ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 2017 года по МПК B64C3/38 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение имеет отношение к летательным аппаратам (ЛА) и касается в частности самолетов.

Уровень техники

На большинстве современных военных самолетов для сокращения длины пробега при посадке используются тормозные парашюты, которые позволяют сократить длину пробега самолета при посадке на 30÷35%. Преимущество тормозных парашютов: тормозная сила не зависит от состояния взлетно-посадочной полосы. (Зайцев В.Н., Рудаков В.Л. Конструкция и прочность самолетов. Киев. Вища школа. 1978, с. 399, [1]).

Недостатки тормозных парашютов: их каждый раз приходится сбрасывать с самолета и быстро убирать с посадочной полосы; они довольно быстро изнашиваются ([1], с. 402).

Например, у советского самолета истребителя МиГ-29 площадь крыла равна 38 м², а площадь купола тормозного парашюта равна 17 м² (http://www.airwar.ru/enc/fíghter/mig29.html, ([2]).

Из (Ружицкий Е.И. Американские самолеты вертикального взлета. М.: Астрель ACT, 2000, С. 177÷190, [3]) известен американский экспериментальный самолет ХС-142А вертикального взлета и посадки «нормальной» аэродинамической схемы. У данного самолета при вертикальном взлете и посадке крыло устанавливается (в продольной плоскости, относительно продольной оси фюзеляжа) в вертикальное положение (поворачивается на угол 100°) посредством двойных синхронизированных винтовых домкратов, а в крейсерском полете крыло занимает горизонтальное положение.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является единственный в истории авиации серийный самолет с изменяемым в полете углом установки крыла (в продольной плоскости, относительно продольной оси фюзеляжа) - палубный истребитель F-8 Crusader американской фирмы Vought (http://ru.wikipedia.org/wiki/Vought_F-8_Crusader, [4]). Самолет F-8 Crusader представлял собой высокоплан «нормальной» аэродинамической схемы. Данный самолет имел изменяемый угол установки крыла в двух положениях: крейсерском и взлетно-посадочном. На взлетно-посадочных режимах полета крыло устанавливается на угол 10°, а на режиме полета с крейсерской скоростью - на угол 1°.

Преимущества самолета F-8 Crusader: использование крыла с изменяемым (в продольной плоскости) углом установки позволяло выполнять взлет и посадку при почти горизонтальном положении фюзеляжа, вследствие чего значительно уменьшается потребная высота стоек шасси (а, следовательно, уменьшается вес шасси и фюзеляжа); обеспечивается хороший обзор из кабины пилота.

Раскрытие изобретения

Задачей заявляемого изобретения является улучшение летно-технических характеристик прототипа.

Очевидно, если такая задача может быть решена, то это "неочевидное" решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техники, поскольку у прототипа она не решена.

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат имеет, фюзеляж, крыло, выполненное с возможностью изменения угла его установки (в продольной плоскости) по отношению к фюзеляжу, по меньшей мере, один двигатель, например, турбореактивный двигатель (ТРД), средство для сокращения длины пробега при посадке.

Отличительным от прототипа существенным признаком является: в качестве средства для сокращения длины пробега при посадке использовано вышеуказанное крыло путем его установки на больший, по абсолютной величине, угол, чем посадочный угол его установки.

За счет увеличения угла установки (угла атаки) крыла (в продольной плоскости), по сравнению с посадочным углом его установки (углом атаки), на крыле происходит срыв потока, в результате чего сила аэродинамического сопротивления крыла резко возрастает, что и сокращает длину пробега самолета при посадке.

При этом заявляемое изобретение создает большую силу аэродинамического сопротивления, по сравнению с тормозным парашютом, так как площадь крыла на самолете (например, известном из [2]) больше, чем площадь используемых на самолете тормозных парашютов. Это сокращает длину пробега заявляемого самолета при посадке, по сравнению с самолетами с тормозным парашютом, что позволяет совершать посадку заявляемому самолету на аэродромы с меньшей длиной взлетно-посадочной полосы (которые более дешевы).

Краткое описание чертежей

На ФИГ. 1÷4 показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, где цифрами обозначено: 1а, 1б и 1в - крыло (прямой стреловидности) в его положении при горизонтальном крейсерском полете, на взлетно-посадочных режимах полета и на режиме торможения при посадке, соответственно; 2 - общая мотогондола двигателей; 3 и 4 - верхний и нижний двухконтурные ТРД (ТРДД), соответственно; 5 - фюзеляж; 6 и 7 - элевоны крыла; 8 и 9 - интерцепторы крыла; 10 и 11 - расщепляющиеся щитки крыла; 12 и 13 - воздухозаборники верхнего ТРДД 3 и нижнего ТРДД 4, соответственно; 14 - разделительная щека воздухозаборников 12 и 13; 15 и 16 - обтекатели; 17 - кронштейн навески крыла; 18 - гидроцилиндр; 19 - входная дверь фюзеляжа 5; 20 - щель с клином для слива погранслоя. Стрелкой с надписью Н.П. показано направление полета самолета. Сплошной линией показано положение крыла 1а в горизонтальном крейсерском полете. Штрихпунктирными линиями показаны положения крыла 1б и 1в на взлетно-посадочных режимах полета и на режиме торможения при посадке, соответственно.

Осуществление изобретения

Заявляемый самолет, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте дозвукового пассажирского (административного) самолета представляет собой следующее. Имеется стреловидное (прямой стреловидности) крыло, которое может занимать три положения - 1а, 1б и 1в (ФИГ. 1÷4). Имеются два ТРДД (верхний 3 и нижний 4), размещенные в общей мотогондоле 2 друг над другом в плоскости симметрии самолета (смещенные друг относительно друга на некоторое расстояние вдоль продольной оси самолета - но могут быть и не смещены), фюзеляж 5 (по сути - гондола для полезной нагрузки). Крыло шарнирно (ось вышеуказанного шарнира перпендикулярна плоскости симметрии самолета) прикреплено к мотогондоле 2 (мотогондола 2 расположена с нижней стороны крыла 1). Фюзеляж 5 прикреплен к крылу посредством общей мотогондолы 2 (то есть фюзеляж 5 прикреплен к нижней стороне мотогондолы 2, причем, фюзеляж 5 и мотогондола 2 соединены между собой неподвижно). Таким образом, крыло выполнено с возможностью изменения угла его установки (в продольной плоскости) по отношению к мотогондоле 2 и фюзеляжу 5. Крыло имеет элевоны 6 и 7, интерцепторы 8 и 9 и расщепляющиеся щитки 10 и 11 (расположенные на концах крыла). Крыло имеет отрицательную геометрическую крутку и отрицательный угол поперечного V. В передней части мотогондолы 2 имеются воздухозаборники 12 и 13 верхнего 3 и нижнего 4 двигателей, соответственно. Каналы воздухозаборников 12 и 13 разделены между собой горизонтальной перегородкой и имеют разделительную щеку 14 (служит для исключения влияния течения воздуха в одном воздухозаборнике (например, при помпаже в нем) на течение воздуха в другом воздухозаборнике). Между крылом и мотогондолой 2 имеется щель для слива погранслоя. В этой сливной щели расположены два обтекателя 15 и 16, в которых размещены два кронштейна навески крыла 17 (по одному кронштейну в каждом обтекателе) и два гидроцилиндра 18, служащие для изменения угла установки крыла в продольной плоскости (по одному гидроцилиндру в каждом обтекателе). Фюзеляж 5 имеет с левой стороны входную дверь 19 (с правой стороны фюзеляжа 5 имеется такая же входная дверь). Между верхней частью фюзеляжа 5 и нижней частью мотогондолы 2 имеется щель с клином 20 для слива погранслоя. У заявляемого самолета нет ни горизонтального ни вертикального оперения - он выполнен по схеме бескилевая «бесхвостка».

Остальные агрегаты заявляемого самолета не влияют на получаемый технический результат, а поэтому на фигурах и в описании не указаны.

В горизонтальном крейсерском полете (с дозвуковой скоростью) крыло у заявляемого самолета устанавливается посредством двух гидроцилиндров 18, в положение 1а (на фигурах показано сплошной линией) на крейсерский угол (например, равный 3°), в продольной плоскости, по отношению к мотогондоле 2 и фюзеляжу 5. При этом фюзеляж 5 и мотогондола 2 сохраняют свое горизонтальное положение.

При взлете и посадке крыло у заявляемого самолета устанавливается, посредством двух гидроцилиндров 18, в положение 1б (на фигурах показано штрихпунктирной линией) на взлетно-посадочный угол (например, на угол 10°), в продольной плоскости, по отношению к продольным осям мотогондолы 2 и фюзеляжа 5. При этом, фюзеляж 5 и мотогондола 2 сохраняют свое горизонтальное положение.

При посадке заявляемого самолета, после касания колесами шасси взлетно-посадочной полосы, на его крыле организуется, посредством отклонения интерцепторов 8 и 9 (или любым иным приемлемым образом, например, посредством спойлеров), расположенных на консолях крыла, уменьшение аэродинамической подъемной силы и увеличение силы аэродинамического сопротивления крыла. То есть, организуется срыв потока на крыле. Затем крыло, посредством двух гидроцилиндров 18, устанавливается в положение 1в (на фигурах показано штрихпунктирной линией) торможения самолета при посадке (например, на угол 90° - но может устанавливаться и на любой иной приемлемый угол), по отношению к продольным осям мотогондолы 2 и фюзеляжа 5. То есть, угол установки крыла на режиме торможения самолета увеличивается, по сравнению с посадочным углом его установки (когда на крыле нет срыва потока). Это приводит к дальнейшему уменьшению аэродинамической подъемной силы и увеличению силы аэродинамического сопротивления крыла, что и используется для сокращения длины пробега заявляемого самолета при посадке. При этом фюзеляж 5 и мотогондола 2 сохраняют свое горизонтальное положение.

Заявляемое изобретение, по сравнению с тормозным парашютом, имеет следующие преимущества: создает большую сила аэродинамического сопротивления (так как площадь крыла на самолете (например, как на известном из [2]) больше, чем площадь используемых на самолете тормозных парашютов), что сокращает длину пробега самолета при посадке и позволяет совершать посадку заявляемому самолету на аэродромы с меньшей длиной взлетно-посадочной полосы (которые более дешевы); его не нужно сбрасывать с самолета и быстро убирать с посадочной полосы; у него используется уже имеющийся на самолете механизм изменения угла установки крыла (не нужно иметь дополнительного агрегата типа тормозного парашюта); больший срок службы.

В заявляемом изобретении, для использования крыла в качестве средства для сокращения длины пробега при посадке, угол установки крыла может увеличивается (по абсолютной величине, по сравнению с посадочным углом его установки), или в сторону увеличения положительного угла установки (как в рассмотренном выше случае, когда крыло создает пусть и не большую (из-за срыва потока на нем), но положительную подъемную силу (но может и не создавать)), или в сторону отрицательного угла установки (в этом случае крыло создает небольшую отрицательную подъемную силу (но может и не создавать) и большую силу аэродинамического сопротивления).

Заявляемый самолет управляется: по тангажу и крену - посредством отклонения элевонов 6 и 7; по курсу - путем отклонения расщепляющихся щитков 10 и 11, расположенных на концах крыла (например, как это имеет место у известного американского бомбардировщика Б-2, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло»).

У заявляемого самолета между нижней поверхностью крыла и верхней поверхностью мотогондолы 2 имеется щель для слива погранслоя. В щели установлены два обтекателя 15 и 16. При этом каждый обтекатель состоит из двух частей (на фигурах не показаны) - верхняя часть прикреплена неподвижно к нижней поверхности крыла, а нижняя часть прикреплена неподвижно к верхней поверхности мотогондолы 2. При изменении угла установки крыла верхние и нижние части обтекателей 15 и 16 перемещаются друг относительно друга телескопически, тем самым сохраняя удобообтекаемые формы обтекателей 15 и 16.

У заявляемого изобретения два ТРДД расположены друг над другом в плоскости симметрии самолета на минимальном расстоянии друг от друга. Следовательно, при отказе одного из двигателей не возникает дестабилизирующего момента по курсу, что позволяет отказаться от вертикального оперения как такового. Это снижает аэродинамическое сопротивление и увеличивает аэродинамическое качество самолета в целом. Необходимая статическая устойчивость заявляемого самолета по курсу обеспечивается за счет прямой стреловидности крыла и угла поперечного V крыла.

В таком варианте исполнения заявляемого изобретения функцию пилона, посредством которого фюзеляж прикреплен к крылу, выполняет мотогондола двигателей. При этом строительная высота мотогондолы (в горизонтальной плоскости) вполне достаточна для устранения проблем, связанных с аэроупругостью конструкции планера.

В заявляемом изобретении в качестве движителей могут использоваться любые приемлемые их типы: один (или более) реактивный двигатель (ТРД; ТРДД; прямоточный воздушно-реактивный двигатель; жидкостный ракетный двигатель; и др.); один (или более) воздушный винт, приводимый в действие двигателем (или двигателями) любого приемлемого типа (поршневым, турбовальным, электрическим и др.); и др.

В заявляемом изобретении движитель (или движители) может размещаться в любом приемлемом месте самолета: в фюзеляже; на пилонах в хвостовой части фюзеляжа; на пилонах под крылом; и др.

В заявляемом изобретении движители (например, ТРДД) могут размещаться как вертикально друг над другом (как в показанном на ФИГ. 1÷4 случае), так и горизонтально.

У заявляемого изобретения двигатель (или двигатели) может иметь поворотное сопло (например, для создания момента по тангажу - для балансировки и управления самолетом).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него вообще нет движителя - например, вариант планера.

У заявляемого изобретения крыло может иметь любую приемлемую форму в плане: прямое; прямую или обратную стреловидность; малого удлинения; большого удлинения; и др. У заявляемого изобретения крыло может иметь изменяемую стреловидность.

Заявляемый самолет может быть выполнен по любой приемлемой аэродинамической схеме: «бесхвостка» (как рассмотрено выше), «утка», «нормальная» и др.

Заявляемое изобретение может быть использовано: в качестве пилотируемого ЛА любого типа (например, в варианте пассажирского самолета); в качестве беспилотного ЛА.

Заявляемое изобретение может быть использовано как вместо тормозного парашюта, так и совместно с тормозным парашютом. В последнем случае длина пробега самолета при посадке еще более сокращается.

Заявляемый самолет может иметь любую приемлемую скорость полета: дозвуковую; сверхзвуковую; гиперзвуковую.

Летательный аппарат имеет фюзеляж, шасси, крыло, выполненное с возможностью изменения угла его установки в продольной плоскости по отношению к фюзеляжу, средство для сокращения длины пробега при посадке, в качестве которого использовано вышеуказанное крыло, которое выполнено с возможностью его установки на больший, по абсолютной величине, угол, чем посадочный угол его установки. Изобретение направлено на сокращение длины пробега при посадке. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Летательный аппарат (ЛА), имеющий фюзеляж, шасси, крыло, выполненное с возможностью изменения угла его установки в продольной плоскости по отношению к фюзеляжу, средство для сокращения длины пробега при посадке, в качестве которого использовано вышеуказанное крыло, отличающийся тем, что после касания колесами шасси взлетно-посадочной полосы и после уменьшения величины подъемной силы крыла, крыло выполнено с возможностью его установки на больший, по абсолютной величине, угол, чем посадочный угол его установки.

2. ЛА по п.1, отличающийся тем, что уменьшение величины подъемной силы крыла выполнено посредством спойлеров или интерцепторов.

3. ЛА по п.1 или 2, отличающийся тем, что имеет, по меньшей мере, один двигатель, например, воздушно-реактивный двигатель, размещенный в мотогондоле, которая расположена с нижней стороны крыла, фюзеляж прикреплен к крылу посредством вышеуказанной мотогондолы, а крыло выполнено прямой стреловидности.

4. ЛА по п.3, отличающийся тем, что, имеет два ВРД, размещенных в общей мотогондоле один над другим в плоскости симметрии ЛА.