САМОЛЕТ КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ Российский патент 2021 года по МПК B64C9/20 B64C3/50 B64D27/24 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке самолетов короткого взлета и посадки, а именно для обеспечения возможности использования небольших аэродромов с относительно небольшими взлетно-посадочными полосами и использования неподготовленных площадок со взлетно-посадочной дистанцией не более 50…60 м.

Известен самолет с вертикальным взлетом и посадкой (патент CN №105460215, опубл. 06.04.2016 г.), который включает фюзеляж, крыло и хвостовое оперение. Хвостовое оперение включает горизонтальное оперение и вертикальное оперение. Крыло и хвостовое оперение соответственно снабжены множеством наклонных винтов, каждый из которых соединен через рулевой механизм, и рулевой механизм может находиться в плоскости, параллельной плоскости симметрии летательного аппарата. Предложенная конструкция позволяет получить хорошую аэродинамическую эффективность крыла самолета, то есть обеспечить относительно высокую подъемную силу при относительно небольшой нагрузке на конструкцию. Использование в конструкции малых пропеллеров плюс режим привода двигателя позволяют обеспечить малую нагрузку на каждый пропеллер, что делает консоль более простой и легкой конструкции. Использование большого количества малых пропеллеров повышает безопасность, поскольку при выходе из строя некоторых пропеллеров это мало влияет на безопасность всей машины.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому результату является самолет короткого взлета и посадки (патент РФ №171939, опубл. 21.06.2017) содержащий фюзеляж, крыло с убираемой в крейсерском полете вспомогательной распределенной электрической силовой установкой с воздушными винтами, хвостовое оперение, а также основную (маршевую) силовую установку, при этом убираемая в крейсерском полете в крыло распределенная электрическая силовая установка позволяет значительно увеличить подъемную силу крыла, обеспечив режим короткого взлета и посадки или/и увеличение крейсерской скорости полета и аэродинамического качества за счет сокращения площади крыла. На режимах патрулирования распределенная силовая установка позволяет обеспечить минимальные скорости патрулирования.

Известное техническое решение и вытекающая из него конфигурация крыла самолета базируются на расчете характеристик самолета в крейсерском полете и направлены на улучшение этих характеристик.

Однако, известное техническое решение не позволяет совершать взлет и посадку по крутой траектории с взлетно-посадочной дистанцией не более 50…60 м при обеспечении безопасности взлета и посадки самолета.

Технический результат предлагаемого изобретения достигается тем, что самолет короткого взлета и посадки включает фюзеляж с кабиной, маршевую силовую установку, состоящую из, по меньшей мере, одного маршевого двигателя. Самолет также имеет электрические взлетно-посадочные двигатели, снабженные воздушными винтами и установленные на передней кромке консолей крыла самолета в зонах, не обдуваемых маршевой силовой установкой, крыло большого удлинения с развитой механизацией, вертикальное и горизонтальное оперение и шасси. Согласно изобретению развитая механизация крыла содержит отклоняемые носки и многощелевые закрылки, имеющие площадь всех своих аэродинамический элементов не менее 25% площади крыла и выдвигающиеся на угол до 90°.

Выбор величины угла зависит от реализованной аэродинамической компоновки крыла с учетом характера его обдува взлетно-посадочными двигателями.

Суммарная дополнительная мощность электрических взлетно-посадочных двигателей составляет не менее 40% максимальной мощности маршевой силовой установки. Самолет также содержит управляющий электрический двигатель с импеллером, расположенный позади горизонтального оперения самолета, причем ось крыльчатки импеллера расположена вертикально.

На этапах взлета и посадки взлетно-посадочные электрические двигатели и управляющий электрический двигатель питаются от аккумуляторных батарей, что и обеспечивает увеличение суммарной мощности всей силовой установки.

Заявленное техническое решение позволяет создать дополнительную мощность взлетно-посадочных электрических двигателей на величину не менее 40% максимальной мощности маршевой силовой установки без отбора мощности маршевого (маршевых) двигателя на питание электродвигателей, а также использовать крыло большого удлинения, обладающего высоким аэродинамическим качеством, для создания необходимой подъемной силы. Необходимая подъемная сила создается за счет обдува крыла маршевой силовой установкой и электрическими взлетно-посадочными двигателями на предельно низких скоростях горизонтального движения самолета на этапах короткого взлета и посадки, при существенном затягивании срыва потока с верхней поверхности крыла на критических углах атаки. На этапе посадки происходит увеличение проекции вектора полной аэродинамической силы на направление, противоположное направлению движения центра масс самолета. Заявленное техническое решение также обеспечивает надежную управляемость самолета в продольном канале на предельно низких скоростях горизонтального движения за счет применения управляющего двигателя с импеллером.

Численные аэродинамические расчеты, выполненные с помощью пакета программ ANSIS CFX для выбранной конфигурации и полной взлетной массы самолета с задачей обеспечения длины взлетно-посадочной дистанции не более 50…60 м, показали:

1. Для обеспечения взлета потребная величина суммарной дополнительной мощности электрических взлетно-посадочных двигателей должна составлять не менее 40% максимальной тяги маршевой силовой установки. Так при мощности маршевой силовой установки 400 кВт. и использовании, например, восьми электрических взлетно-посадочных двигателей, каждый электрический взлетно-посадочный двигатель, питающийся от аккумуляторов, должен иметь мощность 20 кВт., тогда их суммарная дополнительная мощность составит 160 кВт., т.е. 40% от мощности маршевой силовой установки.

Известно, что взлетная дистанция делится на два этапа разбег по взлетно-посадочной полосе и набор высоты. Чем короче разбег, тем с меньшим углом наклона траектории возможен набор для достижения заданной высоты на границе заданной взлетной дистанции.

В точке отрыва подъемная сила равна весу самолета. Для уменьшения длины разбега нужно с одной стороны уменьшить скорость отрыва, для чего необходимо увеличивать коэффициент подъемной силы, с другой стороны увеличивать ускорение на разбеге за счет увеличения тяги движителей.

В нашем случае препятствие высотой 15 м находится на расстоянии 50…60 м от точки старта.

Отсюда: общая тяговооруженность самолета должна обеспечить такое соотношение длины разбега (т.е. ускорение) и наклона траектории (преодоление составляющей силы тяжести), которые в сумме позволяют оказаться на высоте более 15 м на расстоянии 50…60 м.

Соответственно, при общей мощности меньше 140% это условие не реализуется.

2. Площадь всех аэродинамических элементов закрылков относительно площади крыла, которая может обеспечить прирост подъемной силы, необходимый для выполнения короткого взлета и посадки, составляет не менее 25%.

3. Оптимальный угол отклонения закрылков при посадке, обеспечивающий необходимую величину проекции вектора полной аэродинамической силы на направление, противоположное направлению движения центра масс самолета при сохранении безотрывного обтекания крыла, составляет до 90° в зависимости от реализованной аэродинамической компоновки крыла с учетом характера его обдува взлетно-посадочными двигателями.

Маршевая силовая установка самолета может содержать один маршевый двигатель, который в этом случае располагается в передней части фюзеляжа, как показано на Фиг. 1.

Маршевая силовая установка самолета может содержать два маршевых двигателя, один из которых установлен на правой консоли крыла, а второй -на левой консоли крыла как показано на Фиг. 2.

Маршевая силовая установка самолета может содержать три маршевых двигателя, один из которых установлен в передней части фюзеляжа, второй -на правой консоли крыла и третий - на левой консоли крыла (Фиг. 3).

Кабина имеет площадь остекления, обеспечивающую обзор на взлете и посадке самолета при больших углах атаки.

В дальнейшем изобретение поясняется примером конкретного выполнения и чертежами, на которых:

Фиг 1 - Конфигурация самолета с одним маршевым двигателем;

Фиг. 2 - Конфигурация самолета с двумя маршевыми двигателями;

Фиг. 3 - Конфигурация самолета с тремя маршевыми двигателями;

Фиг. 4 - Крейсерская, взлетная и посадочная конфигурация крыла.

Пример конкретного выполнения самолета, согласно заявленного технического решения, приведен на примере планера с двумя маршевыми двигателями (Фиг. 2), который выполнен по нормальной аэродинамической схеме высокоплан и включает фюзеляж 1 с кабиной 2 пилота, крыло 3 большого удлинения с развитой механизацией, а именно отклоняемым носком 4 и многощелевым закрылком 5 большой площади, горизонтальное оперение 6 и вертикальное оперение 7 в хвостовой части фюзеляжа 1 и трехопорное шасси 8.

В рассматриваемом примере самолет содержит два маршевых двигателя 9. Маршевые двигатели 9 могут быть как поршневыми, так и турбовинтовыми. Самолет имеет также электрические взлетно-посадочные двигатели 10, снабженные воздушными винтами, и управляющий электрический двигатель 11 с импеллером. В совокупности двигатели образуют силовую установку.

Электрические взлетно-посадочные двигатели 10 установлены на передней кромке консолей крыла 3 самолета в зонах, не обдуваемых маршевыми двигателями 9, и выполнены с возможностью создания дополнительной суммарной тяги на этапе взлета и дополнительной подъемной силы на этапах взлета и посадки самолета.

Эксплуатация предлагаемого самолета короткого взлета и посадки осуществляется следующим образом.

Фиксируют тормоза колес основных стоек шасси 8 и запускают маршевые двигатели 9. После прогрева маршевых двигателей 9 многощелевые закрылки 5 и отклоняемый носок 4 переводят во взлетное положение (Фиг. 4б). Одновременно устанавливают максимальные обороты маршевых двигателей 9 и взлетно-посадочных электрических двигателей 10.

Обороты управляющего электрического двигателя 11 устанавливаются таким образом, чтобы величина создаваемой импеллером тяги соответствовала условию сбалансированного горизонтального полета.

При этом все электрические двигатели работают от аккумуляторных батарей (на чертежах не показаны). Подзарядка аккумуляторных батарей осуществляется в крейсерском полете от генераторов маршевых двигателей 9.

Для начала движения расфиксируют тормоза колес основных стоек шасси 8. Самолет выполняет короткий (10…15 метров) разбег с ускорением до скорости отрыва и дальнейший набор высоты с постоянной скоростью по крутой траектории. Увеличение угла тангажа после отрыва осуществляется путем увеличения оборотов управляющего электрического двигателя 11 и соответствующего перемещения руля высоты.

При достижении безопасной высоты траектория самолета выполаживается для набора скорости до значения, соответствующего режиму набора высоты с выключенными электрическими взлетно-посадочными двигателями 10. При достижении этого значения скорости все электрические взлетно-посадочные двигатели 10 и управляющий электрический двигатель 11 выключают.

После выключения электрических взлетно-посадочных двигателей 10 и управляющего электрического двигателя 11 для уменьшения сопротивления лопасти винтов электрических взлетно-посадочных двигателей 10 складывают вдоль оси вращения либо убирают.

При достижении необходимой скорости, многощелевые закрылки 5 и отклоняемый носок 4 переводят в полетное положение (Фиг. 4а), а при достижении необходимой высоты и скорости маршевые двигатели 9 переводят в режим крейсерского полета, во время которого осуществляется подзарядка аккумуляторных батарей.

Во время взлета и посадки, в режимах работы самолета с включенными электрическими взлетно-посадочными двигателями 10 и управляющим электрическим двигателем 11, самолет управляется следующим образом:

- по тангажу с помощью руля высоты, а также путем изменения тяги импеллера, то есть для увеличения угла тангажа обороты электрического двигателя 11 увеличиваются, для уменьшения - обороты электрического двигателя 11 снижаются;

- по крену элеронами, обдуваемыми потоком от винтов электрических взлетно-посадочных двигателей 10;

- по курсу - дифференциальным регулированием мощности внешних электрических взлетно-посадочных двигателей 10.

На остальных режимах полета самолет управляется по тангажу - рулем высоты, по крену - элеронами, по курсу - элеронами и рулем направления.

Изменение скорости полета производят за счет регулирования оборотов маршевых двигателей 9.

Посадку самолета выполняют следующим образом.

Обороты маршевых двигателей 9 уменьшают до величины, соответствующей необходимой скорости снижения. Многощелевые закрылки 5 и отклоняемый носок 4 отклоняют в посадочное положение (Фиг. 4в). При достижении заданной высоты включают электрические взлетно-посадочные двигатели 10 и управляющий электрический двигатель 11, а маршевые двигатели 9 выводят на полную мощность с одновременным увеличением угла тангажа до значений, соответствующих режиму посадки.

Увеличение угла тангажа осуществляется путем увеличения оборотов управляющего электрического двигателя 11 и соответствующего перемещения руля высоты. Самолет снижается до касания земли.

Торможение самолета при пробеге по земле происходит за счет системы торможения колес основных стоек.

Таким образом, предлагаемая конструкция самолета с заявленной силовой установкой, включающей маршевые поршневые или турбовинтовые двигатели, управляющий электрический двигатель и электрические взлетно-посадочные двигатели, распределенные по всему размаху крыла, которое снабжено отклоняемыми носками и многощелевыми закрылками большой площади, позволяет обеспечить взлет и посадку самолета с минимальным разбегом и пробегом до 50…60 метров, за счет увеличения мощности силовой установки на взлете путем применения электрических двигателей, работающих от аккумуляторных батарей, дополнительного управляемого обдува крыла для увеличения его подъемной силы на взлете и посадке при существенном затягивании срыва потока с верхней поверхности крыла на критических углах атаки, а также за счет отклонения вектора полной аэродинамической силы в направлении, противоположном направлению движения самолета для гашения скорости на посадке, при обеспечении безопасности взлета и посадки.

Самолет короткого взлета и посадки включает фюзеляж (1) с кабиной (2), маршевую силовую установку, включающую один маршевый двигатель, электрические взлетно-посадочные двигатели, снабженные воздушными винтами и установленные на передней кромке консолей крыла (3) в зонах, не обдуваемых маршевой силовой установкой. Крыло (3) большого удлинения с развитой механизацией, вертикальное (7) и горизонтальное (6) оперение, шасси (8). Развитая механизация крыла (3) содержит отклоняемые носки (4) и многощелевые закрылки (5), имеющие площадь всех своих аэродинамических элементов не менее 25% площади крыла (3) и выдвигающиеся на угол до 90°. Суммарная дополнительная мощность электрических взлетно-посадочных двигателей (10) составляет не менее 40% максимальной мощности маршевой силовой установки. Предусмотрен управляющий электрический двигатель (11) с импеллером, расположенный позади горизонтального (6) оперения. Ось крыльчатки импеллера расположена вертикально. Питание электрических взлетно-посадочных двигателей (10) и управляющего электрического двигателя (11) осуществляется от аккумуляторных батарей. Изобретение направлено на то, чтобы совершать взлет и посадку по крутой траектории с взлетно-посадочной дистанцией не более 50…60 м при обеспечении безопасности взлета и посадки самолета. 4 ил.

Самолет короткого взлета и посадки, включающий фюзеляж с кабиной, маршевую силовую установку, включающую, по меньшей мере, один маршевый двигатель, электрические взлетно-посадочные двигатели, снабженные воздушными винтами и установленные на передней кромке консолей крыла самолета в зонах, не обдуваемых маршевой силовой установкой, крыло большого удлинения с развитой механизацией, вертикальное и горизонтальное оперение, шасси, отличающийся тем, что развитая механизация крыла содержит отклоняемые носки и многощелевые закрылки, имеющие площадь всех своих аэродинамических элементов не менее 25% площади крыла и выдвигающиеся на угол до 90°, при этом суммарная дополнительная мощность электрических взлетно-посадочных двигателей составляет не менее 40% максимальной мощности маршевой силовой установки, самолет также содержит управляющий электрический двигатель с импеллером, расположенный позади горизонтального оперения самолета, причем ось крыльчатки импеллера расположена вертикально, а питание электрических взлетно-посадочных двигателей и управляющего электрического двигателя осуществляется от аккумуляторных батарей.