Самолёт вертикального взлёта и посадки Российский патент 2021 года по МПК B64C29/00 B64C15/02 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Изобретение относится к авиационной технике, и может быть использовано в качестве воздушного городского транспортного средства вертикального взлета и посадки.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Из уровня техники известны городские летательные аппараты с вертикальным взлетом и посадкой (VTOL).

Известен летательный аппарат (www.kolesa.ru Полетим на водороде: аэрокар City Hawk размером с крупный SUV возьмет на борт шестерых). В носовой и хвостовой части фюзеляжа (кабины) установлены встроенные вентиляторы (роторы) приводимые в движение электродвигателями. Электроэнергия для них вырабатывается водородными топливными элементами. В движение летательный аппарат приводится за счет отклонения воздушного потока вентиляторов регулируемыми заслонками. Аппарат отличается компактностью, высокой маневренностью и управляемостью, может двигаться вперед, назад, боком, выдерживать порывы ветра до 20 м/с. Недостатком летательного аппарата является высокие энергозатраты на всех режимах полета, что является следствием способа создания вертикально направленной тяги только за счет тяги вентиляторов.

Известен мультироторный летательный аппарат (патент RU 2603302, 20.08.2015) В носовой и хвостовой части фюзеляжа (кабины) в определенной конфигурации установлены группы вентиляторов (роторов) приводимых в движение электродвигателями. Мультироторная схема обеспечивает бОльшую безопасность, управляемость и маневренность. Недостатком мультироторного аппарата является высокие энергозатраты на всех режимах полета, что является следствием способа создания вертикально направленной тяги только за счет тяги вентиляторов.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является конструкция самолета вертикального взлета и посадки (патент US 9487286 В2, 08.11.2016).

Известный самолет содержит фюзеляж, в верхней части которого последовательно установлены вентиляторы.

По бокам вдоль фюзеляжа по всей его длине неподвижно закреплены крылья, передней кромкой друг к другу, параллельно и симметрично относительно продольной оси самолета. Воздушный поток вентиляторов делится на две части. Первый поток направлен от фюзеляжа в стороны на обтекание крыльев и создание подъемной силы. Второй поток по воздуховодам направляется в хвостовую часть фюзеляжа и далее наружу, создавая тем самым реактивную тягу, необходимую для сообщения самолету горизонтальной скорости.

Несущая система СВВП в известном самолете применяется на всех режимах полета: вертикальный взлет и посадка, крейсерский.

Достоинством известного технического решения является большая грузоподъемность несущей системы на режиме вертикального взлета.

Основным недостатком известного технического решения является то, что при движении самолета с некоторой горизонтальной скоростью происходит снос (отклонение) воздушного потока вентиляторов набегающим воздушным потоком. В результате этого крыло обтекается воздушным потоком, направленным под некоторым углом к передней кромке (эффект скольжения), что приводит к снижению подъемной силы (уменьшается перпендикулярная составляющая скорости). Для компенсации потери подъемной силы необходимо увеличить скорость воздушного потока вентиляторов и направить его под некоторым углом навстречу набегающему воздушному потоку, что несомненно ведет к дополнительным энергозатратам.

Из вышеизложенного следует, что увеличение горизонтальной скорости полета самолета приводит к снижению его экономичности и грузоподъемности. Одновременное истечение двух воздушных потоков с равными скоростями, направленными в стороны и назад от фюзеляжа, не позволяют самолету осуществлять вертикальный взлет и посадку. Взлет и посадка возможны только с коротким разбегом. В результате чего самолету недоступны режимы висения, вращений, боковых перемещений, торможения и движения задним ходом.

Низкая управляемость и маневренность известного самолета не дают возможности его применения в условиях плотной городской застройки в различных целях.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Технической задачей изобретения является повышение экономичности, грузоподъемности, управляемости и маневренности самолета на всех режимах полета.

Поставленная задача решена благодаря тому, что предлагаемый самолет вертикального взлета и посадки, содержит в себе:

фюзеляж (1), имеющий носовую часть, хвостовую часть и среднюю часть, расположенную между ними,

по меньшей мере, один киль (6), расположенный в хвостовой части фюзеляжа (1), газотурбинный двигатель (14) с приводным валом (15), расположенный в средней части фюзеляжа,

вентиляторы (4), установленные в носовой и хвостовой части фюзеляжа (1) таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды из отверстия в верхней части фюзеляжа в направлении от фюзеляжа в стороны,

приводной вал (15) кинематически соединен с осями вентиляторов через главный редуктор (16), устройство бесступенчатой трансмиссии (18) и, по меньшей мере, два редуктора,

крылья (2) выполнены таким образом, что подъемная сила создается потоком текучей среды в направлении от фюзеляжа в стороны,

крылья (2) соединены с валами (13) моторов (12),

моторы (12), выполненные с возможностью поворачивать крылья (2) относительно оси валов (13) таким образом, что в одном из положений крылья наклонены вперед, а в другом из положений наклонены назад,

обтекатели (3) с выполненными в них каналами с щелью (20) таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды в направлении вверх и вниз от обтекателя,

на обтекателях (3) имеются сопла (9) выполненные с возможностью управления по тангажу, рысканию и крену на всех режимах полета.

По сути, поставленная задача достигается путем объединения достоинств несущей системы известного самолета на вертикальных режимах с преимуществами воздушного городского транспортного средства следующим образом: самолет вертикального взлета и посадки, имеющий фюзеляж, крылья, вентиляторы, отличается тем, что крылья установлены в обтекатели с выполненными в них каналами из которых истекает скоростной плоский поток сжатого воздуха, при этом крылья имеют возможность быть наклонены вперед и назад.

Как будет понятно специалисту, преимущества предлагаемого самолета по сравнению с выбранным прототипом достигаются в основном благодаря тому, что крылья установлены в обтекатели с воздушной завесой и возможностью наклона крыльев вперед и назад.

В предпочтительных формах воплощения вышеописанного самолета:

- двигатель (14) выполнен турбовальным;

- двигатель (14) выполнен двигателем внутреннего сгорания;

- он снабжен двумя килями, расположенными вертикально на расстоянии друг от друга в хвостовой части фюзеляжа (1);

Предлагаемое изобретение иллюстрируется чертежами.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ФИГУР ЧЕРТЕЖЕЙ

На Фиг. 1 представлен общий вид самолета в трех проекциях.

На Фиг. 2 показано сечение А-А.

На Фиг. 3 показано сечение Б-Б.

На Фиг. 4 изображена кинематическая схема

На Фиг. 5 показано создание воздушной завесы крыльев и горизонтальной тяги

На Фиг. 6 показано сечение В-В.

Позициями 1-20 обозначены:

1 - фюзеляж,

2 - крылья,

3 - обтекатели крыльев,

4 - вентиляторы,

5 - парашютная система,

6 - кили,

7 - шасси,

8 - штанги,

9 - сопловые аппараты,

10 - воздухозаборники,

11 - редукторы вентилятора,

12 - моторы,

13 - валы моторов,

14 - двигатель,

15- приводной вал,

16 - главный редуктор,

17 - промежуточный редуктор,

18 - устройство бесступенчатой трансмиссии,

19 - валы трансмиссии,

20 - каналы с щелью.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

По компоновочной схеме самолет о дно двигательный с верхними воздухозаборниками. Вертикальное оперение двухкилевое. Шасси «обычное» трехстоечное, неубирающееся. Как показано на Фиг. 1, самолет содержит:

фюзеляж 1,

крылья 2,

обтекатели крыльев 3,

вентиляторы 4,

парашютную систему 5,

кили 6,

шасси 7,

штанги 8,

сопловые аппараты 9.

Как показано на Фиг. 1 и Фиг. 2 в передней и хвостовых частях фюзеляжа 1 передней кромкой друг к другу, параллельно и симметрично относительно продольной оси самолета установлены крылья 2 закрытые с концов обтекателями 3.

Как показано на Фиг. 3 посередине между вентиляторами 4 в пространстве между стенками воздуховодов установлены моторы (пневмо/гидро) 12, валы 13 которых соединены с крыльями 2.

Как показано на Фиг. 4 за кабиной экипажа расположен моторно-трансмиссионный отдел, в котором установлен газотурбинный двигатель (ГТД) 14, который приводным валом 15 соединен с главным редуктором 16. Главный редуктор 16 посредством промежуточного редуктора 17, устройства бесступенчатой трансмиссии 18, редукторов вентиляторов 11 и валов трансмиссии 19 передает крутящий момент двухступенчатым вентиляторам с роторами противоположного вращения 4.

Как показано на Фиг. 5 в передних обтекателях 3 в верхней и нижней поверхностях выполнены каналы с щелями 20, из которых истекает скоростной плоский поток сжатого воздуха поступающий от компрессора двигателя.

Вертикальный взлет осуществляется следующим образом.

1) После запуска двигателя 14 приводной вал 15 передает крутящий момент главному редуктору 16.

2) Крутящий момент от главного редуктора 16 посредством промежуточного редуктора 17, устройства бесступенчатой трансмиссии 18, редукторов вентиляторов 11 и валов трансмиссии 19 доводится до вентиляторов 4. Воздушный поток вентиляторов, обтекая подъемные крылья 2, создает подъемную силу (F_y) и силу лобового сопротивления (F_x) (Фиг. 2).

Для обеспечения продольной устойчивости, управляемости и балансировки летательного аппарата на всех режимах полета крутящий момент на вентиляторы 4 расположенные в хвостовой части фюзеляжа передается через устройство бесступенчатой трансмиссии 18, которое способно плавно изменять коэффициент передачи во всем рабочем диапазоне скоростей и тяговых усилий.

3) Как только вертикальная тяга как сумма подъемных сил крыльев (F_y) станет больше силы тяжести, произойдет отрыв самолета от поверхности, и начнется вертикальный взлет.

4) После набора определенной высоты моторы 12 поворотом валов 13 синхронно наклоняют крылья 2 на одинаковый угол вперед (Фиг. 3, Фиг. 5). При наклоне крыльев вперед образуется горизонтальная составляющая (F_г) подъемной силы (F_y) которая и сообщает самолету горизонтальную скорость (Фиг. 5). Наклон крыльев уменьшает вертикальную составляющую (FB) подъемной силы (F_y), что может привести к потере высоты полета самолета. Чтобы этого не произошло на самолете используется система «угол-газ», которая одновременно с увеличением угла наклона крыльев подает команду в топливную автоматику на увеличение оборотов двигателя, тем самым исключая уменьшение вертикальной составляющей (F_в).

5) На крейсерском режиме полета включается система воздушной завесы крыльев. Сжатый воздух от компрессора двигателя 14 подается в каналы с щелями 20 в верхней и нижних поверхностях передних обтекателей 3. Набегающий воздушный поток (V₂) взаимодействуя со скоростной плоской струей сжатого воздуха (V₁), истекающего из щелей канала 20, тормозится и отклоняется (V). Для повышения эффективности воздушной завесы возможна установка нескольких каналов с щелями. Кроме того, для более плавного (ламинарного) обтекания крыльев возможно регулирование скорости и направления истечения (угла) сжатого воздуха в зависимости от скорости движения самолета (Фиг. 5).

Вертикальная посадка осуществляется следующим образом.

1) При приближении к месту посадки моторы 12 поворотом валов 13 синхронно наклоняют крылья 2 на одинаковый угол назад. Образующаяся горизонтальная составляющая (F_г) подъемной силы (F_y) будет направлена в противоположную сторону движения самолета и, следовательно, снижать его скорость.

Таким образом будет происходить торможение самолета в воздухе до его полной остановки.

2) Плавное уменьшение оборотов двигателя позволяет осуществить вертикальную посадку.

На всех режимах полета используется система струйного (реактивного) управления. Блок сопловых аппаратов 9 установлен на штангах 8 (Фиг. 1).

Таким образом, при расположении в воздушном потоке вентиляторов подъемных крыльев, передней кромкой друг к другу, параллельно и симметрично относительно продольной оси самолета векторная сумма сил лобового сопротивления становится равной нулю.

Это дает возможность применять аэродинамические профили с наибольшим коэффициентом подъемной силы (С_у) без учета их коэффициента лобового сопротивления (С_х).

Кроме этого, повысить коэффициент подъемной силы можно применением системы управления пограничным слоем.

Реализация вышеперечисленных мероприятий, направленных на повышение коэффициента подъемной силы, позволяет значительно увеличить подъемную силу (при прочих равных условиях) при минимальных энергозатратах и, следовательно, повысить грузоподъемность самолета.

Установка крыльев в обтекатели и воздушной завесой скоростным плоским потоком сжатого воздуха, направленного вверх и вниз от обтекателя, значительно снижает снос воздушного потока вентиляторов встречным потоком без дополнительных энергозатрат, что дает возможность повысить экономичность и грузоподъемность летательного аппарата.

Соединение крыльев с валами моторов, выполненными с возможностью поворота крыльев относительно оси валов таким образом, что в одном из положений крылья наклонены вперед, а в другом положении назад, дают возможность самолету осуществлять вертикальный взлет и посадку, висение, движение вперед и назад, а также торможение до полной остановки.

Применение струйных рулей позволяют самолету перемещаться боком, выполнять вращения вокруг вертикальной оси, парировать внешние воздействия (порыв ветра), а также управление по тангажу, рысканию и крену на всех режимах полета.

Повышение управляемости и маневренности самолета делает возможным применение СВВП с площадок ограниченных размеров, в условиях плотной городской застройки в качестве летающего такси, медицинского, патрульного, спасательного летательного аппарата.

Во всех описанных вариантах применения СВВП возможны пилотируемые и беспилотные режимы полета.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП). СВВП содержит фюзеляж (1), имеющий носовую, хвостовую и среднюю части, крылья (2), расположенные в носовой и хвостовой части фюзеляжа по бокам, выполненные таким образом, что подъемная сила создается потоком текучей среды в направлении от фюзеляжа в стороны, киль (6), расположенный в хвостовой части фюзеляжа (1), газотурбинный двигатель (14) с приводным валом (15). Вентиляторы (4) установлены в носовой и хвостовой части фюзеляжа (1) таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды из отверстия в верхней части фюзеляжа в направлении от фюзеляжа в стороны. СВВП также содержит приводной вал (15), кинематически соединенный с осями вентиляторов через главный редуктор (16), устройство бесступенчатой трансмиссии (18), редукторы. Крылья (2) соединены с валами (13) моторов (12). Моторы (12), выполненные с возможностью поворачивать крылья (2) относительно оси валов (13) таким образом, что в одном из положений крылья (2) наклонены вперед, а в другом из положений наклонены назад. Обтекатели (3) крыльев (2) имеют каналы со щелями (20) для создания потока текучей среды в направлении от обтекателя вверх и вниз. Обеспечивается улучшение управляемости и маневренности самолета на всех режимах полета. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Самолет вертикального взлета и посадки, содержащий в себе:

фюзеляж (1), имеющий носовую часть, хвостовую часть и среднюю часть, расположенную между ними,

по меньшей мере, один киль (6), расположенный в хвостовой части фюзеляжа (1), газотурбинный двигатель (14) с приводным валом (15), расположенный в средней части фюзеляжа,

вентиляторы (4), установленные в носовой и хвостовой части фюзеляжа (1) таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды из отверстия в верхней части фюзеляжа в направлении от фюзеляжа в стороны,

приводной вал (15) кинематически соединен с осями вентиляторов через главный редуктор (16), устройство бесступенчатой трансмиссии (18) и, по меньшей мере, два редуктора,

крылья (2) выполнены таким образом, что подъемная сила создается потоком текучей среды в направлении от фюзеляжа в стороны,

крылья (2) соединены с валами (13) моторов (12),

моторы (12), выполненные с возможностью поворачивать крылья (2) относительно оси валов (13) таким образом, что в одном из положений крылья наклонены вперед, а в другом из положений наклонены назад,

обтекатели (3) с выполненными в них каналами со щелью (20) таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды в направлении вверх и вниз от обтекателя,

на обтекателях (3) имеются сопла (9), выполненные с возможностью управления по тангажу, рысканию и крену на всех режимах полета.

2. Самолет по п. 1, характеризующийся тем, что в нем двигатель (14) выполнен турбовальным.

3. Самолет по п. 1, характеризующийся тем, что в нем двигатель (14) выполнен двигателем внутреннего сгорания.

4. Самолет по п. 1, характеризующийся тем, что он снабжен двумя килями, расположенными вертикально на расстоянии друг от друга в хвостовой части фюзеляжа (1).