EA017692B1

EA017692B1 - Способ осуществления взлёта без разбега или посадки без пробега конвертоплана

Info

Publication number: EA017692B1
Application number: EA201100731A
Authority: EA
Inventors: Автандил Зурабович Хачапуридзе
Original assignee: Автандил Зурабович Хачапуридзе
Priority date: 2011-05-13
Filing date: 2011-05-13
Publication date: 2013-02-28
Also published as: EA201100731A1

Abstract

Изобретение относится к авиации, а именно к винтокрылым летательным аппаратам с поворотными тяговыми винтами, используемыми как подъёмные винты при взлёте и посадке. Способ осуществления взлёта без разбега или посадки без пробега конвертоплана с поворотными в вертикальной плоскости симметрии конвертоплана крыльями и хвостовым оперением, с установленными перед крыльями и закреплёнными на них вращающимися тянущими воздушными винтами выполняют следующим образом. Крылья и хвостовое оперение перед взлётом или посадкой поворачивают соответственно до взлётного или посадочного положения. В процессе взлёта или посадки крылья и хвостовое оперение синхронно поворачивают, постоянно удерживая их при этом в воздушном потоке, создаваемом вращающимися тянущими воздушными винтами. Балансировку и управление конвертоплана по тангажу и курсу в процессе взлёта или посадки осуществляют с помощью обдуваемого от вращающихся тянущих воздушных винтов хвостового оперения.

Description

Изобретение относится к авиации, а именно к винтокрылым летательным аппаратам с поворотными тяговыми винтами, используемыми как подъёмные винты при взлёте и посадке.

Сведения о предшествующем уровне техники

Интерес к аппаратам с вертикальным или укороченным взлётом/посадкой появился у компании Сапайап в 1956 году, а в 1963 году начались разработки, воплотившиеся в самолёте Сапайан СЬ-84. Он обладал традиционным фюзеляжем с местами для двух членов экипажа и внутренним отсеком для испытательного оборудования или для 12 солдат. Крылья были способны поворачиваться на угол до 100°, что обеспечивало возможность лететь не только вперёд, но и назад со скоростью 56 км/ч или зависать на месте. Были применены щитки Крюгера совместно с щелевыми закрылками, расположенными по всему размаху крыла, которые также могли использоваться дифференциально в качестве элеронов. При углах поворота до 30° стабилизатор поворачивался синхронно с крылом, что обеспечивалось внутренней связью, но при больших углах хвостовой стабилизатор возвращался к нулевому отклонению. На малых скоростях или в режиме зависания балансировка и управление конвертопланом осуществляются с помощью двух небольших пропеллеров, установленных на конце фюзеляжа.

Первый полёт с зависанием был выполнен 7 мая 1965 г. Аппарат набрал 145 полётных часов, прежде чем разбился 12 сентября 1967 г. Однако канадское Министерство обороны заказало три экземпляра улучшенного самолёта СЬ-84-1 (армейское обозначение в Канаде - СХ-84) с турбовинтовыми двигателями Ьусотшд БТС1К-4Л мощностью 1119 кВт вместо прежних мощностью 1044 кВт, которыми был оснащён опытный самолёт. Также была увеличена вместимость внутренних топливных баков и добавлены две точки внешней подвески.

Первый экземпляр СХ-84 поднялся в воздух 19 февраля 1970 г. В феврале 1972 г. самолёт совершил несколько посадок на корабль управления системы подводного наблюдения Гуам и был отправлен в Патуксент Ривер в июле 1973 г. для углублённых испытаний, но спустя месяц разбился. Эта программа была завершена на втором самолёте и включала морские испытания системы подводного наблюдения на борту корабля Гуадалканал в марте 1974 г.

В 1964 году после многочисленных исследований конструкторов, аэродинамиков и инженеровпрочнистов американская фирма НШег выпустила военно-транспортный летательный аппарат ХС-142А, оснащённый поворотным крылом размахом 20,6 м с предкрылками и закрылками, которые крепились к фюзеляжу на шарнирах. Синхронный механизм обеспечивал поворот крыла на угол до 106°. На крыле были размещены четыре турбовинтовых двигателя, развивавшие при взлёте мощность 2850 л.с. В горизонтальном полёте средние двигатели отключались. Особый прибор выдавал данные (в зависимости от угла установки крыла) для системы управления. В носовой части машины располагалась кабина пилотов, двухместная, с катапультируемыми креслами.

ХС-142А мог взлетать и производить посадку и по-самолётному, но в этом случае его взлётную массу приходилось увеличивать за счёт дополнительного запаса топлива.

Конвертоплан Ве11 У-22 Окргеу, сочетающий отдельные возможности самолёта и вертолёта, разрабатывался в США более 30 лет компаниями Воешд и Ве11 и находится на вооружении корпуса морской пехоты США и ВМС США. Летательный аппарат оснащён двумя двигателями ЛИБоп Т406, расположенными на концах крыла в гондолах, которые могут поворачиваться почти на 98°. Винты с тремя трапециевидными лопастями связаны между собой синхронизирующим валом, который проходит внутри крыла. Данный вал также обеспечивает возможность посадки летательного аппарата на одном двигателе. С целью уменьшения массы конструкции около 70% (5700 кг) аппарат выполнен из композитных материалов на основе угле- и стеклопластиков с эпоксидными связующими, что делает его на четверть легче металлического аналога.

В данных летательных аппаратах реализованы два основных способа (а также их комбинации) осуществления взлёта (посадки) конвертопланов самолётной схемы, оснащённых воздушными винтами, расположенными перед крылом путём поворота воздушных винтов на Ве11 У-22 Окргеу (Бэл У-22 Оспри, см. материалы из Википедии - свободной энциклопедии, Интернет, адрес: йНр://ги.^|к|реЙ1а.огд/^|к|/НУ-22) [1];

путём поворота крыла с воздушными винтами на ХС-142А (см. Интернет, адрес: Ы1р://ги1иЬе.гиЛгаск8/3157127.Ыт1) [2] и на Сапайап СЬ-84 (Канадаир СЛ-84, см. материалы из Википедии - свободной энциклопедии, Интернет, адрес: 1Шр://еп.\у|к|ре01а.огд/\у|к|/Сш1а0ай_СЬ-84) [3].

Оба указанных способа предполагают следующее:

взлёт (посадка) происходит путём превышения (уравнивания) общей силы тяги от воздушных винтов над общим весом конвертоплана;

балансировка и управление конвертопланом в продольном канале (по тангажу) на около нулевых и малых скоростях движения обеспечивается путём перемещения вектора силы тяги от каждого воздушного винта по плоскости его вращения, т. е. изменением циклического шага воздушного винта, как на Ве11 У-22 Озргеу [1], или путём изменения силы тяги от дополнительного воздушного винта, расположенного в хвостовой части конвертоплана, например, как на ХС-142А [2], или от двух дополнительных воздуш

- 1 017692 ных винтов, установленных на конце фюзеляжа в Сапаба1г СЬ-84 [3].

Оба вышеописанных способа (или их комбинации), взлёт и посадка конвертоплана с обеспечением балансировки и управления подобным путём, присущи вертолётам и их применение в конвертопланах самолётной схемы приводит к усложнению конструкции, увеличению его массы, а также к уменьшению общей надёжности и ресурсов соответствующих систем. Ввиду этих причин данные конвертопланы не в полной мере используют преимущества самолётной схемы по скорости и дальности полёта, а также по простоте, надёжности и ресурсам систем балансировки и управления.

Наиболее близким аналогом (прототипом) изобретения является способ осуществления взлёта без разбега или посадки без пробега конвертоплана [3] с поворотными в вертикальной плоскости симметрии конвертоплана крыльями и хвостовым оперением, с установленными перед крыльями и закрепленными на них вращающимися тянущими воздушными винтами, при котором осуществляют балансировку и управление конвертопланом по тангажу и курсу.

В известном способе [3] балансировку и управление конвертопланом по тангажу и курсу в процессе взлета и посадки осуществляют с помощью двух балансировочных винтов, расположенных на конце фюзеляжа, вертолётным способом.

К недостаткам прототипа относится сложность конструкции аппаратов, реализующих указанный способ, наличие на конце фюзеляжа балансировочных винтов приводит к увеличению массы конвертоплана, а также к уменьшению общей надёжности и ресурсов соответствующих систем.

Сущность изобретения

Предлагаемый способ обеспечивает взлёт и посадку, а также балансировку и управление конвертопланом самолётной схемы тем, что для создания на режимах его взлёта (посадки) необходимой суммарной силы, преимущественно направленной вертикально вверх и превышающей или равной общей массе конвертоплана, кроме непосредственной силы тяги от воздушных винтов, в значительной степени используют и подъёмную силу от крыла, создаваемую обдувкой крыла воздушным скоростным потоком от указанных воздушных винтов, а балансировка и управление конвертопланом в продольном канале по тангажу и курсу обеспечивается классическим самолётным хвостовым оперением, находящимся в зоне воздушного скоростного потока от указанных воздушных винтов на всех этапах взлёта, посадки и полёта конвертоплана.

Сущность изобретения состоит в том, что в способе осуществления взлёта без разбега или посадки без пробега конвертоплана с поворотными в вертикальной плоскости симметрии конвертоплана крыльями и хвостовым оперением, с установленными перед крыльями и закреплёнными на них вращающимися тянущими воздушными винтами, при котором осуществляют балансировку и управление конвертопланом по тангажу и курсу, крылья и хвостовое оперение перед взлётом или посадкой поворачивают соответственно до взлётного или посадочного положения, а в процессе взлёта или посадки крылья и хвостовое оперение синхронно поворачивают, постоянно удерживая их при этом в воздушном потоке, создаваемом вращающимися тянущими воздушными винтами, причём балансировку и управление конвертоплана по тангажу и курсу осуществляют с помощью обдуваемого от вращающихся тянущих воздушных винтов хвостового оперения.

Перечень фигур

Способ поясняется чертежами, на которых изображено:

на фиг. 1 - конвертоплан спереди (вид спереди);

на фиг. 2 - конвертоплан сбоку (вид сбоку);

на фиг. 3 - конвертоплан сверху (вид сверху);

на фиг. 4 - конвертоплан сбоку (вид сбоку) в процессе полёта;

на фиг. 5 - конвертоплан сбоку (вид сбоку) в процессе взлёта или посадки;

на фиг. 6 - конвертоплан сбоку (вид сбоку) в начале взлёта (без отрыва от земли).

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

Изобретение может быть реализовано с использованием следующей конструкции конвертоплана.

Конвертоплан содержит крылья 1, установленные в верхней части фюзеляжа 5, с классическими элементами механизации 2, с расположенными перед крыльями и закреплёнными на них двигателями 3 с воздушными винтами 4, установленными в верхней части фюзеляжа 5, с хвостовым оперением, состоящим из горизонтального оперения 6, например цельно-поворотного (ЦПГО), и вертикального оперения 7, например двухкилевого типа, с рулями направления 8.

Крыло с двигателями с воздушными винтами и хвостовое оперение конвертоплана имеют такое взаиморасположение, что при повороте крыла на некоторый угол, достаточный для получения необходимой для взлёта или посадки суммарной силы В, направленной преимущественно вертикально вверх (складывающейся из силы тяги от воздушных винтов X и из подъёмной силы Υ от крыла, возникающей вследствие обдувки крыла воздушным скоростным потоком от указанных воздушных винтов), при взлёте превышающей или равной общей массе конвертоплана, а при посадке - не превышающей общей массы конвертоплана, все элементы хвостового оперения на всех этапах, как взлёта, так и посадки, удерживаются в зоне воздушного скоростного потока от указанных воздушных винтов. Это даёт возможность обеспечить балансировку и управление конвертопланом по тангажу и курсу хвостовым оперением таким

- 2 017692 же способом, как это обычно делается в процессе полёта самолёта.

Техническим результатом способа является возможность использования более простой конструкции конвертоплана, имеющего меньший вес, а также за счёт отсутствия необходимости в дополнительных воздушных винтах, устанавливаемых на конце фюзеляжа, создающих дополнительное сопротивление движению конвертоплана в полёте, увеличение скоростных характеристик конвертоплана и дальность его полёта.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Способ осуществления взлёта без разбега или посадки без пробега конвертоплана с поворотными в вертикальной плоскости симметрии конвертоплана крыльями и хвостовым оперением, с установленными перед крыльями и закреплёнными на них вращающимися тянущими воздушными винтами, при котором осуществляют балансировку и управление конвертопланом по тангажу и курсу, отличающийся тем, что крылья и хвостовое оперение перед взлётом или посадкой поворачивают соответственно до взлётного или посадочного положения, а в процессе взлёта или посадки крылья и хвостовое оперение синхронно поворачивают, постоянно удерживая их при этом в воздушном потоке, создаваемом вращающимися тянущими воздушными винтами, причём балансировку и управление конвертоплана по тангажу и курсу осуществляют с помощью обдуваемого от вращающихся тянущих воздушных винтов хвостового оперения.