САМОЛЕТ АГАФОНОВА Российский патент 1999 года по МПК B64C39/00 

Изобретение относится к военной авиации и может использоваться как авиационный носитель стратегических ракет баллистического полета ближнего радиуса действия, противоспутниковых оперативно-тактических ракет и других крупногабаритных боеприпасов и устройств, а также может использоваться как многоцелевой истребитель с возможностью ведения дальнего и ближнего маневренного воздушного боя.

Среди разнообразия конструктивных схем самолетов известен самолет с двумя эксплуатационными положениями, полетным и взлетно-посадочным, развернутыми между собой по продольной оси самолета на 180^o.

В качестве аналога известен патент США N 3009669, н. кл.244-46, 1961 г. /стр. 3/, общими признаками которого с предлагаемым самолетом является наличие двух эксплуатационных положений. Самолет содержит крыло, фюзеляж, оперение, двигатель, шасси и систему управления.

Недостатком аналога является следующее.

Плоскость крыла расположена на фюзеляже в центральной его части и при перевороте самолета по продольной оси на 180^o своего месторасположения по высоте относительно фюзеляжа не изменяет, что препятствует использованию преимуществ взаиморасположения крыла и фюзеляжа в полете, на взлете и посадке самолета. Крыло закреплено на фюзеляже с хордой, параллельной продольной оси самолета, что вынуждает для обеспечения положительных углов атаки (+α) крыла наклонять самолет по тангажу.

Фюзеляж между двумя положениями самолета своей конфигурации не изменяет, в частности его носовая часть /кабина пилота/ и центральная часть фюзеляжа соединены между собой в плоскости, перпендикулярной продольной оси самолета, что не позволяет на взлете и посадке наклонять кабину вниз. Это ведет к ухудшению визуального обзора из кабины и усложняет отделение кабины от самолета в полете. Относительный поворот кабины осуществляется с помощью двух гидроцилиндров, что усложняет и утяжеляет самолет.

Двигатели расположены на крыле, что увеличивает разнос масс самолета, усложняющий процесс переворота самолета по продольной оси на 180^o, а контур воздухозаборника двигателя (ВЗД) попадает под скошенный поток, что ведет к помпажу или остановке двигателей.

Оперение, в частности горизонтальное (ГО), расположено в хвостовой части фюзеляжа по классической балансировочной схеме и между собой по Т-образной схеме, что в полетной положении самолета на увеличенных α будет вызывать затенение вертикального оперения (ВО). Оперение требует удлиненной хвостовой части самолета, что создает для самолета с симметричным профилем крыла неудобства на взлете и посадке или требует высоких стоек шасси. Оперение аналога не обеспечивает непосредственного управления подъемной и боковой силами (НУПБС).

Шасси состоит из гидродинамической поверхности в виде днища фюзеляжа и подводного крыла или лыжи, недостатком которого является неприспособленность для сцепки в полете с другим самолетом, например, тяжелым транспортным самолетом (ТТС).

Система управления классическая, недостатком которой является невозможность НУПБС, т.е. невозможность фиксированного перемещения осей самолета в пространстве, что не обеспечивает высокой точности пилотирования необходимой для сцепки в полете с ТТС. Другим существенным недостатком является то, что с увеличением α управляемость самолета ухудшается и на сверхкритических α самолет становится неуправляемым.

Задачей изобретения является создание самолета, лишенного указанных недостатков.

Сущность изобретения заключается в изменении взаиморасположения составных частей самолета и изменение отдельных технических решений.

На фиг. 1 изображен самолет при виде сбоку в полетном положении; на фиг. 2 - во взлетно-посадочном положении; на фиг. 3 - поворотная платформа кабины; на фиг. 4 - предлагаемый самолет в сцепке с ТТС в полете при виде сбоку; на фиг. 5 - при виде спереди; на фиг. 6 - детальный вид сцепного устройства с ТТС; на фиг. 7 --сцепное устройство с крупногабаритной ракетой при виде сбоку; на фиг. 8 - при виде спереди; на фиг. 9 - сцепное устройство ракеты для передней стойки шасси при виде сбоку; на фиг. 10 - для основной стойки шасси самолета при виде спереди, где:
1 - кабина, 2 - фонарь, 3 - плоскость соединения, 4 - штанга топливоприемника (ШТП), 4а - ШТП в вертикальном положении, 5 - передняя стойка шасси, 6 - отклоняемый носок крыла, 7 - фюзеляж, 8 - несущее крыло, 9 - пилон подвески вооружения, 10 - элевон, 11 - сопло двигателя, 12 - цельноповоротное вертикальное оперение (ВО), 13 - ось поворота ВО, 14 - топливный бак, 15- многофункциональный щиток (МФЩ), 16 - воздухозаборник двигателя (ВЗД), 17 - переднее оперение (ПО), 18 - носовой реактивный двигатель (НРД), 19 - стойки МФЩ, 20 - основная стойка шасси, 21- петли, 22 - ролики, 23 - кольцо, 24 - направляющая, 25 - предлагаемый самолет, 26 - малогабаритная ракета, 27 - тяжелый транспортный самолет (ТТС), 28 - поперечная створка, 29 - продольная створка, 30 - конус топливозаправки, 31 - вертикальная лапа, 32 - створка грузового люка, 33 - упор, 34 - горизонтальная лапа, 35 - электрический разъем, 36 - направляющая, 37 - крупногабаритная ракета в транспортном положении, 38 - ракета в погрузочном положении, 39 - подушка, 40 - тепловой экран, 41 - стрела, 42 - ось поворота стрелы, 43 - амортизатор осевой, 44 - замок, 45 - конус сцепной, 46 - направляющая шасси.

Крыло (фиг. 1,2)смещено относительно фюзеляжа по высоте так, чтобы в полете крыло располагалось в верхней части фюзеляжа, а на взлете и посадке снизу фюзеляжа. Плоскость крыла располагается по отношению к продольной оси самолета с положительным углом установки в полете и отрицательным углом установки на взлете и посадке.

Фюзеляж состоит из носовой части /кабины пилота/ и центральной части, соединенных между собой по наклонной плоскости β так, чтобы кабина на взлете и посадке наклонялась вниз.

Двигатель располагается внутри фюзеляжа и включает фюзеляжный ВЗД так, чтобы на взлете и посадке воздухозаборник располагался над фюзеляжем, а в полете под фюзеляжем.

Оперение располагается и действует по бесхвостовой балансировочной схеме с передней управляющей поверхностью, например, в виде двухплоскостного с отрицательным углом развала.

Колесное шасси, стойки которых располагаются между собой таким образом, чтобы они одновременно помещались на нижней части фюзеляжа ТТС и могли использоваться для захвата в полете ракеты /фиг.9, 10/. Передняя стойка шасси имеет переменную высоту, минимальную для сцепки в полете и максимальную для топливозаправки, запуска ракеты в полете, и взлета и посадки самолета. Основные стойки шасси относительно ЦТ самолета несколько смещены назад для предотвращения удара хвостовой части самолета о поверхность ВПП на взлете и посадке, что связано с отрицательным углом установки крыла и, следовательно, опущенной хвостовой части самолета.

Система управления обеспечивает НУПБС, т.е. фиксированное перемещение осей самолета в пространстве необходимой для сцепки в полете. Достигается взаимодействием ПО 17, носков 6, элевонов 10 и ВО 12 известным образом.

Дополнительные пояснения: крыло 8, несущее симметричного или близкого к симметрии профиля с носками 6 и элевонами 10, отклоняющимися от плоскости крыла в обе стороны. Геометрическая крутка крыла в полете на взлете и посадке обеспечивается отклонением секций носков, разделенных по размаху крыла на различные углы. Крыло треугольное в плане с увеличенными длиной хорды и площадью, необходимой в связи с увеличенной грузоподъемностью самолета. Положительная подъемная сила в полете обеспечивается установкой крыла относительно продольной оси самолета с положительным углом. Положительная подъемная сила на взлете и посадке обеспечивается наклонением всего самолета по тангажу.

Кабина пилота 1 закреплена на фюзеляже через поворотную платформу (фиг. 3), обеспечивающую относительный поворот кабины и отделение ее от самолета вверх в полете и с поверхности земли. Поворот осуществляется свободно путем расположения ЦТ кабины ниже оси поворота. Управление самолетом из кабины осуществляется через эл. кабель и коммутатор, обеспечивающий однонаправленное отклонение управляющих поверхностей в полете, на взлете и посадке. Поворотная платформа представляет жесткое кольцо 23, установленное между роликами 22, закрепленными на фюзеляже, со свободой осевого поворота.

Основная функция НРД 18 заключается в отрыве передней части самолета от поверхности ВПП в момент взлета. Это необходимо вследствие расположения крыла с отрицательным углом установки и смещенных по этой причине стоек 20 назад, что вызывает перегрузку элевонов. Другие функции НРД - создание кобрирующего момента для энергичного разворота самолета по поперечной оси, например, в ближнем маневренном бою, наклона по вертикали запускаемой ракеты, принудительного отделения кабины от самолета и смягчения силы удара кабины о землю в момент приземления на парашюте.

НРД представляет блок из нескольких, например из трех, одинаковых твердотопливных РД разового действия, навешиваемых на самолет при подготовке его к полету. Другие детали чертежа в описании не поясняются.

Сущность изобретения действует. После разбега самолета по ВПП включается один из НРД, который отрывает переднюю часть самолета от ВПП, обеспечивая этим его взлет. После набора необходимой высоты самолет с помощью управляющих поверхностей известным образом переворачивается в полете по продольной оси на 180^o и занимает полетное положение /фиг. 1/. Кабина пилота при этом вследствие смещенного вниз ЦТ относительно оси вращения самостоятельно сохраняет положение "вверх фонарем" и одновременно поднимается в обтекаемое положение. Поворот кабины осуществляется вместе с поворотной платформой, которая жестким кольцом 23 скользит между роликов 22 и удерживает кабину на фюзеляже 7 направляющими 24 за петли 21. Коммутатор системы управления переключает эл. сигналы на противоположные действия управляющих поверхностей и самолет осуществляет нормальный полет.

Сцепка самолета с ТТС /фиг. 4, 5, 6/ осуществляется путем перекатывания колес по нижней части фюзеляжа ТТС по направлению вперед. Створки 28, 29, 32 закрыты и образуют единую жесткую плоскость приемной площадки. Лапы вертикальные 31 и горизонтальные 34 находятся в раздвинутом состоянии. Закрепленные на лапах направляющие 36 образуют улавливатель и направляют колесо в угол между лап на упор 33. При надавливании колеса на упор лапы сжимаются и захватывают колесо за диски с боковых сторон вокруг пневматиков. Автоматически ШТП 4 входит в конус топливозаправки 30, при этом соединяется эл. разъем 35, обеспечивающий статический разряд между самолетами, проволочную радиосвязь и техконтроль за состоянием самолета. Далее опускаются створки 28 и 29, защищающие открытый фонарь 2 и процесс подвески вооружения через грузовой люк 32 на пилоны 9 от влияния встречного воздушного потока. Высота передней стойки 5 уменьшается и передняя часть самолета 25 приподнимается до утапливания фонаря между створок.

Заправка самолета вооружением осуществляется через открытый люк 32 путем подвески боеприпасов на пилон 9 и зарядке пушки в корневой части крыла. Заправка осуществляется посредством механизмов и вручную с помощью физической силы операторов, одновременно являющихся сменными пилотами. Операторы опираются на поверхность заправляемого самолета ногами и закреплены страхующей связью. Замена пилота осуществляется при необходимости с помощью страхующей связи через открытый фонарь 2 самостоятельным переходом пилота в открытый грузовой люк 32 через нишу передней стойки шасси ТТС или отдельный люк.

Отделение самолета от ТТС осуществляется вертикально вниз со свободным поворотом ШТП 4 в вертикальное положение, как показано на фиг.9. Отделение от самолета 25 в полете малогабаритных боеприпасов осуществляется с верхнерасположенного пилона 9 - реактивных - с использованием НУПБС самолета 25 - свободно падающих - стягиванием боеприпаса с пилона тормозным парашютом назад, чему способствует увеличенный запас центровки /бесхвостки/. Либо сброс осуществляется вниз из взлетно-посадочного положения.

Сцепка самолета с крупногабаритным боеприпасом, например ракетой с вертикальным взлетом 38 /баллистическая/, противоспутниковая, зенитная и т.д./ осуществляется следующим образом /фиг. 7, 8, 9, 10/. Ракета, предварительно помещенная на стартовую установку, состоящую из теплового экрана одновременно являющегося направляющей, подушек 39 пневматических сигарообразных и сцепных устройств в виде конуса 45 и замка 44 для передней стойки шасси самолета 25 и направляющего паза 46 для основной стойки шасси, предварительно размещается на внешней боковой поверхности фюзеляжа ТТС 27 в подвешенном на стреле 41 положении 37. В полете из положения 37 ракета опускается на стреле 41 вокруг оси поворота 42 в положение 38. Сцепка самолета 25 осуществляется снизу и случайный удар о ракету компенсируется действием подушек 39 и осевым амортизатором 43. Когда ракета оперлась на поверхность самолета, стойки шасси 20 выдвигаются из ниш в поперечном направлении к центру и подталкивают ракету в центр между стоек. Далее самолет 25 относительно ракеты 38 двигается вперед до попадания колес 20 в паз 46, после чего передняя стойка шасси 5 самолета 25 выдвигается вертикально вверх /фиг. 9/ с поднятым ШТП 4 в вертикальное положение 4а, которым через конус 45 фиксируется в замке 44 и опускается, фиксируя ракету в передней точке.

Запуск ракеты в полете осуществляется после совместного разгона путем включения двигателя ракеты через эл. разъем 35 и перехода самолета в вертикальный восходящий полет. Стойка 5 шасси выдвигается на максимальную высоту из положения 25 в положение 25а и наклоняет ракету вверх относительно оси самолета. Для дополнительного наклона ракеты может использоваться тяга НРД 18. После схода ракеты с направляющей самолет 25 использует НУПБС для отдаления от реактивных газов ракеты и в районе аэродрома сбрасывает направляющую на парашюте.

Преимущества изобретения.

Крыло, плоскость которого относительно фюзеляжа смещена по высоте, оказывается в полете в верхней части фюзеляжа, что позволяет при минимальной интерференции, практически одинаковой со среднепланом, освободить внутреннее пространство фюзеляжа и повысить устойчивость самолета по продольной и поперечной осям, необходимую в т.ч. высокоманевренному самолету. После переворота самолета по продольной оси на 180^o во взлетно-посадочное положение его крыло оказывается в нижней части фюзеляжа, что позволяет увеличить прирост подъемной силы за счет интерференции с фюзеляжем, использования влияния близости земли и механизации нижней части крыла не занятой фюзеляжем. Кроме этого, уменьшается величина сосредоточенных сил в районе соединения крыла и фюзеляжа, стремящихся разрушить самолет при ударе его о ВПП, уменьшается высота стоек шасси, уменьшается вредное влияние крыла возмущенным потоком на ВО.

Фюзеляж имеет изменяемую конфигурацию, прямую в полетном положении самолета, и изогнутую во взлетно-посадочном, т.к. его носовая часть /кабина пилота/ и центральная часть соединены между собой в плоскости, наклоненной к продольной оси самолета на некоторый угол, что позволяет улучшить визуальный обзор из кабины на взлете и посадке самолета, упрощается система отделения кабины в полете. Кабина поворачивается относительно фюзеляжа без использования специальных гидроцилиндров с помощью смешенного ЦТ ниже оси вращения, что упрощает и облегчает конструкцию самолета.

Двигатель размещается внутри фюзеляжа или является его частью, что существенно облегчает условия переворота самолета в полете по продольной оси на 180^o из-за уменьшения влияния разноса масс и улучшения условий обдува ВЗД.

Оперение располагается по бесхвостовой балансировочной схеме и находится в практически незатеняемой зоне до величин более 90^o.

Шасси колесное имеет два положения: нижнее для эксплуатации с наземных аэродромов и корабельной палубы и верхнее для сцепки в полете с ТТС, ракетой и запускf ее в полете.

Система управления, обеспечивающая взаимодействие смещенного по высоте относительно фюзеляжа крыла, передних управляющих поверхностей и ВО спецконструкции, носками и элевонами крыла отклоняющимися в обе стороны от плоскости крыла, позволяют самолету обеспечить устойчивость и управляемость на до и сверхкритических углах атаки, а также обеспечить НУПБС и противоштопорную устойчивость.

Главное преимущество изобретения обеспечивается взаимодействием составных частей самолета между собой и заключается в повышении полетных характеристик, взлетно-посадочных возможностей и характеристик, боевых возможностей, экономических показателей, безопасности пилота, улучшении условий труда пилота.

Изобретение относится к области авиации. Самолет с относительным поворотом кабины и фюзеляжа содержит кабину, фюзеляж, установленный с возможностью взаимного поворота на угол 180^o относительно кабины вокруг продольной оси самолета, крыло, двигатель, имеющий воздухозаборник, шасси и систему управления. Самолет выполнен по бесхвостовой схеме, причем во взлетно-посадочном положении относительно продольной оси фюзеляжа крыло расположено снизу с отрицательным углом установки, кабина наклонена вниз относительно фюзеляжа, воздухозаборник двигателя над фюзеляжем. В полетном положении крыло расположено выше продольной оси самолета с положительным углом установки так, что кабина поднята в обтекаемое положение. Изобретение направлено на повышение управляемости на сверхкритических углах атаки. 10 ил.

Самолет с относительным поворотом кабины и фюзеляжа, содержащий кабину, фюзеляж, установленный с возможностью поворота на угол 180^o относительно кабины вокруг продольной оси самолета, крыло, двигатель, имеющий воздухозаборник, шасси и систему управления, отличающийся тем, что он выполнен по бесхвостовой схеме, причем во взлетно-посадочном положении относительно продольной оси самолета крыло расположено снизу с отрицательным углом установки, кабина наклонена вниз относительно фюзеляжа, воздухозаборник двигателя расположен над фюзеляжем, а в полетном положении крыло расположено выше продольной оси самолета с положительным углом установки, при этом кабина поднята в обтекаемое положение.