СИСТЕМА ДЛЯ ПРЕОБРАЗОВАНИЯ САМОЛЕТА САМОПОДДЕРЖИВАЕМОГО ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА И ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ВЗЛЕТА В ГИБРИДНЫЙ КОМБИНИРОВАННЫЙ САМОЛЕТ САМОПОДДЕРЖИВАЕМОГО ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА С ВЕРТИКАЛЬНЫМ ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ Российский патент 2003 года по МПК B64D5/00 B64D27/02 B64C29/00 

Изобретение относится к системе для преобразования самолета самоподдерживаемого горизонтального полета и горизонтального взлета в гибридный комбинированный самолет самоподдерживаемого горизонтального полета с вертикальными взлетом и посадкой.

Более подробно, изобретение касается системы, позволяющей преобразовать имеющиеся обычные самолеты в самолеты горизонтального полета с вертикальным взлетом и посадкой при помощи весьма несложных и не очень дорогостоящих работ по переоборудованию.

Хорошо известно, что с практической точки зрения в качестве основного преимущества летательных аппаратов с вертикальным взлетом и посадкой, известных также как ВВП (Вертикальный Взлет и Посадка), можно указать на их способность вытащить кого угодно, что угодно и откуда угодно при использовании их в транспортных целях, в службах защиты окружающей среды и в государственных спасательных службах, если пока оставить в стороне вопрос о повышенных расходах, связанных с их использованием.

Этим преимуществам противостоит высокая эксплуатационная стоимость существующей ВВП-техники (особенно это относится к вертолетам) по сравнению с другими транспортными средствами.

Повышенная стоимость связана с очень большим количеством энергии, требуемой для поддержания в воздухе вертолета во время его горизонтального полета ввиду отсутствия аэродинамической поддерживающей силы неподвижных крыльев, применяемых в традиционных летательных аппаратах.

С другой стороны, этот недостаток частично компенсируется отсутствием затрат времени и финансовых средств на доставку из города в аэропорт, так как становится возможным приземляться непосредственно в центральной части города; причем вертодром занимает меньше места, чем обычный аэродром, процесс посадки упрощается и достигается экономия времени.

Сущность настоящего изобретения заключается в объединении способности самолета к ВВП с горизонтальным полетом, осуществляемым при помощи турбовинтовых или реактивных двигателей, который значительно более экономичен (в дальнейшем это соединение качеств условимся обозначать как ВВП-ГП - Вертикальный Взлет и Посадка - Горизонтальный Полет).

Специалистам также известно, что уже существуют две модели летательных аппаратов, обладающие ВВП-ГП характеристиками, которые были созданы международной космической промышленностью, а именно "Harrier" и V-22 "Оsprey".

"Harrier" представляет собой военный реактивный самолет, выпущенный в Великобритании совместно фирмами "British Aerospace" и "McDonnel Douglas".

V-22 "Osprey" - военный турбореактивный самолет, оборудованный наклоняемой группой "несущий винт - двигатель" и изготовленный в США компаниями "Bell Textron" и "Boeing". Уже можно ожидать появления гражданского варианта такого самолета.

В самолетах "Harrier" возможность ВВП осуществлена путем поворота вниз тягового усилия основных реактивных двигателей на стадии взлета или посадки.

Напротив, свойства ВВП-ГП самолета V-22 "Osprey" обеспечиваются путем непосредственного использования тех же основных двигателей и связанных с ними тяговых механизмов как в вертолетном режиме (при взлете и посадке), так и в качестве турбовинтовых двигателей (при горизонтальном полете), при этом основные двигатели, расположенные на концах крыльев, поворачивают (наклоняют) сверху вниз.

Тяговый механизм V-22 сконструирован как нечто среднее между большим пропеллером и несущим винтом, для того чтобы они могли работать как в турбовинтовом (ГП), так и в вертолетном (ВВП) режимах.

Оба эти решения относятся к самолетам, специально разработанным для использования в качестве устройств ВВП-ГП: когда они летят горизонтально, работают те же самые основные двигатели, мощность которых соответствует тяговому усилию, требуемому для осуществления вертикального взлета и посадки, что в результате сказывается на стоимости эксплуатации.

В патентном документе US-A-5244167 описана система для увеличения подъемной силы самолета. В патентном документе US-A-3823898 описан самолет, гидравлически управляемый потоком текучей среды. На этих документах основана ограничительная часть п.1 формулы изобретения.

Ввиду вышеизложенного заявитель рассмотрел решение, позволяющее применить ВВП-ГП-технику в качестве комплекта оборудования для модернизации имеющихся самолетов.

Предложенное решение предусматривает, что основные двигатели не наклоняются вверх и вниз, а на всех стадиях полета остаются в обычном горизонтальном положении (Горизонтальный Полет), причем используются обычные пропеллеры или реактивные двигатели, которые уже имеются на самолете для осуществления горизонтального полета. Дополнительная мощность, необходимая для осуществления вертикального взлета, получена путем передачи тяги обычных винтовых ВВП-двигателей, управляемых гидронасосами или гидроусилителями, а также при помощи малых реактивных двигателей, установленных с возможностью наклона в хвостовой части и/или на фюзеляже, которые отключают во время горизонтального полета. Малые реактивные двигатели могут также представлять собой турбовентиляторные двигатели, имеющие гидравлический привод или не имеющие такового.

Целью настоящего изобретения является создание экономичной системы, соединяющей вертикальный взлет и посадку с горизонтальным полетом (ВВП-ГП).

Еще одной целью настоящего изобретения является создание системы, позволяющей без затруднения осуществлять усовершенствование существующих транспортных средств (как новых, так и бывших в употреблении самолетов и вертолетов) путем преобразования их, после переоборудования и внесения небольших изменений в конструкцию, в ВВП-ГП самолет.

Еще одной целью настоящего изобретения является создание системы, позволяющей повысить безопасность полета на переходной стадии, в режиме "без одного двигателя".

Кроме того, целью настоящего изобретения является создание вышеуказанной системы, которая обладает высокой надежностью и имеет преимущества с точки зрения аэродинамических качеств и грузоподъемности.

Еще одной целью настоящего изобретения является создание системы, которая может быть применена на реактивных самолетах, вертолетах и других средствах передвижения (таких, как суда и автомобили).

Таким образом, конкретной целью настоящего изобретения является система для преобразования самолета, имеющего основные двигатели и предназначенного для горизонтального взлета и посадки, в гибридный комбинированный самолет с вертикальными взлетом и посадкой, содержащая гидравлическую силовую установку, соединенную с основными двигателями и предназначенную для привода в действие, по меньшей мере, одного лопастного несущего винта для вертикального взлета и посадки, причем она снабжена, по меньшей мере, одним дополнительным двигателем, предназначенным для установки в хвостовой и/или нижней части самолета с возможностью постепенного наклона и поворота между двумя крайними вертикальным и горизонтальным положениями, при этом средства перемещения вперед самолета выполнены с возможностью отключения во время вертикального взлета и посадки и на переходной стадии, и подключения во время полета, а, по меньшей мере, один лопастной несущий винт и, по меньшей мере, один дополнительный двигатель выполнены с возможностью включения во время вертикального взлета и посадки, а также на переходной стадии, и отключения во время самоподдерживаемого горизонтального полета.

Более подробно, в соответствии с изобретением, в зависимости от размеров самолета, на нем установлен по меньшей мере один лопастной несущий винт с приводом от гидравлической двигательной установки, действующей от основных двигателей, при этом упомянутый винт установлен или в носовой, или центральной, или хвостовой частях на фюзеляже или на крыльях для выполнения вертикальных взлета и посадки.

В соответствии с изобретением указанный, по меньшей мере, один дополнительный двигатель предпочтительно представляет или реактивный, или ракетный, или турбовентиляторный двигатель, имеющий или не имеющий гидравлический привод.

Также в соответствии с изобретением имеется, по меньшей мере, один наклоняемый дополнительный двигатель, преимущественно установленный в хвостовой части самолета или в его нижней части, предназначенный для использования во время вертикального взлета и посадки и на переходной стадии.

Полностью в соответствии с изобретением, по меньшей мере, один лопастной несущий винт установлен с возможностью фиксации во время горизонтального полета, возможно, под обтекателем внутри конструкции самолета.

Кроме того, в соответствии с изобретением, лопастные несущие винты выполнены складными с возможностью размещения в кожухе в фюзеляже самолета.

Далее настоящее изобретение описано для раскрытия его сущности, но не для ограничения его объема, в соответствии с предпочтительными вариантами его выполнения, с подробными ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
на фиг.1а, 1b и 1с показаны соответственно виды сбоку, сверху и спереди первого варианта конструкции самолета, переоборудованного в соответствии с изобретением, на стадии вертикального взлета/посадки;
на фиг.2а, 2b и 2с показаны соответственно виды сбоку, сверху и спереди самолета, представленного на фиг. 1, переоборудованного в соответствии с предлагаемым изобретением, на стадии горизонтального полета;
на фиг.3а, 3b и 3с показаны соответственно виды сбоку, сверху и спереди второго варианта конструкции самолета, переоборудованного в соответствии с предлагаемым изобретением, на стадии вертикального взлета/посадки;
на фиг.4а, 4b и 4с показаны соответственно виды сбоку, сверху и спереди самолета, представленного на фиг. 3, переоборудованного в соответствии с предлагаемым изобретением, на стадии горизонтального полета;
на фиг.5а, 5b и 5с показаны соответственно виды сбоку, сверху и спереди третьего варианта конструкции самолета, переоборудованного в соответствии с предлагаемым изобретением, на стадии вертикального взлета/посадки;
на фиг.6а, 6b и 6с показаны соответственно виды сбоку, сверху и спереди самолета, представленного на фиг. 5, переоборудованного в соответствии с предлагаемым изобретением, во время горизонтального полета; и
на фиг.7 схематически проиллюстрированы различные стадии взлета, полета и посадки самолета, переоборудованного в соответствии с предлагаемым изобретением.

Когда в нижеследующем описании делаются ссылки сразу на все фигуры приложенных чертежей, следует учитывать очевидные различия между тремя вариантами конструкции, представленными на чертежах.

Как уже сказано, предлагаемая система позволяет модифицировать существующие самолеты. Основной составляющей предлагаемой системы является возможность вертикального взлета и посадки (ВВП), которая обеспечена совместной вертикальной тягой лопастного несущего ВВП-винта (винтов) 1 с приводом от гидравлических двигателей (не показаны), а также совместной тягой дополнительных двигателей или реактивных, или ракетных, или турбовентиляторных двигателей 2, имеющих гидравлический привод, или не имеющих такового.

В частности, имеется, по меньшей мере, один лопастной несущий ВВП-винт с приводом от легких и эффективных гидравлических двигателей соответствующего размера, приводимых в действие гидросистемой, соединенной с источником тяги в виде основных двигателей 3 и приводимых в действие от этого же источника.

Во время взлета и посадки валы основных двигателей 3 временно отключены от средств 8 перемещения вперед самолета, например пропеллеров, и присоединены к гидравлическому компрессору (не показан) при помощи муфты или другого соответствующего передаточного механизма.

Таким образом, 100% тяги основного двигателя или основных двигателей передано при помощи гидросистемы, в результате чего во время взлета или посадки приводится в действие гидравлический двигатель или гидравлические двигатели и связанные с ними несущие ВВП-винты.

Вся тяга (или часть тяги), которая направлена в гидросистему, затем передается на средства 8 перемещения вперед самолета для обеспечения горизонтального полета (ГП) после завершения взлета (см. фиг.7).

При небольших размерах самолета гидравлический двигатель (двигатели) и связанный с ним(и) лопастной несущий винт (винты) 1 обычно установлены в верхней части фюзеляжа 4. Если требуется установить два и более несущих винта 1, то их располагают в любом подходящем месте, например, на концах крыльев 5, в верхней части фюзеляжа или на хвосте 6.

Как можно увидеть из трех различных вариантов конструкции, показанных соответственно на фиг.1 и 2, 3 и 4, 5 и 6, несущие винты 1 могут быть:
- зафиксированными (фиг.1 и 2): лопасти 1 находятся в аэродинамическом кожухе и заторможены во время горизонтального полета (ГП). Если применены уравновешенные лопасти, они могут находиться в кожухе, но заторможены в положении, в котором баланс направлен вперед;
- складными (фиг.3 и 4): после взлета и во время горизонтального полета (ГП) лопасти несущего винта 1 автоматически складывают с перекрытием одну над другой (см. подробнее на фиг.4b). Этот "комплект" лопастей 1 медленно вводят в продольную щель 7, выполненную в верхней части фюзеляжа 4 и/или, если лопастные несущие винты 1 установлены на крыльях 5, в горизонтальный аэродинамический кожух на концах крыльев 5;
- двойного применения: для обеспечения дополнительной тяги при ВВП и ГП (фиг.5 и 6), в особенных случаях;
Для осуществления вертикального взлета или посадки ВВП к тяге основных двигателей 3 и гидравлического несущего винта 1 добавляет свою тягу по меньшей мере один дополнительный наклоняемый реактивный или ракетный (например, взятый от радиоуправляемых ракет или самолетов-мишеней), или турбовентиляторный двигатель 2, установленный внизу в хвостовой части самолета и/или под фюзеляжем 4.

Дополнительный двигатель/двигатели посредством своей тяги и изменения направления указанной тяги обеспечивают переход от ВВП к ГП (и обратно). Во время ВВП-ГП эти двигатели используют следующим образом:
- взлет: дополнительные двигатели направлены вниз, благодаря чему обеспечены тяга и скорость, достаточные для поддержки и дополнения тяги гидравлического лопастного несущего винта 1, а также для поддержания горизонтального равновесия;
- после взлета, перед переходом: дополнительные двигатели постепенно поворачиваются из положения, когда тяга направлена вниз, в горизонтальное положение, когда тяга направлена назад, к хвостовой части (см. фиг.7): таким образом, получена тяга снизу (тем самым толкающая самолет вверх), которая постепенно поворачивается, и направляется назад (тем самым толкая самолет вверх);
- во время перехода к горизонтальному полету: дополнительные двигатели постепенно направляют свою тягу к хвостовой части самолета; добавочная тяга имеет максимальную скорость для того, чтобы поддерживать горизонтальный полет вначале, до тех пор, пока не установится тяга средств перемещения вперед самолета, например пропеллеров, для горизонтального полета, привод которых осуществлен от основного двигателя/двигателей 3. Поддержка от дополнительных двигателей на этой стадии необходима, чтобы сохранить скорость ГП выше, чем скорость сваливания самолета;
- горизонтальный полет: дополнительные двигатели выровнены по отношению к фюзеляжу и могут быть отключены;
- во время перехода к вертикальной посадке: все как во время перехода к горизонтальному полету, но в обратном порядке, снова включается гидросистема, состоящая из двигателя и несущего винта 1, прекращается работа средств (пропеллерных или реактивных) перемещения вперед самолета за счет основных двигателей 3;
- посадка: в обратном порядке по отношению к тому, что изложено о следующей за взлетом стадии;
- завершение посадки: происходит то же, что и при взлете.

В случае, если на самолете установлена только одна лопасть 1, во время посадки-взлета дополнительные двигатели (реактивные/ракетные - турбовентиляторные) будут использованы также в качестве хвостовых стабилизаторов, благодаря чему самолет будет предохранен от вращения.

Все вышеописанные стадии полета могут быть осуществлены при использовании реактивных или ракетных двигателей или турбовентиляторных двигателей, имеющих гидравлический привод или не имеющих такового.

Во время горизонтального полета его возможность обеспечена путем обычного использования основного двигателя/двигателей 3 и соответствующего винтового или реактивного двигателя/двигателей.

Таким образом, в режиме ГП самолет практически не отличается от турбовинтового (или реактивного) самолета, который экономичен, поскольку в этом режиме не использованы гидросистема и дополнительные двигатели 2. К тому же сила тяги вала от основных двигателей к средствам 8 перемещения вперед самолета, например пропеллерам, принимает прежнее значение, пока несущие винты ВВП заторможены и аэродинамически согласованы с самолетом.

В случае выхода из строя двигателя могут быть использованы следующие качества предлагаемой системы ВВП-ГП:
- предусмотрено аварийное резервирование (IV) путем соединения гидравлических систем всех основных двигателей 3 со всеми гидравлическими приводами, к которым присоединены все несущие винты ВВП, установленные на самолете;
- при использовании подходящей системы клапанов возможно обеспечение нормального функционирования, даже единственного основного двигателя 3, соединенного, по меньшей мере, с одним гидродвигателем;
- реактивные или ракетные дополнительные двигатели, находящиеся сейчас в резерве, обеспечивают дополнительную безопасность;
- в случае повреждения основного двигателя 3 (без одного двигателя) работает гидравлическая система, поддерживающая другой двигатель (другие двигатели), заменяющая ту, что отказала, и обеспечивающая аварийную вертикальную посадку при помощи гидравлических несущих винтов и дополнительной поддержки от тяги реактивных или ракетных двигателей;
- возможно также осуществление обычного полета и посадки "без одного двигателя" даже со стандартными средствами самолета с использованием режима посадки на взлетную полосу "без одного двигателя". Этот вариант также действует в случае повреждения гидравлической системы или гидравлического двигателя.

Возвращаясь к сравнению предложенного решения с известными решениями, следует заметить в отношении ВВП-тяги, что обычной тяги и мощности основных двигателей, сконструированных для обычного турбовинтового самолета, в принципе не достаточно для обеспечения (а) необходимого отношения дополнительной тяги к взлетной массе брутто самолета для осуществления вертикального взлета и (б) возмещения потерь мощности, характерных для гидросистем.

Недостаток тяги, необходимой для ВВП (а+б), прежде всего должен быть скомпенсирован при помощи реактивных/ракетных двигателей соответствующего размера, установленных в нижней и/или хвостовой части самолета.

Кроме того, должна быть увеличена максимальная мощность основного двигателя/двигателей 3 на важнейших стадиях ВВП и переходной, которые занимают от 3 до 5 минут, для того чтобы скомпенсировать тягу, затрачиваемую на осуществление ВВП (а+б).

Тем не менее, для снижения расхода топлива при горизонтальном полете самолета, переоборудованного согласно предложенному способу, требуется, чтобы основной двигатель/двигатели развивал(и) эту дополнительную мощность только во время взлета/посадки, занимающих при обычном полете, продолжительностью около 1 часа, не более 10% от всего полетного времени.

При конструировании и/или переоборудовании основных двигателей необходимо заложить возможность снижения коэффициента передачи мощности (например, путем отключения, по меньшей мере, одной ступени двигателя или, по меньшей мере, одного компрессора) при завершении взлета и установлении горизонтального полета.

Для предлагаемой системы должна быть разработана высокоэффективная экономичная конструкция лопастных несущих винтов, предназначенных только для вертикального полета, так как их используют только на этой стадии (в отличие от вертолетов, где их также используют для горизонтального перемещения), обеспечивающая, кроме того (в случае складных лопастей) последующее их складывание и помещение в кожух (и обратно) при отключении (или повторном включении) гидравлического давления.

Последовательное управление стадиями полета в различных атмосферных условиях должно осуществляться автоматически, при помощи компьютера. При изменении условий ВВП необходимо обеспечить ускоренную автоматическую обратную связь через компьютер, для устранения опасности сваливания самолета на переходной стадии полета или при возникновении любой другой опасности.

Настоящее изобретение описано для раскрытия его сущности, но не для ограничения его объема, в соответствии с предпочтительными вариантами его выполнения, однако, очевидно, что специалистами могут быть внесены различные модификации и/или изменения в пределах объема изобретения, ограниченного прилагаемой формулой изобретения.

Изобретение относится к авиации. Система содержит средства (8) перемещения вперед самолета и гидравлическую силовую установку, соединенную с основными двигателями самолета и предназначенную для привода в действие лопастного несущего винта (1) для вертикального взлета и посадки. Система снабжена дополнительным двигателем (2), предназначенным для установки в хвостовой и/или нижней части самолета с возможностью постепенного наклона и поворота между двумя крайними, вертикальным и горизонтальным положениями. Средства 8 перемещения вперед самолета отключены во время вертикального взлета и посадки и на переходной стадии и включены во время самоподдерживаемого горизонтального полета. Лопастной несущий винт, дополнительный двигатель включены во время вертикального взлета и посадки и на переходной стадии и отключены во время самоподдерживаемого горизонтального полета. Изобретение направлено на повышение экономичности. 4 з.п. ф-лы, 19 ил.

1. Система для преобразования самолета, имеющего основные двигатели (3) и предназначенного для горизонтального взлета и посадки, в гибридный комбинированный самолет с вертикальными взлетом и посадкой, содержащая гидравлическую силовую установку, соединенную с основными двигателями (3) и предназначенную для привода в действие, по меньшей мере, одного лопастного несущего винта (1) для вертикального взлета и посадки, отличающаяся тем, что она снабжена, по меньшей мере, одним дополнительным двигателем (2), предназначенным для установки в хвостовой и/или нижней части самолета с возможностью постепенного наклона и поворота между двумя крайними вертикальным и горизонтальным положениями, при этом средства (8) перемещения вперед самолета выполнены с возможностью отключения во время вертикального взлета и посадки и на переходной стадии и подключения во время полета, а, по меньшей мере, один лопастной несущий винт (1) и, по меньшей мере, один дополнительный двигатель (2) выполнены с возможностью включения во время вертикального взлета и посадки, а также на переходной стадии и отключения во время самоподдерживаемого горизонтального полета.2. Система по п.1, отличающаяся тем, что на самолете установлен, по меньшей мере, один лопастной несущий винт (1) с приводом от гидравлической силовой установки, действующей от основных двигателей (3), при этом упомянутый винт (1) установлен или в носовой, или центральной, или хвостовой частях на фюзеляже (4) или на крыльях (5) для выполнения вертикальных взлета и посадки.3. Система по п.1 или 2, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, один дополнительный двигатель (2) представляет или реактивный, или ракетный, или турбовентиляторный двигатель, имеющий или не имеющий гидравлический привод.4. Система по п.1, или 2, или 3, отличающаяся тем, что по меньшей мере один лопастной несущий винт (1) установлен с возможностью фиксации во время горизонтального полета, возможно под обтекателем внутри конструкции самолета.5. Система по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что лопастные несущие винты (1) выполнены складными с возможностью размещения в кожухе в фюзеляже самолета.