БОЕВОЙ САМОЛЕТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ Российский патент 2020 года по МПК B64C29/04 

Изобретение относится к авиации, более конкретно - к вертолетам с газотурбинным двигателем и направлено на повышение безопасности их полета.

Вертолет является винтокрылым летательным аппаратом, у которого подъемная и движущая силы создаются одним или несколькими несущими винтами. Такие винты располагаются параллельно земле, а их лопасти устанавливаются под определенным углом к плоскости вращения, причем угол установки может изменяться в достаточно широких пределах - от нуля до 30 градусов. Установка лопастей на ноль градусов называется холостым ходом винта или флюгированием. В этом случае несущий винт не создает подъемной силы.

Из всех типов вертолетных схем сегодня самой распространенной является классическая. При такой схеме машина имеет только один несущий винт, который может приводиться в движение одним, двумя или даже тремя двигателями. К этому типу, например, относятся ударные АН-64Е Guardian, AH-1Z Viper, Ми-28Н, транспортно-боевые Ми-24 и Ми-35, транспортные Ми-26, многоцелевые UH-60L Black Hawk и Ми-17, легкие Bell 407 и Robinson R22. При вращении несущего винта на вертолетах классической схемы возникает реактивный момент, из-за которого корпус машины начинает раскручиваться в сторону вращения ротора. Для компенсации момента используют рулевое устройство на хвостовой балке.

Второй по распространенности и более перспективной вертолетной схемой является соосная. В ней рулевой винт отсутствует, зато есть два несущих винта - верхний и нижний. Они располагаются на одной оси и вращаются синхронно в противоположных направлениях. Благодаря такому решению винты компенсируют реактивный момент, а сама машина получается несколько более устойчивой по сравнению с классической схемой. Кроме того, у вертолетов соосной схемы практически отсутствуют перекрестные связи в каналах управления.

Наиболее известным производителем вертолетов соосной схемы является российская компания «Камов». Она выпускает корабельные многоцелевые вертолеты Ка-27, ударные Ка-52 и транспортные Ка-226. Все они имеют по два винта, расположенных на одной оси друг под другом.

Известен безопасный вертолет по патенту РФ на изобретение №2333135, МПК В64С 27/04, опубл. 10.09.2008 г.

Этот вертолет содержит тяговый двигатель и несущий винт с вертикальной осью, на вершине которой располагается четное количество, но не менее четырех лопастей. Вертолет также содержит соединительное устройство, выполняющее роль трансмиссии в режиме работы тягового двигателя, а в режиме работы стартовых двигателей - роль механизма обгонной муфты. Каждая вторая лопасть несущего винта имеет расчетно-укороченный размер габаритной длины и включает в свое устройство один или несколько элементарных работающих, например, на твердом топливе стартовых двигателей. Изобретение позволяет повысить безопасность при аварийной посадке вертолета.

Недостаток: низкая надежность.

Известен вертолет по патенту РФ на изобретение №2335432, МПК В64С 27/04, опубл. 10.10.2008 г.

Этот вертолет включает фюзеляж и соосные винты, причем винтов может быть два или более и они могут быть разного диаметра. По меньшей мере, один из винтов - управляемый с изменяемым шагом, а остальные - с фиксированным шагом. Во втором варианте вертолет имеет хвостовую балку с эластичной пневмокамерой на конце, причем при поднятой балке блокируется снижение тяги. В третьем варианте двигатель и редуктор размещены в отдельной мотогондоле, расположенной над фюзеляжем на пилонах и/или эластичных вставках.

Недостаток: низкая надежность вертолета связанная с тем, что при поломке одного винта тяги другого недостаточно для его посадки и, кроме того, возникновение дисбаланса нарушает работу второго винта.

Известен вертолет по патенту РФ №2284284, МПК B64D 45/04, опубл. 27.08.2006.

Этот вертолет имеет систему безопасного приземления падающего во время воздушной аварии вертолета. Система безопасного приземления содержит парашют, размещенный в пустотелом цилиндре, расположенном в полости вала трансмиссии, на котором установлен несущий винт, а также расположенные в нижней части фюзеляжа вертолета реактивные двигатели торможения и надувные устройства. Указанный пустотелый вал выполнен в виде стальной трубы и имеет зубчатые колеса привода, выполненные на нем как одно целое.

Недостатки:

- применение парашютов для спасения вертолетов, имеющих очень большой вес нереально,

- применение надувных средств также нереально для больших вертолетов и кроме того они пожароопасны,

- применение реактивных двигателей перспективно, но не указан тип реактивного двигателя и способ его применения. Применение твердотопливных ракетных двигателей нереально из-за их пожаро- и взрывоопасности. Применение жидкостных ракетных двигателей проблематично из-за необходимости постоянной транспортировки окислителя. Применение ГТД возможно, но необходимо разработать его конструкцию, место установки и способ применения. Этого нет в пат. РФ №2284284. Кроме того, по этому патенту предполагается совместное применение парашютов и реактивных двигателей (нескольких), что снижает надежность вертолета.

Известен вертолет по патенту РФ на изобретение №2148537, МПК В64С 7/20, опубл. 10.05.200 г., прототип.

Этот вертолет содержит корпус, воздушно-реактивный двигатель создания силы тяги для горизонтального полета, несущие винты, которые расположены внутри указанного корпуса и служат компрессором воздушно-реактивного двигателя, двигатель, который предназначен для вращения указанных несущих винтов, и кабину пилота. Предусмотрена защитная сетка, под которой расположены несущие винты. Створки расположены внизу под сеткой и предназначены для взлета и посадки.

Недостаток: плохая безопасность полета в связи с тем, что при разрушении винта посадка вертолета почти всегда приведет к катастрофическим последствиям.

Задачи создания изобретения: повышение надежности и безопасности полета, упрощение управления и уменьшение осевых габаритов двигателя.

Задачи создания изобретения: повышение надежности и безопасности полета, упрощение управления и уменьшение осевых габаритов двигателя.

Технический результат: обеспечение безопасной посадки при разрушении винта.

Решение указанных задач достигнуто в боевом самолете вертикального взлета и посадки, содержащем фюзеляж с днищем и хвостом, и газотурбинный двигатель с редуктором, тем, что применен винтовентиляторный газотурбинный двигатель, содержащий винтовентилятор с двумя ступенями ротора, выполненными с возможностью вращения лопастей в противоположные стороны, и соединенные с ним двумя валами биротативный компрессор и биротативную турбину, которые установлены внутри внутреннего корпуса, с образованием второго контура между внешним и внутренним корпусами, при этом лопасти винтовентилятора выполнены с возможностью несинхронного изменения углов атаки, а за биротативной турбиной выполнены внутреннее сопло внешнее сопла с регулируемым вектором тяги.

Винтовентилятор может быть выполнен из двух ступеней ротора, с возможностью их вращения в противоположном направлении.

Между биротативной турбиной и внутренним соплом винтовентиляторного газотурбинного двигателя может быть выполнена форсажная камера.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель может быть валом отбора мощности соединен с вспомогательными агрегатами.

На конце хвоста может быть установлен маршевый движитель в виде толкающего винта.

Фюзеляж может быть оборудован передними крыльями, на которых установлены маршевые двигатели.

Маршевые двигатели могут быть выполнены в виде турбовинтовых газотурбинных двигателей.

Маршевые двигатели могут быть выполнены в виде турбореактивных газотурбинных двигателей.

На днище фюзеляжа может быть выполнена платформа безопасности, имеющая вертикальное отверстия для размещения внешнего сопла двухконтурного газотурбинного двигателя, внутренняя полость платформы безопасности заполнена демпфирующим материалом. В качестве демпфирующего материала может быть применена сотовая конструкция. В качестве демпфирующего материала может быть применена металлорезина.

Сущность изобретения поясняется на чертежах (фиг. 1…17), где:

- на фиг. 1 приведена схема самолета,

- на фиг. 2 приведен вид А на фиг. 1,

- на фиг. 3 приведена схема компоновки винта, редуктора и газотурбинного двигателя,

- на фиг. 4 приведен газотурбинный двигатель самолета, первый вариант в рабочем положении,

- на фиг. 5 приведен газотурбинный двигатель самолета, второй вариант в рабочем положении,

- на фиг. 6 приведена конструкция газотурбинного двигателя самолета, первый вариант, повернуто на 90°.

- на фиг. 7 приведена конструкция газотурбинного двигателя самолета, 2-й вариант, повернуто на 90°.

- на фиг. 8 приведена схема передачи мощности от ГТД на винты,

- на фиг. 9 приведен вариант самолета с маршевым движителем на хвосте,

- на фиг. 10 приведен вариант самолета с маршевым двигателем на передних крыльях.

- на фиг. 11 приведена платформа безопасности,

- на фиг. 12 приведен разрез В-В на фиг. 11,

- на фиг. 13 приведена схема управления поворотной части внутреннего сопла с управляемым вектором тяги и внешнего сопла,

- на фиг. 14 приведена схема винтовентилятора,

- на фиг. 15 приведена схема управления лопастями винтовентилятора,

- на фиг. 16 приведен разрез В-В лопасти винтовентилятора, исходное положение,

- на фиг. 17 приведен разрез В-В лопасти винтовентилятора, повернуто,

Обозначения, принятые в описании:

фюзеляж 1,

винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2,

биротативный винтовентилятор 3,

входной направляющий аппарат 4,

первая роторная ступень винтовентилятора 5,

вторая роторная ступень винтовентилятора 6,

внутренний вал 7,

внешний вал 8,

редуктор 9,

внешний корпус 10,

внутренний корпус 11,

второй контур 12,

биротативный компрессор 13,

биротативная турбина 14,

статор компрессора 15,

первый ротор компрессора 16,

второй ротор компрессора 17,

статор турбины 18,

первый ротор турбины 19,

второй ротор турбины 20,

внутренний вал 21,

внешний вал 22,

вал отбора мощности 23,

внутренний редуктор 24,

камера сгорания 25,

форсунки 26,

внутреннее сопло с регулируемым вектором тяги 27,

основная топливная система 28,

топливопровод 29,

топливный насос 30,

привод 31,

внутренние опоры 32,

внешние опоры 33,

форсажная камера 34,

форсажный коллектор 35,

форсажная топливная система 36.

топливопровод 37,

форсажный насос 38,

привод 39.

маршевый движитель 40,

хвост 41,

толкающий винт 42,

вал 43,

муфта 44,

задние крылья 45,

маршевые двигатели 46,

передние крылья 47.

днище 48,

платформа безопасности 49,

полость 50,

демпфирующий материал 51,

центральное отверстие 52,

посадочные опоры 53,

внешнее сопло 54,

второй вал отбора мощности 55,

неподвижная часть 56,

поворотная часть 57,

цилиндрическая цапфа 58,

гидроцилиндр 59,

система рычагов 60,

неподвижная часть 56,

поворотная часть 57,

цилиндрическая цапфа 58,

гидроцилиндр 59,

система рычагов 60,

неподвижная часть 61,

поворотная часть 62,

цилиндрическая цапфа 63,

гидроцилиндр 64,

система рычагов 65,

статор 66,

верхняя ступица 67,

нижняя ступица 68,

лопасти 69,

ось 70,

ведомая шестерня 71,

полость 72,

зубчатая рейка 73,

привод 74,

блок управления 75,

линии связи 76.

Боевой самолет вертикального взлета и посадки (фиг. 1 и 2) содержит фюзеляж 1, винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2, установлен вертикально в районе центра масс вертолета (Фиг. 1 и 2).

Винтовентиляторный газотурбинным двигатель 2 содержит биротативный винтовентилятор 3, содержащий входной направляющий аппарат 4, две роторные ступени первую роторную ступень винтовентилятора 5 и вторую роторную ступень винтовентилятора 6, соединенные двумя валами внутренним 7 и внешним 8 с выходом из редуктора 9.

Кроме того, винтовентиляторный ГТД 2 содержит внешний корпус 10, установленный концентрично ему внутри внутренний корпус 11 с образованием второго контура 12 между ними, биротативный компрессор 13 и биротативную турбину 14. Биротативный компрессор 13 содержит статор компрессора 15 и два ротора компрессора: первый 16 и второй 17. Биротативная турбина 14 содержит статор турбины 18 и два ротора турбины: первый 19 и второй 20. Винтовентиляторный ГТД 2 имеет два вала: внутренний 21 и внешний 22. Первый ротор компрессора 16 соединен внутренним валом 21 с вторым ротором турбины 20. Второй ротор компрессора 17 соединен внешним валом 22 с вторым ротором турбины 20.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 имеет вал отбора мощности 23 (фиг. 2 и 3) для отбора мощности от внешнего вала 22 через внутренний редуктор 24 (фиг. 3) на вспомогательные агрегаты, например генератор.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 содержит (фиг. 3) камеру сгорания 25 с форсунками 26 и внутренне сопло с регулируемым вектором тяги 27.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 по первому варианту (фиг. 3) имеет одну основную топливную систему 28. Основная топливная система 28 содержит топливопровод 29, в котором установлен топливный насос 30, соединенный с приводом 31.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 выполнен биротативным и содержит два вала 21 и 22. Внутренний и внешний валы 21 и 22 установлены соответственно на внутренних опорах 32 и внешних опорах 33.

Первый и второй валы 21 и 22 с соответствующими им роторами вращаются в противоположные стороны. Это позволяет исключить реактивный момент, поворачивающий фюзеляж 1 в противоположную сторону и упростить управление вертолетом.

На фиг. 4 приведена упрощенная схема винтовентиляторного газотурбинного двигателя 2, первый вариант.

На фиг. 5 приведен второй вариант винтовентиляторного газотурбинного двигателя 2, который дополнительно содержит форсажную камеру 34 с форсажным коллектором 35 (с форсунками) внутри и форсажную топливную систему 36.

Форсажная топливная система 36 содержит топливопровод 37 с установленным в нем форсажным насосом 36, к которому присоединен привод 39. Топливопровод 37 соединен с форсажным коллектором 35.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 установлен вертикально в центре масс фюзеляжа 1 самолета вертикального взлета и посадки (фиг. 1).

На фиг. 6 приведена более детально конструкция двухконтурного газотурбинного двигателя 9 самолета, первый вариант, повернуто на 90°.

Винтовентиляторный ГТД 2, как упомянуто ранее, содержит внутренний вал 21, установленный на внутренних опорах 32 и внешний вал 22, установленный на внешних опорах 33.

Винтовентиляторный ГТД 2 содержит статор компрессора 15, два ротора компрессора первый - 16 и второй - 17, выполненные с возможность вращения в противоположном направлении и без направляющих аппаратов между ними, статор турбины 18, и два ротора турбины: первый 19 и второй 20, также выполненные с возможностью вращения в противоположные стороны и без сопловых аппаратов между ними. С внешним валом 22 связан внутренний редуктор 24, к которому присоединены вал отбора мощности 23 для отбора мощности на вспомогательные агрегаты, например, электрогенератор. Первый ротор компрессора 16 и второй ротор турбины 20 соединены внутренним валом 21. Второй ротор компрессора 17 и первый ротор турбины 19 соединены внешним валом 22.

Применение биротативной схемы винтовентиляторного газотурбинного двигателя 2 уменьшит его осевой габарит, вес и устранит реактивный момент, действующий на фюзеляж. Кроме того, гироскопические эффекты от двух роторов, вращающихся в противоположном направлении взаимно компенсируются. Это позволит значительно упростить управление вертолетом.

На фиг. 7 приведена конструкция винтовентиляторного газотурбинного двигателя 3 самолета, 2-й вариант, с форсажной камерой, повернуто на 90°^.

Дополнительно к первому варианту между биротативной турбиной 14 и внутренним соплом 27 расположена форсажная камера 34 с форсажным коллектором 35 для впрыска топлива на форсажных режимах.

Форсажная топливная система 36 содержит топливопровод 37 с установленным в нем форсажным насосом 38, к которому присоединен привод 39. Топливопровод 37 соединен с форсажным коллектором 35.

На фиг. 8 приведена один из возможных вариантов передачи мощности от роторов винтовентиляторного ГТД 2 на роторные ступени винтовентилятора 5 и 6 через второй вал отбора мощности 55 и редуктор 9.

На фиг. 9 приведен вариант самолета вертикального взлета и посадки с маршевым движителем 40 на хвосте 41.

Маршевый движитель 40 может быть выполнен в виде толкающего винта 42. Привод толкающего винта 42 осуществляется от редуктора 9 через вал 43 и муфту 44. Вертолет может иметь задние крылья 45.

На фиг. 10 приведен вариант самолета вертикального взлета и посадки с маршевым двигателем 46 на передних крыльях 47. Маршевые двигатели 46 могут быть выполнены в виде турбовинтового двигателя или в виде газотурбинного двигателя.

На фиг. 11 приведена платформа безопасности 49, а на фиг. 12 приведен разрез В-В. Внутреннее сопло 27 установлено внутри внешнего сопла 54.

Платформа безопасности 49 имеет центральное отверстие 52, выполненное вертикально на оси, проходящей через центр масс самолета вертикального взлета и посадки и винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2. Диаметр центрального отверстия 52 D₀ больше диаметра среза внешнего сопла 54 - D_c.

D_0≥D_c.

На днище 48 фюзеляжа 1 закреплена платформа безопасности 49, полость 50 которой заполнена демпфирующим материалом 51. В качестве демпфирующего материала 51 может быть применен сотовый наполнитель или металлорезина. В платформе безопасности 49 выполнено центральное отверстие 52. К днищу 48 прикреплены посадочные опоры 53 «П»-образной формы.

На фиг. 13 приведено внутренне сопло с регулируемым вектором тяги 27.

Внутренне сопло с регулируемым вектором тяги 27 содержит неподвижную часть 56, поворотную часть 57 соединенные цилиндрическими цапфами 58 и гидроцилиндр 59 с системой рычагов 60. Внешнее сопло 54 с регулируемым вектором тяги содержит неподвижную часть 61, поворотную часть 62 соединенные цилиндрическими цапфами 63 и гидроцилиндр 64 с системой рычагов 65.

На фиг. 14 приведена схема роторов биротативного винтовентилятора 3.

На фиг. 15 приведена схема управления лопастями 69 биротативного винтовентилятора 3, который содержит статор 66, верхнюю ступицу 67, нижнюю ступицу 68, лопасти 69.

Далее система управления углами атаки лопастей 69 иллюстрируется на первой роторной ступени винтовентилятора 5. Схема управления углами атаки лопастей 69 для второй ступени винтовентилятора 6 аналогична.

У каждой лопасти 69 выполнена ось 70, на конце которой установлена ведомая шестерня 71. Ведомая шестерня 71 установлена в полость 72, выполненной в верхней ступице 67. С ведомой шестерней 71 контактирует зубчатая рейка 73, с которой соединен привод 74.

Система управления углами атаки лопастей 69 позволяет управлять углов атаки β несинхронно и тем самым управлять перемещение вертолета как по курсу. так и в перпендикулярной плоскости.

Боевой самолет вертикального взлета и посадки содержит блок управления 75, предназначенный для управления вектором тяги и углами атаки β лопастей 69, который линиями 76 с приводами 74 и гидроцилиндрами 59 и 64. (фиг. 14 и 15).

На фиг 16 и 17 приведен процесс изменения угла атаки лопасти 69.

РАБОТА БОЕВОГО САМОЛЕТА ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ В НОРМАЛЬНОМ РЕЖИМЕ, 1 вариант

Сначала винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 в режиме «малого газа» (фиг. 1 и 3). Для этого внешний вал 22 раскручиваю через вал отбора мощности 23 и редуктор 24 стартером (стартер на фиг. 1-12 не показан). Привод 31 раскручивает топливный насос 30 основной топливной системы и топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 29 подается в форсунки 26 камеры сгорания 25. Продукты сгорания проходят через биротативную турбину 14. Мощность с биротативной турбины 14 передается на биротативный компрессор 13, который сжимают воздух, идущий через него. Сжатый воздух подается в камеру сгорания 25 для поддержания процесса горения.

Реактивная тяга винтовентиляторного газотурбинного двигателя 2, создаваемая внутренним соплом 27 и внешним соплом 54 передается на фюзеляж 1, что в совокупности с силой тяги биротативного винтовентилятора 3 обеспечивает взлет, полет вертолета и его посадку в нормальном режиме.

Холодный воздух, истекающий из внешнего сопла 54 смешиваясь с продуктами сгорания, истекающими из внутреннего сопла 27 снижает температуру реактивной струи и тем самым повышает безопасность взлета и посадки.

После прогрева винтовентиляторного газотурбинного двигателя 2 его основную топливную систему 28 переводят на «взлетный режим». Вертолет вертикально взлетает.

Совместная тяговооруженность биротативного винтовентилятора 3 с учетом второго контура 12 и сопел 27 и 54 на номинальном режиме составляет 1,05…1,1.

Горизонтальная составляющая тяги при отсутствии маршевых двигателей создается (фиг. 13) поворотом при помощи гидроцилиндра 60 поворотной части 57 внутреннего сопла 27 относительно неповоротной части 56 на угол от 5 до 7 град.

Одновременно осуществляют поворотной части 62 внешней части сопла 54.

На фиг 14-17 приведен процесс изменения угла атаки лопасти 69.

По команде с блока управления 75 привод 74 поворачивает лопасти 69 (фиг. 15) в нужном направлении.

Угол атаки β изменяется (фиг. 16 и 17).

РАБОТА БЕВОГО САМОЛЕТА ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ,

первый вариант при поломке биротативного винтовентилятора

При поломке биротативного винтовентилятора 3 увеличивают подачу топлива в основной топливной системе в 1,1-1,2 раза. Реактивной тяги, создаваемой соплами 27 и 54 будет достаточно для мягкой посадки свмолета.

РАБОТА БОЕВОГО САМОЛЕТА ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ

со вторым вариантом двухконтурного ГТД

При значительном снижении силы тяги винтовентиляторного двигателя 2 по любым причинам в этом варианте форсажный топливный насос 38 подает топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 37 в форсажный коллектор 35 форсажной камеры 34, где воспламеняется при помощи запальника (запальник на фиг. 1-12 не показан). Реактивная тяга, создаваемую соплами 27 и 54 значительно увеличивается. Продукты сгорания через сопло 27 истекают вертикально вниз, эжектируя воздух через внешнее сопло 54.

Тяга, создаваемая соплами 27 и 45, увеличивается по сравнению с бесфорсажным режимом в 2…3 раза, что обеспечивает аварийную посадку самолета ценой очень большого расхода топлива.

Применение форсажной камеры 34 в винтовентиляторном газотурбинном двигателе 2 позволяет спроектировать винтовентиляторный ГТД 2 меньших габаритов и веса, что очень важно, так как использование максимальных возможностей винтовентиляторного ГТД 2 приходится применять чрезвычайно редко.

Платформа безопасности 49, полость 50 которой заполнена демпфирующим материалом 51 смягчает удар вертолета о поверхность земли при неудачной посадке. Это дополнительно повышает надежность самолета и безопасность полетов на нем.

Горизонтальная составляющая тяги создается (фиг. 13) поворотом при помощи гидроцилиндра 60 поворотной части 57 относительно неповоротной части 56 на угол от 5 до 7 град.

РАБОТА БОЕВОГО САМОЛЕТА ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ С МАРШЕВЫМ ДВИЖИТЕЛЕМ И МАРШЕВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ

Для варианта самолета с маршевым движителем 40 на хвосте 41 (фиг. 9) запускают маршевый движитель 40, и самолет может перемешаться с достаточно большой скоростью. Маршевый движитель 40 может быть выполнен в виде толкающего винта 42. Привод толкающего винта 42 осуществляется от редуктора 9 через вал 43 и муфту 44. Самолет может иметь задние крылья 45.

Для варианта самолета с маршевым двигателем 46 на передних крыльях 77 (фиг. 10) маршевые двигатели 46 запускают, благодаря чему создается горизонтальная тяга соизмеримая с тягой современных скоростных самолетов. При этом может быть достигнута скорость 700-800 км/час, что необходимо для военных самолетов.

Маршевые двигатели 46 могут быть выполнены в виде турбовинтового двигателя или в виде газотурбинного двигателя.

Применение изобретения позволило:

- обеспечить безопасную посадку при разрушении одной или двух роторных ступеней винтовентилятора и других неисправностях, резко уменьшающих тягу винтовентиляторного газотурбинного двигателя в полете,

- сохранить жизнь экипажу и пассажирам, уменьшить осевой габарит и вес газотурбинного двигателя,

- упростить управление боевым самолетом вертикального взлета и посадки,

- улучшить технические характеристики боевого самолета вертикального взлета и посадки: скорость, маневренность, высоту подъема вертолета и др. технические, эксплуатационные и боевые характеристики.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Боевой самолет вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж с днищем и хвостом, газотурбинный двигатель с редуктором. Винтовентиляторный газотурбинный двигатель установлен вертикально в центре масс фюзеляжа, содержит винтовентилятор с двумя ступенями ротора, выполненными с возможностью вращения лопастей в противоположные стороны, и соединенные с ним двумя валами биротативный компрессор и биротативную турбину, установленные внутри внутреннего корпуса с образованием второго контура между внешним и внутренним корпусами. Лопасти винтовентилятора выполнены с возможностью несинхронного изменения углов атаки. За биротативной турбиной выполнены внутреннее и внешнее сопла с регулируемым вектором тяги. Между биротативной турбиной и внутренним соплом винтовентиляторного газотурбинного двигателя выполнена форсажная камера. Винтовентиляторный газотурбинный двигатель валом отбора мощности соединен с вспомогательными агрегатами. Обеспечивается возможность безопасной посадки при разрушении винта. 9 з.п. ф-лы, 17 ил.

1. Боевой самолет вертикального взлета и посадки, содержащий фюзеляж с днищем и хвостом и газотурбинный двигатель с редуктором, отличающийся тем, что применен винтовентиляторный газотурбинный двигатель, установленный вертикально в центре масс фюзеляжа, содержащий винтовентилятор с двумя ступенями ротора, выполненными с возможностью вращения лопастей в противоположные стороны, и соединенные с ним двумя валами биротативный компрессор и биротативную турбину, которые установлены внутри внутреннего корпуса с образованием второго контура между внешним и внутренним корпусами, при этом лопасти винтовентилятора выполнены с возможностью несинхронного изменения углов атаки, а за биротативной турбиной выполнены внутреннее и внешнее сопла с регулируемым вектором тяги.

2. Боевой самолет по п. 1, отличающийся тем, что между биротативной турбиной и внутренним соплом винтовентиляторного газотурбинного двигателя выполнена форсажная камера.

3. Боевой самолет по п. 1, отличающийся тем, что винтовентиляторный газотурбинный двигатель валом отбора мощности соединен с вспомогательными агрегатами.

4. Боевой самолет по п. 1, отличающийся тем, что на конце хвоста установлен маршевый движитель в виде толкающего винта.

5. Боевой самолет по п. 1, отличающийся тем, что фюзеляж оборудован передними крыльями, на которых установлены маршевые двигатели.

6. Боевой самолет по п. 5, отличающийся тем, что маршевые двигатели выполнены в виде турбовинтовых газотурбинных двигателей.

7. Боевой самолет по п. 5, отличающийся тем, что маршевые двигатели выполнены в виде турбореактивных газотурбинных двигателей.

8. Боевой самолет по п. 1, отличающийся тем, что на днище фюзеляжа выполнена платформа безопасности, имеющая вертикальное отверстие для размещения внешнего сопла двухконтурного газотурбинного двигателя, внутренняя полость платформы безопасности заполнена демпфирующим материалом.

9. Боевой самолет по п. 8, отличающийся тем, что в качестве демпфирующего материала применена сотовая конструкция.

10. Боевой самолет по п. 8, отличающийся тем, что в качестве демпфирующего материала применена металлорезина.