ДВИЖИТЕЛЬ Российский патент 1998 года по МПК B64D27/14 B64C21/04 

Изобретение относится к авиастроению и касается порядка установки двигателя на самолете, устройства и размещения движителя для самолетов, у которых двигатель установлен в фюзеляже или на нем.

В качестве прототипа принята компоновка самолета "Хорнет" (Журнал "Крылья Родины" N 9, 1996 г.).

При всех отличных показателях этот самолет обладает существенными недостатками:
а) высокая посадочная скорость (250 км/ч), требующая посадочной полосы высокого класса, но все приличные аэродромы находятся под ракетно-ядерным прицелом, значит, на них нельзя рассчитывать при введении боевых действий в глубине континента;
б) 8 т керосина на 750 км радиуса действия - расточительно; стоимость полета, его вылет с современного аэродрома с его содержимым и содержанием наносят своей стране экономический ущерб не меньше, чем действие его оружия противнику;
в) значительная часть энергии топлива выбрасывается бесполезно в виде газов с высокой температурой и скоростью в воздушное пространство движителями самолета.

Такой штурмовик не соответствует требованию: стоимость - эффективность.

В качестве аналога движителя принято устройство движителя самолета, который известен из патента США N 3807663, B 64 C 21/04, 1974.

Задача изобретения - создание движителя самолета, содержащего основные щелевые выходные сопла, расположенные вдоль передних кромок крыла самолета и предназначенные для истечения газового потока, выходящего после турбины турбореактивного двигателя, воздухозаборник которого установлен на фюзеляже, отличающегося тем, что он снабжен дополнительным щелевым соплом, которое расположено в передней верхней части фюзеляжа, а турбореактивный двигатель расположен в фюзеляже турбиной со стороны носовой части фюзеляжа и с компрессором со стороны хвостовой части фюзеляжа, где также расположен воздухозаборник для подачи воздуха в компрессор.

Фиг. 1 - общий вид самолета с размещением воздухозаборников, двигателя, всего газового тракта в плане.

Фиг. 2 - распределение газового потока двигателя на щелевое сопло фюзеляжа и центроплан, профиль.

Фиг. 3 - центроплан в разрезе.

Воздухозаборники 1 выполнены на хвостовой части фюзеляжа, которая заострена и развита по площади в вертикальной плоскости. Такое их размещение (позади центра тяжести, центра давления) улучшает стабилизацию полета. Внутри хвостовой части фюзеляжа дефлекторы 2, направляющие воздух к компрессору двигателя 3. Жаровая труба 4 двигателя выходным концом закреплена на лонжероне 5. От лонжерона 5 и до передней кромки крыла в центроплане перегородками 11 образован герметичный с теплозащитой объем, гидравлически соединенный через отверстие 6 с газовым трактом двигателя и через окна 12 в переднем лонжероне 7 с передней частью крыла 13.

Таким образом, осуществлена канализация газового потока двигателя к крыльевым щелевым соплам 8 и к щелевому соплу фюзеляжа 9, которое облагорожено обтекателем 10. На крыле выполнены гребни 14, препятствующие перетеканию газов.

Из приведенных фиг. 1-3 видна работа движителя: воздух поступает через щелевые воздухозаборники 1 в кормовую часть фюзеляжа в виде плоских шлейфов и дефлекторами 2 направляется без завихрений в двигатель 3. Газы, отработавшие на турбине двигателя, поступают в жаровую трубу 4, из которой напрямую поступают в щелевое сопло 9, расположенное по периметру верхней части шпангоута, и через отверстие 6 поступают в выгороженную герметичную с теплоизоляцией часть центроплана, из которой по окнам 12, выполненным в переднем лонжероне 7, поступают в крыльевое сопло 8. Таким образом, весь газовый поток двигателя подается в переднюю часть самолета, создает тягу, приложенную впереди центра тяжести и центра давления, что способствует стабильному полету.

Газы, отработавшие в соплах 8, 9, обтекая верхнюю часть кромки и фюзеляжа, сбрасывают основание атмосферного столба, создавая существенный прирост подъемной силы, при этом фюзеляж стал несущим.

Регулируя расход газов через сопло 8, легко осуществляется маневренность, недоступная той, которую создают самолету аэродинамические рули.

В идеале дальнобойность газовых струй из крыльев и фюзеляжного сопла не должна превышать длины хорды крыла, длины фюзеляжа соответственно. Например, для крейсерного режима полета аэродинамичного следа самолета не должно быть.

Предложенный движитель делает самолет малозаметным для тепловых и акустических средств наведения.

Незначительный прирост потерь энергии, вызванный тепловой радиацией, гидравлическими сопротивлениями, с лихвой компенсируется приростом подъемной силы, грузоподъемности.

Применение щелевого сопла в качестве движителя самолета-штурмовика расширяет диапазон скоростей за счет снижения минимальной скорости, которая необходима при атаке наземных целей, выход из атаки на большой скорости.

Малые скорости разбега и пробега делают ненужным аэродром, увеличивают эффективный радиус действия, расширяют географию применения самолета, позволяют содержать авиационные подразделения в штате войсковых соединений.

Движитель снабжен воздухозаборником, выполненным на хвостовой части фюзеляжа, и щелевыми выходными соплами, выполненными в передней части фюзеляжа сверху и на крыле. Двигатель установлен в фюзеляже турбиной вперед по полету, а компрессором - назад против полета с подачей всего газового потока к щелевым соплам, выполненным вдоль передней кромки крыла и по периметру верхней части шпангоута фюзеляжа. Изобретение направлено на решение задачи повышения эффективности использования топлива. 3 ил.

Движитель самолета, содержащий основные щелевые выходные сопла, расположенные вдоль передних кромок крыла самолета и предназначенные для истечения газового потока, выходящего после турбины турбореактивного двигателя, воздухозаборник которого установлен на фюзеляже, отличающийся тем, что он снабжен дополнительным щелевым соплом, которое расположено в передней верхней части фюзеляжа, а турбореактивный двигатель расположен в фюзеляже турбиной со стороны носовой части фюзеляжа и с компрессором со стороны хвостовой части фюзеляжа, где также расположен воздухозаборник для подачи воздуха в компрессор.