Самолет вертикального ультракороткого взлета и посадки Советский патент 1993 года по МПК B64C29/00 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке самолетов вертикального ультракороткого взлета и посадки (СВ/УВП).

Цель изобретения - повышение объемной и весовой эффективности самолета.

Из анализа патентной и технической литературы не известно использование указанной совокупности отличительных признаков характеризующей достижение положительного эффекта за счет выполнения ВФК в виде двух агрегатов расположенных в гондоле на крыле и содержащих переднюю камеру с поворотным соплом, заднюю камеру с соплом, между которыми установлена распределительная заслонка, что позволяет сократить вес и занимаемый объем силовой установки.

Сопоставительный анализ с прототипом показывает, что заявленное устройство самолета отличается тем, что ВФК размещены на крыле. Это решение позволило отказаться от струйной системы управления и повысить эффективность силовой установки.

На фиг. 1 представлена общая схема самолета, вид сбоку: на фиг. 2 -общая схема самолета, вид сверху; на фиг. 3 - поворотное сопло ВФК, вид сбоку; на фиг. 4 - поворотное сопло ВФК, вид спереди.

СВ/УВП содержит крыло 1, фюзеляж 2, горизонтальное 3 и вертикальное 4 оперения, шасси 5, силовую установку состоящую из ПМД-6, с поворотным соплом 7, и выносной форсажной камеры 8 расположенной в гондоле 9 на крыле 1. ВФК-8 содержит переднюю камеру 10 с поворотным соплом 11 и нижней створкой 12 закрепленной на поворотном сопле 11, а также заднюю камеру 13 с соплом 14.

Передняя 10 и задняя 13 камеры разделены распределительной заслонкой 15. ВФК - 8 соединена с ПМД-6 трубопроводом 16.

Положение поворотного сопла 11 выбирается из условия прохождения равнодействующей вектора тяги отсопел 11 и 7 через центр тяжести или заданный диапазон центровок, обеспечения достаточных управляющих усилий относительно осей OX; OY; OZ. Горизонтальное положение ВФК 8 позволяет реализовать потребные длины камер 10 и 13. Применяя крылья 1 обратной стреловидности можно сместить вперед точку при- ложеиия равнодействующей тяги, что благоприятно сказывается на согласование положения центра тяжести, фокуса, центра тяг, и шасси самолета. Расположение гондо0

5

0

5

0

5

0

5

0

5

лы 9 и крыла 1 проведено из условия согласования их с другими агрегатами планера по Правилу площадей. Смещение центра тяг вперед позволяет получить эпюру площадей соответствующую телу минимального сопротивления и снизить величину моментов инерции.

Гондола 9 одновременно служит протй- вофлатерным грузом для крыла 1 и располагается на.д центропланом крыла 1.

Нижняя створка 12 выполняет функции органа управления струей из поворотного сопла 11 и закрывает его в полете от набегающего потока. Поворотное сопло 11 также выполняет функции обтекателя гондолы 9.

Нижняя створка 12 и поворотные сопла 7 и 11 снабжены системой охлаждения, либо выполнены из жаропрочных материалов.

Поворотное сопло 11 отклоняет струю относительно оси OZ за счет профилировки сопла, за счет поворота - относительно оси ОХ, а нижняя створка 12 - относительно оси OZ.

Поворот поворотного сопла 11 происходит относительно оси ОХ связанной системы координат самолета по кольцевому подшипнику 17. В качестве привода использован воздушный мотор 18 и цепная передача 19.

Положение и компоновка сопел 14 выбраны из условия создания эффекта суперциркуляции на крыле самолета.

В качестве сопла 14 возможно применение как плоских, так и осесимметричных сопел.

Устройство работает следующим образом. На взлете шасси 5 находится в выпущенном положении, поворотные сопла 11 и 7, в повернутом положении, створка 12 открыта, распределительная заслонка 15 закрывает заднюю камеру ВФК-13, поворотные сопла 11 и 7 создают тягу, превышающую взлетный вес самолета, балансировка и управление самолетом осуществляется за счет модуляции тяги или отклонения поворотных сопел. Для управления в канале крена управляющее усилие создается за счет прироста или снижения тяги на поворотных соплах 11, для крена на левый бок надо снизить тягу левого поворотного сопла 11 и увеличить тягу правого поворотного сопла 11, при этом суммарная тяга останется той же. В случае применения поворота тяги относительно оси ОХ для снижения вертикальной составляющей на поворотном сопле 11 возникает разворачивающий момент относительно оси OY, но в связи с тем, что величина момента инерции относительно оси OY значительно больше чем относительно оси ОХ этот режим управления тоже допустим. ; . Для управления в канале тангажа применяется модуляция тяги поворотных сопел 11 и 7, а также отклонение сопел и за счет этого снижение вертикальной составляющей тяги (поворотные сопла 11 при повороте струи под самолет,.или от самолета по направлению к консолям крыла 1).

С помощью данного режима появляется возможность управлять эффектом рециркуляции и фонтанным эффектом.

Для управления в канале рыскания применяется поворот сопел 11 на обоих консолях в одном направлении, за счет чего возникает разворачивающий момент.

Для усиления эффекта поворота струи можно применять нижнюю створку 12.

ВФК-8 использует рабочий газ отбираемый от ПМД-6 и подаваемый по трубопроводу 16 в переднюю камеру 10.

Во время работы поворотных сопел 11 горизонтальное оперение 3 на взлете разворачивается в положение, при котором оно экранирует воздухозаборники ПМД-6 от попадания горячих газов.

В случае двухдвигательной схемы самолета в каналы управления по курсу и рысканию включаются поворотные сопла 7.

В крейсерском полете шасси 5 находится в убранном положении, поворотное сопло 7 открыто, а поворотное сопло 11 находится в исходном положении и снизу закрыто нижней створкой 12, при этом выполняя функции обтекателя гондолы 9. Распределительная заслонка 15 при этом закрывает переднюю камеру 10, а задняя камера 13 работает либо в режиме форсажа, либо в бесфорсажном режиме.

Тяга сопел 7 и 14 используется при маневрировании (создание непосредственного управления боковой и подъемной силой), балансировке самолета и т.д., работая совместно с аэродинамическими поверхностями и органами управления.

Интеграция элементов силовой установки и планера, повышение несущих свойств самолета и т.д. позволяет реализовать сверхзвуковые режимы полета.

При посадке устройство работает аналогично взлетному режиму. После выпуска шасси самолет выполняет посадку.

Взлет и посадка реализуются как в вертикальном режиме, так и в ультракоротком, коротком и обычном. Это достигается разными углами отклонения поворотных сопел 7 и 11, а также различными вариантами ис0

5

0

5

0

5

0

5

0

5

пользования сопел 11 и 14 при совместной работе с поворотным соплом 7.

Изменение взлетно-посадочных режимов позволяет варьировать полезной нагрузкой или запасом топлива. С увеличением длины разбега масса полезной нагрузки увеличивается.

По сравнению с прототипом, выполнение ВФК в виде двух агрегатов расположенных на крыле и состоящих из двух камер, позволяет сократить вес конструкции и занимаемый объем за счет: совмещения функций струйной системы управления и сопловой установки: освобождения полезного объема в носовой части фюзеляжа; сокращения длины фюзеляжа и моментов инерции самолета, снижения потерь на балансировку; уменьшения габаритов и веса ПМД, разгрузки крыла благодаря весу гондол, повышения несущих свойств планера (эффект суперциркуляции); выполнения требований Правила площадей, а следовательно, снижения волнового сопротивления самолета.

Компоновка СВ/УВП начинается с размещения силовой установки из условия прохождения вектора тяги через центр масс самолета.

Из-за значительных размеров (объем силовой установки равен 30% объема самолета) и веса (вес равен 23% от взлетного веса самолета).

Как правило, значительная часть компоновочного поля в районе центра масс занята агрегатами силовой установки. Требования по компоновке основных стоек шасси, центроплана, крыла, топливных баков, некоторых отсеков оборудования, требующих размещения в центре масс самолета, заставляет увеличивать мидель фюзеляжа СВ/УВП. Типичным примером являются самолеты семейства Харриеров. Увеличение миделя фюзеляжа СВ/УВП приводит к значительным аэродинамическим потерям, что не позволяет современным СВ/УВП летать на сверхзвуковых режимах полета.

В то же время, разнесение агрегатов, обладающих большим удельным весом, таких как двигатели, топливо, стойки шасси, на значительные расстояния от центра масс увеличивает моменты инерции самолета, а согласно формуле для величины управляющего момента относительно трех осей координат

MXYZ XYZ exYZ pXYZ |XYZ,

где IXYZ - момент инерции СВ/УВП;

ЈXYZ потребное угловое ускорение;

PXYZ - тяга управляющего руля;

(XYZ - плечо от управляющего руля до центра масс самолета.

Потребная величина тяги управляющего руля зависит от плеча его расположения и от величины момента инерции.

Выполнение ВФК-8 в виде двух агрегатов, позволило разместить их на крыле-1, освободив при этом объем впереди штанов воздушного канала ПМД-6, а следова- тельно, появляется возможность уменьшить момент инерции носовой части фюзеляжа относительно осей OZ и OY. В то же время, наличие задних камер ВФК-13, работающих на рабочем теле, отбираемом от второго контура ПМД-б, причем длина задних камер ВФК-13 по конструктивным соображениям короче длины ПМД, срез сопла которого совпадал бы со срезом сопла второго контура, позволяет уменьшить занимаемый в фюзеляжа ПМД-6 объем и рас- положить в нем потребные агрегаты, компоновка которых также тяготеет к центру масс самолета.

Уменьшение длины фюзеляжа, а следовательно, и моментов инерции самолета относительно осей OY и OZ позволяет уменьшить тягу в рулях управления на доэ- волютивных режимах полета.

Снижение тяги в рулях струйной системы управления на доэволютивных режимах позволяет уменьшить величину отбора ра- бочего тела от ПМД, а следовательно и ве- личину потерь тяги ПМД, которая превышает величину отбора рабочего тела от ПМД.

Расположение сопел 11 и 7 на значительном расстоянии от центра масс СВ/УВП позволило применить на однодви- гательном по ПМД самолете газодинамиче- скую и векторную модуляции для управления по всем трем каналам тангажа, курса и крена.

Управляющее усилие на руле управления действует незначительное время, поэтому потери носят по времени локальный характер и несоизмеримы с потерями сило- оой установки, связанными с отбором в газодинамическую струйную систему управления.

Газодинамическая модуляция перево- дит управляющее усилие в запас по тяге и связана также с экономией топлива. Отказ от газодинамической системы управления позволил сэкономить вес и объем, которые

0

0 5

0

5

с

Q

5

0

требовались бы на прокладку трубопроводов в крыле (в зоне максимальных строительных толщин) и фюзеляже.

Снижение потерь силовой установки на режимах взлета позволяет снизить размерность и массу двигателя. Объем силовой установки пропорционален нулевой стартовой тяге в степени 3/2, а масса силовой установки пропорциональна нулевой стартовой тяге.

Снижение массы конструкции достигается за счет уменьшения габаритов самолета, обеспечения возможности компоновки тяжелых агрегатов ближе к центру самолета и может быть оценено согласно метода градиентов взлетной массы. Там же приведены весовые эквиваленты аэродинамических характеристик, об улучшении которых говорится выше, которые позволяют так же судить о снижении массы планера самолета.

Вынесение ВФК в гондолы на крыле, а также компоновка поворотного сопла 7 в хвосте фюзеляжа позволяют снизить массу конструкции фюзеляжа за счет исключения вырезов под агрегаты силовой установки. Особенности проектирования реактивных самолетов вертикального взлета и посадки и массу конструкции крыла за счет разгрузки массой гондолы 9 крыла 1.

Выполнение ВФК-8 в виде двух агрегатов, снабженных поворотными соплами увеличивает удельную массу на 0.012 кг/кг т и объем этих агрегатов. Суммарная величина потерь меньше величины выигрыша.

Приведенные выше доводы позволили авторам сделать вывод о сокращении веса конструкции и занимаемых объемов самолета.

Положительный эффект заключается в том, что за счет экономии веса и сокращения объемов увеличивается масса полезной нагрузки или дальность полета.

Формула изобретения

Самолет вертикального ультракороткого взлета и посадки, содержащий крыло, вертикальное оперение, горизонтальное оперение, шасси, фюзеляж, силовую установку, состоящую из подъемно-маршевых двигателей с поворотным соплом и выносной форсажной камерой, отличающий- с я тем, что, с целью повышения объемной и весовой эффективности самолета, выносная форсажная камера размещена в гондоле на крыле и содержит переднюю камеру с поворотным соплом и нижней поворотной

створкой, а также заднюю камеру с соплом, нижняя поворотная створка установлена на снабжена распределительной заслонкой, а поворотном сопле.

Изобретение относится к авиации, в частности к самолетам вертикального ультракороткого взлета и посадки. Цель изобретения - повышение объемной и весовой эффективности самолета. Самолет содержит крыло 1, фюзеляж 2, горизонтальное 3 и вертикальное оперения, шасси, силовую установку, состоящую из подъемно-маршевого двигателя 6 с поворотным соплом 7 и выносной форсажной камеры 8, расположенной в/ондоле 9 на крыле 1, Выносная форсажная камера 8 содержит переднюю камеру 10 с поворотным соплом 11 и нижней створкой и заднюю камеру 13 с соплом 14. Передняя и задняя камеры разделены распределительной заслонкой 15. Выносная форсажная камера 8 соединена с подъемно- маршевым двигателем трубопроводом 16. Поворот поворотного сопла 11 происходит по кольцевому подшипнику. В качестве привода использованы воздушный мотор и цепная передача. 4 ил.

Фиг.З

Фиг. 4