Конвертоплан Российский патент 2018 года по МПК B64C27/28 B64C37/00 B64C39/10 

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки.

Для оценки новизны заявленного решения рассмотрим ряд известных технических средств аналогичного назначения, характеризуемых совокупностью сходных с заявленным устройством признаков.

Известен беспилотный тяжелый электроконвертоплан по патенту РФ 2532672, имеющий планер из композитного углепластика с передним горизонтальным оперением и двухкилевым оперением, смонтированным к консолям высокорасположенного крыла на разнесенных балках, содержит с внешних сторон килей консоли стабилизатора, двигатели силовой установки, передающие мощность через главный редуктор и валы трансмиссии на поворотные тянущий и толкающий винты, расположенные соответственно в носовой и кормовой части фюзеляжа, обеспечивающие горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной опорой, отличающийся тем, что он выполнен с разновеликими крыльями по дупланной аэродинамической схеме, включающей высокорасположенное первое крыло и большее второе крыло, и концепции тандемного расположения трехвинтовых модулей, выполненных с возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости и различного типоразмера, два передних из которых одинакового по взлетной мощности типоразмера смонтированы на консолях цельноповоротного первого крыла и один задний большего по взлетной мощности типоразмера, равного сумме двух передних - на межкилевом цельноповоротном стабилизаторе Н-образного хвостового оперения, как с обеспечением разнесения поперечных осей их поворота соответственно ближе и дальше от центра масс, так и с возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета девятивинтовой несущей схемы, имеющей при этом от всех несущих винтов полную компенсацию реактивных крутящих моментов и не только при противоположном направлении вращения между тянущим и толкающими винтами в каждом модуле, но и при одинаковом направлении вращения между собой как левого тянущего с правыми толкающими винтами, так и правого тянущего с левыми толкающими винтами передней группы и противоположного - между тянущими винтами левым передним и задним, но и парой толкающих винтов левых передних и парой задних, в полетную конфигурацию самолета, позволяющего достичь третьей или второй крейсерской скорости полета с шести- или четырехвинтовой движительной системой, соответственно с тремя или двумя парами толкающих винтов в соответствующих трехвинтовых модулях.

Известен многовинтовой гибридный электроконвертоплан по патенту РФ 2543120, содержащий планер из композитных материалов с трапециевидным крылом, на поворотных консолях которого смонтированы в мотогондолах двигатели с редукторами и винтами, создающими горизонтальную и соответствующим их отклонением вертикальную тягу, синхронизирующую Т-образную в плане систему валов трансмиссии, связывающую между собой два двигателя и их с рулевыми соосными винтами, смонтированными за Т-образным оперением на конце удлиненной балки, трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной и главными опорами, убираемыми в носовой и бортовые отсеки, отличающийся тем, что на поворотных частях консолей крыла типа "чайка", имеющих по размаху разновеликие внутренние и внешние секции соответственно с положительным и отрицательным углом их поперечного V и оснащенных на нижней части изломов крыла гибридными мотогондолами трехвинтовых модулей, выполненных с возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости, имеющих разновеликие тянущие винты, каждый левый и правый больший из которых, установленный в соответствующей гибридной мотогондоле с передним расположением силовой ее установки, вынесен вперед за переднюю кромку крыла и от плоскости вращения двух меньших винтов, размещенных ближе к передней кромке крыла и вокруг большего винта за внешним и внутренним его квадрантами по системе распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) в соответствующих каплевидной формы мотогондолах с передним расположением электродвигателя, установленных на концах верхних и нижних пилонов, смонтированных соответственно сверху на больших внутренних и снизу на конце меньших внешних секций крыла таким образом, что при синхронном повороте их всех и создании ими вертикальной тяги передние внешние и задние внутренние меньшие винты, имеющие равновеликие расстояния от вертикальных осей их вращения до поперечной плоскости, проходящей через центр масс и вертикальные оси вращения больших винтов, располагающиеся с вертикальными осями меньших винтов в направлении полета в расходящейся V-образной конфигурации в плане относительно крыла, и снабжен возможностью изменения полетной его конфигурации с многовинтового гибридного электровертолета с шестью флюгерно-реверсивными несущими винтами, размещенными в двух поперечных системах РТРВ-(Х1+2), имея при этом ярусное расположение тянущих винтов, обеспечивают вертикальный взлет, посадку и висение при полной компенсации реактивных крутящих моментов от всех несущих винтов, имеющих противоположное направление вращения между левым и правым большими винтами трехвинтовых модулей, а также между меньшими винтами как в каждой левой и правой их паре, так и в каждой передней и задней их паре, но и при одинаковом направлении вращения между несущими винтами в каждой диагональной группе меньших винтов, в полетную конфигурацию электросамолета, позволяющего достичь первой или второй крейсерской скорости полета с двух- или четырехвинтовой движительной системой, соответственно с одной или двумя парами винтов в соответствующих трехвинтовых модулях.

Известен многоцелевой криогенный конвертоплан по патенту РФ №2394723, выполненный в виде моноплана трехбалочной схемы, содержащий низкорасположенное трапециевидное крыло, разнесенные балки, соединяющие крыло с киль-шайбами, связанные с вертикальным оперением и стабилизатором, силовую установку, включающую двигатели, установленные в передних окончаниях разнесенных балок, трансмиссию с редукторами и соединительными валами, обеспечивающую равномерное распределение их мощности между консольными и межбалочными винтами в поворотных кольцевых каналах, создающими горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вертикальную или наклонную тягу, трехстоечное колесное шасси, убирающееся, с передней носовой и главными боковыми опорами, отличающийся тем, что он снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с самолета трехбалочной компоновки, выполненной по продольной схеме триплана, с расположенными тандемом на консолях переднего горизонтального оперения и хвостового стабилизатора соответственно двух носовых и двух межкилевых винтов в поворотных кольцевых каналах, преобразующих цельноповоротными соответствующие эти консоли, в полетную конфигурацию вертолета четырехвинтовой несущей схемы 2+2 и обратно, при этом переднее горизонтальное оперение с винтами в поворотных кольцевых каналах, оснащенных на их выходе серворулями высоты, выполненное в виде управляемого дестабилизатора, установленного в носовом обтекателе фюзеляжа, к нижней части которого под дестабилизатором смонтирован цельноповоротный передний киль непосредственного управления боковой силой, оснащенный соосно вертикальной оси его поворота в носке килевой поверхности амортизационной стойкой с передним колесом шасси, а вертикальное оперение, представляющее собой кормовой пилон двухкилевого оперения, выполненного Н-образным, снабженным стабилизатором, смонтированным в хвостовом обтекателе кормового пилона, Н-образная в плане трансмиссия, включающая наряду с Т-образными передним и задним промежуточными редукторами, расположенными соответственно в носовом и хвостовом обтекателях и связанными поперечными валами, проходящими соответственно в плоскостях переднего горизонтального оперения и стабилизатора с редукторами носовых и межкилевых винтов, оснащена Г-образными в продольной плоскости системами валов с угловыми редукторами, обеспечивающими их перегибы в носовом обтекателе и кормовом пилоне, и продольным валом, связывающими соответственно передний и задний промежуточные редукторы с главным редуктором, приводимым силовой установкой и объединяющим эти системы таким образом, что винты в поворотных кольцевых каналах, расположенные по диагонали, снабжены возможностью одинакового направления их вращения и противоположного - между их диагональными группами, при этом межкилевые винты, размещенные сзади, имеют при висении расположение плоскости вращения их лопастей выше плоскости вращения лопастей носовых винтов, комбинированная силовая установка, имеющая криогенные топливные баки в разнесенных балках, киль-шайбах и в кормовом пилоне, снабжена по бокам последнего двумя подъемно-маршевыми газотурбинными двигателями и двумя подъемно-разгонными турбореактивными двухконтурными двигателями, смонтированными в межкилевых поворотных кольцевых каналах, рассчитанными на работу при различных углах их отклонения, выполненными соответственно с задним и передним выводом вала для отбора взлетной их мощности, при этом половина располагаемой мощности от турбореактивных двухконтурных двигателей передается на вертолетных режимах полета на редукторы межкилевых винтов и тем самым, наряду с реактивной их вертикальной тягой, обеспечивается увеличение вертикальной подъемной тяги этих винтов.

Данное техническое решение, как наиболее близкое к заявленному по техническому существу и достигаемому результату, принято в качестве его прототипа.

В данной конструкции решается задача упрощения конструкции хвостовой балки и вертикального оперения, увеличения весовой отдачи, повышения эксплуатационных характеристик и аэродинамической эффективности, улучшения решения проблемы асимметричности осевой нагрузки и уменьшения рыскания при крейсерском полете, улучшения взлетно-посадочных характеристик и повышения безопасности и управляемости при переходных маневрах.

В то же время прототип имеет ряд недостатков, не позволяющих достичь поставленной заявленным изобретением цели.

Недостатками прототипа являются недостаточная устойчивость и управляемость летательного аппарата в различных режимах работы, а также недостаточно высокие массогабаритные и конструкционно-прочностные характеристики летательного аппарата, снижающие его функциональные возможности.

Задачей заявляемого изобретения является расширение функциональных возможностей летательного аппарата за счет повышения устойчивости и управляемости летательного аппарата в различных режимах работы, а также улучшения его массогабаритных и конструкционно-прочностных характеристик.

Сущность заявленного технического решения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше обеспечиваемого изобретением технического результата.

Согласно изобретению конвертоплан, включающий фюзеляж, планер и винтомоторную группу, характеризуется тем, что планер выполнен по схеме «летающее крыло» с положительной стреловидностью, а винтомоторная группа выполнена в виде двух передних тяговых двигателей и одного заднего двигателя, при этом два передних тяговых двигателя размещены на равном удалении от строительной оси конвертоплана и на расстоянии от передней кромки крыла, большем, чем радиус их винтов, имеют противоположное направление вращения винтов и установлены с возможностью изменения направления вектора тяги путем их независимого друг от друга поворота относительно фюзеляжа параллельно строительной оси конвертоплана, а задний двигатель размещен на строительной оси конвертоплана на расстоянии от задней кромки крыла, большем, чем радиус его винта, и установлен с заданным углом к горизонтальной плоскости.

Заявленная совокупность существенных признаков обеспечивает достижение технического результата, который заключается в том, что согласно выбранной схеме планера «летающее крыло» обеспечивается устойчивость и управляемость летательного аппарата в различных режимах работы. Схема «летающее крыло, в совокупности с винтомоторной группой мультироторного типа обеспечивает улучшение массогабаритных и конструкционно-прочностных характеристик летательного аппарата. Заявленная трехдвигательная винтомоторная группа обеспечивает управление по каналам крена и тангажа путем управления разницей частот вращения несущих винтов, а также управление по курсу за счет смены направления вектора тяги путем поворота двигателей. Установка заднего двигателя с заданным углом к горизонтальной плоскости компенсирует собственный момент вращения несущего винта. Заявленная установка двух передних поворотных двигателей обеспечивает минимизацию эффекта затенения потока корпусом самолета.

Сущность заявляемого технического решения поясняется чертежами, на которых на фиг. 1 представлен общий вид заявленного конвертоплана и размещение основного его оборудования, на фиг. 2 - схема расположения винтомоторной группы, на фиг. 3 - схема реализации вертикальных режимов полета, на фиг. 4 - схема реализации разгонного режима, на фиг. 5 - схема реализации самолетного режима.

Заявленный конвертоплан содержит фюзеляж, планер 1, который выполнен по схеме «летающее крыло» с положительной стреловидностью крыла, а также винтомоторную группу в виде двух передних тяговых двигателей 2 и 3 и одного заднего двигателя 4. Два передних тяговых двигателя 2 и 3 размещены на равном удалении от строительной оси конвертоплана на расстоянии от передней кромки крыла 1, большем, чем радиус их винтов, имеют противоположное направление вращения винтов и установлены с возможностью изменения направления вектора тяги путем их независимого друг от друга поворота относительно фюзеляжа параллельно строительной оси конвертоплана. Задний двигатель 4 размещен на строительной оси конвертоплана на расстоянии от задней кромки крыла 1, большем, чем радиус его винта, и установлен с заданным углом к горизонтальной плоскости.

Заявленный конвертоплан работает следующим образом.

Согласно выбранной схеме планера «летающее крыло» для обеспечения устойчивости и управляемости летательного аппарата в режимах вертикального взлета, зависания и посадки выбрана установка винтомоторной группы мультироторного типа, в связи с ограничением по массогабаритным и конструкционно-прочностным характеристикам.

Планер выполнен по схеме «летающее крыло» с положительной стреловидностью крыла. Схема «летающее крыло» обладает наименьшим количеством конструктивных элементов. К преимуществам схемы «летающее крыло» относятся компактные габариты и сравнительно малый вес планера.

Конвертоплан обеспечивает следующие полетные режимы:

- взлетный (вертикальный) режим;

- разгонный режим (до достижения скорости сваливания аппарата);

- самолетный режим (в диапазоне от скорости сваливания до крейсерской скорости);

- переход в вертикальный режим;

- режим зависания (удержания точки);

- режим посадки (вертикальный).

Реализация работы всех полетных режимов осуществляется с применением мультироторной схемы винтомоторной группы, преимуществами которой являются простота реализации, исключающая прямую необходимость наличия автомата перекоса несущего винта, и сравнительно небольшие массогабаритные характеристики.

Трехдвигательная винтомоторная группа обеспечивает управление по каналам крена и тангажа путем управления разницей частот вращения несущих винтов (создания управляющих моментов) при сохранении общей тяги, необходимой для удержания аппарата в воздухе. Управление по курсу осуществляется за счет смены направления вектора тяги путем поворота двигателей (при наличии четного числа двигателей управление по курсу может осуществляться за счет разницы скорости вращения винтов прямого и обратного направления).

В предлагаемой схеме расположения винтомоторной группы задний двигатель установлен с заданным углом к горизонтальной плоскости для компенсации собственного момента вращения несущего винта, а два передних имеют противоположное направление вращения.

Для полной компенсации момента по каналу курса возможно управление путем незначительного поворота обоих передних двигателей в противоположном направлении относительно горизонтальной оси, что создает момент, достаточный для создания управляющих моментов.

Применение одного тягового винта для осуществления горизонтального полета является наиболее эффективным, поскольку каждый дополнительный двигатель снижает общий КПД. Достижение требуемой скорости на заданных оборотах осуществляется главным образом за счет диаметра и шага винта, обеспечивающими необходимую тягу при данной скорости вращения, для преодоления лобового сопротивления аппарата для данной скорости полета. Размещение двух тяговых двигателей с воздушными винтами прямого и обратного вращения, закрепленными на противоположных консолях на равном удалении от строительной оси самолета, позволяет скомпенсировать вращающий момент от винта, что позволяет снизить энергетические потери при использовании двух моторов. Добавление в систему большего количества двигателей приводит к избыточности и не дает дополнительных преимуществ, кроме резервирования силовой установки.

Для реализации вертикальных режимов полета два передних поворотных двигателя устанавливаются на расстоянии, большем, чем радиус винта, от передней кромки крыла (для минимизации эффекта затенения потока корпусом самолета), а третий двигатель располагается вдоль строительной оси самолета на том же расстоянии от задней кромки крыла. Задний двигатель располагается с некоторым углом относительно поперечной оси самолета для компенсации собственного момента. Два передних двигателя имеют возможность независимого друг от друга поворота параллельно центральной строительной оси аппарата. Путем независимого поворота передних двигателей осуществляется управление по каналу курса.

Разгонный режим реализуется путем совместного поворота передних двигателей на заданный угол (до 30 град) для создании тяги в горизонтальной плоскости до достижения аппаратом воздушной скорости выше скорости сваливания.

Самолетный режим характеризуется полным поворотом осей вращения двух передних двигателей параллельно строительной оси аппарата.

Два тянущих винта с противоположным направлением вращения создают обратный момент относительно друг друга, чем компенсируют его. Управление по каналу скорости полета аппарата происходит посредством управления частотой вращения тянущих винтов передних двигателей, что позволяет устанавливать требуемый скоростной режим.

Заявленное устройство может быть реализовано с использованием известного оборудования, технических и технологических средств.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Конвертоплан включает фюзеляж, планер и винтомоторную группу. Планер выполнен по схеме «летающее крыло» с положительной стреловидностью, а винтомоторная группа выполнена в виде двух передних тяговых двигателей и одного заднего двигателя. При этом два передних тяговых двигателя размещены на равном удалении от строительной оси конвертоплана и на расстоянии от передней кромки крыла, большем, чем радиус их винтов, имеют противоположное направление вращения и установлены с возможностью изменения направления вектора тяги путем их независимого друг от друга поворота относительно фюзеляжа параллельно строительной оси конвертоплана. Задний двигатель размещен на строительной оси конвертоплана на расстоянии от задней кромки крыла, большем, чем радиус его винта, и установлен с заданным углом к горизонтальной плоскости. Обеспечивается минимизация эффекта затенения потока корпусом самолета. 5 ил.

Конвертоплан, включающий фюзеляж, планер и винтомоторную группу, отличающийся тем, что планер выполнен по схеме «летающее крыло» с положительной стреловидностью, а винтомоторная группа выполнена в виде двух передних тяговых двигателей и одного заднего двигателя, при этом два передних тяговых двигателя размещены на равном удалении от строительной оси конвертоплана и на расстоянии от передней кромки крыла, большем, чем радиус их винтов, имеют противоположное направление вращения винтов и установлены с возможностью изменения направления вектора тяги путем их независимого друг от друга поворота относительно фюзеляжа параллельно строительной оси конвертоплана, а задний двигатель размещен на строительной оси конвертоплана на расстоянии от задней кромки крыла, большем, чем радиус его винта, и установлен с заданным углом к горизонтальной плоскости.