двигателей, и при изменении направления вектора тяги ПМД возникают минимально возможные дестабилизирующие моменты (в идеале могут быть равны нулю);
4) иметь более высокое аэродинамическое качество в трансзвуковом диапазоне скоростей полета (т.к. ПМД и ПД расположены воль продольной оси фюзеляжа, что уменьшает мидель фюзеляжа, и эпюра поперечных сечений будет иметь более благоприятный вид, обеспечивающий снижение волнового сопротивления в трансзвуковом диапазоне скоростей полета).

В итоге все эти улучшения позволят иметь предлагаемому СВВП меньший относительный вес РСУ, топлива, меньшую стоимость самолета, большую безопасность полета по сравнению с существующими СВВП с РСУ.

Библиографический список цитированной литературы
1) Патент США N 3022026, НКИ 244-23, опубл. 20.2.62.

2) Хафер К. Закс Г. Техника вертикального взлета и посадки. М. Мир, 1985.

3) Павленко В.Ф. Корабельные самолеты. М. Воениздат, 1990.

4) Володин В. В. и др. Особенности проектирования реактивных самолетов вертикального взлета и посадки, М. Машиностроение, 1985.

5) Итоги науки и техники. Серия: Авиастроение. Мировое самолетостроение. Том 12. М. ВИНИТИ, 1991.

6) Тараненко В.Т. Динамика самолетов с вертикальным и коротким взлетом и посадкой. М. Машиностроение, 1993.

Использование: изобретение относится к авиации, в частности, к самолетам вертикального или короткого взлета и посадки. Сущность изобретения: самолет вертикального или короткого взлета и посадки содержит подъемно-маршевый или маршевый, имеющий два сопла, и реактивный подъемный двигатель. Сопла обоих реактивных двигателей расположены в средней части фюзеляжа, т.е. двигатели расположены соплами друг к другу. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Самолет вертикального или короткого взлета и посадки имеет размещенный вдоль продольной оси фюзеляжа реактивный двигатель, имеющий два реактивных сопла, по одному с левой и правой сторон фюзеляжа, причем реактивный двигатель может быть подъемно-маршевым или маршевым, при этом в первом случае реактивные сопла выполнены поворотными, имеется также расположенный в фюзеляже реактивный подъемный двигатель, реактивное сопло которого размещено с нижней стороны фюзеляжа, отличающийся тем, что реактивный двигатель расположен в передней части фюзеляжа, а его реактивные сопла расположены в средней части фюзеляжа, реактивный подъемный двигатель расположен в задней части фюзеляжа, вдоль его продольной оси, реактивное сопло реактивного подъемного двигателя расположено в средней части фюзеляжа, то есть реактивный двигатель и реактивный подъемный двигатель расположены соплами друг к другу. 2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что в хвостовой части фюзеляжа, вдоль его продольной оси, за реактивным подъемным двигателем установлен третий реактивный двигатель, реактивное сопло третьего реактивного двигателя установлено в донной части фюзеляжа, третий реактивный двигатель создает горизонтальную тягу в крейсерском полете, при этом реактивный двигатель создает горизонтальную тягу в крейсерском полете, при этом реактивный двигатель может быть маршевым, или подъемно-маршевым, или подъемным.