САМОЛЕТ С УКОРОЧЕННЫМ ЛИБО ВЕРТИКАЛЬНЫМ ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ Российский патент 2019 года по МПК B64C29/00 B64C15/02 B64D33/04 

Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам как горизонтального взлета и посадки, так с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой.

Известны технические решения летательных аппаратов с возможностью вертикального взлета и посадки с использованием истекающей реактивной струи двигателей по периметру кольцевого либо кругового крыла с изменением вектора тяги (патент РФ N2005660, автор Брагин С.Ф., опубл., 15.01.1994 г., патент РФ N2406650, автор Андреев Ю.П., опубл., 20.12.2010 г., патент РФ N 2491206, автор Ансеров Д.О., Ансеров А.Д., опубл., 20.05.2013 г.). При многих компоновочных и конструктивных недостатках перечисленных технических решений следует отметить рациональность использования истекающей реактивной струи двигателей по верхней и нижней поверхностям крыла по периметру летательного аппарата для создания суммарного уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата с максимальным эксцентриситетом в размере радиуса кольцевого либо кругового крыла в режиме вертикального подъема, зависания и посадки. Известны также реализованные технические решения самолетов с укороченным и вертикальным взлетом и посадкой (см. кн. Ружицкий Е.И., «Европейские самолеты вертикального взлета», ООО изд. «Астрель», ООО изд. ACT, 2000 г.) ЯК-38, ЯК-141 и серия модификаций самолетов ХАРРИЕР GR.Mk.3. Данный самолет выполнен по схеме моноплана с одним подъемно-маршевым двигателем ТРДД Бристоль-Сидпи «Пегас», при этом поворотные сопла установлены по бокам фюзеляжа. Воздухозаборники боковые нерегулируемые. Все четыре сопла поворачиваются синхронно при этом максимальный угол поворота сопел составляет 98,5 град. Недостатком данного технического решения с расположением сопел вблизи центра тяжести самолета является его неустойчивость в режимах вертикального подъема, зависания и посадки, а также в промежуточном режиме перехода от зависания к горизонтальному полету. Известен также реактивный самолет, с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающий фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, реактивные двигатели, кабину управления, интегральную систему управления, при этом реактивные двигатели выполнены двухконтурными со степенью контурности более 2 и закреплены на фюзеляже либо на горизонтальных консолях фюзеляжа, при этом участки крыльев с элементами механизации для изменения профиля крыла расположены в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из двигателей ТРДД со степенью контурности более 2, при соблюдении соотношения объема высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из сопел одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2, по верхней и по нижней поверхностям крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла самолета в интервале от 30% : 70% до 10% : 90%, при этом выхлопная часть сопла одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 располагается на расстоянии от носка крыла не менее чем ΔL=3×Cmax, где Cmax - максимальная толщина крыла в вертикальной плоскости вдоль оси реактивного двигателя, при этом для возможности создания устойчивого суммарного уравновешенного силового реактивного момента относительно центра тяжести самолета в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от одиночных либо групп двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 направлены как минимум в трех направлениях. (Патент РФ N 2670357, автор Сушенцев Б.Н., публикация 22.10.2018 г.) принятый за прототип. В представленных вариантах данного технического решения в режиме взлета, зависания и посадки предусмотрены крылья с элементами механизации, располагаемые в области набегающего потока истекающей струи из поворотных двигателей ТРДД, при этом форма крыльев имеет кольцевое очертание в плане, полукольцевое очертание в плане и в виде поворотного кольцевого сектора. Следует отметить что для режима взлета, зависания и посадки функционально используется только участок кольцевых крыльев не более кольцевого сектора с углом не более 90 град. в каждом из трех направлений, кроме этого вариант поворотного крыла в виде кольцевого сектора сблокированного с поворотным двигателем представляется сложнорешаемой задачей из-за усилий, действующих на поворотные механизмы. Целью данного изобретения является оптимизация формы крыльев для осуществления вертикального взлета, зависания и посадки. Поставленная цель достигается путем выполнения самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающего фюзеляж интегральной обтекаемой формы, крылья с элементами механизации для изменения аэродинамических характеристик крыла, силовую установку из одного либо более воздушно-реактивных двигателей, кабину управления, интегральную систему управления, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки создается суммарный уравновешенный баланс подъемных реактивных моментов, создаваемых при помощи потоков истекающих струй из воздушно-реактивных, двигателей направленных на участки крыльев с элементами механизации, либо создаваемых при помощи истекающей струи из сопел воздушно-реактивных двигателей с изменяемым вектором тяги, при этом для создания подъемных реактивных моментов, как минимум в двух направлениях, предусмотрено две несущих консоли крыльев интегральной формы с элементами механизации для изменения аэродинамических характеристик крыла по обе стороны фюзеляжа, состоящих из лобового участка интегрального крыла, углового участка интегрального крыла, продольного бокового участка интегрального крыла и хвостового участка интегрального крыла, при этом соединение смежных участков интегрального крыла выполнены обтекаемыми лекально сочлененными, при этом лобовой участок интегрального крыла имеет обтекаемую форму лекально сочлененную с поверхностью фюзеляжа, при этом угловой участок интегрального крыла выполнен в плане либо прямолинейного очертания под углом к продольной оси фюзеляжа, либо в виде кольцевого сектора с углом кольцевого сектора от 50 град. до 90 град., либо в виде сектора кольцевого многоугольника описанного либо вписанного в кольцевой сектор с углом от 50 град. до 90 град., при этом продольный боковой участок интегрального крыла выполнен плане прямолинейным совпадающий с продольной осью фюзеляжа, при этом хвостовой участок интегрального крыла выполнен в плане в виде прямой либо стреловидной боковой несущей консоли лекально сочлененной с корпусом фюзеляжа, при этом угловой и боковой участки, либо только боковой участок интегрального крыла используются в режиме взлета, зависания и посадки для создания подъемных реактивных моментов относительно центра тяжести самолета и располагаются в области набегающего потока истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей. На иллюстрационных примерах данного изобретения показаны варианты исполнения самолетов с вертикальным взлетом и посадкой:

на фиг. 1 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, включающего фюзеляж обтекаемой интегральной формы, кабину управления, два маршевых воздушно-реактивных двигателя с плоскими выходами соплами с изменяемым вектором тяги в хвостовой части фюзеляжа и боковыми поворотными выходными соплами для осуществления обдува углового и продольного бокового участков интегральных крыльев с элементами механизации, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию подъемных реактивных моментов от воздушно-реактивных двигателей направлены радиально в четырех боковых направлениях, при этом реактивная тяга от хвостовых сопел с изменяемым вектором тяги (ИВТ) может быть использованная для корректировки продольного уравновешивающего реактивного момента;

на фиг. 2 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 1 в режиме перехода от режима зависания в режиму горизонтального полета;

на фиг. 3 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг.1 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 4 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, включающего фюзеляж обтекаемой интегральной формы, кабину управления, два маршевых воздушно-реактивных двигателя с плоскими выходными соплами с изменяемым вектором тяги в хвостовой части фюзеляжа и два подъемных воздушно-реактивных двигателя боковыми поворотными выходными соплами для осуществления обдува углового и продольного бокового участков интегральных крыльев с элементами механизации, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию подъемных реактивных моментов от подъемных воздушно-реактивных двигателей направлены радиально в четырех боковых направлениях, при этом реактивная тяга от хвостовых сопел маршевых воздушно-реактивных двигателей с ИВТ может быть использованная для корректировки продольного уравновешивающего реактивного момента;

на фиг. 5 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 4 в режиме перехода от режима зависания в режиму горизонтального полета;

на фиг. 6 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 4 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 7 - сечение А 1.1 - А1.1, показана схема обдува углового и продольного бокового участков интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей в режиме взлета, зависания либо посадки, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения двояко-выпуклого профиля, при этом в выдвинутом положении назад и вниз, находятся оба подкрылка под оптимальными углами атаки;

на фиг. 8 - сечение А1.2 - А1.2, показана схема сборного профиля углового и продольного бокового участков интегрального крыла самолета с элементами механизации по фиг. 7 в режиме крейсерского полета, при этом все элементы находятся в сложенном положении;

на фиг. 9 - сечение А2.1 - А2.1, показана схема обдува углового и продольного бокового участков интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей в режиме взлета, зависания либо посадки, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок, выдвигаемый закрылок, при этом закрылки повернуты и выдвинуты под оптимальным углом атаки;

на фиг. 10 - сечение А2.2 - А2.2, показана схема сборного профиля углового и продольного бокового участков интегрального крыла самолета с элементами механизации по фиг. 9 в режиме крейсерского полета, при этом все элементы находятся в сложенном положении;

на фиг. 11 - сечение В1.1 - В1.1 по воздушно-реактивным двигателям с безщелевыми поворотными плоскостями сопла с ИВТ в режиме крейсерского полета;

на фиг. 12 - сечение В1.2 - В1.2 по воздушно-реактивным двигателям с безщелевыми поворотными плоскостями сопла для изменения вектора тяги в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента +Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;

на фиг. 13 - сечение В1.3 - В1.3 по воздушно-реактивным двигателям с безщелевыми плоскостями сопла для изменения вектора тяги в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента -Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;

на фиг. 14 - сечение С1.1 - С1.1 по воздушно-реактивным двигателям с поворотными плоскостями сопла с ИВТ со щелевыми промежутками в режиме крейсерского полета;

на фиг. 15 - сечение С1.2 - С1.2 по воздушно-реактивным двигателям с поворотными плоскостями сопла со щелевыми промежутками для изменения вектора тяги в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента +Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;

на фиг. 16 - сечение С1.3 - С1.3 по воздушно-реактивным двигателям с поворотными плоскостями сопла со щелевыми промежутками для изменения вектора тяги в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента -Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;

на фиг. 17 - сечение D1.1 - D1.1 по воздушно-реактивным двигателям с многошинными трансформируемыми крыльями, располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме крейсерского полета;

на фиг. 18 - сечение D1.2 - D1.2 по воздушно-реактивным двигателям с многопланными трансформируемыми крыльями, располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента +Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;

на фиг. 19 - сечение D1.3 - D1.3 по воздушно-реактивным двигателям с многопланными трансформируемыми крыльями, располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента -Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;

на фиг. 20 - сечение E1.1 - Е1.1 по воздушно-реактивным двигателям со спаренными многопланными трансформируемыми крыльями, располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме крейсерского полета;

на фиг. 21 - сечение Е1.2 - Е1.2 по воздушно-реактивным двигателям со спаренными многопланными трансформируемыми крыльями, располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента +Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;

на фиг. 22 - сечение Е1.3 - Е1.3 по воздушно-реактивным двигателям с многопланными трансформируемыми крыльями, располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента -Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;

На представленных чертежах позициями обозначены:

поз. 1 - фюзеляж обтекаемой интегральной формы;

поз. 2 - маршевый воздушно-реактивный двигатель;

поз. 3 - подъемный воздушно-реактивный двигатель;

поз. 4 - плоское сопло с вертикальным изменяемым вектором тяги в хвостовой части фюзеляжа;

поз. 5 - боковое поворотное сопло с изменяемым вектором тяги в горизонтальной плоскости;

поз. 6 - боковой канал истекающей струи из маршевого воздушно-реактивного двигателя;

поз. 7 - боковой канал истекающей струи из подъемного воздушно-реактивного двигателя;

поз. 8 - продольный центральный канал истекающей струи из маршевых воздушно-реактивных двигателей;

поз. 9 - лобовой участок интегрального крыла;

поз. 10 - угловой участок интегрального крыла;

поз. 11 - продольный боковой участок интегрального крыла;

поз. 12 - хвостовой участок интегрального крыла;

поз. 13 - горизонтальное цельноповоротное хвостовое оперение;

поз. 14 - вертикальное цельноповоротное хвостовое оперение;

поз. 15 - основной профиль трансформируемого участка интегрального крыла;

поз. 16 - первый подкрылок трансформируемого участка интегрального крыла;

поз. 17 - второй подкрылок трансформируемого участка интегрального крыла;

поз. 18 - поворотный закрылок;

поз. 19 - выдвигаемый закрылок;

поз. 20 - сопло с изменяемым вектором тяги с безщелевыми поворотными плоскостями;

поз. 21 - сопло с изменяемым вектором тяги с поворотными плоскостями, располагаемыми со щелевыми промежутками;

поз. 22 - сопло с изменяемым вектором тяги с многошинным трансформируемым крылом, располагаемым в области истекающей струи из воздушно-реактивного двигателя;

поз. 23 - сопло с изменяемым вектором тяги со спаренным многошинным трансформируемым крылом, располагаемым в области истекающей струи из воздушно-реактивного двигателя;

поз. 24 - кабина управления;

+Mp^Z - подъемный вертикальный реактивный момент относительно центра тяжести летательного аппарата.

-Mp^Z - корректирующий вертикальный реактивный момент относительно центра тяжести летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации. Самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой включает фюзеляж интегральной обтекаемой формы, крылья с элементами механизации, силовую установку из воздушно-реактивных двигателей, кабину управления, интегральную систему управления. Предусмотрены две несущие консоли крыльев по обе стороны фюзеляжа, состоящие из лобового участка, углового участка, продольного бокового участка и хвостового участка. Лобовой участок имеет обтекаемую форму, лекально сочлененную с поверхностью фюзеляжа. Угловой участок выполнен либо прямолинейного очертания под углом к продольной оси фюзеляжа, либо в виде кольцевого сектора с углом кольцевого сектора от 50 до 90°, либо в виде сектора кольцевого многоугольника, описанного либо вписанного в кольцевой сектор с углом от 50 до 90°. Продольный боковой участок выполнен прямолинейным, совпадающим с продольной осью фюзеляжа. Хвостовой участок выполнен в виде прямой либо стреловидной боковой несущей консоли, лекально сочлененной с корпусом фюзеляжа. Угловой и боковой участки либо только боковой участок используются в режиме взлета, зависания и посадки для создания подъемных реактивных моментов относительно центра тяжести самолета. Изобретение направлено на оптимизацию формы крыльев. 22 ил.

Самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающий фюзеляж интегральной обтекаемой формы, крылья с элементами механизации для изменения аэродинамических характеристик крыла, силовую установку из одного либо более воздушно-реактивных двигателей, кабину управления, интегральную систему управления, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки создается суммарный уравновешенный баланс подъемных реактивных моментов относительно центра тяжести самолета, создаваемых при помощи потоков истекающих струй из воздушно-реактивных двигателей, направленных на участки крыльев с элементами механизации, либо создаваемых при помощи истекающей струи из сопел воздушно-реактивных двигателей с изменяемым вектором тяги, отличающийся тем, что для создания подъемных реактивных моментов, как минимум в двух направлениях, предусмотрены две несущие консоли крыльев интегральной формы по обе стороны фюзеляжа, состоящие из лобового участка интегрального крыла, углового участка интегрального крыла с элементами механизации, продольного бокового участка интегрального крыла с элементами механизации и хвостового участка интегрального крыла с элементами механизации, при этом соединения смежных участков интегрального крыла выполнены обтекаемыми, лекально сочлененными, при этом лобовой участок интегрального крыла имеет обтекаемую форму, лекально сочлененную с поверхностью фюзеляжа, при этом угловой участок интегрального крыла выполнен либо прямолинейного очертания в плане под углом к продольной оси фюзеляжа, либо в виде кольцевого сектора в плане с углом кольцевого сектора от 50 до 90°, либо в виде сектора кольцевого многоугольника в плане, описанного либо вписанного в кольцевой сектор с углом от 50 до 90°, при этом продольный боковой участок интегрального крыла выполнен прямолинейным в плане, по направлению совпадающий с продольной осью фюзеляжа, при этом хвостовой участок интегрального крыла выполнен в плане в виде прямой либо стреловидной боковой несущей консоли, лекально сочлененной с корпусом фюзеляжа, при этом угловой и боковой участки либо только боковой участок интегрального крыла используются в режиме взлета, зависания и посадки для создания подъемных реактивных моментов относительно центра тяжести самолета и располагаются в области набегающего потока истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей.