ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ Российский патент 2005 года по МПК B64C29/02 B64C21/04 

Область техники, к которой относится изобретение.

Изобретение относится к области авиационных летательных аппаратов (ЛА) тяжелее воздуха и, в частности, к ЛА вертикального взлета и посадки.

Уровень техники.

Известен ЛА вертикального взлета и посадки винтокрыл Ка-22 [1, стр.262]. Он имеет два тянущих винта, 2 несущих винта (НВ) и высокорасположенное крыло. НВ используются для создания подъемной силы и управления винтокрылом на висении и малых скоростях, а крыло и самолетное оперение служат для тех же целей на больших скоростях.

Силовая установка винтокрыла2 ГТД Д - 25 ВКМощность силовой установки2×4050 кВтМасса пустого винтокрыла25,84 тМаксимальная взлетная масса42,5 тНагрузка16,5 тВесовая отдача0,4

Способ создания подъемной силы (при вертикальном взлете и посадке) и горизонтальной тяги воздушно-реактивный, когда тяга создается путем отбрасывания воздуха со скоростью, которая больше скорости набегающего потока, что не может обеспечить большую подъемную силу. Наличие несущих винтов и механической трансмиссии усложняет и утяжеляет конструкцию, что снижает весовую отдачу.

Известен самолет вертикального взлета и посадки Харриер GR.1 [1, стр.642, таблица] у которого:

Силовая установка1 ТРДД (подъемно-маршевый)Взлетная масса7,62 т (вертикальный взлет)Масса пустого самолета5,53 тНагрузка2,09 тВесовая отдача0,26

Способ создания подъемной силы и тяги воздушно-реактивный, что не может обеспечить большую подъемную силу и весовую отдачу.

Известен ЛА вертикального взлета и посадки вертолет МИ-8 [1, стр.343, таблица] у которого:

Силовая установка2 ГТД ТВ2 - 117Мощность силовой установки2×1100 кВтМасса пустого вертолета7,07 тМаксимальная взлетная масса12 тНагрузка4,93 тВесовая отдача0,41

Вертолет одноосной системы [1, стр.131, абзац 1] имеет НВ и рулевой винт, что создает опасность при эксплуатации и ухудшает экономическую характеристику (затраты на привод рулевого винта составляют 8-15% полной мощности двигателей). Вертолет имеет сложную и тяжелую механическую трансмиссию, что снижает весовую отдачу [1, стр.575, рис.3].

Способ создания подъемной силы воздушно-реактивный, что не может обеспечить большую подъемную силу и весовую отдачу.

Подъемную силу и тягу для горизонтального полета создает НВ, что не обеспечивает необходимую надежность ЛА при отказе силовой установки или несущей системы в полете.

В качестве прототипа выбран вертолет МИ-8.

Сущность изобретения.

Данное изобретение направлено на создание экономичного, надежного, простого и безопасного в эксплуатации, с высокой весовой отдачей, компактного летательного аппарата, способного совершать вертикальный взлет и посадку, неподвижно «висеть» в воздухе, перемещаться вдоль и поворачиваться относительно любой оси.

Летательный аппарат имеет аэродинамическую схему «летающая тарелка». Вид сбоку (фиг.1) имеет вид тарелки. Вид в плане (фиг.2) - круг. Верхняя часть корпуса летательного аппарата плоская круглая выполняет роль крыла (движителя). В центре крыла размещается реактивная силовая установка, включающая турбокомпрессоры, перепускные клапаны, ресивер, регулировочные клапаны и четырехсекционный круговой реактивный двигатель (4СКРД), формирующий круговую радиально расходящуюся воздушно-реактивную струю (КРРВРС).

Турбокомпрессоры и четырехсекционный круговой реактивный двигатель отделены друг от друга ресивером.

Изменение величины подъемной силы летательного аппарата осуществляется путем синхронного управления всеми четырьмя секциями реактивного двигателя.

Изменение направления вектора подъемной силы летательного аппарата осуществляется путем противофазного управления парами противоположно расположенных секций реактивного двигателя.

Подъемная сила летательного аппарата образуется за счет разности статического давления атмосферного воздуха, действующего на летательный аппарат снизу, и статического давления круговой радиально расходящейся воздушно-реактивной струи, действующего на летательный аппарат сверху.

Повышение надежности летательного аппарата вытекает из следующих факторов:

1. Силовая турбина газотурбинного двигателя и трансмиссия вертолета заменены ресивером, системой пневмоклапанов и трубопроводов. Сжатый воздух от любого турбокомпрессора, направляемый в ресивер, может попасть в любую секцию четырехсекционного кругового реактивного двигателя (перекрестное резервирование).

2. Автономная (независимая) работа турбокомпрессоров и секций четырехсекционного кругового реактивного двигателя, разделенных ресивером, позволяет осуществить управляемый спуск и посадку при отказе любого турбокомпрессора или любой секции четырехсекционного кругового реактивного двигателя;

3. Отсутствует несущий винт, следовательно, отсутствует реактивный момент. Отпадает необходимость в рулевом винте. Отсутствие трансмиссии, несущего винта, хвостовой балки и рулевого винта делает летательный аппарат компактным, простым и безопасным в эксплуатации, повышает весовую отдачу летательного аппарата.

Перечень фигур чертежей.

Фиг.1. Аэродинамическая схема летательного аппарата (вид сбоку). Показана круговая радиально расходящаяся воздушно-реактивная струя (11) и набегающий воздушный поток (12).

Фиг.2. Аэродинамическая схема летательного аппарата (план). Показана круговая радиально расходящаяся воздушно-реактивная струя (11).

Фиг.3. Структурная схема реактивной силовой установки.

Фиг.4. Показано взаимное расположение основных агрегатов и узлов реактивной силовой установки.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения.

В состав реактивной силовой установки (фиг.3) входят:

Турбокомпрессоры (13), служащие для сжатия атмосферного воздуха.

Перепускные клапаны (14), служащие для пневматической связи турбокомпрессоров, работающих в штатном режиме, с ресивером, а также для соединения турбокомпрессоров с атмосферой при неработающем состоянии, в момент запуска и при аварийном состоянии турбокомпрессоров.

Ресивер (15), служащий для скапливания сжатого турбокомпрессорами воздуха и подачи его к четырехсекционному круговому реактивному двигателю, а также к маршевому двигателю (при его установке на летательный аппарат) через регулировочные клапаны.

Регулировочные клапаны (16), служащие для регулирования подачи сжатого воздуха от ресивера к секциям четырехсекционного кругового реактивного двигателя (а также к маршевому двигателю), работающим в штатном режиме, и для отсечки их от ресивера при аварийном состоянии.

Четырехсекционный круговой реактивный двигатель, служащий для формирования круговой радиально расходящейся воздушно-реактивной струи, состоит из четырех независимых секций (17).

Секция четырехсекционного кругового реактивного двигателя, состоящая из камеры сгорания и реактивного сопла. служит для формирования радиально расходящейся воздушно-реактивной струи в секторе 90 градусов.

Маршевый двигатель (18) (устанавливается при необходимости), служащий для создания дополнительной продольной тяги.

Реактивная силовая установка размещается в центре плоского круглого крыла под кожухом силовой установки (9) фиг.1, 2, в котором размещены воздухозаборники (5, 6, 7, 8) фиг.2 турбокомпрессоров.

Взаимное расположение основных агрегатов и узлов реактивной силовой установки показано на фиг.4. Четыре секции (17), образующие четырехсекционный круговой реактивный двигатель, отделены друг от друга перемычками (19). Над перемычками размещены турбокомпрессоры (13). В центре реактивной силовой установки установлен ресивер (15) с системой перепускных (14) и регулировочных (16) пневмоклапанов.

В исходном состоянии перепускной клапан (14) фиг.3 соединяет полость сжатого воздуха турбокомпрессора (13) с атмосферой. Регулировочный клапан (16) соединяет полость ресивера (15) с секцией реактивного двигателя. Реактивная силовая установка не работает. На летательный аппарат снизу и сверху действует атмосферное давление. Перепад давлений и подъемная сила равны нулю.

При запуске турбокомпрессора (13) фиг.3 воздух из атмосферы через воздухозаборник (5, 6, 7, 8) фиг.1, 2 поступает в турбокомпрессор, сжимается и через перепускной клапан (14) фиг.3 выбрасывается в атмосферу. После выхода турбокомпрессора на рабочий режим перепускной клапан направляет сжатый воздух в ресивер (15). Из ресивера сжатый воздух через регулировочный клапан (16) поступает в секцию четырехсекционного кругового реактивного двигателя (17). В камере сгорания химическая энергия компонентов топлива преобразуется в тепловую, а в реактивном сопле в кинетическую энергию реактивной струи. Каждая секция четырехсекционного кругового реактивного двигателя образует радиально расходящуюся воздушно-реактивную струю в секторе 90 градусов. При работе всех четырех секций образуется круговая радиально расходящаяся воздушно-реактивная струя (11) фиг.1, 2, которая, распространяясь над плоским круглым крылом, сносит набегающий воздушный поток (12) фиг.1, создавая пониженное давление над крылом летательного аппарата. На летательный аппарат снизу действует атмосферное давление, а сверху давление круговой радиально расходящейся воздушно-реактивной струи. В результате перепада давлений образуется подъемная сила.

При аварийном состоянии турбокомпрессора (13) перепускной клапан (14) отсекает неисправный турбокомпрессор от ресивера и соединяет полость сжатого воздуха турбокомпрессора с атмосферой.

При аварийном состоянии секции (17) четырехсекционного кругового реактивного двигателя регулировочный клапан (16) отсекает неисправную секцию от ресивера (15), прекращая расход сжатого воздуха из ресивера.

Управление летательным аппаратом обеспечивается четырехсекционным круговым реактивным двигателем и газодинамическими рулями (1, 2, 3, 4) фиг.2.

Управляя работой секциями четырехсекционного кругового реактивного двигателя, можно изменять параметры реактивной струи на срезе сопла, изменяя таким образом величину подъемной силы. В зависимости от режима истечения реактивной струи вектор подъемной силы может меняться не только по величине, но и по направлению.

Вертикальное управление летательным аппаратом осуществляется изменением подъемной силы путем синхронного управления всеми секциями четырехсекционного кругового реактивного двигателя.

Управление по тангажу осуществляется изменением подъемной силы в продольных секторах кругового крыла путем противофазного управления продольными секциями 4СКРД, при этом происходит наклон вертикальной оси ЛА и, как следствие, возникает продольная составляющая тяги.

Управление по крену осуществляется изменением подъемной силы в боковых секторах кругового крыла путем противофазного управления боковыми секциями 4СКРД, при этом происходит наклон вертикальной оси ЛА и, как следствие, возникает боковая составляющая тяги.

Управление по рысканью осуществляется созданием момента аэродинамических сил газодинамическими рулями (ГДР) путем их синхронного поворота в одном направлении.

Управление продольным перемещением ЛА осуществляется продольной тягой, которая возникает как при наклоне вертикальной оси ЛА (см. Управление по тангажу), так и при противофазном отклонении ГДР. При противофазном отклонении ГДР (4, 3) фиг.2 возникает продольная тяга в одном направлении, при противофазном отклонении ГДР (1, 2) возникает тяга в обратном направлении.

В зависимости от назначения ЛА на нем могут устанавливаться маршевые реактивные двигатели для создания большой продольной тяги.

Управление боковым перемещением ЛА осуществляется боковой тягой, которая возникает как при наклоне вертикальной оси ЛА (см. Управление по крену), так и при противофазном отклонении ГДР. При противофазном отклонении ГДР (1, 4) возникает тяга, направленная в одну сторону, а при противофазном отклонении ГДР (2, 3) возникает тяга, направленная в другую сторону.

Библиографические источники информации.

[1] - Авиация. Энциклопедия. Главный редактор Г.П.Свищев. Научное издательство «Большая российская энциклопедия». Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е.Жуковского. Москва 1994.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА) тяжелее воздуха. Летательный аппарат содержит реактивную силовую установку, размещенную в центре плоского круглого в плане крыла. Силовая установка включает турбокомпрессоры 13, перепускные клапаны 14, ресивер 15, регулировочные клапаны 16 и четырехсекционный реактивный двигатель, предназначенный для формирования круговой радиально расходящейся воздушной струи. Секции 17 двигателя силовой установки предназначены для независимого управления при работе и отделены друг от друга ресивером. Верхняя часть корпуса предназначена для выполнения функции плоского круглого в плане крыла. Технический результат - повышение экономичности и надежности. 2 з.п.ф-лы, 4 ил.

1. Летательный аппарат тяжелее воздуха вертикального взлета и посадки с реактивной силовой установкой, отличающийся тем, что реактивная силовая установка размещена в центре плоского круглого в плане крыла, включает турбокомпрессоры, перепускные клапаны, ресивер, регулировочные клапаны и четырехсекционный реактивный двигатель, предназначенный для формирования круговой радиально расходящейся воздушной струи, секции которого предназначены для независимого управления при работе. 2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что турбокомпрессоры и секции двигателя силовой установки отделены друг от друга ресивером.3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что верхняя часть корпуса предназначена для выполнения функции плоского круглого в плане крыла.