RU133808U1

RU133808U1 - COMBINED AIRCRAFT

Info

Publication number: RU133808U1
Application number: RU2013126301/11U
Authority: RU
Inventors: Александр Владимирович Котов; Сергей Иванович Симаков
Original assignee: Александр Владимирович Котов
Priority date: 2012-12-14
Filing date: 2013-05-30
Publication date: 2013-10-27

Abstract

1. Комбинированный самолет, состоящий из имеющего в продольном сечении профиль авиационного крыла несущего фюзеляжа, на котором закреплены два аэродинамических гребня, двухкилевое Т-образное оперение и вспомогательные поворотные крылья, сверху в носовой части фюзеляж имеет воздухозаборник, двигатели с вентиляторами, от которых отходит основной воздуховод, заканчивающийся основным соплом, перед которым установлен основной регулирующий клапан, в месте соединения основного воздуховода с расположенным под ним ресивером, из которого выходят: четыре стабилизирующих воздуховода, с возможностью регулирования площади поперечного сечения их входных отверстий, заканчивающиеся направленными вертикально вниз, расположенными равномерно по периметру фюзеляжа стабилизирующими соплами, а также два взлетно-посадочных воздуховода с расположенными в них взлетно-посадочными турбинами, заканчивающиеся расположенными по бортам фюзеляжа взлетно-посадочными соплами с управляемым вектором тяги; вокруг центра масс комбинированного самолета, внутри фюзеляжа, ближе к его периметру, расположен образованный замкнутыми внутренней стенкой и внешней стенкой открытый сверху и снизу кольцевой канал с верхней аэродинамической крышкой и нижней аэродинамической крышкой, состоящими из радиально расположенных створок в виде пластин, с возможностью регулируемого поворота их вокруг продольной оси по отдельным секторам верхней аэродинамической крышки и нижней аэродинамической крышки, при этом внутри кольцевого канала в горизонтальной плоскости, с общим с ним центром, выполнены с возможностью вращения фиксирующее кольцо и расп�1. Combined aircraft, consisting of a longitudinal section of the profile of the aircraft wing of the supporting fuselage, on which two aerodynamic ridges, a two-keeled T-tail and auxiliary rotary wings are fixed, has an air intake on top of the nose of the fuselage, engines with fans, from which the main air duct ending with the main nozzle, in front of which the main control valve is installed, at the junction of the main air duct with the receiver located under it, from which Dyat: four stabilizing air ducts, with the possibility of regulating the cross-sectional area of their inlet openings, ending in vertically downward directed stabilizing nozzles uniformly around the perimeter of the fuselage, and two take-off and landing air ducts with take-off and landing turbines located in them, ending on the sides of the fuselage take-off and landing nozzles with a controlled thrust vector; around the center of mass of the combined aircraft, inside the fuselage, closer to its perimeter, there is an annular channel formed by closed inner wall and outer wall with an upper aerodynamic cover and a lower aerodynamic cover, consisting of radially arranged wings in the form of plates, with the possibility of adjustable rotation them around the longitudinal axis in separate sectors of the upper aerodynamic cover and lower aerodynamic cover, while inside the annular channel in a horizontal plane bones, with a common center with it, are made with the possibility of rotation of the locking ring and

Description

МПК B64C 29/00, Комбинированный самолет относится к авиационной технике, в частности, к аппаратам вертикального взлета и посадки тяжелее воздуха.IPC B64C 29/00, Combined aircraft refers to aircraft, in particular, to vertical take-off and landing vehicles heavier than air.

Известен самолет вертикального взлета и посадки Як-38 (Жилин С, «Взлететь с пятачка» - «Популярная механика» №2, 2009, Москва), имеющий три турбореактивных двигателя, два подъемных и один подъемно-маршевый.The Yak-38 vertical take-off and landing aircraft is known (Zhilin S, “Take off from the heel” - “Popular Mechanics” No. 2, 2009, Moscow), which has three turbojet engines, two lift and one lift-march.

Недостатком данной конструкции является то, что для создания подъемной силы используется тяга турбореактивных двигателей, а такой способ требует очень большого расхода топлива, поэтому дальность полета Як-38, при использовании вертикального взлета, всего около 500 км.The disadvantage of this design is that the thrust of turbojet engines is used to create lift, and this method requires very high fuel consumption, so the flight range of the Yak-38, when using vertical take-off, is only about 500 km.

Известен летательный аппарат вертолет (Богданов Ю.С. «Конструкция вертолетов» - Москва: Машиностроение, 1990, стр.14), имеющий фюзеляж и несущий винт (винты), выполняющий одновременно функцию тянущего винта.Known aircraft helicopter (Bogdanov, Yu.S. "Design of helicopters" - Moscow: Engineering, 1990, p.14), having a fuselage and a rotor (screws), which simultaneously performs the function of a pulling rotor.

Недостатком этих летательных аппаратов является то, что на вертолетах любой схемы горизонтальный полет осуществляется благодаря наклону несущего винта (винтов) относительно горизонта. Для увеличения скорости требуется дополнительно наклонить ось несущего винта, а это приводит к увеличению аэродинамического сопротивления и появлению срыва потока с лопастей несущего винта, что значительно ограничивает скорость аппарата и увеличивает расход топлива. Кроме того, большой диаметр вращающихся с большой скоростью открытых винтов вертолета снижает надежность аппарата в режимах взлета, висения и посадки, вследствие угрозы зацепиться лопастями за деревья, провода или другие мало заметные препятствия, что является одной из наиболее частых причин аварий.The disadvantage of these aircraft is that on helicopters of any design, horizontal flight is carried out due to the inclination of the rotor (s) relative to the horizon. To increase the speed it is necessary to additionally tilt the axis of the rotor, and this leads to an increase in aerodynamic drag and the appearance of a stall in the flow from the rotor blades, which significantly limits the speed of the apparatus and increases fuel consumption. In addition, the large diameter of the open helicopter rotors rotating at high speed reduces the reliability of the device in take-off, hover and landing modes, due to the threat of the blades catching on trees, wires or other little noticeable obstacles, which is one of the most common causes of accidents.

Известен летательный аппарат конвертоплан V-22 Osprey (Джо Паппалардо, «Конвертоплан Osprey: дорог, ненадежен, востребован» -«Популярная механика» №7, 2012, Москва), имеющий самолетный фюзеляж и крылья, на концах которых в поворотных гондолах расположены двигатели с самолетными винтами большого диаметра. При вертикальном положении гондол конвертоплан осуществляет вертикальный взлет и посадку. Для обеспечения горизонтального полета гондолы постепенно поворачиваются в горизонтальное положение.Known is the V-22 Osprey convertiplane aircraft (Joe Pappalardo, “The Osprey Turntopplane: expensive, unreliable, in demand” - “Popular Mechanics” No. 7, 2012, Moscow), which has an airplane fuselage and wings, at the ends of which there are engines with large diameter aircraft propellers. With the vertical position of the nacelles, the tiltrotor carries out vertical take-off and landing. To ensure horizontal flight, the nacelles are gradually rotated to a horizontal position.

Недостатками конструкции конвертоплана являются малая дальность полета, вследствие большого расхода топлива в режимах взлета и посадки, обусловленного выбранным способом создания необходимой подъемной силы: с помощью тяги несущих винтов, превышающей вес данного аппарата, за счет отбрасывания с большой скоростью воздуха, то есть, по сути, реактивным. Такой способ требует большого избытка мощности двигателей, сверх необходимой для обеспечения расчетной для данного аппарата скорости горизонтального полета. Кроме того, большой диаметр открытых винтов конвертоплана, снижает надежность аппарата в режимах взлета и посадки, вследствие угрозы зацепиться лопастями за деревья, провода или другие мало заметные препятствия.The drawbacks of the tiltrotor design are the short flight range, due to the high fuel consumption in take-off and landing modes, due to the chosen method of creating the necessary lifting force: by means of the thrust of the rotors exceeding the weight of this unit, due to dropping at a high air speed, that is, in fact reactive. This method requires a large excess of engine power, in excess of the necessary to ensure the horizontal flight speed calculated for this apparatus. In addition, the large diameter of the open convertiplane propellers reduces the reliability of the device in take-off and landing modes, due to the threat of the blades catching on trees, wires or other little noticeable obstacles.

Известен винтокрыл Ка-22 (Бирюлин В. И., «Винтокрыл Ка-22» - «Крылья Родины» №8, 1980, Москва), представляющий собой гибрид самолета и вертолета, имеющий самолетный фюзеляж и крылья с установленными на их концах двигателями с несущими вертолетными и тянущими самолетными винтами. У винтокрыла подъемная сила в режимах взлета, висения и посадки создается несущими вертолетными винтами, а в горизонтальном полете в основном обычными самолетными крыльями с помощью тянущих самолетных винтов, при больших скоростях полета на них передавалась вся мощность двигателей.Known rotorcraft Ka-22 (Biryulin V.I., “Rotorcraft Ka-22” - “Wings of the Motherland” No. 8, 1980, Moscow), which is a hybrid of an airplane and a helicopter, having an airplane fuselage and wings with engines mounted at their ends with bearing helicopter and pulling aircraft propellers. In a rotorcraft, the lifting force in take-off, hover and landing modes is created by rotor helicopters, and in horizontal flight, mainly by ordinary airplane wings with the help of pulling airplane propellers, at high speeds, all engine power was transmitted to them.

Конструкция винтокрыла имеет ряд основных недостатков. Во-первых, так как величина подъемной силы, создаваемой авиационным крылом на единицу своей площади, при сохранении прочих равных условий, прямо пропорциональна относительной толщине его профиля, то малая относительная толщина профиля лопастей несущего вертолетного винта, обусловленная необходимостью снижения их лобового сопротивления в горизонтальном полете, требует для создания достаточной подъемной силы придания им намного большей скорости, чем крыльям обычного самолета, а значит большей чем у него мощности двигателя, что в режимах взлета, висения и посадки значительно повышает расход топлива, существенно уменьшая дальность полета. Во-вторых, в горизонтальном полете открытые несущие винты значительно ограничивают скорость винтокрыла, как и вертолетов. В-третьих, вращающиеся с большой скоростью открытые винты винтокрыла, как и вертолетов, снижают надежность аппарата в режимах взлета, висения и посадки, вследствие угрозы зацепиться лопастями за деревья, провода или другие мало заметные препятствия.The design of the rotorcraft has a number of main disadvantages. Firstly, since the magnitude of the lifting force created by the aviation wing per unit of its area, while maintaining other equal conditions, is directly proportional to the relative thickness of its profile, the small relative thickness of the profile of the rotor blades of the rotor, due to the need to reduce their drag in horizontal flight , to create a sufficient lifting force, it gives them much greater speed than the wings of a conventional aircraft, and therefore more than their engine power, which is in mode x take-off, hovering and landing significantly increases fuel consumption, significantly reducing flight range. Secondly, in horizontal flight, open rotors significantly limit the speed of the rotorcraft, as well as helicopters. Thirdly, open rotorcraft rotors, like helicopters, rotating with great speed, reduce the reliability of the device in take-off, hovering and landing modes, due to the threat of the blades catching on trees, wires or other little noticeable obstacles.

Технической задачей, на решение которой направлена полезная модель, является создание летательного аппарата тяжелее воздуха с вертикальным взлетом и посадкой, имеющего:The technical problem to which the utility model is directed is to create an aircraft heavier than air with vertical take-off and landing, having:

- по сравнению с существующими самолетами вертикального взлета и посадки большую экономичность в режимах взлета, висения и посадки, а также большую дальность горизонтального полета;- in comparison with existing vertical take-off and landing airplanes, greater profitability in take-off, hovering and landing modes, as well as a greater horizontal flight range;

- по сравнению с конвертопланами большую безопасность и экономичность в режимах взлета и посадки, а также большую дальность в режиме горизонтального полета;- in comparison with convertiplanes, greater safety and profitability in take-off and landing modes, as well as a greater range in horizontal flight mode;

- по сравнению с винтокрылами и вертолетами большую безопасность и экономичность в режимах взлета, висения и посадки, а также большую скорость и дальность в режиме горизонтального полета.- in comparison with rotorcraft and helicopters, greater safety and efficiency in take-off, hover and landing modes, as well as greater speed and range in horizontal flight mode.

Поставленная задача решается тем, что комбинированный самолет состоящий из имеющего в продольном сечении профиль авиационного крыла несущего фюзеляжа, на котором закреплены два аэродинамических гребня, двухкилевое T-образное оперение и вспомогательные поворотные крылья, сверху в носовой части фюзеляжа имеет воздухозаборник, двигатели с вентиляторами, от которых отходит основной воздуховод, заканчивающийся основным соплом, перед которым, в месте соединения основного воздуховода с расположенным под ним ресивером, установлен основной регулирующий клапан с возможностью регулируемого изменения его положения от полного перекрытия основного воздуховода и открытия ресивера, до полного открытия основного воздуховода и полного закрытия ресивера, из которого выходят: четыре стабилизирующих воздуховода, с возможностью регулирования площади поперечного сечения их входных отверстий, заканчивающиеся направленными вертикально вниз расположенными равномерно по периметру фюзеляжа стабилизирующими соплами, а также два взлетно-посадочных воздуховода, с расположенными в них взлетно-посадочными турбинами, заканчивающиеся расположенными по бортам фюзеляжа взлетно-посадочными соплами с управляемым вектором тяги; вокруг центра масс комбинированного самолета, внутри фюзеляжа, ближе к его периметру, расположен образованный замкнутыми внутренней стенкой и внешней стенкой открытый сверху и снизу кольцевой канал с верхней аэродинамической крышкой и нижней аэродинамической крышкой, состоящими из радиально расположенных створок в виде пластин, с возможностью регулируемого поворота их вокруг продольной оси по отдельным секторам верхней аэродинамической крышки и нижней аэродинамической крышки, при этом внутри кольцевого канала в горизонтальной плоскости, с общим с ним центром, выполнены с возможностью вращения фиксирующее кольцо и расположенное внутри него приводное кольцо, между которыми размещен ряд взлетно-посадочных крыльев, радиально прикрепленных к ним своими концами, причем взлетно-посадочные крылья имеют на своих концах направленные вверх шасси, упирающиеся снизу в расположенные в горизонтальной плоскости на всю длину внутренней стенки и внешней стенки замкнутые в кольца взлетно-посадочные стрингеры, выполняющие функцию взлетно-посадочной полосы, при этом взлетно-посадочные крылья имеют на своих внешних концах еще и горизонтальные шасси, упирающиеся в расположенный в горизонтальной плоскости направляющий желоб на внешней стенке; приводное кольцо в сечении имеет форму уголка, к вертикальной части которого крепятся взлетно-посадочные крылья, а горизонтальная часть, направленная к центру, свободно, без контакта, входит в расположенный в горизонтальной плоскости приводной желоб на внутренней стенке, через окна в котором имеет кинематическую связь с расположенными за пределами кольцевого канала опорными роликами, а также с имеющими кинематическую связь с взлетно-посадочными турбинами приводными колесами, посредством прижимных роликов, расположенных над ними.The problem is solved in that the combined aircraft consisting of a longitudinal section of the aircraft wing profile of the supporting fuselage, on which two aerodynamic ridges are mounted, a two-keel T-tail and auxiliary rotary wings, has an air intake on top of the fuselage nose, engines with fans, from which the main duct leaves, ending with the main nozzle, in front of which, at the junction of the main duct with the receiver located below it, the main an regulating valve with the possibility of controlled change of its position from the complete overlap of the main duct and the opening of the receiver, to the complete opening of the main duct and the complete closure of the receiver, from which there are: four stabilizing ducts, with the possibility of regulating the cross-sectional area of their inlet openings, ending in vertically oriented uniformly around the perimeter of the fuselage with stabilizing nozzles, as well as two take-off and landing air ducts, with aircraft landing turbines ending disposed on the sides of the fuselage takeoff and landing nozzles with thrust vector control; around the center of mass of the combined aircraft, inside the fuselage, closer to its perimeter, there is an annular channel formed by closed inner wall and outer wall with an upper aerodynamic cover and a lower aerodynamic cover, consisting of radially arranged wings in the form of plates, with the possibility of adjustable rotation them around the longitudinal axis in separate sectors of the upper aerodynamic cover and lower aerodynamic cover, while inside the annular channel in a horizontal plane the bones, with a common center with it, are made rotatable by the locking ring and the drive ring located inside it, between which there is a series of take-off and landing wings radially attached to them with their ends, and the take-off and landing wings have upward-pointing landing gear at their ends, abutting from the bottom in a horizontal plane along the entire length of the inner wall and the outer wall of the runways, which are closed in rings, that serve as the runway, while the runway Meth wings have at their outer ends and another horizontal chassis disposed in abutting horizontal guide groove in the outer wall; the drive ring in cross section has the shape of a corner, to the vertical part of which take-off and landing wings are attached, and the horizontal part directed to the center, freely, without contact, enters the drive chute located on the horizontal plane on the inner wall, through which it has a kinematic connection with supporting rollers located outside the annular channel, as well as with drive wheels kinematically connected to take-off and landing turbines, by means of pressure rollers located above them.

Кроме того, для уменьшения диаметра кольцевого канала и упрощения задачи парирования реактивного момента от взлетно-посадочных крыльев, ниже первого ряда взлетно-посадочных крыльев в горизонтальной плоскости может быть выполнен направленный навстречу ему второй ряд взлетно-посадочных крыльев, размещенных между выполненными с возможностью вращения вторым фиксирующим кольцом и расположенным внутри него вторым приводным кольцом, и радиально прикрепленных к ним своими концами, при этом во втором ряду взлетно-посадочные крылья также имеют на своих концах направленные вверх шасси, упирающиеся снизу в расположенные в горизонтальной плоскости на всю длину внутренней стенки и внешней стенки замкнутые в кольца вторые взлетно-посадочные стрингеры, выполняющие функцию взлетно-посадочной полосы, также имеют на своих внешних концах еще и горизонтальные шасси, упирающиеся в расположенный в горизонтальной плоскости второй направляющий желоб на внешней стенке, горизонтальная часть второго приводного кольца, направленная к центру, также свободно, без контакта входит во второй приводной желоб на внутренней стенке, через окна в котором имеет кинематическую связь с расположенными за пределами кольцевого канала вторым рядом опорных роликов, а также с теми же, что и первое приводное кольцо, имеющими кинематическую связь с взлетно-посадочными турбинами приводными колесами, посредством вторых прижимных роликов, расположенных под ними.In addition, to reduce the diameter of the annular channel and simplify the task of counteracting the reactive moment from the take-off and landing wings, below the first row of the take-off and landing wings in the horizontal plane, a second row of take-off-wings placed between the second rotatable wings can be made towards it a fixing ring and a second drive ring located inside it, and radially attached to them with their ends, while in the second row the take-off and landing wings also have at their ends, upward landing gears, resting against the bottom in a horizontal plane along the entire length of the inner wall and outer wall, the second take-off and landing stringers, which serve as the runway, are also ring-locked, also have horizontal landing gears at their outer ends, abutting in the horizontal plane of the second guide groove on the outer wall, the horizontal part of the second drive ring directed towards the center also freely enters the second section without contact the source chute on the inner wall through which it has kinematic connection with the second row of support rollers located outside the annular channel, as well as the same as the first drive ring, which have kinematic connection with the take-off and landing turbines by means of second clamping wheels rollers located under them.

Такая конструкция комбинированного самолета позволяет снизить расход топлива в режимах взлета, висения и посадки за счет использования наиболее экономичного способа получения подъемной силы для летательных аппаратов тяжелее воздуха: создания разности давления на нижней и верхней поверхностях авиационного крыла при обтекании их воздушным потоком с разной скоростью. Наиболее экономичный взлет имеет самолет, использующий разбег по взлетно-посадочной полосе. Обычный самолет разгоняется целиком. Комбинированный самолет сначала разгоняет только взлетно-посадочные крылья до набора им нужной высоты, а только после этого весь аппарат. Причем комбинированный самолет использует в качестве взлетно-посадочной полосы элементы своей конструкции - взлетно-посадочные стрингеры. При этом взлетно-посадочные крылья имеют оптимальный профиль и относительную толщину именно для режимов взлета, висения и посадки. В результате, комбинированный самолет может увеличить дальность полета за счет топлива, сэкономленного на указанных выше режимах, а также скорость в режиме горизонтального полета за счет того, что взлетно-посадочные крылья скрыты в фюзеляже и не создают дополнительного аэродинамического сопротивления. Кроме того, повышается безопасность летательного аппарата в режимах взлета, висения и посадки, поскольку взлетно-посадочные крылья скрыты в фюзеляже, то они защищены от опасности зацепиться за мало заметные препятствия.This design of a combined aircraft allows reducing fuel consumption in take-off, hovering and landing modes by using the most economical way to obtain lift for aircraft heavier than air: creating a pressure difference on the lower and upper surfaces of the aircraft wing when they are flown around by air at different speeds. The most economical take-off is an airplane that uses take-off runway take-off. An ordinary airplane accelerates entirely. A combined aircraft first accelerates only the take-off and landing wings to gain the desired height, and only after that the whole device. Moreover, the combined aircraft uses as its runway elements of its design - take-off and landing stringers. At the same time, the take-off and landing wings have an optimal profile and relative thickness specifically for the take-off, hover and landing modes. As a result, a combined aircraft can increase flight range due to fuel saved in the above modes, as well as speed in horizontal flight mode due to the fact that the take-off and landing wings are hidden in the fuselage and do not create additional aerodynamic drag. In addition, the safety of the aircraft in take-off, hover and landing modes is increased, since the take-off and landing wings are hidden in the fuselage, they are protected from the danger of catching on little noticeable obstacles.

На Фигуре 1 схематично изображен комбинированный самолет, вид сбоку в разрезе.The Figure 1 schematically shows a combined aircraft, a side view in section.

На Фигуре 2 изображен комбинированный самолет, вид сверху.The Figure 2 shows a combined aircraft, a top view.

На Фигуре 3 изображен в увеличенном масштабе поперечный разрез кольцевого канала.Figure 3 shows, on an enlarged scale, a transverse section through an annular channel.

На Фигуре 4 изображен в увеличенном масштабе продольный вертикальный разрез участка кольцевого канала, вид со стороны внешней стенки.The Figure 4 shows on an enlarged scale a longitudinal vertical section of a portion of the annular channel, a view from the side of the outer wall.

На Фигуре 5 изображен в увеличенном масштабе продольный вертикальный разрез участка кольцевого канала, вид со стороны внешней стенки, в варианте с двумя рядами взлетно-посадочных крыльев.The Figure 5 shows on an enlarged scale a longitudinal vertical section of a portion of the annular channel, a view from the side of the outer wall, in an embodiment with two rows of take-off and landing wings.

Где:Where:

1 - фюзеляж;1 - fuselage;

2 - двигатель с вентилятором;2 - engine with fan;

3 - взлетно-посадочное крыло;3 - take-off and landing wing;

4 - двухкилевое T-образное оперение;4 - two-keel T-shaped plumage;

5 - поворотное вспомогательное крыло;5 - rotary auxiliary wing;

6 - аэродинамический гребень;6 - aerodynamic ridge;

7 - основное шасси;7 - the main chassis;

8 - воздухозаборник;8 - air intake;

9 - основной воздуховод;9 - the main duct;

10 - основное сопло;10 - the main nozzle;

11 - основной регулирующий клапан;11 - the main control valve;

12 - ресивер;12 - receiver;

13 - стабилизирующий воздуховод;13 - stabilizing duct;

14 - стабилизирующий клапан;14 - stabilizing valve;

15 - стабилизирующее сопло;15 - stabilizing nozzle;

16 - взлетно-посадочный воздуховод;16 - take-off and landing air duct;

17 - взлетно-посадочная турбина;17 - take-off and landing turbine;

18 - взлетно-посадочное сопло;18 - take-off and landing nozzle;

19 - кольцевой канал;19 - an annular channel;

20 - внутренняя стенка;20 - the inner wall;

21 - внешняя стенка;21 - the outer wall;

22 - верхняя аэродинамическая крышка;22 - upper aerodynamic cover;

23 - нижняя аэродинамическая крышка;23 - lower aerodynamic cover;

24 - фиксирующее кольцо;24 - a fixing ring;

25 - приводное кольцо;25 - a driving ring;

26 - вертикальное шасси;26 - vertical chassis;

27 - взлетно-посадочный стрингер;27 - take-off and landing stringer;

28 - горизонтальное шасси;28 - horizontal chassis;

29 - направляющий желоб;29 - a directing trench;

30 - приводной желоб;30 - drive trough;

31 - окно;31 - window;

32 - опорный ролик;32 - reference roller;

33 - приводное колесо;33 - a driving wheel;

34 - прижимной ролик.34 - pinch roller.

Комбинированный самолет состоит из следующих основных элементов: фюзеляжа 1, двигателей с вентиляторами 2, взлетно-посадочных крыльев 3, двухкилевого T-образного оперения 4, поворотных вспомогательных крыльев 5.Combined aircraft consists of the following main elements: fuselage 1, engines with fans 2, take-off and landing wings 3, twin-winged T-tail 4, rotary auxiliary wings 5.

Фюзеляж 1 имеет в продольном сечении профиль авиационного крыла, предназначен для создания подъемной силы в режиме горизонтального полета, а также размещения и крепления всех составных частей комбинированного самолета, на нем имеются два аэродинамических гребня 6, предназначенные для предотвращения срыва воздушного потока, снизу установлено основное шасси 7.The fuselage 1 has a longitudinal section of the profile of the aircraft wing, designed to create lift in horizontal flight mode, as well as to place and fasten all components of the combined aircraft, it has two aerodynamic ridges 6 designed to prevent air flow stall, the main landing gear is installed below 7.

Двигатели с вентиляторами 2, предназначенные для создания тяги, обеспечивающей все режимы полета комбинированного самолета, вместе с воздухозаборником 8 расположены сверху в носовой части фюзеляжа 1, от них отходит основной воздуховод 9, заканчивающийся основным соплом 10. Перед основным соплом 10 в основном воздуховоде 9 установлен основной регулирующий клапан 11, предназначенный для перераспределения воздушного потока от двигателей с вентиляторами 2 между основным соплом 10 и расположенным под основным воздуховодом 9 ресивером 12, из которого выходят: четыре стабилизирующих воздуховода 13, с установленными на них предназначенными для регулирования воздушного потока стабилизирующими клапанами 14, известными из уровня техники (Жилин С, «Взлететь с пятачка» - «Популярная механика» №2, 2009, Москва), и заканчиваются размещенными равномерно по периметру фюзеляжа 1 направленными вертикально вниз стабилизирующими соплами 15, предназначенными для управления комбинированным самолетом по крену и тангажу в режимах взлета, висения и посадки; а также два взлетно-посадочных воздуховода 16, с расположенными в них взлетно-посадочными турбинами 17, заканчивающиеся взлетно-посадочными соплами 18 с управляемым вектором тяги, предназначенные для горизонтального перемещения и управления комбинированным самолетом по курсу в режимах взлета, висения и посадки, в том числе для парирования реактивного момента от взлетно-посадочных крыльев.Engines with fans 2, designed to create thrust that provides all flight modes of the combined aircraft, together with the air intake 8 are located on top of the nose of the fuselage 1, the main duct 9, ending with the main nozzle 10, leaves them in front of the main nozzle 10 in the main duct 9 the main control valve 11, designed to redistribute the air flow from engines with fans 2 between the main nozzle 10 and the receiver 12 located under the main air duct 9, of which go: four stabilizing air ducts 13, with stabilizing valves 14 installed on them for regulating the air flow, known from the prior art (Zhilin S, “Take Off from the Piglet” - “Popular Mechanics” No. 2, 2009, Moscow), and end up located uniformly along the perimeter of the fuselage 1, stabilizing nozzles 15 directed vertically downward, designed to control the combined aircraft in roll and pitch in take-off, hover and landing modes; as well as two take-off and landing air ducts 16, with take-off and landing turbines 17 located therein, ending with take-off and landing nozzles 18 with a controlled thrust vector, designed for horizontal movement and control of the combined aircraft along the course in take-off, hover and landing modes, including the number for fending off the reactive moment from the take-off and landing wings.

Взлетно-посадочные крылья 3, предназначенные для создания подъемной силы в режимах взлета, висения и посадки, имеющие для указанных режимов полета оптимальный профиль и относительную толщину, находятся внутри фюзеляжа 1 в расположенном вокруг центра масс комбинированного самолета, ближе к его периметру, открытом сверху и снизу кольцевом канале 19, образованном замкнутыми в кольца внутренней стенкой 20 и внешней стенкой 21, имеющем верхнюю аэродинамическую крышку 22 и нижнюю аэродинамическую крышку 23, которые состоят из радиально расположенных створок в виде пластин, с возможностью регулируемого поворота их вокруг продольной оси по отдельным секторам верхней аэродинамической крышки 22 и нижней аэродинамической крышки 23. Внутри кольцевого канала 19 в горизонтальной плоскости, с общим с ним центром, выполнены с возможностью вращения фиксирующее кольцо 24, предназначенное для сохранения нужного расстояния между взлетно-посадочными крыльями 3, и расположенное внутри него приводное кольцо 25, между которыми расположен ряд взлетно-посадочных крыльев 3, радиально прикрепленных к ним своими концами.Take-off and landing wings 3, designed to create lift in take-off, hover and landing modes, having an optimal profile and relative thickness for the indicated flight modes, are located inside the fuselage 1 in the combined aircraft located around the center of mass, closer to its perimeter, open from above and from below the annular channel 19, formed by the inner wall 20 closed into the rings and the outer wall 21, having an upper aerodynamic cover 22 and a lower aerodynamic cover 23, which consist of a radially arranged sash in the form of plates, with the possibility of their adjustable rotation around the longitudinal axis in individual sectors of the upper aerodynamic cover 22 and the lower aerodynamic cover 23. Inside the annular channel 19 in the horizontal plane, with a common center with it, rotatable locking ring 24, designed to maintain the desired distance between the take-off and landing wings 3, and the drive ring 25 located inside it, between which there is a series of take-off and wings 3, radially attached to neither their ends.

При этом взлетно-посадочные крылья 3 имеют на своих концах направленные вверх вертикальные шасси 26, упирающиеся снизу в расположенные в горизонтальной плоскости на всю длину внутренней стенки 20 и внешней стенки 21 замкнутые в кольца взлетно-посадочные стрингеры 27, выполняющие функцию взлетно-посадочной полосы. Кроме того, взлетно-посадочные крылья 3 имеют на своих внешних концах еще и горизонтальные шасси 28, предназначенные для уменьшения деформаций приводного кольца 25 под действием центробежной силы, и упирающиеся в направляющий желоб 29, расположенный в горизонтальной плоскости на внешней стенке 21 и предназначенный для удержания ряда взлетно-посадочных крыльев в горизонтальной плоскости.At the same time, the take-off and landing wings 3 have at their ends upward landing gears 26, which abut from below in the horizontal position of the entire length of the inner wall 20 and the outer wall 21, the take-off and landing stringers 27 closed in rings, which serve as the runway. In addition, the take-off and landing wings 3 also have horizontal chassis 28 at their outer ends, designed to reduce the deformation of the drive ring 25 under the action of centrifugal force, and abut against the guide groove 29 located in a horizontal plane on the outer wall 21 and designed to hold row of take-off and landing wings in the horizontal plane.

Приводное кольцо 25, в сечении имеет форму уголка, к вертикальной части которого крепятся взлетно-посадочные крылья 3, а горизонтальная часть, направленная к центру, свободно, без контакта, входит в приводной желоб 30, расположенный в горизонтальной плоскости на внутренней стенке 20, через окна 31 в котором имеет кинематическую связь с находящимися за пределами кольцевого канала 19 опорными роликами 32, приводными колесами 33 и прижимными роликами 34. Приводные колеса 33 имеют с взлетно-посадочной турбиной 17 кинематическую связь, которая, в зависимости от назначения и тактико-технических характеристик комбинированного самолета, может быть прямой, посредством общего вала, или через редуктор.The drive ring 25, in cross section, has the shape of a corner, to the vertical part of which take-off and landing wings 3 are attached, and the horizontal part directed to the center, freely, without contact, enters the drive chute 30 located in a horizontal plane on the inner wall 20, through a window 31 in which it has a kinematic connection with support rollers 32 located outside the annular channel 19, drive wheels 33 and pressure rollers 34. The drive wheels 33 have a kinematic connection with the take-off and turbine 17, which, depending STI on the purpose and performance characteristics of composite aircraft may be direct, via a common shaft or via a reduction gear.

Двухкилевое T-образное оперение 4, предназначенное для управления комбинированным самолетом по крену, тангажу и курсу в режиме горизонтального полета расположено в хвостовой части фюзеляжа 1.Two-keel T-shaped plumage 4, designed to control the combined aircraft roll, pitch and heading in horizontal flight mode is located in the rear of the fuselage 1.

Поворотные вспомогательные крылья 5, предназначенные для плавного перехода из режима висения в режим горизонтального полета и обратно, а также для увеличения высоты и дальности полета размещены по бортам фюзеляжа 1. Конструкция поворотных крыльев известна из современного уровня техники (Житомирский Г.И. «Конструкция самолетов» - Москва: Машиностроение, 2005, стр.123).Rotary auxiliary wings 5, designed for a smooth transition from hovering mode to horizontal flight mode and vice versa, as well as to increase flight altitude and range, are placed along the sides of the fuselage 1. The design of the rotary wings is known from the state of the art (Zhitomirsky G.I. “Aircraft Design "- Moscow: Engineering, 2005, p. 123).

Комбинированный самолет может работать в четырех режимах: взлет, висение, горизонтальный полет, посадка.Combined aircraft can operate in four modes: take-off, hover, horizontal flight, landing.

Комбинированный самолет работает следующим образом.Combined aircraft operates as follows.

В режиме взлета открыты верхняя аэродинамическая крышка 22 и нижняя аэродинамическая крышка 23. Основной регулирующий клапан 11 находится в крайнем верхнем положении. Поэтому при запуске двигателей с вентиляторами 2 весь поток воздуха от них направляется в ресивер 12. Откуда регулируемая стабилизирующими клапанами 14, часть воздушного потока проходя по каждому конкретному стабилизирующему воздуховоду 13 истекает через соответствующие стабилизирующие сопла 15, создавая необходимую тягу для управления комбинированным самолетом по крену и тангажу в режимах взлета, висения и посадки. Другая часть воздушного потока по взлетно-посадочным воздуховодам 16, проходя через взлетно-посадочные турбины 17, раскручивает их и истекает через взлетно-посадочные сопла 18, тяга которых используется для управления комбинированным самолетом в указанном режиме по курсу, в том числе парирования реактивного момента от взлетно-посадочных крыльев 3, а также перемещения в горизонтальной плоскости. Взлетно-посадочная турбина 17 передает крутящий момент на приводное колесо 33, которое, имея с помощью прижимного ролика 34 сцепление с приводным кольцом 25, расположенном для снижения трения на опорных роликах 32, разгоняет взлетно-посадочные крылья 3 до скорости, обеспечивающей подъемную силу, достаточную для взлета комбинированного самолета. Поскольку в качестве взлетно-посадочной полосы используются элементы конструкции аппарата - взлетно-посадочные стрингеры 27, имеющие ровную поверхность, то для разгона взлетно-посадочных крыльев 3 до требуемой скорости достаточно лишь части мощности двигателей с вентиляторами 2. Комбинированный самолет вертикально взлетает.In take-off mode, the upper aerodynamic cover 22 and the lower aerodynamic cover 23 are open. The main control valve 11 is in its highest position. Therefore, when starting engines with fans 2, the entire air flow from them is sent to the receiver 12. From where it is regulated by stabilizing valves 14, part of the air flow passing through each specific stabilizing air duct 13 flows through the corresponding stabilizing nozzles 15, creating the necessary thrust for controlling the combined airplane along the bank and pitch in take-off, hover and landing modes. Another part of the air flow through the take-off and landing air ducts 16, passing through the take-off and landing turbines 17, untwists them and expires through the take-off and landing nozzles 18, the thrust of which is used to control the combined aircraft in the indicated direction along the course, including parrying the reaction moment from take-off and landing wings 3, as well as moving in the horizontal plane. The take-off and landing turbine 17 transmits torque to the drive wheel 33, which, with the help of the pinch roller 34, engages with the drive ring 25, located to reduce friction on the support rollers 32, accelerates the take-off and landing wings 3 to a speed that provides sufficient lift for take-off of a combination aircraft. Since the structural elements of the device — take-off and landing stringers 27, which have a flat surface — are used as a runway, only a part of the engine power with fans 2 is enough to accelerate the take-off and landing wings 3 to the required speed. A combined plane takes off vertically.

Управление комбинированным самолетом по крену и тангажу в режимах взлета, висения и посадки осуществляется посредством стабилизирующих клапанов 14, с помощью которых изменяют потоки воздуха, поступающие к соответствующим стабилизирующим соплам 15.Combined aircraft roll and pitch control in take-off, hover and landing modes is carried out by means of stabilizing valves 14, with the help of which the air flows entering the corresponding stabilizing nozzles 15 are changed.

Переход из режима взлета в режим висения осуществляется посредством управления мощностью двигателей с вентиляторами 2 для разгона взлетно-посадочных крыльев 3 до скорости, обеспечивающей их подъемную силу, уравновешивающую вес комбинированного самолета на требуемой высоте. Управление перемещением комбинированного самолета в горизонтальной плоскости для выбора требуемой точки пространства осуществляется с помощью изменения вектора тяги взлетно-посадочных сопел 18.The transition from take-off to hover mode is carried out by controlling the power of engines with fans 2 to accelerate the take-off and landing wings 3 to a speed that ensures their lifting force, balancing the weight of the combined aircraft at the required height. The movement control of the combined aircraft in the horizontal plane to select the desired point in space is carried out by changing the thrust vector of the take-off and landing nozzles 18.

При переходе в режим горизонтального полета выдвигаются поворотные вспомогательные крылья 5, основной регулирующий клапан 11 постепенно переводится в нижнее положение, открывая воздушному потоку путь от двигателей с вентиляторами 2 к основному соплу 10. Одновременно с этим двигатели с вентиляторами 2 выводятся на большую мощность, чтобы силы воздушного потока от них хватало на сохранение набранной высоты и на разгон комбинированного самолета до скорости, при которой его фюзеляж 1 и поворотные вспомогательные крылья 5 смогут создать подъемную силу, не меньше, чем взлетно-посадочные крылья 3. Для этого верхняя аэродинамическая крышка 22 и нижняя аэродинамическая крышка 23 постепенно закрываются по секторам: сначала между аэродинамическими гребнями 6, восстанавливая целостность центральной части аэродинамической поверхности фюзеляжа 1, а потом, после перевода основного регулирующего клапана 11 в крайнее нижнее положение, остальные сектора. После этого продолжается горизонтальный полет в режиме обычного самолета. Управление комбинированным самолетом в режиме горизонтального полета по крену, тангажу и курсу осуществляется с помощью двухкилевого T-образного оперения 4, горизонтальная часть которого может выполнять роль элеронов и рулей высоты.When entering the horizontal flight mode, the rotary auxiliary wings 5 are extended, the main control valve 11 is gradually moved to the lower position, opening the air flow to the path from the engines with fans 2 to the main nozzle 10. At the same time, the engines with fans 2 are brought to high power so that the forces there was enough air flow from them to maintain the gained altitude and to accelerate the combined aircraft to a speed at which its fuselage 1 and rotary auxiliary wings 5 can create a lift force, not less than the take-off and landing wings 3. For this, the upper aerodynamic cover 22 and the lower aerodynamic cover 23 are gradually closed in sectors: first between the aerodynamic ridges 6, restoring the integrity of the central part of the aerodynamic surface of the fuselage 1, and then, after the main control valve 11 to its lowest position, the rest of the sector. After that, horizontal flight continues in the mode of a conventional airplane. Combined aircraft in the horizontal flight mode according to the roll, pitch and course are carried out using the two-keel T-shaped plumage 4, the horizontal part of which can serve as ailerons and elevators.

Переход из режима горизонтального полета в режим посадки осуществляется через режим висения. Верхняя аэродинамическая крышка 22 и нижняя аэродинамическая крышка 23, постепенно открываются по секторам в обратном порядке: сначала за пределами аэродинамических гребней 6, а между ними потом, после завершения перевода основного регулирующего клапана 11 в крайнее верхнее положение. Мощность двигателей с вентиляторами 2 снижается до уровня режима висения, а основной регулирующий клапан 11 постепенно переводится в верхнее положение, направляя воздушный поток в ресивер 12. Откуда управляемая стабилизирующими клапанами 14, часть воздушного потока, проходя по каждому конкретному стабилизирующему воздуховоду 13, истекает через соответствующие стабилизирующие сопла 15, создавая тягу, предназначенную для управления комбинированным самолетом в указанном режиме по крену и тангажу. Другая часть воздушного потока по взлетно-посадочным воздуховодам 16, проходя через взлетно-посадочные турбины 17, раскручивает их и истекает через взлетно-посадочные сопла 18, тяга которых используется для управления комбинированным самолетом в указанном режиме по курсу, в том числе парирования реактивного момента от взлетно-посадочных крыльев 3, а также перемещения в горизонтальной плоскости. Взлетно-посадочные турбины 17 передают крутящий момент на приводные колеса 33, которые, имея через окна 31 в приводном желобе 30 с помощью прижимных роликов 34 сцепление с приводным кольцом 25, разгоняют взлетно-посадочные крылья 3 до скорости, обеспечивающей подъемную силу, достаточную для режима висения комбинированного самолета. После этого убираются поворотные вспомогательные крылья 5. Затем, с помощью тяги взлетно-посадочных сопел 18 гасится горизонтальная скорость комбинированного самолета и в режиме висения он выводится на выбранную для посадки площадку. Далее, посредством плавного уменьшения мощности двигателей с вентиляторами 2 осуществляется вертикальная посадка комбинированного самолета на основное шасси 7.The transition from the horizontal flight mode to the landing mode is carried out through the hover mode. The upper aerodynamic cover 22 and the lower aerodynamic cover 23, gradually open in sectors in the opposite order: first outside the aerodynamic ridges 6, and then between them, after the transfer of the main control valve 11 to its highest position. The power of engines with fans 2 is reduced to the level of the hovering mode, and the main control valve 11 is gradually moved to the upper position, directing the air flow to the receiver 12. From where, controlled by the stabilizing valves 14, part of the air flow passing through each specific stabilizing air duct 13 expires through the corresponding stabilizing nozzle 15, creating a thrust designed to control the combined aircraft in the specified mode roll and pitch. Another part of the air flow through the take-off and landing air ducts 16, passing through the take-off and landing turbines 17, untwists them and expires through the take-off and landing nozzles 18, the thrust of which is used to control the combined aircraft in the indicated direction along the course, including parrying the reaction moment from take-off and landing wings 3, as well as moving in the horizontal plane. Take-off and landing turbines 17 transmit torque to the drive wheels 33, which, having through the windows 31 in the drive chute 30 with the help of pressure rollers 34 engagement with the drive ring 25, accelerate the take-off and landing wings 3 to a speed that provides sufficient lift for the mode hovering combined aircraft. After that, the rotary auxiliary wings are removed 5. Then, with the help of the thrust of the take-off and landing nozzles 18, the horizontal speed of the combined aircraft is extinguished and in hovering mode it is displayed on the landing site chosen for landing. Further, by smoothly reducing the power of engines with fans 2, a vertical landing of the combined aircraft on the main chassis 7 is carried out.

Claims

1. Combined aircraft, consisting of a longitudinal section of the profile of the aircraft wing of the supporting fuselage, on which two aerodynamic ridges, a two-keeled T-tail and auxiliary rotary wings are fixed, has an air intake on top of the nose of the fuselage, engines with fans, from which the main air duct ending with the main nozzle, in front of which the main control valve is installed, at the junction of the main air duct with the receiver located under it, from which Dyat: four stabilizing air ducts, with the possibility of regulating the cross-sectional area of their inlet openings, ending in vertically downward directed stabilizing nozzles uniformly around the perimeter of the fuselage, and two take-off and landing air ducts with take-off and landing turbines located in them, ending on the sides of the fuselage take-off and landing nozzles with a controlled thrust vector; around the center of mass of the combined aircraft, inside the fuselage, closer to its perimeter, there is an annular channel formed by closed inner wall and outer wall with an upper aerodynamic cover and a lower aerodynamic cover, consisting of radially arranged wings in the form of plates, with the possibility of adjustable rotation them around the longitudinal axis in separate sectors of the upper aerodynamic cover and lower aerodynamic cover, while inside the annular channel in a horizontal plane the bones, with a common center with it, are made rotatable by the locking ring and the drive ring located inside it, between which there is a series of take-off and landing wings radially attached to them with their ends, and the take-off and landing wings have upward-pointing landing gear at their ends, abutting from the bottom in a horizontal plane along the entire length of the inner wall and the outer wall of the runways, which are closed in rings, that serve as the runway, while the runway Meth wings have at their outer ends and another horizontal chassis disposed in abutting horizontal guide groove in the outer wall; the drive ring in cross section has the shape of a corner, to the vertical part of which take-off and landing wings are attached, and the horizontal part directed to the center, freely, without contact, enters the drive chute located on the horizontal plane on the inner wall, through which it has a kinematic connection with supporting rollers located outside the annular channel, as well as with drive wheels kinematically connected to take-off and landing turbines, by means of pressure rollers located above them.

2. Combined aircraft according to claim 1, characterized in that below the first row of take-off and landing wings in the horizontal plane, a second row of take-off wings is arranged towards it, arranged between the second locking ring rotatably arranged and the second drive ring located inside it , and radially attached to them with their ends, while in the second row the take-off and landing wings also have at their ends upward landing gears, abutting from below into horizontal on the entire length of the inner wall and the outer wall, the second take-off and landing stringers closed in rings, which serve as the runway, also have horizontal landing gears at their outer ends that abut the second guide trough located in the horizontal plane on the outer wall, the horizontal part of the second drive ring directed towards the center also freely, without contact, enters the second drive trough on the inner wall, through which it has a kinematic connection with women outside the annular channel of the second row of support rollers, as well as the same as the first drive ring, which have kinematic connection with the take-off and landing turbines drive wheels, through the second pressure rollers located under them.