RU1816717C - Самолет вертикального ультракороткого взлета и посадки - Google Patents

Abstract

Изобретение относитс  к авиации, в частности к самолетам вертикального ультракороткого взлета и посадки. Цель изобретени  - повышение объемной и весовой эффективности самолета. Самолет содержит крыло 1, фюзел ж 2, горизонтальное 3 и вертикальное оперени , шасси, силовую установку, состо щую из подъемно-маршевого двигател  6 с поворотным соплом 7 и выносной форсажной камеры 8, расположенной в/ондоле 9 на крыле 1, Выносна  форсажна  камера 8 содержит переднюю камеру 10 с поворотным соплом 11 и нижней створкой и заднюю камеру 13 с соплом 14. Передн   и задн   камеры разделены распределительной заслонкой 15. Выносна  форсажна  камера 8 соединена с подъемно- маршевым двигателем трубопроводом 16. Поворот поворотного сопла 11 происходит по кольцевому подшипнику. В качестве привода использованы воздушный мотор и цепна  передача. 4 ил.

Description

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

Цель изобретени  - 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 выполнени  ВФК в виде двух агрегатов расположенных в гондоле на крыле и содержащих переднюю камеру с поворотным соплом, заднюю камеру с соплом, между которыми установлена распределительна  заслонка, что позвол ет сократить вес и занимаемый объем силовой установки.

Сопоставительный анализ с прототипом показывает, что за вленное устройство самолета отличаетс  тем, что ВФК размещены на крыле. Это решение позволило отказатьс  от струйной системы управлени  и повысить эффективность силовой установки .

На фиг. 1 представлена обща  схема самолета, вид сбоку: на фиг. 2 -обща  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, фюзел ж 2, горизонтальное 3 и вертикальное 4 оперени , шасси 5, силовую установку состо щую 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.

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

Положение поворотного сопла 11 выбираетс  из услови  прохождени  равнодействующей вектора т ги отсопел 11 и 7 через центр т жести или заданный диапазон центровок , обеспечени  достаточных управл ющих усилий относительно осей OX; OY; OZ. Горизонтальное положение ВФК 8 позвол ет реализовать потребные длины камер 10 и 13. Примен   крыль  1 обратной стреловидности можно сместить вперед точку при- ложеии  равнодействующей т ги, что благопри тно сказываетс  на согласование положени  центра т жести, фокуса, центра т г, и шасси самолета. Расположение гондо0

5

0

5

0

5

0

5

0

5

лы 9 и крыла 1 проведено из услови  согласовани  их с другими агрегатами планера по Правилу площадей. Смещение центра т г вперед позвол ет получить эпюру площадей соответствующую телу минимального сопротивлени  и снизить величину моментов инерции.

Гондола 9 одновременно служит протй- вофлатерным грузом дл  крыла 1 и располагаетс  на.д центропланом крыла 1.

Нижн   створка 12 выполн ет функции органа управлени  струей из поворотного сопла 11 и закрывает его в полете от набегающего потока. Поворотное сопло 11 также выполн ет функции обтекател  гондолы 9.

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

Поворотное сопло 11 отклон ет струю относительно оси OZ за счет профилировки сопла, за счет поворота - относительно оси ОХ, а нижн   створка 12 - относительно оси OZ.

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

Положение и компоновка сопел 14 выбраны из услови  создани  эффекта суперциркул ции на крыле самолета.

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

Устройство работает следующим образом . На взлете шасси 5 находитс  в выпущенном положении, поворотные сопла 11 и 7, в повернутом положении, створка 12 открыта , распределительна  заслонка 15 закрывает заднюю камеру ВФК-13, поворотные сопла 11 и 7 создают т гу, превышающую взлетный вес самолета, балансировка и управление самолетом осуществл етс  за счет модул ции т ги или отклонени  поворотных сопел. Дл  управлени  в канале крена управл ющее усилие создаетс  за счет прироста или снижени  т ги на поворотных соплах 11, дл  крена на левый бок надо снизить т гу левого поворотного сопла 11 и увеличить т гу правого поворотного сопла 11, при этом суммарна  т га останетс  той же. В случае применени  поворота т ги относительно оси ОХ дл  снижени  вертикальной составл ющей на поворотном сопле 11 возникает разворачивающий момент относительно оси OY, но в св зи с тем, что величина момента инерции относительно оси OY значительно больше чем относительно оси ОХ этот режим управлени  тоже допустим. ; . Дл  управлени  в канале тангажа примен етс  модул ци  т ги поворотных сопел 11 и 7, а также отклонение сопел и за счет этого снижение вертикальной составл ющей т ги (поворотные сопла 11 при повороте струи под самолет,.или от самолета по направлению к консол м крыла 1).

С помощью данного режима по вл етс  возможность управл ть эффектом рециркул ции и фонтанным эффектом.

Дл  управлени  в канале рыскани  примен етс  поворот сопел 11 на обоих консол х в одном направлении, за счет чего возникает разворачивающий момент.

Дл  усилени  эффекта поворота струи можно примен ть нижнюю створку 12.

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

Во врем  работы поворотных сопел 11 горизонтальное оперение 3 на взлете разворачиваетс  в положение, при котором оно экранирует воздухозаборники ПМД-6 от попадани  гор чих газов.

В случае двухдвигательной схемы самолета в каналы управлени  по курсу и рысканию включаютс  поворотные сопла 7.

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

Т га сопел 7 и 14 используетс  при маневрировании (создание непосредственного управлени  боковой и подъемной силой), балансировке самолета и т.д., работа  совместно с аэродинамическими поверхност ми и органами управлени .

Интеграци  элементов силовой установки и планера, повышение несущих свойств самолета и т.д. позвол ет реализовать сверхзвуковые режимы полета.

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

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

5

0

5

0

5

0

5

0

5

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

Изменение взлетно-посадочных режимов позвол ет варьировать полезной нагрузкой или запасом топлива. С увеличением длины разбега масса полезной нагрузки увеличиваетс .

По сравнению с прототипом, выполнение ВФК в виде двух агрегатов расположенных на крыле и состо щих из двух камер, позвол ет сократить вес конструкции и занимаемый объем за счет: совмещени  функций струйной системы управлени  и сопловой установки: освобождени  полезного объема в носовой части фюзел жа; сокращени  длины фюзел жа и моментов инерции самолета, снижени  потерь на балансировку; уменьшени  габаритов и веса ПМД, разгрузки крыла благодар  весу гондол , повышени  несущих свойств планера (эффект суперциркул ции); выполнени  требований Правила площадей, а следовательно , снижени  волнового сопротивлени  самолета.

Компоновка СВ/УВП начинаетс  с размещени  силовой установки из услови  прохождени  вектора т ги 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, значительна  часть компоновочного пол  в районе центра масс зан та агрегатами силовой установки. Требовани  по компоновке основных стоек шасси, центроплана , крыла, топливных баков, некоторых отсеков оборудовани , требующих размещени  в центре масс самолета, заставл ет увеличивать мидель фюзел жа СВ/УВП. Типичным примером  вл ютс  самолеты семейства Харриеров. Увеличение мидел  фюзел жа СВ/УВП приводит к значительным аэродинамическим потер м, что не позвол ет современным СВ/УВП летать на сверхзвуковых режимах полета.

В то же врем , разнесение агрегатов, обладающих большим удельным весом, таких как двигатели, топливо, стойки шасси, на значительные рассто ни  от центра масс увеличивает моменты инерции самолета, а согласно формуле дл  величины управл ющего момента относительно трех осей координат

MXYZ XYZ exYZ pXYZ |XYZ,

где IXYZ - момент инерции СВ/УВП;

ЈXYZ потребное угловое ускорение;

PXYZ - т га управл ющего рул ;

(XYZ - плечо от управл ющего рул  до центра масс самолета.

Потребна  величина т ги управл ющего рул  зависит от плеча его расположени  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, по вл етс  возможность уменьшить момент инерции носовой части фюзел жа относительно осей OZ и OY. В то же врем , наличие задних камер ВФК-13, работающих на рабочем теле, отбираемом от второго контура ПМД-б, причем длина задних камер ВФК-13 по конструктивным соображени м короче длины ПМД, срез сопла которого совпадал бы со срезом сопла второго контура, позвол ет уменьшить занимаемый в фюзел жа ПМД-6 объем и рас- положить в нем потребные агрегаты, компоновка которых также т готеет к центру масс самолета.

Уменьшение длины фюзел жа, а следовательно , и моментов инерции самолета относительно осей OY и OZ позвол ет уменьшить т гу в рул х управлени  на доэ- волютивных режимах полета.

Снижение т ги в рул х струйной системы управлени  на доэволютивных режимах позвол ет уменьшить величину отбора ра- бочего тела от ПМД, а следовательно и ве- личину потерь т ги ПМД, котора  превышает величину отбора рабочего тела от ПМД.

Расположение сопел 11 и 7 на значительном рассто нии от центра масс СВ/УВП позволило применить на однодви- гательном по ПМД самолете газодинамиче- скую и векторную модул ции дл  управлени  по всем трем каналам тангажа, курса и крена.

Управл ющее усилие на руле управлени  действует незначительное врем , поэтому потери нос т по времени локальный характер и несоизмеримы с потер ми сило- оой установки, св занными с отбором в газодинамическую струйную систему управлени .

Газодинамическа  модул ци  перево- дит управл ющее усилие в запас по т ге и св зана также с экономией топлива. Отказ от газодинамической системы управлени  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 фюзел же.

Снижение потерь силовой установки на режимах взлета позвол ет снизить размерность и массу двигател . Объем силовой установки пропорционален нулевой стартовой т ге в степени 3/2, а масса силовой установки пропорциональна нулевой стартовой т ге.

Снижение массы конструкции достигаетс  за счет уменьшени  габаритов самолета , обеспечени  возможности компоновки т желых агрегатов ближе к центру самолета и может быть оценено согласно метода градиентов взлетной массы. Там же приведены весовые эквиваленты аэродинамических характеристик , об улучшении которых говоритс  выше, которые позвол ют так же судить о снижении массы планера самолета.

Вынесение ВФК в гондолы на крыле, а также компоновка поворотного сопла 7 в хвосте фюзел жа позвол ют снизить массу конструкции фюзел жа за счет исключени  вырезов под агрегаты силовой установки. Особенности проектировани  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. Суммарна  величина потерь меньше величины выигрыша.

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

Положительный эффект заключаетс  в том, что за счет экономии веса и сокращени  объемов увеличиваетс  масса полезной нагрузки или дальность полета.

Claims (1)

1. Формула изобретени 

   Самолет вертикального ультракороткого взлета и посадки, содержащий крыло, вертикальное оперение, горизонтальное оперение, шасси, фюзел ж, силовую установку , состо щую из подъемно-маршевых двигателей с поворотным соплом и выносной форсажной камерой, отличающий- с   тем, что, с целью повышени  объемной и весовой эффективности самолета, выносна  форсажна  камера размещена в гондоле на крыле и содержит переднюю камеру с поворотным соплом и нижней поворотной

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

   Фиг.З

   Фиг. 4