Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки.
Из научно-технической литературы известны летательные аппараты вертикального взлета и посадки, в которых для создания подъемной силы используется источник газового потока и подъемные плоскости, выполненные в виде крыльев. Известным аналогом предлагаемого изобретения является летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крылья, установленные передними кромками вдоль фюзеляжа, турбореактивные двигатели, сопла которых направлены в сторону крыльев, в котором с целью улучшения эксплуатационных показателей аппарат снабжен экранами, образующими совместно с соплами турбореактивных двигателей эжекторы для создания газовоздушных потоков, и комплектами щитков, установленными за крыльями на пути газовоздушных потоков с возможностью поворота их, а фюзеляж выполнен с плоской или близкой к плоской верхней поверхностью [1 - Патент РФ № 2095282 С1, кл.6 В 64 С 29/00, 1997].
Особенность изобретения состоит в том, что, как и в заявке Великобритании от 1993 г. [2 - Заявка Великобритании №2267265, кл. В 64 С 29/00, 1993], такой летательный аппарат может иметь лишь весьма малую скорость горизонтального полета, пригодную, например, для монтажа вышек ЛЭП и тому подобных специализированных работ, но не для скоростных пассажирских рейсов (вследствие недопустимого перпендикулярного расположения продольных осей входных устройств турбореактивных двигателей по отношению к встречному атмосферному потоку и совершенно недопустимого смешения перпендикулярных друг к другу мощных потоков - атмосферного и газовоздушного - смешения непредсказуемого по результату воздействия на летательный аппарат). Кроме того, аппарат неэкономичен, требует обеспечения температурной защиты конструкций аппарата от чрезвычайно горячих газов турбореактивных двигателей, неустойчив в полете и, как следствие, ненадежен в эксплуатации.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сути является летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий фюзеляж, установленные вдоль фюзеляжа крылья, генераторы воздушного потока и систему управления летательным аппаратом, включающую вертикальные симметричного профиля рули поворота, установленные за крыльями на пути воздушных потоков, в котором фюзеляж выполнен с двумя линейно протяженными с прямоугольным проемом в наружной боковой грани коробами и с системой трубчатых воздуховодов, включающей прямолинейные трубы с входными устройствами, в каждом из коробов в продольном направлении расположены крыло и генератор воздушного потока, имеющий один или несколько высокооборотных двигателей, центробежную аэротурбину, содержащую продольные лопасти, прикрепленные к трубчатому валу, закрепленному в подшипниках, при этом короба снабжены редукторным механизмом синхронной передачи крутящего момента от высокооборотных двигателей к трубчатым валам аэротурбин, а система управления летательным аппаратом включает ряд расположенных в проеме каждого короба вертикальных рулей поворота и ряд горизонтальных рулей поворота, расположенных перед вертикальными рулями поворота на пути воздушного потока.
При этом в каждом коробе закрепленное на кронштейнах крыло может быть снабжено предкрылком и закрылком, аэротурбина помещена в трубчатый с проемами кожух, продольные лопасти аэротурбины выполнены в виде тонкостенных пластин, усиленных ребрами жесткости и прикрепленных к трубчатому валу крестообразно, кроме того, фюзеляж может быть снабжен вертикальным и горизонтальным оперением, а вертикальные рули поворота снабжены закрылками.
Генераторы воздушного потока могут быть снабжены нагнетательными осевыми компрессорами, каждый из которых расположен в прямолинейной трубе системы трубчатых воздуховодов вблизи входного устройства на закрепленном в подшипниках валу, при этом короба снабжены редукторным механизмом синхронной передачи крутящего момента от валов аэротурбин к валам нагнетательных осевых компрессоров.
Летательный аппарат вертикального взлета и посадки может быть снабжен маршевыми турбореактивными двигателями, которые могут быть снабжены входными устройствами и расположены в коробах.
Короба могут быть расположены внутри фюзеляжа и объединены общим горизонтальным днищем или выполнены с горизонтальным днищем на большей своей длине с продольным сечением в виде профиля несущего крыла с закрылком и расположены снаружи фюзеляжа симметрично по его бокам.
Фюзеляж сверху может иметь в профиле форму несущего крыла, а снизу выполнен в виде водоизмещающего корпуса судна.
Фюзеляж может быть снабжен выдвижными амортизирующими и герметичными посадочными лыжами.
Летательный аппарат вертикального взлета и посадки может быть снабжен автомобильным поршневым двигателем внутреннего сгорания для движения летательного аппарата аналогично движению автомобиля, при этом короба могут быть расположены внутри фюзеляжа и объединены общим днищем или расположены в верхней части фюзеляжа один над другим с разворотом в противоположные стороны.
Каждый высокооборотный двигатель может быть выполнен в виде авиационного поршневого двигателя внутреннего сгорания либо в виде турбовального двигателя, имеющего входное и выходное устройства.
В патенте разработаны основные варианты летательного аппарата.
В первом варианте летательного аппарата вертикального взлета и посадки, названного "аэробус", короба расположены снаружи фюзеляжа симметрично по его бокам и выполнены с горизонтальным днищем на большей своей длине и с продольным сечением в виде профиля несущего крыла, снабженного закрылком.
Во втором варианте летательного аппарата вертикального взлета и посадки, представляющем собой коробчатого вида "самолет", короба расположены внутри фюзеляжа и объединены общим горизонтальным днищем.
В третьем варианте летательного аппарата вертикального взлета и посадки, названного "аэропоезд", короба расположены внутри фюзеляжа, в частности внутри двухъярусного фюзеляжа между нижними и верхними салонами, и объединены общим горизонтальным днищем.
В четвертом варианте летательного аппарата вертикального взлета и посадки, представляющем собой "аэросудно", фюзеляж сверху имеет в профиле форму несущего крыла, а снизу выполнен в виде водоизмещающего корпуса судна, снабженного герметичными посадочными лыжами.
В пятом варианте летательного аппарата вертикального взлета и посадки, названного "аэроавтобус", короба расположены в верхней части фюзеляжа один над другим с разворотом в противоположные стороны, а фюзеляж снабжен автомобильным поршневым двигателем внутреннего сгорания для движения летательного аппарата аналогично автомобилю.
В шестом варианте летательного аппарата вертикального взлета и посадки, представляющем собой "аэроджип", короба расположены внутри фюзеляжа и объединены общим горизонтальным днищем, а фюзеляж снабжен автомобильным поршневым двигателем внутреннего сгорания для движения летательного аппарата аналогично движению автомобиля.
В известном летательном аппарате вертикального взлета и посадки каждый высокооборотный двигатель может быть выполнен в виде авиационного поршневого двигателя внутреннего сгорания [3 - Заявка № 2003104031 на патент РФ "Летательный аппарат вертикального взлета и посадки", С1, кл.6 В 64 С 29/00, 2003 г. /Ким А.Ю., Ким Ю.В. Положительное решение по заявке № 2003104031 от 30 августа 2004 года. Описание изобретения опубликовано в Бюллетене РОСПАТЕНТА "Изобретения. Полезные модели" № 23, 2004 г.
Данное изобретение является наиболее близким к предлагаемому изобретению как по сути, так и по формальным признакам и принимается авторами за прототип. Вместе с тем известное решение является лишь промежуточным решением, не охватывает наиболее эффективные конструкции и типы летательных аппаратов вертикального взлета и посадки и требует своего дальнейшего совершенствования с учетом последних достижений науки и техники.
К таким достижениям, на взгляд авторов, относятся изобретение по патенту [4 - Патент РФ № 2076829 С1, кл. 6 В 64 D 27/00, 1997], в котором усовершенствована двигательная установка гиперзвукового летательного аппарата, а также разработки по усовершенствованию турбовального двухконтурного двигателя со свободной турбиной и турбовинтовентиляторного двигателя с высокой степенью двухконтурности для больших дозвуковых скоростей (например, турбовальный двухконтурный двигатель Д-136 и турбовинтовентиляторный двигатель Д-27 Машиностроительного Конструкторского Бюро "Прогресс", МоторНефтеГазИнвест, Украина, Киев).
Техническая задача предлагаемого изобретения заключается в повышении эксплуатационных показателей летательного аппарата, а именно: безопасности взлета, полета и посадки, экономичности основных режимов полета, грузоподъемности, эффективности системы управления летательным аппаратом, скорости горизонтального полета, путевой и продольной устойчивости полета при больших скоростях, экономичности летательного аппарата.
Поставленная задача достигается в летательном аппарате вертикального взлета и посадки, фюзеляж которого выполнен с двумя линейно протяженными, имеющими прямоугольные проемы в наружной боковой грани коробами и с системой трубчатых воздуховодов, включающей прямолинейные трубы с входными устройствами, в каждом из коробов в продольном направлении расположены крыло, закрепленное в пределах прямоугольного проема, и генератор воздушного потока, имеющий центробежную аэротурбину с продольными лопастями, прикрепленными к трубчатому валу, закрепленному в подшипниках, которая помещена в трубчатый с проемами кожух, и один или несколько турбовальных двигателей, каждый из которых помещен в прямолинейную трубу у ее входного устройства и включает в себя внутренний контур, сопло которого герметично сопряжено с выхлопной трубой, один или два турбокомпрессора, расположенных во внутреннем контуре, и осевые валы, из которых ведущий соединен с редукторным механизмом синхронной передачи крутящего момента от турбовальных двигателей к трубчатым валам аэротурбин, и при этом система управления летательным аппаратом содержит ряд вертикальных симметричного профиля рулей поворота, расположенных в проеме каждого короба, и ряд горизонтальных рулей поворота, расположенных перед вертикальными рулями поворота на пути воздушного потока аэротурбины, в котором, согласно изобретению, каждый короб содержит прямолинейную трубу с закрытыми концами, которая расположена сбоку от аэротурбины над ее продольной осью по одну сторону с наружной боковой гранью короба и герметично соединена трубчатыми воздуховодами с трубчатым кожухом аэротурбины, снабженным распределительной заслонкой, и с одной или несколькими прямолинейными трубами, снабженными входными устройствами, каждый из подшипников трубчатого вала аэротурбины прикреплен к подвижному концу упругого элемента, закрепленного другим концом к коробу, крыло жестко скреплено с расположенным внутри него продольным цилиндром, закрепленным в подшипниках поперечных кронштейнов короба, и снабжено поворотным механизмом для изменения угла атаки крыла по отношению к воздушному потоку аэротурбины, кроме того, каждый турбовальный двигатель выполнен двухконтурным и снабжен многоступенчатой свободной турбиной, расположенной во внутреннем контуре и закрепленной на осевом ведущем валу, системой управления скоростью вращения многоступенчатой свободной турбины, внешним контуром с соплом, открытым в прямолинейную трубу системы трубчатых воздуховодов, и многоступенчатым компрессором низкого давления, который насажен на осевой ведущий вал, присоединен к понижающему редуктору многоступенчатой свободной турбины и расположен на входе внешнего контура.
Фюзеляж может быть выполнен с четырьмя линейно протяженными, имеющими прямоугольные проемы в наружной боковой грани коробами, которые расположены внутри фюзеляжа в два яруса, образуя переднюю и заднюю пары коробов, и в каждой паре коробов короба развернуты в противоположные стороны, причем у передней пары коробов по левую сторону фюзеляжа расположен проем нижнего короба, а по правую сторону - верхнего, у задней пары коробов по левую сторону фюзеляжа расположен проем верхнего короба, а по правую сторону - нижнего, при этом прямолинейные трубы системы трубчатых воздуховодов, снабженные входными устройствами спереди, являются общими для коробов одного яруса, а трубчатые валы аэротурбин всех коробов соединены между собой механизмом синхронной передачи крутящего момента, кроме того, под фюзеляжем, который имеет обтекаемую коробчатую форму, расположены амортизирующие посадочные устройства.
Фюзеляж может содержать два линейно протяженных с прямоугольным проемом в наружной боковой грани короба, расположенные внутри фюзеляжа и объединенные общим днищем, при этом каждый короб либо горизонтален, либо повернут вокруг продольной оси общего днища коробов вниз на некоторый малый угол к горизонтальной плоскости, кроме того, под фюзеляжем, который имеет обтекаемую коробчатую форму, расположены амортизирующие посадочные устройства, а над хвостовой частью фюзеляжа установлены вертикальное и горизонтальное оперения.
Фюзеляж может быть выполнен в виде двух параллельных друг другу корпусов, расположенных друг от друга на некотором расстоянии и жестко скрепленных между собой несущим крылом постоянного поперечного сечения, снабженным закрылком, при этом каждый корпус содержит линейно протяженный с прямоугольным проемом в наружной боковой грани короб, по высоте пересекающий его в средней части, салоны, расположенные выше и ниже короба, выдвижные и амортизирующие посадочные устройства, расположенные под корпусом, и расположенные над хвостовой частью корпуса вертикальное и горизонтальное оперения.
Расположенные под фюзеляжем амортизирующие посадочные устройства могут быть выполнены в виде автомобильных колес, при этом фюзеляж снабжен автомобильным поршневым двигателем внутреннего сгорания, соединенным с автомобильными колесами трансмиссией.
Расположенные под фюзеляжем амортизирующие посадочные устройства могут быть выполнены в виде автомобильных колес, при этом фюзеляж имеет аккумулятор и электродвигатель, соединенный с автомобильными колесами трансмиссией, и снабжен электрогенератором, соединенным с осевым ведущим валом турбовального двигателя, аккумулятором и электродвигателем.
Летательный аппарат вертикального взлета и посадки может содержать маршевые турбореактивные двигатели.
Маршевые турбореактивные двигатели могут быть расположены выше днища коробов и снабжены воздухозаборными устройствами, при этом фюзеляж снабжен расположенными в его хвостовой части треугольного вида крыльями с элеронами, выдвижными и амортизирующими посадочными устройствами, расположенными под фюзеляжем, и расположенными над хвостовой частью фюзеляжа плоскими стабилизаторами с подвижным оперением.
В случае, когда летательный аппарат вертикального взлета и посадки представляет собой "аэропоезд", т.е. летательный аппарат с коробчатым фюзеляжем большой вместимости, многоступенчатый компрессор низкого давления двухконтурного турбовального двигателя, насаженный на осевой ведущий вал, присоединенный к понижающему редуктору многоступенчатой свободной турбины и расположенный на входе внешнего контура, может быть выполнен в виде двухрядного противоположного вращения винтовентилятора.
Каждая прямолинейная труба, содержащая входное устройство, за которым располагается двухконтурный турбовальный двигатель, может быть снабжена выходным устройством, расположенным на конце трубы в хвостовой части фюзеляжа и выполненным в виде регулируемого сопла с управлением вектором тяги.
Фюзеляж может представлять собой корпус многоразового аэрокосмического самолета, предназначенного для полета на ближние к Земле круговые орбиты, оснащенного автономной системой управления полетом и содержащего ракетные маршевые и тормозные двигатели, имеющие сопла и расположенные симметрично относительно продольной оси фюзеляжа, проходящей через центр масс самолета, при этом фюзеляж имеет треугольного вида крылья с элеронами, выдвижные и амортизирующие посадочные устройства, расположенные под фюзеляжем, и снабжен раздвижными створками, выполненными из жаропрочного материала и закрывающими входные устройства прямолинейных труб системы трубчатых воздуховодов и направленные вперед сопла ракетных тормозных двигателей.
Фюзеляж, представляющий собой корпус многоразового аэрокосмического самолета, предназначенного для полета на ближние к Земле круговые орбиты, и включающий ракетные маршевые и тормозные двигатели, может содержать маршевые турбореактивные двигатели, расположенные выше днища коробов и снабженные воздухозаборными устройствами.
При этом маршевые турбореактивные двигатели работают как в дозвуковом, так и в сверхзвуковом режимах полета.
Фюзеляж, представляющий собой корпус многоразового аэрокосмического самолета, предназначенного для полета на ближние к Земле круговые орбиты, может содержать расположенный за воздухозаборным устройством каждого маршевого турбореактивного двигателя и снабженный пилонным блоком с системой подачи топлива комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель с соосно размещенным в его прямоточном канале с соплом на конце и закрепленным на выдвижных пилонах турбореактивным двигателем, который снабжен механизмом перекрытия прямоточного канала и расположенными на его боковых поверхностях поясами топливных форсунок, причем выдвижные пилоны турбореактивного двигателя расположены в отсеке, который закрыт разъемными герметичными створками, снабженными окнами с герметичными задвижками.
Фюзеляж многоразового аэрокосмического самолета, предназначенного для полета на ближние к Земле круговые орбиты, может содержать расположенную вдоль продольной оси, проходящей через центр масс аэрокосмического самолета, сквозную цилиндрическую трубу, скрепленную с герметичным фюзеляжем, и при этом снабжен топливным баком цилиндрической формы с коническими плавно закругленными за пределами фюзеляжа концами, расположенным своей цилиндрической частью в сквозной трубе фюзеляжа, скрепленным с фюзеляжем управляемыми защелками и сбрасываемым во время полета до достижения круговой орбиты.
Фюзеляж многоразового аэрокосмического самолета, предназначенного для полета на ближние к Земле круговые орбиты, может быть выполнен в виде трех параллельных друг другу корпусов, расположенных друг от друга на некотором расстоянии и жестко скрепленных между собой передними и задними несущими крыльями постоянного поперечного сечения, при этом средний корпус представляет собой топливный бак, передние крылья снабжены закрылками, под каждым задним крылом между корпусами подвешены два комбинированных прямоточных воздушно-реактивных двигателя с соосно размещенным в прямоточном канале турбореактивным двигателем, закрепленным на выдвижных пилонах, расположенных в отсеке, а каждый отсек расположен в одном из корпусов фюзеляжа, кроме того, в носовой части среднего корпуса установлен ракетный тормозной двигатель, каждый корпус фюзеляжа снабжен расположенными под ним выдвижными и амортизирующими посадочными устройствами, а каждый крайний корпус содержит расположенный внутри него линейно протяженный с прямоугольным проемом в наружной боковой грани короб и снабжен расположенными в хвостовой части корпуса вертикальным стабилизатором с подвижным оперением и треугольного вида крыльями с элеронами, которые совмещают в себе функции горизонтального оперения.
Расположенные под фюзеляжем амортизирующие посадочные устройства могут быть выполнены в виде выдвижных шасси.
На фиг.1 показан летательный аппарат вертикального взлета и посадки типа "аэробус" в проекциях; на фиг.2 - разрез I-I на фиг.1;
на фиг.3 - фасад летательного аппарата вертикального взлета и посадки типа "самолет; на фиг.4 - разрез II-II на фиг.3;
на фиг.5 - фасад летательного аппарата вертикального взлета и посадки типа "аэропоезд"; на фиг.6 - разрез III-III на фиг.5;
на фиг.7 - фасад летательного аппарата вертикального взлета и посадки типа "аэросудно"; на фиг.8 - разрез IV-IV на фиг.7;
на фиг.9 - фасад летательного аппарата вертикального взлета и посадки типа "аэроавтобус"; на фиг.10 - разрез V-V на фиг.9; на фиг.11 - разрез VI-VI на фиг.9;
на фиг.12 - фасад летательного аппарата вертикального взлета и посадки типа "аэроджип"; на фиг.13 - разрез VII-VII на фиг.12;
на фиг.14 - фасад летательного аппарата вертикального взлета и посадки с фюзеляжем в виде двух параллельных друг другу корпусов, жестко скрепленных между собой несущим крылом; на фиг.15 - вид спереди; на фиг.16 - разрез VIII-VIII на фиг.14;
на фиг.17 - фасад летательного аппарата вертикального взлета и посадки с наклонными коробами, объединенными общим днищем, и с фюзеляжем, выполненным в виде обтекаемого короба; на фиг.18 - вид в плане; на фиг.19 - разрез IX-IX на фиг.17;
на фиг.20 - фасад летательного аппарата вертикального взлета и посадки с коробами, объединенными общим днищем, и с фюзеляжем в виде корпуса многоразового аэрокосмического самолета с ракетными реактивными двигателями; на фиг.21 - вид в плане; на фиг.22 - разрез Х-Х на фиг.20;
на фиг.23 - фасад летательного аппарата вертикального взлета и посадки с коробами, объединенными общим днищем, и с фюзеляжем в виде корпуса многоразового аэрокосмического самолета с ракетными реактивными и турбореактивными двигателями; на фиг.24 - вид в плане; на фиг.25 - разрез XI-XI на фиг.23;
на фиг.26 - фасад летательного аппарата вертикального взлета и посадки с коробами, объединенными общим днищем, и с фюзеляжем в виде корпуса многоразового аэрокосмического самолета с ракетными реактивными и комбинированными прямоточными воздушно-реактивными двигателями; на фиг.27 - вид в плане; на фиг.28 - разрез XII-XII на фиг.26;
на фиг.29 - разрез двухконтурного турбовального двигателя, помещенного в прямолинейную трубу системы трубчатых воздуховодов и снабженного компрессором низкого давления на входе внешнего контура;
на фиг.30 - разрез двухконтурного турбовального двигателя, помещенного в прямолинейную трубу системы трубчатых воздуховодов и снабженного двухрядным винтовентилятором на входе внешнего контура;
на фиг.31 - общий вид регулируемого плоского сопла с управлением вектором тяги, расположенного в хвостовой части прямолинейной трубы системы трубчатых воздуховодов;
на фиг.32 - фасад (на фиг.32а) и план (на фиг.32б) комбинированного прямоточного воздушно-реактивного двигателя с соосно размещенным в его прямоточном канале турбореактивным двигателем;
на фиг.33 - фасад летательного аппарата вертикального взлета и посадки с единым коробом и с фюзеляжем в виде корпуса многоразового аэрокосмического самолета с комбинированными прямоточными воздушно-реактивными двигателями и отделяемым топливным баком;
на фиг.34 - вид в плане;
на фиг.35 - разрез XIII-XIII на фиг.33;
на фиг.36 - фасад летательного аппарата вертикального взлета и посадки с фюзеляжем в виде трехкорпусного многоразового аэрокосмического самолета с комбинированными прямоточными воздушно-реактивными двигателями;
на фиг.37 - вид в плане.
В летательном аппарате вертикального взлета и посадки, фюзеляж 1 которого выполнен с двумя линейно протяженными с прямоугольным проемом 2 в наружной боковой грани 3 коробами 4 и с системой 5 трубчатых воздуховодов 6, включающей прямолинейные трубы 7 с входными устройствами 8, в каждом из коробов 4 в продольном направлении расположены крыло 9, закрепленное в пределах прямоугольного проема 2, и генератор 10 воздушного потока, имеющий центробежную аэротурбину 11 с продольными лопастями 12, прикрепленными к трубчатому валу 13, закрепленному в подшипниках 14, которая помещена в трубчатый с проемами 15 кожух 16, и один или несколько турбовальных двигателей 17, каждый из которых помещен в прямолинейную трубу 7 у ее входного устройства 8 и включает в себя внутренний контур 18, сопло 19 которого герметично сопряжено с выхлопной трубой 20, один или два турбокомпрессора 21, расположенных во внутреннем контуре 18, и осевые валы 22, из которых ведущий 23 соединен с редукторным механизмом 24 синхронной передачи крутящего момента от турбовальных двигателей 17 к трубчатым валам 13 аэротурбин 11, и при этом система 25 управления летательным аппаратом содержит ряд вертикальных симметричного профиля рулей 26 поворота, расположенных в проеме 2 каждого короба 4, и ряд горизонтальных рулей 27 поворота, расположенных перед вертикальными рулями 26 поворота на пути воздушного потока аэротурбины 11, согласно изобретению каждый короб 4 содержит прямолинейную трубу 28 с закрытыми концами 29, которая расположена сбоку от аэротурбины 11 над ее продольной осью 30 по одну сторону с наружной боковой гранью 3 короба 4 и герметично соединена трубчатыми воздуховодами 6 с трубчатым кожухом 16 аэротурбины 11, снабженным распределительной заслонкой 31, и с одной или несколькими прямолинейными трубами 7, снабженными входными устройствами 8, каждый из подшипников 14 трубчатого вала 13 аэротурбины 11 прикреплен к подвижному концу 32 упругого элемента 33, закрепленного другим концом 34 к коробу 4, крыло 9 жестко скреплено с расположенным внутри крыла продольным цилиндром 35, закрепленным в подшипниках 36 поперечных кронштейнов 37 короба 4, и при этом снабжено поворотным механизмом 38 для изменения угла атаки крыла по отношению к воздушному потоку аэротурбины 11, кроме того, каждый турбовальный двигатель 17 выполнен двухконтурным и снабжен многоступенчатой свободной турбиной 39, расположенной во внутреннем контуре 18 и закрепленной на осевом ведущем валу 23, системой 40 управления скоростью вращения многоступенчатой свободной турбины 39, внешним контуром 41 с соплом 42, открытым в прямолинейную трубу 7 системы 5 трубчатых воздуховодов 6, и многоступенчатым компрессором 43 низкого давления, который насажен на осевой ведущий вал 23, присоединен к понижающему редуктору 44 многоступенчатой свободной турбины 39 и расположен на входе 45 внешнего контура 41.
Фюзеляж 1 может быть выполнен с четырьмя линейно протяженными, имеющими прямоугольные проемы 2 в наружной боковой грани 3 коробами 4, которые расположены внутри фюзеляжа 1 в два яруса 46, образуя переднюю 47 и заднюю 48 пары коробов 4, и в каждой паре коробов 4 короба 4 развернуты в противоположные стороны, причем у передней пары 47 коробов 4 по левую сторону фюзеляжа 1 расположен проем 2 нижнего короба 49, а по правую сторону - верхнего короба 50, у задней пары 48 коробов 4 по левую сторону фюзеляжа 1 расположен проем 2 верхнего короба 50, а по правую сторону - нижнего короба 49, при этом прямолинейные трубы 7 системы 5 трубчатых воздуховодов 12, снабженные входными устройствами 8 спереди, являются общими для коробов 4 одного яруса 46, а трубчатые валы 13 аэротурбин 6 всех коробов 4 соединены между собой механизмом 24 синхронной передачи крутящего момента, кроме того, под фюзеляжем 1, который имеет обтекаемую коробчатую форму, расположены амортизирующие посадочные устройства 51 (см. фиг.9-11).
Фюзеляж 1 может содержать два линейно протяженных с прямоугольным проемом 2 в наружной боковой грани 3 короба 4, расположенных внутри фюзеляжа 1 и объединенных общим днищем 52, при этом каждый короб 4 либо горизонтален, либо повернут вокруг продольной оси 53 общего днища 52 коробов 4 вниз на некоторый малый угол 54 к горизонтальной плоскости, кроме того, под фюзеляжем 1, который имеет обтекаемую коробчатую форму, расположены амортизирующие посадочные устройства 51, а над хвостовой частью фюзеляжа 1 установлены вертикальное 55 и горизонтальное 56 оперения (см. фиг.3, 4 и фиг.5, 6 и др.).
Фюзеляж 1 может быть выполнен в виде двух параллельных друг другу корпусов 57, расположенных друг от друга на некотором расстоянии и жестко скрепленных между собой несущим крылом 58 постоянного поперечного сечения, снабженным закрылком 59, при этом каждый корпус 57 содержит линейно протяженный с прямоугольным проемом 2 в наружной боковой грани 3 короб 4, по высоте пересекающий его в средней части, салоны 60, расположенные выше и ниже короба 4, выдвижные и амортизирующие посадочные устройства 51, расположенные под корпусом 57, и расположенные над хвостовой частью корпуса 57 вертикальное 55 и горизонтальное 56 оперения (см. фиг.14-16).
Расположенные под фюзеляжем 1 амортизирующие посадочные устройства 51 могут быть выполнены в виде автомобильных колес 61, при этом фюзеляж 1 снабжен поршневым двигателем внутреннего сгорания 62, соединенным с автомобильными колесами 61 трансмиссией 63, с целью движения летательного аппарата по автомобильным и городским дорогам аналогично автомобилю (см. фиг.9-11 и фиг.12, 13).
Расположенные под фюзеляжем 1 амортизирующие посадочные устройства 51 могут быть выполнены в виде автомобильных колес 61, и при этом фюзеляж 1 имеет аккумулятор 64 и электродвигатель 65, соединенный с автомобильными колесами 61 трансмиссией 63, и снабжен электрогенератором 66, соединенным с осевым ведущим валом 23 турбовального двигателя 17, аккумулятором 64 и электродвигателем 65 (см. фиг.12, 13).
Летательный аппарат вертикального взлета и посадки может содержать маршевые турбореактивные двигатели 67.
Маршевые турбореактивные двигатели 67 могут быть расположены выше днища 52 коробов 4 и снабжены воздухозаборными устройствами 68, при этом фюзеляж 1 снабжен расположенными в его хвостовой части треугольного вида крыльями 69 с элеронами 70, выдвижными и амортизирующими посадочными устройствами 51, расположенными под фюзеляжем 1, и расположенными над хвостовой частью фюзеляжа 1 плоскими стабилизаторами 71 с подвижным оперением 72 (см. фиг.17-19).
В случае, когда летательный аппарат вертикального взлета и посадки представляет собой "аэропоезд", т.е. летательный аппарат с коробчатым фюзеляжем 1 большой вместимости, многоступенчатый компрессор 43 низкого давления двухконтурного турбовального двигателя 17, насаженный на осевой ведущий вал 23, присоединенный к понижающему редуктору 44 многоступенчатой свободной турбины 39 и расположенный на входе 45 внешнего контура 41, может быть выполнен в виде двухрядного противоположного вращения винтовентилятора 73 (см. фиг.30).
Каждая прямолинейная труба 7, содержащая входное устройство 8, за которым располагается двухконтурный турбовальный двигатель 17, может быть снабжена выходным устройством 74, расположенным на конце трубы 7 в хвостовой части фюзеляжа 1 и выполненным в виде регулируемого сопла 75 с управлением вектором тяги (см. фиг.31).
Фюзеляж 1 может представлять собой корпус многоразового аэрокосмического самолета 76, предназначенного для полета на ближние к Земле круговые орбиты, оснащенного автономной системой 77 управления полетом и содержащего ракетные маршевые 78 и тормозные 79 двигатели, имеющие сопла 80 и расположенные симметрично относительно продольной оси 81 фюзеляжа 1, проходящей через центр 82 масс самолета, при этом фюзеляж 1 имеет треугольного вида крылья 69 с элеронами 70, выдвижные и амортизирующие посадочные устройства 51, расположенные под фюзеляжем 1, и снабжен раздвижными створками 83, выполненными из жаропрочного материала и закрывающими входные устройства 8 прямолинейных труб 7 системы 5 трубчатых воздуховодов 6 и направленные вперед сопла 80 ракетных тормозных двигателей 79 (см. фиг 20-22 и др.).
Фюзеляж 1, представляющий собой корпус многоразового аэрокосмического самолета 76, предназначенного для полета на ближние к Земле круговые орбиты, и включающий ракетные маршевые 78 и тормозные 79 двигатели, может содержать маршевые турбореактивные двигатели 67, расположенные выше днища 52 коробов 4 и снабженные воздухозаборными устройствами 68.
При этом маршевые турбореактивные двигатели 67 работают как в дозвуковом, так и в сверхзвуковом режимах полета (см. фиг.23-25).
Фюзеляж 1, представляющий собой корпус многоразового аэрокосмического самолета 76, предназначенного для полета на ближние к Земле круговые орбиты, может содержать расположенный за воздухозаборным устройством 68 каждого маршевого турбореактивного двигателя 67 и снабженный пилонным блоком 84 с системой 85 подачи топлива комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель 86 с соосно размещенным в его прямоточном канале 87 с соплом 88 на конце и закрепленным на выдвижных пилонах 89 турбореактивным двигателем 67, который снабжен механизмом 90 перекрытия прямоточного канала 87 и расположенными на его боковых поверхностях 91 поясами 92 топливных форсунок 93, причем выдвижные пилоны 89 турбореактивного двигателя 67 расположены в отсеке 94, который закрыт разъемными герметичными створками 95, снабженными окнами 96 с герметичными задвижками 97 (см. фиг.26-28).
Фюзеляж 1 многоразового аэрокосмического самолета 76, предназначенного для полета на ближние к Земле круговые орбиты, может содержать расположенную вдоль продольной оси 81, проходящей через центр 82 масс аэрокосмического самолета 76, сквозную цилиндрическую трубу 98, скрепленную с герметичным фюзеляжем 1, и при этом снабжен топливным баком 99 цилиндрической формы с коническими плавно закругленными за пределами фюзеляжа 1 концами 100, расположенным своей цилиндрической частью 101 в сквозной трубе 98 фюзеляжа 1, скрепленным с фюзеляжем 1 управляемыми защелками 102 и сбрасываемым во время полета до достижения круговой орбиты (см. фиг.33-35).
Фюзеляж 1 многоразового аэрокосмического самолета 77, предназначенного для полета на ближние к Земле круговые орбиты, может быть выполнен в виде трех параллельных друг другу корпусов 103, расположенных друг от друга на некотором расстоянии и жестко скрепленных между собой передними 104 и задними 105 несущими крыльями постоянного поперечного сечения, при этом средний корпус 106 представляет собой топливный бак 107, передние крылья 104 снабжены закрылками 108, под каждым задним крылом 105 между корпусами 103 подвешены два комбинированных прямоточных воздушно-реактивных двигателя 86 с соосно размещенным в прямоточном канале 87 турбореактивным двигателем 67, закрепленным на выдвижных пилонах 89, расположенных в отсеке 94, а каждый отсек 94 расположен в одном из корпусов 103 фюзеляжа 1, кроме того, в носовой части среднего корпуса 106 установлен ракетный тормозной двигатель 79, каждый корпус 103 фюзеляжа 1 снабжен расположенными под ним выдвижными и амортизирующими посадочными устройствами 51, а каждый крайний корпус 109 содержит расположенный внутри него линейно протяженный с прямоугольным проемом 2 в наружной боковой грани 3 короб 4 и снабжен расположенными в хвостовой части корпуса вертикальным стабилизатором 71 с подвижным оперением 72 и треугольного вида крыльями 69 с элеронами 70, которые совмещают в себе функции горизонтального оперения (см. фиг.36, 37).
Расположенные под фюзеляжем 1 амортизирующие посадочные устройства 51 могут быть выполнены в виде выдвижных шасси 110 (см. фиг.36).
Далее укажем на конструктивные и функциональные отличия предлагаемого изобретения от прототипа.
В прототипе генератор воздушного потока содержит один или несколько высокооборотных двигателей, центробежную аэротурбину, включающую закрепленный в подшипниках трубчатый вал с прикрепленными к нему продольными лопастями, и систему трубчатых воздуховодов, включающую прямолинейные трубы с входными устройствами, при этом короба снабжены редукторным механизмом синхронной передачи крутящего момента от высокооборотных двигателей к трубчатым валам аэротурбин.
В том же прототипе генераторы воздушного потока снабжены нагнетательными осевыми компрессорами, каждый из которых расположен в прямолинейной трубе системы трубчатых воздуховодов вблизи входного устройства на закрепленном в подшипниках валу, при этом короба снабжены редукторным механизмом синхронной передачи крутящего момента от валов аэротурбин к валам нагнетательных осевых компрессоров.
Следовательно, в прототипе валы аэротурбин вращаются за счет высокооборотных двигателей, которые, в частности, могут быть выполнены в виде турбовальных двигателей, а нагнетательные осевые компрессоры, выполненные самостоятельными и расположенные в прямолинейных трубах системы трубчатых воздуховодов, вращаются благодаря механизму передачи к их валам крутящего момента от валов вращающихся аэротурбин.
В изобретении же роль генератора 10 воздушного потока наряду с центробежной аэротурбиной 11 выполняют один или несколько турбовальных двигателей 17, каждый из которых помещен в прямолинейную трубу 7 у ее входного устройства 8, и при этом каждый турбовальный двигатель 17 выполнен двухконтурным и снабжен расположенной во внутреннем контуре 18 и закрепленной на осевом ведущем валу 23 многоступенчатой свободной турбиной 39, системой 40 управления скоростью вращения многоступенчатой свободной турбины 39, внешним контуром 41 с соплом 42, открытым в прямолинейную трубу 7 системы 5 трубчатых воздуховодов 6, и многоступенчатым компрессором 43 низкого давления, который насажен на осевой ведущий вал 23, соединен через понижающий редуктор 44 с многоступенчатой свободной турбиной 39 и расположен на входе внешнего контура 41.
Таким образом, компрессор 43 низкого давления, накачивающий воздух в трубчатые воздуховоды 6 в предлагаемом изобретении, является не самостоятельным объектом, а составной частью двухконтурного турбовального двигателя 17, который вращает аэротурбины 11 и в то же время накачивает воздух в трубчатые воздуховоды 6.
Двухконтурный турбовальный двигатель 17 уже создан специалистами и, как показала практика эксплуатации его, является двигателем весьма эффективным, надежным и экономичным. Высокая эффективность двухконтурного турбовального двигателя достигается, как известно, за счет наличия многоступенчатой свободной турбины 39, расположенной во внутреннем контуре 18 и закрепленной на осевом ведущем валу 23, а также за счет наличия системы 40 управления скоростью вращения многоступенчатой свободной турбины 39.
Воздух, т.е. газ, проходящий через внутренний контур 18 турбовального двигателя 17, благодаря почти полному расширению его в турбокомпрессорах 21 и свободной турбине 39 с малой скоростью выбрасывается из выхлопной трубы 20 в окружающую среду.
Турбовальный двигатель 17 рассматриваемого летательного аппарата выполняется двухконтурным с высокой степенью двухконтурности, равной 5-8 и даже более. Степень двухконтурности - это отношение массового расхода воздуха, проходящего через внешний контур, к массовому расходу воздуха, проходящему через внутренний контур двигателя. Необходимая степень двухконтурности турбовального двигателя определяется расчетом и характеризует эффективность работы центробежных аэротурбин.
Двухконтурный турбовальный двигатель 17 в данном изобретении благодаря введению во внешний контур многоступенчатого компрессора 43 низкого давления усовершенствован авторами применительно к летательному аппарату с центробежными аэротурбинами 11. Такой компрессор гарантирует необходимое давление воздуха в трубопроводах 6, исключая возможность выхода воздуха через воздухозаборники прямолинейных труб 7. При этом усовершенствованный двигатель совмещает в себе функции движителя валов 13 аэротурбин 11 и движителя вала 23 компрессора 43 низкого давления, накачивающего воздух в трубчатые воздуховоды 6 аэротурбин 11.
В результате такого усовершенствования летательного аппарата отпадает необходимость в наличии сложного редукторного механизма синхронной передачи крутящего момента от валов аэротурбин к валам нагнетательных осевых компрессоров, что существенно упрощает конструкцию летательного аппарата вертикального взлета и посадки, повышает его управляемость, надежность и экономичность.
Упрощение конструкции летательного аппартата вертикального взлета и посадки можно проследить на конструкциях его вариантов. На поперечных разрезах летательного аппарата вертикального взлета и посадки, показанных на фиг.2 ("аэробус"), 4 ("самолет"), 6 ("аэропоезд"), 8 ("аэросудно"), 10, 11 ("аэроавтобус") и 13 ("аэроджип"), изображены лишь воздухозаборники турбовальных двигателей (и сами турбовальные двигатели 17). В отличие от прототипа на поперечных разрезах отсутствуют воздухозаборники нагнетательных компрессоров, накачивающих воздух в трубчатые воздуховоды аэротурбин.
Вследствие уменьшения числа размещаемых на фюзеляже воздухозаборников значительно упрощается конструкция фюзеляжа летательного аппарата. Из-за попадания в воздухозаборник различных мелких предметов, веток, камней, птиц и т.п. может нарушиться работа двигателя. Поэтому уменьшение числа воздухозаборников повышает надежность летательного аппарата, увеличивает безопасность его взлета и посадки.
Отсутствие отдельных нагнетательных осевых компрессоров повлекло за собой отсутствие сложного редукторного механизма синхронной передачи крутящего момента от валов аэротурбин к валам нагнетательных осевых компрессоров. Это существенно упростило конструкцию летательного аппарата вертикального взлета и посадки. Упрощение же конструкции повышает надежность летательного аппарата, снижает эксплуатационные затраты, уменьшает шум, повышает мощность и ресурс турбовальных двигателей, повышает экономичность и упрощает серийное производство летательного аппарата.
В некоторых случаях (например, в случае, когда летательный аппарат имеет среднюю длину, т.е. достаточно большую, чтобы потери энергии при торможении в прямолинейной трубе 7 скоростного потока воздуха не были слишком большими, но не слишком большую, чтобы регулируемое сопло 75 в конце трубы 7 давало слабый реактивный поток воздуха) известный двухконтурный турбовальный двигатель 17, особенно с двухрядным противоположного вращения винтовентилятором 73, может быть эффективно применен в предлагаемом летательном аппарате практически без существенных изменений. Эффективен такой двигатель может быть и в более коротких летательных аппаратах благодаря установке в конце снабженной воздухозаборником прямолинейной трубы 7 выходного устройства 74, выполненного в виде регулируемого сопла 75 с управлением вектором тяги.
Благодаря повышению эффективности, мощности, ресурса и уровня топливной экономичности турбовальных двигателей вследствие упрощения механизмов передачи вращательного момента от двигателей к аэротурбинам увеличивается грузоподъемность, скорость и маневренность летательного аппарата и, как следствие, экономичность основных режимов его полета.
Учитывая сложность предлагаемого технического решения, сразу отметим, что общая характеристика как конструкций, так и работы различных вариантов летательного аппарата с центробежными аэротурбинами охарактеризована авторами в заявке прототипа. Ни одно из достоинств прототипа в усовершенствованном техническом решении не умаляется. Но поскольку эксплуатационные показатели летательного аппарата вертикального взлета и посадки только повышаются и повышаются благодаря отличительным признакам изобретения, уделим новым признакам дальнейшее внимание.
В предлагаемом летательном аппарате каждый короб 4 содержит прямолинейную трубу 28 с закрытыми концами 29, которая расположена сбоку от центробежной аэротурбины 11 над ее продольной осью 30 по одну сторону с наружной боковой гранью 3 короба 4 и герметично соединена трубчатыми воздуховодами 6 со снабженным распределительной заслонкой 31 трубчатым кожухом 16 центробежной аэротурбины 11 и с одной или несколькими прямолинейными трубами 7, снабженными входными устройствами 8. Данный отличительный признак изобретения направлен на повышение надежности летательного аппарата вертикального взлета и посадки. Чем более оптимальным путем воздушные потоки поступают в проемы трубчатых кожухов 16 центробежных аэротурбин 11, тем стабильнее и надежнее работают аэротурбины, тем безопаснее взлет и посадка, тем безопаснее полет летательного аппарата за счет подъемных и движущих сил центробежных аэротурбин, тем больше грузоподъемность и скорость полета. Но оптимальным является именно равномерное распределение воздушного потока вдоль аэротурбины при скоростях, направленных перпендикулярно к ее продольным лопастям. А возможно это лишь в том случае, когда прямолинейная труба, герметично сообщающаяся с трубчатым кожухом аэротурбины, не имеет воздухозаборного устройства и расположенного за ним турбореактивного двигателя 17 с компрессором 43, нагнетающим воздух в трубу 7 со скоростью. Концы трубы в таком случае должны быть закрытыми, и, следовательно, это не случайный единичный факт, а закономерный отличительный признак, т.е. такой признак, который характеризует изобретение. Распределительная заслонка 31, устанавливаемая в трубчатом кожухе 16, также способствует более равномерному и перпендикулярному направлению воздушного потока по отношению к продольным лопастям аэротурбины 11.
Каждый из подшипников 14 трубчатого вала 13 аэротурбины 11 прикреплен к подвижному концу 32 упругого элемента 33, закрепленного другим концом 34 к коробу 4, с целью виброзащиты фюзеляжа 1 от возможных вибраций вала 13 аэротурбины 11 в определенном диапазоне скорости вращения аэротурбины 11. Упругий элемент 33 может быть выполнен в виде гибкого консольного стержня, закрепленного неподвижным концом 34 к коробу 4. При этом изгибная жесткость гибкого консольного стержня должна быть подобрана такой, чтобы вибрация аэротурбины 11 отсутствовала во всем диапазоне эксплуатационных скоростей вращения аэротурбины 11.
Жесткое скрепление крыла 9 с расположенным внутри него продольным цилиндром 35, закрепленным в подшипниках 36 поперечных кронштейнов 37 короба 4, и наличие при этом поворотного механизма 38 для изменения угла атаки крыла по отношению к воздушному потоку аэротурбины 11 позволяет увеличить эффективность работы крыла. В этом случае отпадает необходимость в постановке предкрылков и закрылков, а поворот крыла на оптимальный угол по отношению к воздушному потоку аэротурбины 11, особенно в автоматическом режиме управления поворотным механизмом, увеличивает грузоподъемность крыла при потоке воздуха определенной скорости.
В том случае, когда фюзеляж 1 выполнен с четырьмя линейно протяженными, имеющими прямоугольные проемы 2 в наружной боковой грани 3 коробами 4, которые расположены внутри фюзеляжа 1 в два яруса 46, образуя переднюю 47 и заднюю 48 пары коробов 4, и в каждой паре коробов 4 короба 4 развернуты в противоположные стороны, причем у передней пары 47 коробов 4 по левую сторону фюзеляжа 1 расположен проем 2 нижнего короба 49, а по правую сторону - верхнего короба 50, у задней пары 48 коробов 4 по левую сторону фюзеляжа 1 расположен проем 2 верхнего короба 50, а по правую сторону - нижнего короба 49, достигается уравновешивание моментов, крутящих "аэроавтобус" относительно его продольной оси.
У передней пары 47 коробов 4 по левую сторону фюзеляжа 1 расположен проем 2 нижнего короба 49, а по правую сторону - верхнего короба 50, момент крутит фюзеляж 1 по часовой стрелке (если смотреть на фюзеляж спереди), а у задней пары 48 коробов 4 по левую сторону фюзеляжа 1 расположен проем 2 верхнего короба 50, а по правую сторону - нижнего короба 49, момент крутит фюзеляж 1 против часовой стрелки. При этом оба момента, направленные в разные стороны, равны по величине и уравновешивают друг друга. На фоне уравновешенных крутящих моментов поворот фюзеляжа 1 относительно его продольной оси производится за счет горизонтальных рулей 27 поворота.
Летающий автобус в данном решении по форме похож на двухэтажный автобус Англии. Но высота "аэроавтобуса" в любом случае не должна превышать высоты подмостового габарита автомобильных и городских дорог.
Отметим также, что выдвижные и амортизирующие посадочные устройства 51, расположенные под фюзеляжем 1 и выполненные в виде посадочных лыж либо в виде шасси, во время полета с большой скоростью обычно убираются с целью снижения аэродинамического сопротивления. Шасси удобны в тех случаях, когда есть необходимость в передвижении летательного аппарата по земле на небольшие расстояния.
Выдвижные и амортизирующие посадочные устройства 51, расположенные под фюзеляжем 1 универсального летательного аппарата, должны быть выполнены герметичными и тем самым обеспечивающими безопасную посадку на воду.
В предлагаемом летательном аппарате вертикального взлета и посадки каждый короб 4 может быть повернут вокруг продольной оси их общего днища вниз на некоторый малый угол 54 к горизонтальной плоскости. Требуемый в этом случае угол определяется расчетом. Небольшой угол наклона коробов к горизонтальной плоскости увеличивает угол отклонения вниз воздушных потоков за крылом 9, что увеличивает подъемную силу крыла, повышая грузоподъемность летательного аппарата, обеспечиваемую работой центробежных аэротурбин 11.
В тех случаях, когда летательный аппарат предназначен для полетов со сверхзвуковой скоростью и его фюзеляж 1 снабжен расположенными в его хвостовой части треугольного вида крыльями 69 с элеронами 70, следует иметь в виду, что слова "треугольного вида" означают, что передняя кромка крыла может быть выполнена по прямой линии, либо по кривой, либо по ломанной линии.
Высокие эксплуатационные показатели предлагаемого летательного аппарата вертикального взлета и посадки при исторической актуальности создания сравнительно большого (например, туристического) многоразового аэрокосмического самолета, предназначенного для полетов на ближние к Земле круговые орбиты, позволяют предложить новое техническое решение и в данном направлении. Необходимые при этом эксплуатационные показатели аэрокосмического самолета достигаются не только за счет устройств, обеспечивающих эффективность вертикального взлета и посадки летательного аппарата, но и за счет установки в многоразовом аэрокосмическом самолете движителей различной специализации, рациональных в определенных диапазонах скоростей полета.
К таким движителям относятся:
- центробежные аэротурбины 11 с двухконурными турбовальными двигателями 17, эффективными при вертикальном взлете и посадке и при скоростях полета до 0,3-0,4 М;
- дозвуковые турбореактивные двигатели 17, эффективные при скоростях полета до 0,7-0,8 М;
- сверхзвуковые турборективные двигатели 17, эффективные при скоростях полета до 3-4 М;
- гиперзвуковые комбинированные прямоточные воздушно-реактивные двигатели 86 при скоростях полета до 7-8 М;
- ракетные реактивные (обычно жидкостные) двигатели 78 при скоростях полета до 11-12 М и более.
В предлагаемых вариантах многоразового аэрокосмического самолета применены:
1 вариант (фиг.20-22):
- центробежные аэротурбины с двухконтурными турбовальными двигателями (ТВДД);
- ракетные реактивные двигатели (РД), обычно жидкостные (т.е. ЖРД).
2 вариант (фиг.23-25):
- центробежные аэротурбины с двухконтурными турбовальными двигателями;
- сверхзвуковые турборективные двигатели (ТРД);
- ракетные реактивные двигатели.
3 вариант (фиг.26-28, а также фиг.33-35 и фиг.36-37):
- центробежные аэротурбины с двухконтурными турбовальными двигателями;
- комбинированные прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) с размещенным в их прямоточном канале сверхзвуковым турбореактивным двигателем;
- ракетные реактивные двигатели.
Совокупность различных двигателей, представляющая в летательном аппарате (ЛА) по сути дела универсальную двигательную установку (ДУ), позволяет за счет работы двигателей в рациональном диапазоне скоростей существенно повысить эксплуатационные показатели многоразового аэрокосмического самолета. При этом повышаются безопасность взлета, полета и посадки, экономичность основных режимов полета, грузоподъемность, эффективность системы управления полетом, скорость полета, путевая и продольная устойчивость полета при больших скоростях, экономичность аэрокосмического самолета.
Работу двигательной установки рассмотрим на примере многоразового аэрокосмического самолета, показанного на фиг.26-28.
1 режим полета со скоростями (0-0,3) М;
2 режим полета со скоростями (0,3-0,8) М;
3 режим полета со скоростями (0,8-3) М;
4 режим полета со скоростями (3-6) М;
5 режим полета со скоростями (6-11) М;
6 режим полета со скоростями (11-6) М;
7 режим полета со скоростями (6-4) М;
8 режим полета со скоростями (4-0,8) М;
9 режим полета со скоростями (0,8-0,3) М;
10 режим полета со скоростями (0,3-0) М,
где число Маха означает скорость звука в воздухе (М≈1200 км в час).
Рассмотрим режимы полета данного ЛА подробнее.
1 режим. Работают только центробежные аэротурбины, приводимые во вращение двухконтурными турбовальными двигателями. Направленные вперед сопла 80 ракетных тормозных двигателей 79 закрыты соответствующими створками 83 фюзеляжа. Самолет вертикально взлетает и поднимается на высоту, не превышающую 1-2 км.
2 режим. Включаются турборективные двигатели 67 на экономичном дозвуковом режиме их работы. Воздушные потоки аэротурбин выполняют роль дополнительного ускорителя. Скорости дозвуковые. Самолет на высоте 10 км достигает предстартовой точки намеченной траектории (например, в заданной точке экватора планеты, где центробежные силы вращающейся Земли максимальные и подъем ЛА на орбиту наиболее экономичный).
3 режим. Включается сверхзвуковой режим работы турбореактивных двигателей 67 и начинается подъем ЛА до высоты 15-20 км и более. Аэротурбины выключаются. Жаропрочные створки 83 закрывают входные устройства 8 прямолинейных труб 7 системы 5 трубчатых воздуховодов 6. Самолет достигает сверхзвуковой скорости 3М.
4 режим. Механизм 90 перекрытия прямоточного канала 87 закрывает ТРД 67 и открывает проход воздуха по каналам ПВРД 86. При этом топливо, проходя по магистралям выдвижных пилонов 89, впрыскивается в канал 87 ПВРД 86 форсунками 93. Скорость увеличивается и достигает величины, соответствующей М≈6, т.е. гиперзвуковой скорости.
5 режим. Прекращается подача топлива через форсунки 93. Створки 95 открываются и выдвижными пилонами 89 механизма перемещения и фиксации ТРД 67 переводятся в нерабочее положение путем втягивания его из канала ПВРД в специальный отсек 94. Створки 95 закрывают перегородку между отсеком 94 и каналом 87 ПВРД 86. В окнах 96 створок 95 закрываются герметичные задвижки 97. ПВРД переходит в режим работы гиперзвукового ПВРД, при котором топливо подается в канал 87 ПВРД, освобожденный от ТРД, через пилонный блок 84 системой 85 подачи топлива. Скорость достигает величины, превышающей первую космическую скорость, т.е. М≈7-8.
6 режим. Наряду с работой ПВРД 86 начинают работать маршевые (обычно кислородно-керосиновые) ракетные двигатели РД 78. За пределами атмосферы самолет сначала поднимается на промежуточную орбиту Земли и достигает на ней необходимую скорость. Затем скорость может достичь крейсерской величины М≈10-11 и более, т.е. приблизиться ко второй космической скорости. В результате самолет выходит на круговую орбиту ближнего космоса, продолжая по ней баллистический полет, т.е. пассивный полет под действием только гравитационных сил.
7 режим. Спуск с орбиты происходит в режиме планирования с малой тягой, который заканчивается при М≈6. Включается на короткое время ракетный тормозной двигатель. Самолет переходит на режим планирования с выключенным ПВРД. Гашение скорости происходит также за счет аэродинамического торможения корпусом. Наряду с аэродинамической стабилизацией аэрокосмического самолета за счет плоских стабилизаторов 71 фюзеляжа (на невысоких орбитах, т.е. до 200 км, восстанавливающий момент сравнительно велик) применяется также активная стабилизация включением центробежных аэротурбин, стабилизирующих самолет за счет гироскопического эффекта. При полете в атмосфере скорость самолета снижается до М≈4.
8 режим. При достижении дозвуковой скорости М≈0,8 ТРД 67 переводится в рабочее положение. Открываются створки 95 и ТРД механизмом перемещения из отсека 94 переводится в канал ПВРД 86 в рабочее положение. Отсек 94 герметически перекрывается створками 95, задвижки 97 герметично обжимают выдвижные пилоны 89. Механизм 90 перекрывает канал ПВРД 86. Включается в работу ТРД 67. Включаются аэротурбины.
9 режим. Самолет летит к месту посадки. При снижении скорости до М≈0,3 ТРД 67 выключается.
10 режим. Производится вертикальная посадка аэрокосмического самолета за счет центробежных аэротурбин. Двухконтурные турбовальные двигатели 17, обслуживающие аэротурбины, выключаются.
Таким образом, в отличие от космического корабля или иного космического аппарата, осуществляющего скользящий спуск на режимах интенсивного торможения, планирующий многоразовый аэрокосмический самолет не нуждается в одноразовых ракетах-носителях, работающих обычно на кислородно-водородных ЖРД, для доставки их на орбиту.
При планирующем спуске примерно вдвое по сравнению со скользящим спуском снижается силовое воздействие на спускаемый аппарат воздушного потока и настолько уменьшается интенсивность омывающих аппарат высокотемпературных потоков воздуха, что позволяет при использовании достаточно эффективной тепловой защиты фюзеляжа многократно применять аэрокосмический самолет для полета на орбиты космоса.
Рассматриваемый аэрокосмический аппарат за счет высоких эксплуатационных показателей позволяет без больших перегрузок для людей осуществлять многократные орбитальные полеты, имея на борту сравнительно большое количество пассажиров (до 25 человек и более). При определенных траекториях за 1-2 часа можно пересечь земной шар, на что потребовалось бы много времени при полете на обычном самолете. Кроме того, вращение на орбитах может быть долговременным и сравнительно экономичным по сравнению с активным полетом аэрокосмического самолета под действием маршевых двигателей.
Использование ракетодинамического, баллистического и аэродинамического принципов полета повышает и гарантирует необходимую безопасность взлета, полета и посадки, экономичность основных режимов полета, требуемую грузоподъемность, эффективность системы управления самолетом, высокую скорость полета, путевую и продольную устойчивость полета при больших скоростях, экономичность аэрокосмического самолета.
Предлагаемый многоразовый аэрокосмический самолет оснащен автономной системой 77 управления полетом, полуавтоматизированной, с возможностью ручного управления в нештатных ситуациях, включающей в себя автопилот, ЭВМ, приборы управления и контроля, систему связей и др.
Задачи системы управления полетом - это управление движением центра масс или задачи навигации и наведения и управление движением относительно центра масс или задачи ориентации и стабилизации.
Система управления полетом - это совокупность приборов, устройств и оборудования, содержащая системы навигации, наведения, ориентации и стабилизации (включая управляющую ЭВМ, ракетные 78, 79 и другие двигатели, стабилизаторы 71, закрылки 59, центробежные аэротурбины 11, вертикальные 26 и горизонтальные 27 рули и др.). В настоящее время эта система, как правило, самонастраивающаяся, т.е. в той или иной степени изменяющаяся в зависимости от изменения внешних возмущений и состояния системы. К таким блокам, к примеру, относится устройство приоритетного управления полетом рулями, расположенными внутри фюзеляжа, или приоритетного управления полетом рулями, расположенными снаружи фюзеляжа, в зависимости от скорости полета, интенсивности ураганного ветра, непредвиденного нарушения штатной ситуации и т.д.
Основной навигационной задачей является измерение навигационных параметров и определение по ним текущих кинематических параметров движения (координат, скоростей и ускорений), характеризующих фактическую траекторию (или орбиту) движения аэрокосмического самолета. При этом измерения, ориентированные на Землю, солнце, планеты Земли и звезды, измерение фактических координат, скоростей и ускорений, передача кинематических параметров в управляющую ЭВМ, расчеты отклонений от заданных параметров в режиме реального времени с целью определения корректирующих сил и моментов и, наконец, многократная коррекция траектории полета имеют целью обеспечить устойчивость движения при любых непредвиденных возмущениях внешней среды и доставку аэрокосмического самолета в заданную точку.
Система автономной навигации наряду с ее естественным преимуществом, связанным с автономностью функционирования, имеет ряд преимуществ по сравнению с системами навигации, использующими наземные средства. В первую очередь, к ним относятся стоимость и простота реализации. Известно, что в настоящий момент наземные станции слежения за космическими объектами представляют собой достаточно сложные, уникальные и громоздкие сооружения, стоимость которых очень велика. Если же необходимо обеспечить круглосуточное наблюдение и измерение параметров движения космического объекта, то возникает необходимость развертывания станций слежения либо на территории других государств, либо на специально оборудованных кораблях. И тот, и другой путь связаны с существенными затратами и трудностями не технического характера. Автономная система управления полетом в принципе этих недостатков не имеет. Единственный недостаток автономной системы управления полетом тот, что в настоящее время она еще уступает наземным средствам по точности, особенно в околоземном космосе.
В прототипе рассматриваются различные варианты летательного аппарата вертикального взлета и посадки и благодаря отличительным признакам, характеризующим данное изобретение, каждый вариант летательного аппарата приобретает новые положительные свойства. Вместе с тем, каждый вариант характеризуется своим набором устройств, в частности двигателей. Например, самолет вертикального взлета и посадки, показанный на фиг.17-19, наряду с турбовальными двигателями имеет турбореактивные двигатели, тогда как "аэроджип", показанный на фиг.12, 13, снабжен только турбовальными двигателями, обеспечивающими работу центробежных аэротурбин.
Отметим также повышенную устойчивость двухкорпусного летательного аппарата при посадке на море или сушу. Необходимость герметизации выдвижных посадочных лыж (или шасси) при посадке на море очевидна.
В отличие от прототипа, в предлагаемом летательном аппарате вертикального взлета и посадки благодаря вышеуказанным отличительным признакам существенно повышаются эксплуатационные показатели летательного аппарата, а именно безопасность взлета, полета и посадки, экономичность основных режимов полета, грузоподъемность летательного аппарата, эффективность системы управления летательным аппаратом, скорость горизонтального полета, путевая и продольная устойчивость полета при больших скоростях и экономичность летательного аппарата.
ОБОЗНАЧЕНИЯ:
1 - фюзеляж;
2 - прямоугольный проем;
3 - наружная боковая грань;
4 - короб;
5 - система трубчатых воздуховодов;
6 - трубчатые воздуховоды;
7 - прямолинейные трубы;
8 - входное устройство прямолинейной трубы;
9 - крыло;
10 - генератор воздушного потока;
11 - центробежная аэротурбина;
12 - продольные лопасти;
13 - трубчатый вал;
14 - подшипники;
15 - проем трубчатого кожуха;
16 - трубчатый кожух;
17 - турбовальный двигатель;
18 - внутренний контур двигателя;
19 - сопло внутреннего контура;
20 - выхлопная труба двигателя;
21 - турбокомпрессор;
22 - осевой вал турбовального двигателя;
23 - осевой ведущий вал;
24 - редукторный механизм синхронной передачи крутящего момента;
25 - система управления летательным аппаратом;
26 - вертикальные рули поворота;
27 - горизонтальные рули поворота;
28 - прямолинейная труба с закрытыми концами;
29 - закрытые концы трубы;
30 - продольная ось центробежной аэротурбины;
31 - распределительная заслонка трубчатого кожуха;
32 - подвижный конец упругого элемента (например, консольной трубы);
33 - упругий элемент;
34 - неподвижный конец упругого элемента;
35 - продольный цилиндр;
36 - подшипники цилиндра крыла;
37 - поперечный кронштейн короба;
38 - поворотный механизм;
39 - многоступенчатая свободная турбина;
40 - система управления скоростью вращения турбины двигателя;
41 - внешний контур;
42 - сопло внешнего контура;
43 - многоступенчатый компрессор низкого давления;
44 - понижающий редуктор;
45 - вход внешнего контура;
46 - ярус коробов;
47 - передняя пара коробов;
48 - задняя пара коробов;
49 - нижний короб яруса;
50 - верхний короб яруса;
51 - амортизирующие посадочные устройства;
52 - общее днище коробов;
53 - продольная ось общего днища коробов;
54 - малый угол к горизонтальной плоскости;
55 - вертикальное оперение;
56 - горизонтальное оперение;
57 - параллельные друг другу корпуса;
58 - несущее крыло постоянного поперечного сечения;
59 - закрылок;
60 - салоны;
61 - автомобильные колеса;
62 - поршневой двигатель внутреннего сгорания;
63 - трансмиссия;
64 - аккумулятор;
65 - электродвигатель;
66 - электрогенератор;
67 - маршевые турбореактивные двигатели;
68 - воздухозаборные устройства;
69 - треугольного вида крылья;
70 - элероны треугольного вида крыльев;
71 - плоские стабилизаторы;
72 - подвижное оперение плоских стабилизаторов;
73 - двухрядный противоположного вращения винтовентилятор;
74 - выходное устройство винтовентилятора;
75 - регулируемое сопло с управлением вектором тяги;
76 - многоразовый аэрокосмический самолет;
77 - автономная система управления полетом;
78 - ракетные маршевые двигатели;
79 - ракетные тормозные двигатели;
80 - сопла ракетных двигателей;
81 - продольная ось фюзеляжа;
82 - центр масс самолета;
83 - раздвижные створки;
84 - пилонный блок;
85 - система подачи топлива;
86 - комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель;
87 - прямоточный канал;
88 - сопло прямоточного канала;
89 - выдвижные пилоны турбореактивного двигателя;
90 - механизм перекрытия прямоточного канала;
91 - боковые поверхности турбореактивного двигателя;
92 - пояса топливных форсунок;
93 - топливные форсунки;
94 - отсек;
95 - разъемные герметичные створки;
96 - окна отсека;
97 - герметичные задвижки окон;
98 - сквозная цилиндрическая труба;
99 - топливный бак цилиндрической формы;
100 - конические плавно закругленные концы бака;
101 - цилиндрическая часть бака;
102 - управляемые защелки;
103 - три параллельные друг другу корпуса;
104 - передние несущие крылья;
105 - задние несущие крылья;
106 - средний корпус фюзеляжа;
107 - топливный бак;
108 - закрылки передних крыльев;
109 - крайний корпус фюзеляжа;
110 - выдвижные шасси.
| название | год | авторы | номер документа |
|---|---|---|---|
| ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЁТА И ПОСАДКИ | 2003 |
|
RU2244661C2 |
| Летательный аппарат короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением | 2018 |
|
RU2711760C2 |
| САМОЛЕТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ | 2016 |
|
RU2630270C2 |
| АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ | 2010 |
|
RU2436715C2 |
| ПАЛУБНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ БЕСПИЛОТНЫЙ ПРОТИВОЛОДОЧНЫЙ КОМПЛЕКС (ПАБПК) | 2017 |
|
RU2684160C1 |
| Сверхзвуковой самолет | 2021 |
|
RU2776193C1 |
| САМОЛЕТ С ВЕРТИКАЛЬНЫМ ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ | 2012 |
|
RU2490173C1 |
| ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА | 1994 |
|
RU2111147C1 |
| КРЫЛАТЫЙ РАКЕТОНОСЕЦ-ДОСТАВЩИК ДЛЯ ДОСТАВКИ БОЕВОГО РАКЕТНОГО ВООРУЖЕНИЯ В ЗОНУ ПОРАЖАЮЩЕГО РАДИУСА ДЕЙСТВИЯ (ВАРИАНТЫ) | 2019 |
|
RU2707473C1 |
| СПОСОБ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ КОРОТКОГО ЛИБО ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА, КОРОТКОЙ ЛИБО ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПОСАДКИ САМОЛЕТА | 2019 |
|
RU2709990C1 |
Изобретение относится к авиационной технике. В летательном аппарате фюзеляж 1 выполнен с двумя линейно протяженными с прямоугольным проемом в наружной боковой грани коробами 4 и с системой трубчатых воздуховодов 6, включающей прямолинейные трубы с входными устройствами. В каждом из коробов 4 в продольном направлении расположены крыло 9 и генератор воздушного потока, имеющий центробежную аэротурбину 11 и один или несколько турбовальных двигателей 17. Система управления содержит ряд вертикальных симметричного профиля рулей 26 поворота, расположенных в проеме каждого короба 4, и ряд горизонтальных рулей 27 поворота, расположенных перед вертикальными рулями 26 поворота на пути воздушного потока аэротурбины 11. Крыло 9 жестко скреплено с расположенным внутри крыла продольным цилиндром, закрепленным в подшипниках поперечных кронштейнов короба 4. Каждый турбовальный двигатель 17 выполнен двухконтурным и снабжен многоступенчатой свободной турбиной, расположенной во внутреннем контуре и закрепленной на осевом ведущем валу, внешним контуром с соплом и многоступенчатым компрессором низкого давления. Фюзеляж 1 может быть выполнен с четырьмя линейно протяженными коробами, имеющими прямоугольные проемы в наружной боковой грани. Технический результат - повышение безопасности и экономичности. 16 з.п. ф-лы, 37 ил.
| RU 2003104031 A1, 20.08.2004.US 3972490 A, 03.08.1976.US 3179353 A, 20.04.1965. |
