RU2152892C1

RU2152892C1 - Vertical takeoff and vertical soft landing flying vehicle with lesser-than-weight thrust

Info

Publication number: RU2152892C1
Application number: RU98120795A
Authority: RU
Inventors: М.М. Макарчук
Original assignee: Макарчук Михаил Михайлович
Priority date: 1998-11-20
Filing date: 1998-11-20
Publication date: 2000-07-20

Abstract

FIELD: aviation. SUBSTANCE: flying vehicle includes axisymmetric head compartment 1 with engine and tail compartment 2 with aerial rudders 7. They are combined by means of rope which is kept taut by means of winch. Vehicle is provided with articulation-rod system which forms contours 4 of triangular wings 3 in plan when compartments are brought together. Compartments are provided with opening and folding brake flaps whose attachments are located in plane perpendicular to axis of compartment. Located on head section of tail compartment 2 is dampening device 8 for dampening impacts in coupling the compartments. Contours 4 of each triangular wing 3 are filled with parallel link mechanisms 5 located in parallel planes and articulated on contours. These mechanisms form slotted latticed wing together with contours. EFFECT: possibility of performing takeoff and landing at thrust lesser than weight and smooth coupling of compartments. 6 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к воздушным перевозкам в местности, где отсутствуют взлетно-посадочные полосы (аэродромы), а имеются только (вертолетные) площадки для вертикального взлета и посадки. В настоящее время вертикальный взлет осуществляется только при условии, что тяга двигателя превышает вес летательного аппарата (ЛА). The invention relates to air transportation in areas where there are no runways (airfields), and there are only (helicopter) platforms for vertical take-off and landing. Currently, vertical take-off is carried out only on condition that the engine thrust exceeds the weight of the aircraft.

Заявляемый ЛА имеет тягу, меньшую его веса. Но за счет изменения своей формы производит вертикальный взлет и мягкую вертикальную посадку. Для этого он подразделяется на носовой с двигателем и хвостовой (грузовой) отсеки. Вертикальный взлет (старт) ЛА осуществляется путем последовательного сообщения необходимого количества движения сначала головному отсеку, а затем всему ЛА. При посадке происходит сначала обнуление скорости хвостового отсека в момент касания им посадочной площадки, а затем за счет двигателя и скорости головного отсека в момент касания его с хвостовым. Перераспределение количества движения между отсеками осуществляется путем натяжения связующего их троса. Как при взлете (старте), так и посадке расстояние между головным и хвостовым отсеками изменяется. The inventive aircraft has a thrust less than its weight. But due to a change in its shape, it makes vertical takeoff and soft vertical landing. For this, it is divided into a bow with an engine and a tail (cargo) compartment. Vertical takeoff (start) of the aircraft is carried out by sequentially reporting the required amount of movement first to the head compartment, and then to the entire aircraft. When landing, the tail section is at zero at the moment it touches the landing pad, and then due to the engine and the speed of the head section at the moment it touches the tail section. The redistribution of momentum between the compartments is carried out by tensioning the cable connecting them. Both during take-off (start) and landing, the distance between the head and tail compartments changes.

По окончании старта с помощью воздушных рулей ЛА переходит в горизонтальный (самолетный) полет с использованием раскрывающегося при сближении головного и хвостового отсеков крыла, что позволяет ему в дальнейшем осуществлять как набор высоты, так и снижение. При этом расстояние между головным и хвостовым отсеками не меняется, и ЛА имеет ту же форму, что и перед стартом. At the end of the launch, with the help of the air rudders, the aircraft enters a horizontal (airplane) flight using the wing and tail compartments of the wing that opens when approaching, which allows it to further both climb and decrease. The distance between the head and tail compartments does not change, and the aircraft has the same shape as before launch.

Перед совершением мягкой вертикальной посадки расстояние между головным и хвостовым отсеками сначала увеличивается, а крылья складываются. Но после посадки вертикально стоящий ЛА имеет ту же форму, что и перед стартом. Before making a soft vertical landing, the distance between the head and tail compartments first increases, and the wings fold. But after landing, a vertically standing aircraft has the same shape as before launch.

Известна система разгона, подъема, буксировки планера, связанного тросами с самолетом (вертолетом) (см. "Эксплуатация и техника пилотирования серийных планеров" (руководство). М. , ДОСААФ, 1979). Вместо тросов могут использоваться и шарнирно-стержневые соединения. В процессе разгона, подъема, буксировки длина таких соединений может изменяться. Роль головного отсека здесь играет самолет (вертолет), роль хвостового - планер. Недостатком такой системы, такого ЛА является необходимость взлетно-посадочной полосы для его взлета и посадки. A known system of acceleration, lifting, towing a glider connected by cables to an airplane (helicopter) (see. "Operation and technique of piloting serial gliders" (manual). M., DOSAAF, 1979). Instead of cables, swivel-rod joints can also be used. During acceleration, lifting, towing, the length of such joints may vary. The role of the head compartment here is played by an airplane (helicopter), the role of the tail compartment is the glider. The disadvantage of such a system, such an aircraft is the need for a runway for its takeoff and landing.

Известна система перевозки вертолетом груза, подвешенного к нему (см. Р. И. Барон, К.Н.Макаров. "Производство монтажных работ с помощью вертолетов". М. , Стройиздат, 1984). Такая система не требует взлетно-посадочной полосы и совершает вертикальный взлет и посадку. При этом длина связи между вертолетом и грузом может изменяться. Недостаток такой системы заключается в требовании превышения вертикальной тягой вертолета суммарного веса его и переносимого им груза. A known system for the transportation of cargo by a helicopter suspended from it (see R.I. Baron, K.N. Makarov. "Installation work with the help of helicopters". M., Stroyizdat, 1984). Such a system does not require a runway and performs vertical take-off and landing. In this case, the communication length between the helicopter and the cargo may vary. The disadvantage of such a system is the requirement that the vertical thrust of the helicopter exceeds its total weight and the cargo carried by it.

Эти недостатки отсутствуют в заявляемом ЛА изменяемой формы, с тягой двигателя, меньшей веса ЛА, совершающего вертикальный взлет и мягкую вертикальную посадку. ЛА содержит снабженные воздушными рулями осесимметричные головной с воздушно-винтовым двигателем и хвостовой отсеки, объединенные осевым тросом с лебедкой, обеспечивающей заданное его натяжение, и шарнирно-стержневой системой, при стягивании тросом отсеков образующей в плане обводы треугольных крыльев. Вертикальный взлет ЛА осуществляется путем последовательного сообщения необходимого количества движения сначала головному отсеку, а затем всему ЛА. При посадке происходит сначала обнуление скорости хвостового отсека в момент касания им посадочной площадки, а затем за счет двигателя обнуление скорости и головного отсека в момент касания им приземлившегося хвостового отсека. These shortcomings are absent in the claimed aircraft of variable shape, with engine thrust, less weight aircraft flying vertical takeoff and soft vertical landing. The aircraft contains axially symmetrical head-mounted with an air-screw engine and tail compartments equipped with air rudders, combined by an axial cable with a winch providing its predetermined tension, and a hinged-rod system, when the compartments are pulled together by a cable, forming contours of the triangular wings. The vertical takeoff of an aircraft is carried out by successively reporting the necessary amount of movement first to the head compartment, and then to the entire aircraft. When landing, the zeroing of the speed of the tail compartment at the moment it touches the landing pad, and then due to the engine, the zeroing of the speed and the head compartment when it touches the landing tail compartment, occurs.

Как при разгоне на взлете, так и при торможении при посадке количество движения хвостового отсека изменяется в том числе и за счет использования накопленного имеющегося количества движения головного отсека. Перераспределение количества движения между отсеками осуществляется путем заданного натяжения лебедкой осевого троса, связывающего отсеки. При этом диапазон изменения расстояния L между отсеками зависит в том числе и от соотношения масс m/M головного m и хвостового М отсеков, и чем меньше это соотношение, тем больше диапазон изменения L, что может создавать конструкционные трудности при компоновке летательного аппарата. Поскольку диапазон изменения L зависит не только от формы отсеков, то технической задачей изобретения является нахождение такой изменяющейся во время полета ЛА формы отсеков, которая сокращала бы возможный диапазон изменения L. Для этого носовой и хвостовой отсеки снабжены раскрывающимися и складывающимися по заданной программе тормозными щитками, крепления которых на каждом из отсеков расположены в плоскости, перпендикулярной его оси. Both during acceleration on take-off and during braking during landing, the amount of movement of the tail section changes, including through the use of the accumulated amount of movement of the head section. The redistribution of the momentum between the compartments is carried out by a predetermined tension by the winch of the axial cable connecting the compartments. Moreover, the range of variation of the distance L between the compartments also depends on the mass ratio m / M of the head m and the tail M of the compartments, and the smaller this ratio, the greater the range of variation of L, which can create structural difficulties when assembling the aircraft. Since the range of variation of L depends not only on the shape of the compartments, it is an object of the invention to find such a form of compartments that changes during the flight of an aircraft that would reduce the possible range of variation of L. For this, the nose and tail compartments are equipped with brake flaps that open and fold according to a given program, the fastenings of which on each of the compartments are located in a plane perpendicular to its axis.

После взлета головной и хвостовой отсеки ЛА при сближении, имея в общем случае разные скорости, приобретают затем одинаковую скорость, то есть происходит их стыковка. Поэтому второй технической задачей изобретения является демпфирование стыковочного удара отсеков. Для этого на головной части хвостового отсека расположено демпфирующее стыковочный удар отсеков устройство. After takeoff, the head and tail compartments of the aircraft during approach, having generally different speeds, then acquire the same speed, that is, they dock. Therefore, the second technical objective of the invention is the damping of the docking impact of the compartments. For this, a damping docking strike of the compartments is located on the head of the tail compartment.

При горизонтальном полете состыкованных отсеков летательного аппарата его вес парируется аэродинамической подъемной силой, основная часть которой создается треугольными крыльями летательного аппарата. Поэтому третьей технической задачей изобретения является создание заполнения треугольных обводов, образующихся из шарнирно-стержневой системы при стягивании головного и хвостового отсеков. В результате этого образуется треугольное крыло. При этом обводы каждого треугольного крыла заполнены изнутри расположенными в параллельных плоскостях и шарнирно закрепленными на обводах стержневыми шарнирными параллелограммами, образующимися при стягивании отсеков из составляющих шарнирно-стержневой системы. Эти параллелограммы совместно с обводами образуют щелевое решетчатое крыло. During horizontal flight of docked aircraft compartments, its weight is parried by aerodynamic lifting force, the main part of which is created by the triangular wings of the aircraft. Therefore, the third technical objective of the invention is to create a filling of triangular contours formed from the hinge-rod system when pulling the head and tail compartments. As a result of this, a triangular wing is formed. At the same time, the contours of each triangular wing are filled from the inside with parallel articulated parallelograms, which are formed when the compartments from the components of the hinge-rod system are pivotally mounted on the contours and are pivotally mounted on the contours. These parallelograms together with the contours form a slotted lattice wing.

При взлете и посадке ЛА воздушная скорость головного отсека меняется в широких пределах и может даже изменить свой знак. Для поддержания в этих условиях наибольшей возможной тяги от воздушного винта необходимо изменять местные углы атаки на его лопастях. Этого можно достигнуть как за счет механического поворота каждой лопасти на заданный угол по программе, так и за счет изменения скорости вращения воздушного винта. Для этого благоприятно снабдить воздушный винт устройством изменения местных углов атаки на его лопастях. During take-off and landing of the aircraft, the air speed of the head compartment varies widely and can even change its sign. In order to maintain the greatest possible thrust from the propeller under these conditions, it is necessary to change the local angles of attack on its blades. This can be achieved both by mechanical rotation of each blade by a given angle according to the program, and by changing the speed of rotation of the propeller. To do this, it is favorable to equip the propeller with a device for changing local angles of attack on its blades.

Для повышения жесткости треугольного крыла благоприятно на головном и хвостовом отсеках для каждого стержневого шарнирного параллелограмма, образованного внутри обвода крыла, предусмотреть паз, в который входит свободный угол параллелограмма, ограничивая перемещение параллелограмма в направлении, перпендикулярном плоскости крыла. To increase the stiffness of the delta wing, it is advantageous on the head and tail compartments for each rod hinge parallelogram formed inside the wing contour to provide a groove in which the free angle of the parallelogram enters, restricting the movement of the parallelogram in the direction perpendicular to the wing plane.

Задача демпфирующего устройства заключается в рассеянии в кратчайшее время энергии стыковочного удара отсеков. При этом напряженность режима работы демпфирующего устройства понижается, если часть энергии стыковочного удара использовать для решения задачи перевода ЛА после стыковки в горизонтальный полет. Для этого благоприятно снабдить стыковочное устройство заполненным газом герметичным эластичным баллоном, при стыковке контактирующим как с головным отсеком, так и с заполненной жидким несжимаемым рабочим телом эластичной емкостью, сообщающейся с перекрытым разрушаемой мембраной и ориентированном на истечение во внешнюю среду соплом, которое вместе с емкостью закреплено у задней кромки хвостового отсека, и ось которого перпендикулярна плоскости крыльев. Реактивная сила, возникающая при истечении рабочего тела из сопла, создает дополнительный крутящий ЛА вокруг его центра тяжести момент, способствующий переводу ЛА после его стыковки в горизонтальный полет. The task of the damping device is to dissipate in the shortest time the energy of the docking strike of the compartments. In this case, the operating mode of the damping device decreases if part of the energy of the docking strike is used to solve the problem of transferring the aircraft after docking in a horizontal flight. To this end, it is advantageous to equip the docking device with a gas-filled, sealed elastic cylinder, which, when docked, is in contact with both the head compartment and the elastic container filled with a liquid incompressible working fluid, which communicates with a covered destructible membrane and is oriented towards the outflow into the external medium by a nozzle, which is fixed together with the container at the trailing edge of the tail compartment, and whose axis is perpendicular to the plane of the wings. The reactive force arising from the expiration of the working fluid from the nozzle creates an additional twisting moment around its center of gravity, which contributes to the transfer of the aircraft after its docking in horizontal flight.

Уменьшение энергии стыковочного удара пропорционально расходу жидкого рабочего тела, протекающего через сопло. Поэтому демпфирующее устройство благоприятно снабдить дополнительным соплом, расположенным соосно с первым (основным), но с противоположным направлением истечения рабочего тела. При этом крутящий ЛА момент создается разностью реактивных сил, обусловленных основным и дополнительным соплами. The decrease in the energy of the impact stroke is proportional to the flow rate of the liquid working fluid flowing through the nozzle. Therefore, it is favorable to provide the damping device with an additional nozzle located coaxially with the first (main), but with the opposite direction of the flow of the working fluid. In this case, the torque of the aircraft is created by the difference in reactive forces due to the primary and secondary nozzles.

Для установки ЛА в вертикальном положении перед стартом и после посадки хвостовой отсек благоприятно снабдить раскрывающимися опорами, шарнирно прикрепленными к его задней кромке. To install the aircraft in a vertical position before launch and after landing, the tail compartment is favorably equipped with drop-down supports pivotally attached to its trailing edge.

На фиг. 1 изображена схема летательного аппарата в состыкованном виде. На фиг.2 - схема несостыкованного ЛА. На фиг.3 - общая схема его полета. На фиг. 4 - сечение лопасти винта со схемой образования местного угла атаки на лопасти винта. На фиг.3 - схема односоплового демпфирующего устройства. In FIG. 1 shows a diagram of an aircraft in docked form. Figure 2 is a diagram of a non-docked aircraft. Figure 3 is a General diagram of its flight. In FIG. 4 is a section of a rotor blade with a diagram of the formation of a local angle of attack on the rotor blades. Figure 3 - diagram of a single nozzle damping device.

Летательный аппарат в состыкованном состоянии, представленный на фиг. 1, содержит головной 1 и хвостовой 2 отсеки, треугольное крыло 3, сформированное из обводов 4, заполненных параллелограммами 5 (DEFC), закрепленных на шарнирах D и F, со свободным углом - шарниром E. Кроме того, летательный аппарат имеет двигатель с воздушным винтом 6, воздушные рули 7, демпфирующее устройство 8, устройство 9 для изменения местных углов атаки на лопастях винта 6 и опоры 10 для установки летательного аппарата в вертикальном положении перед взлетом и после посадки. The aircraft in docked state shown in FIG. 1 contains a head 1 and aft 2 compartments, a triangular wing 3 formed from contours 4 filled with parallelograms 5 (DEFC), mounted on hinges D and F, with a free angle - hinge E. In addition, the aircraft has a propeller engine 6, air rudders 7, damping device 8, device 9 for changing local angles of attack on the blades of the propeller 6 and support 10 for installing the aircraft in a vertical position before takeoff and after landing.

На фиг.2 представлена схема несостыкованного ЛА с несостыкованным головным 1 и хвостовым 2 отсеками, на которой дополнительно к схеме, представленной на фиг. 1, обозначены тормозные щитки 11 головного и тормозные щитки 12 хвостового отсеков в раскрытом положении, трос 13 с лебедкой 14, а также крылья 3 в сложенном положении. FIG. 2 is a diagram of a non-docked aircraft with a non-docked head 1 and tail 2 compartments, in which, in addition to the circuit shown in FIG. 1, the brake flaps 11 of the head and the brake flaps 12 of the tail compartments in the open position, the cable 13 with the winch 14, and also the wings 3 in the folded position are indicated.

Представленное на фиг.1 и 2 устройство работает следующим образом (см. фиг.3 позиции I-VII). Presented in figure 1 and 2, the device operates as follows (see figure 3 position I-VII).

В начале взлета (поз. I) ЛА находится в состыкованном виде. При запуске двигателя и начале вращения воздушного винта 6 трос 13 (поз. II) освобождается от натяжения T (T=0). Поскольку тяга винта 6 больше веса mg (g - ускорение силы тяжести) головного отсека, начинается его подъем, сопровождающийся разматыванием троса 13. При этом происходит складывание крыльев 3. После того, как головной отсек 1 набирает заданную скорость V и высоту h, лебедка 14 (поз. III) обеспечивает натяжение Т троса 13 (T≠0), большее веса Mg хвостового отсека 2, в результате чего отсек 2 начинает ускоряться, отделяясь от стартовой площадки. После этого стартовые опоры 10 складываются, а отсек 2 продолжает набирать высоту H и соответствующую скорость W. При этом головной отсек 1 испытывает торможение от воздействия на него силы T от троса 13. Поэтому его количество движения уменьшается вплоть до того, что его скорость V может изменить свой знак. В этом случае раскрываются его тормозные щитки 11. С течением времени происходит сближение отсеков 1 и 2 и вновь формируются крылья 3. At the beginning of take-off (pos. I), the aircraft is docked. When the engine is started and the propeller 6 begins to rotate, the cable 13 (pos. II) is released from the tension T (T = 0). Since the thrust of the screw 6 is greater than the weight mg (g is the acceleration of gravity) of the head compartment, it begins to rise, accompanied by the unwinding of the cable 13. In this case, the wings 3 are folded. After the head compartment 1 gains a predetermined speed V and height h, winch 14 (pos. III) provides the tension T of the cable 13 (T ≠ 0), greater than the weight Mg of the tail compartment 2, as a result of which the compartment 2 begins to accelerate, separating from the launch pad. After that, the starting supports 10 are folded, and the compartment 2 continues to gain height H and the corresponding speed W. In this case, the head compartment 1 is braked by the force T from the cable 13. Therefore, its momentum decreases to the extent that its speed V can change your sign. In this case, its brake flaps 11 are opened. Over time, compartments 1 and 2 come closer together and wings 3 are formed again.

После касания отсеков 1 и 2 тормозные щитки 11 складываются, и начинается процесс стыковки, в котором каждый раз при наличии относительной скорости сближения отсеков натяжение троса 13 убирается. При изменении знака этой скорости, то есть при удалении отсеков, лебедка 14 вновь устанавливает заданные натяжения T троса 13. After touching the compartments 1 and 2, the brake flaps 11 are folded, and the joining process begins, in which, each time with the relative speed of the compartments coming together, the tension of the cable 13 is removed. When you change the sign of this speed, that is, when removing the compartments, the winch 14 again sets the specified tension T of the cable 13.

В результате стыковки отсеков 1 и 2 на высоте H (поз. IV) ЛА приобретает результирующую вертикальную скорость U_в. При этом полностью раскрываются крылья 3, приобретая свою стартовую форму (поз. I). После этого с помощью воздушных рулей 7 ЛА переходит в горизонтальный полет (поз. V), у него устанавливается горизонтальная скорость U_г, и вес (m+M)g летательного аппарата в основном компенсируется аэродинамической силой АЭ. При этом ЛА может осуществлять набор высоты, снижение, изменение курса полета. Трос 13 при этом находится в натянутом состоянии.As a result of the docking of compartments 1 and 2 at a height H (pos. IV), the aircraft acquires the resulting vertical speed U _c . In this case, wings 3 fully open, acquiring their starting form (pos. I). After that, with the help of the air rudders, 7 aircraft passes into horizontal flight (pos. V), the horizontal speed U _{g is} set for it, and the weight (m + M) g of the aircraft is mainly compensated by the aerodynamic force of the AE. At the same time, the aircraft can climb, decrease, change the course of flight. The cable 13 is in tension.

Перед посадкой ЛА совершает вертикальный маневр с кабрированием. После достижения вертикального положения (поз. VI), натяжение троса 13 обнуляется, вследствии чего отсеки 1 и 2 вновь начинают расходиться, раскрываются тормозные щитки 11 и 12 и ЛА приобретает скорость U_п сближения с посадочной площадкой. На заданной высоте H лебедка 14 обеспечивает заданное натяжение троса 13 (поз. VII), благодаря чему происходит торможение и мягкая вертикальная посадка отсека 2 на выпущенные опоры 10, после чего натяжение Т троса 13 вновь обнуляется. Затем за счет регулирования тяги винта 6 осуществляется и мягкая посадка головного отсека 1 на хвостовой 2, в результате чего ЛА приобретает ту же форму, что и перед взлетом (поз. I). После касания отсеков 1 и 2 трос 13 снова получает заданное натяжение T.Before landing, the aircraft performs a vertical maneuver with cabling. After reaching the vertical position (pos. VI), the tension of the cable 13 is reset, as a result of which the compartments 1 and 2 begin to diverge again, the brake flaps 11 and 12 open and the aircraft acquires the speed U _{p of} approaching the landing pad. At a given height H, the winch 14 provides a predetermined tension of the cable 13 (pos. VII), due to which there is braking and a soft vertical landing of the compartment 2 on the released supports 10, after which the tension T of the cable 13 is reset again. Then, by adjusting the thrust of the screw 6, a soft landing of the head compartment 1 on the tail 2 is also carried out, as a result of which the aircraft takes the same shape as before take-off (pos. I). After touching the compartments 1 and 2, the cable 13 again receives the specified tension T.

Примечание. Обоснование возможности совершения ЛА мягкой вертикальной посадки. Note. Justification of the possibility of making an aircraft soft vertical landing.

Как уже отмечено выше, ЛА кабрирует, его продольная ось принимает вертикальное положение. После этого происходит обнуление натяжения троса (T=0), который начинает разматываться под влиянием тяги двигателя головного отсека. Отсеки начинают расходиться по высоте. Раскрываются их тормозные щитки. По окончании разматывания троса на длину L_max расстыкованный ЛА начинает как целое снижаться, выходя на вполне определенную скорость парашютирования U_п.As noted above, the aircraft is convertible, its longitudinal axis assumes a vertical position. After this, the cable tension is zeroed (T = 0), which begins to unwind under the influence of the engine thrust of the head compartment. The compartments begin to diverge in height. Their brake flaps are revealed. At the end of the unwinding of the cable to the length L _{max, the} undocked aircraft begins to decline as a whole, reaching a very definite parachuting speed U _p .

При достижении хвостовым отсеком расчетной заданной высоты H при скорости парашютирования U_п лебедкой устанавливается заданное постоянное натяжение T₁ троса, большее веса G_хв хвостового отсека, благодаря чему в течение промежутка времени t^* осуществляется мягкая вертикальная посадка хвостового отсека. Значение H определяется из условий
H_хв(t^*)=V_хв(t^*)-0 (1)
где H_хв(t) и V_хв(t) - значение высоты и скорости хвостового отсека в текущий момент t<t^*, которые находятся из системы управлений

при начальных условиях H_хв(0)-H, V_хв(0)=-U_п, причем

где M - масса хвостового отсека,
S_мид - площадь его миделя,
c_х - коэффициент "лобового" сопротивления хвостового отсека с раскрытыми тормозными щитками,
ρ - стандартная плотность атмосферы у поверхности земли,
g - ускорение силы тяжести у поверхности земли.When the tail compartment reaches the calculated target height H at the parachuting speed U _{p with the} winch, a predetermined constant tension _{of the} cable T _{1 is established} , which is greater than the weight G _{xv of the} tail compartment, due to which a soft vertical landing of the tail compartment is carried out for a period of time t ^* . The value of H is determined from the conditions
H _xb (t ^* ) = V _xb (t ^* ) -0 (1)
where H _хв (t) and V _хв (t) - the value of the height and speed of the tail compartment at the current moment t <t ^* , which are from the control system

under the initial conditions H _xv (0) -H, V _xv (0) = - U _p , and

where M is the mass of the tail section,
S _mid - the area of its midsection,
c _x - coefficient of "frontal" resistance of the tail section with the brake flaps open,
ρ is the standard density of the atmosphere at the surface of the earth,
g is the acceleration of gravity at the surface of the earth.

При T₁ = const уравнения Риккати (2) легко интегрируются:

Однако условий (1) недостаточно для определения T₁ > G_хв, так как помимо осуществления мягкого вертикального приземления хвостового отсека происходит и мягкая вертикальная посадка головного отсека на приземлившийся хвостовой. А при этом следует учитывать, что на головной отсек также действует натяжение T₁ троса.When T ₁ = const, the Riccati equations (2) are easily integrated:

However, conditions (1) are not enough to determine T ₁ > G _xv , since in addition to the soft vertical landing of the tail section, a soft vertical landing of the head section on the landing tail section occurs. And it should be borne in mind that the tension T _{1 of the} cable also acts on the head compartment.

Траектория головного отсека на этапе мягкой вертикальной посадки ЛА состоит из двух частей:
1. движение при T₁(t<t^*)>G_хв, то есть до приземления хвостового отсека, и
2. движение при T₁(t>t^*)=0, то есть после приземления хвостового отсека, когда натяжение троса обнуляется.The trajectory of the head compartment at the stage of soft vertical landing of the aircraft consists of two parts:
1. the movement at T ₁ (t <t ^* )> G _xv , that is, until the tail compartment lands, and
2. movement at T ₁ (t> t ^* ) = 0, that is, after landing of the tail section, when the cable tension is reset.

По окончании первой части своей траектории головной отсек приобретает скорость V₂(t^*) на высоте H₂(t^*). Эта скорость и высота находятся из уравнений

при начальных условиях
V₂(0)=-U_п, H₂(0)=H+L_max+l_хв
где обозначено P - тяга двигателя,
m - масса головного отсека,

- коэффициент "лобового" сопротивления головного отсека с раскрытыми тормозными щитками,
l_хв - длина хвостового отсека,
H - высота нижнего торца хвостового отсека в момент начала его мягкой вертикальной посадки (в момент начала натяжения T₁ ≠ 0 троса).At the end of the first part of its trajectory, the head compartment acquires a speed of V ₂ (t ^* ) at a height of H ₂ (t ^* ). This speed and altitude are found from the equations

under initial conditions
V ₂ (0) = - U _p , H ₂ (0) = H + L _max + l _хв
where P is indicated - engine thrust,
m is the mass of the head compartment,

- coefficient of "frontal" resistance of the head compartment with the brake flaps open,
l _hv - the length of the tail compartment,
H is the height of the lower end of the tail compartment at the moment of the beginning of its soft vertical landing (at the beginning of the tension T ₁ ≠ 0 of the cable).

При этом длина троса
L(t*) = H₂(t*) - l_хв >0
в момент t=t^* мягкого вертикального приземления хвостового отсека, конечно, больше нуля.The length of the cable
L (t *) = H ₂ (t *) - l _xb > 0
at the moment t = t ^{* of the} soft vertical landing of the tail section, of course, is greater than zero.

По окончании второй части своей траектории в момент времени t_ок > t^* окончания мягкой вертикальной посадки на приземлившийся хвостовой отсек головной отсек приобретает скорость и высоту
V₂(t_ок)=0
H₂(t^*<t<t_ок)>l_хв; H₂(t_ок)=l_хв, (3)
которые находятся из уравнений

при начальных условиях
V₂(t^*), H₂(t^*)=l_хв+L(t^*),
которые, естественно, являются конечными из первой части траектории головного отсека. Для "точного" достижения условий (3) используется необходимое регулирование тяги P.At the end of the second part of its trajectory at the time t _ok > t ^{* the} end of the soft vertical landing on the landing tail compartment, the head compartment acquires speed and height
V ₂ (t _ok ) = 0
H ₂ (t ^* <t <t _ok )> l _xv ; H ₂ (t _ok ) = l _xv , (3)
which are from the equations

under initial conditions
V ₂ (t ^* ), H ₂ (t ^* ) = l _xv + L (t ^* ),
which, of course, are finite from the first part of the trajectory of the head compartment. For the “exact” achievement of conditions (3), the necessary thrust control P. is used.

Для подтверждения возможности реализации заявленной схемы мягкой вертикальной посадки ЛА проведено математическое моделирование этапа мягкой посадки при различных параметрах ЛА. Так, например, при G_хв=1200 кг, G_гол= mg= 800 кг, P_max=1200 кг, l_хв=6 м, L_max=45 м мягкая вертикальная посадка ЛА осуществляется при значениях, представленных в таблице.To confirm the feasibility of implementing the claimed scheme of soft vertical landing of an aircraft, mathematical modeling of the stage of soft landing was carried out for various parameters of the aircraft. So, for example, at G _xv = 1200 kg, G _goal = mg = 800 kg, P _max = 1200 kg, l _xv = 6 m, L _max = 45 m, the soft vertical landing of the aircraft is carried out at the values presented in the table.

Во всех, приведенных в таблице вариантах, условия (3) выполняются. In all the options listed in the table, conditions (3) are satisfied.

Конец примечания. The end of the note.

На фиг. 4а представлены расположенное на расстоянии r от оси воздушного винта 6 сечение 1 какой-либо его лопасти и схема обтекания этого сечения воздушным потоком, причем через γ обозначен угол установки лопасти. При этом здесь ω - угловая скорость вращения винта (лопасти), V - отрицательная (для определенности) линейная скорость отсека 1, α - результирующий местный угол атаки сечения 1, c - коэффициент подъемной силы профиля сечения 1. In FIG. 4a shows a section 1 of any of its blades located at a distance r from the axis of the propeller 6 and a diagram of the air flow around this section of the blade, with the angle of the blade being indicated through γ. Moreover, here ω is the angular velocity of rotation of the screw (blade), V is the negative (for definiteness) linear velocity of compartment 1, α is the resulting local angle of attack of section 1, and c is the lift coefficient of the profile of section 1.

На фиг.4б представлена типовая зависимость коэффициента C подъемной силы от α. Через α_max обозначено значение α, при котором коэффициент C достигает своего наибольшего значения.On figb presents a typical dependence of the coefficient C of the lifting force from α. Α _max denotes the value of α at which the coefficient C reaches its maximum value.

На фиг.4в представлена зависимость коэффициента C от скорости V, угла γ и угловой скорости ω вытекающая из схем фиг.4а и фиг.4б. On figv presents the dependence of the coefficient C on the speed V, the angle γ and the angular velocity ω resulting from the schemes of figa and figb.

Для поддержания наибольшего значения C_max коэффициента C устройство 9 (фиг. 1) для изменения местных углов атаки на лопастях воздушного винта с целью получения α, близкого к α_max (фиг.4б), может поворачивать на заданный угол γ всю лопасть винта или изменять угловую скорость ω вращения винта.To maintain the maximum value C _{max of} coefficient C, the device 9 (Fig. 1) for changing the local angles of attack on the propeller blades in order to obtain α close to α _max (Fig. 4b) can rotate the entire propeller blade by a given angle γ or angular velocity ω of rotation of the screw.

На фиг. 5 представлена схема односоплового демпфирующего устройства, которая содержит нажимной шток 15, фиксируемый поджатой пружиной 16, герметичный эластичный баллон 17, заполненный газом 18, эластичную емкость 19, заполненную несжимаемым жидким рабочим телом 20, а также сопло 21, перекрытое разрушаемой мембраной 22. In FIG. 5 is a diagram of a single nozzle damping device, which comprises a pressure rod 15 fixed by a preloaded spring 16, a sealed elastic balloon 17 filled with gas 18, an elastic container 19 filled with an incompressible liquid working fluid 20, and a nozzle 21 covered by a destructible membrane 22.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

После касания отсеком 1 (фиг.5) штока 15 натяжение троса 13 обнуляется. При нарастании давления отсека 1 на шток 15 он перемещается, передавая это давление на эластичный баллон 17, который, деформируясь, транслирует это давление на емкость 19, в результате чего повышается давление P в газе 18 и жидком рабочем теле 20. При превышении давлением P заданного значения P₃ разрушается мембрана 22 и рабочее тело 20 через сопло 21 начинает вылетать во внешнюю среду, создавая реактивную силу R. После каждого погашения относительной скорости сближения отсеков 1 и 2 и начале нового расхождения отсеков в процессе стыковки трос 13 снова получает заданные натяжения T.After touching the compartment 1 (figure 5) of the rod 15, the tension of the cable 13 is reset. When the pressure of the compartment 1 increases on the rod 15, it moves, transferring this pressure to the elastic cylinder 17, which, when deformed, translates this pressure to the container 19, as a result of which the pressure P in the gas 18 and the liquid working medium 20 increases. values P ₃ breaks the membrane 22 and the working fluid 20 through the nozzle 21 begins to fly into the environment, creating a reactive force R. After each maturity relative speed convergence compartments 1 and 2 and the beginning of the new difference in the docking bay cable 13 again oluchaet predetermined tension T.

Поскольку ось сопла 21 перпендикулярна плоскости крыльев ЛА, то реактивная сила R совместно с его воздушными рулями создает момент, который еще до окончания процесса стыковки начинает вращать ДА, переводя его в горизонтальное "самолетное" положение, ставя его "на крыло". Since the axis of the nozzle 21 is perpendicular to the plane of the wings of the aircraft, the reactive force R together with its air rudders creates a moment that even before the end of the docking process begins to rotate the aircraft, moving it into a horizontal "airplane" position, putting it "on the wing".

Замечание. Наличие емкости 19 с жидким несжимаемым рабочим телом 20 и сопла 21 позволяет снизить наибольшее давление P_max в газе 18 баллона 17 по сравнению с тем, которое возникло бы при отсутствии 19, 20 и 21. Этому также способствует обнуление натяжения T троса 13 (T=0) при сближении отсеков 1 и 2 в процессе стыковки.Comment. The presence of a container 19 with a liquid incompressible working fluid 20 and a nozzle 21 allows to reduce the highest pressure P _max in the gas 18 of the cylinder 17 in comparison with that which would have arisen in the absence of 19, 20 and 21. This is also facilitated by zeroing the tension T of the cable 13 (T = 0) when compartments 1 and 2 approach each other during docking.

Claims

1. Aircraft of vertical take-off and soft vertical landing with a thrust of less weight, containing axisymmetric head equipped with air rudders with an air-screw engine and tail compartments, combined by an axial cable with a winch and hinge-rod system providing its predetermined tension when pulling the compartments with a cable forming in terms of contours of the triangular wings, characterized in that the head and tail compartments are equipped with expanding and folding brake flaps, the fastenings of which for each m compartment are located in a plane perpendicular to its axis, and on the head of the tail compartment there is a damping docking strike of the compartments, while the contours of each triangular wing are internally located in parallel planes and pivotally attached to the contours of the rod hinged parallelograms formed when the compartments are pulled together hinged-rod system and forming along with the contours of the slotted lattice wing.

2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the propeller of the engine is equipped with a device for changing local angles of attack on its blades.

3. The aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the head and tail compartments are provided with grooves, each of which includes a free angle of the corresponding pivot hinged parallelogram of the wing.

4. The aircraft according to claim 1, or 2, or 3, characterized in that the damping docking strike of the compartments is equipped with a gas-filled elastic container, which, when docked, is in contact with both the head compartment and the elastic capacity filled with a liquid incompressible working fluid, communicating with an overlapping destructible membrane and oriented towards the outflow into the external medium by a nozzle, which together with the container is fixed at the trailing edge of the tail compartment, and whose axis is perpendicular to the plane of the wings.

5. Aircraft according to claim 4, characterized in that it is equipped with an additional communicating vessel and located coaxially with the first membrane, also blocked by its destructible membrane and oriented towards the outflow into the external environment in the opposite direction relative to the first nozzle mounted at the trailing edge of the tail compartment.

6. The aircraft according to claim 1, or 2, or 3, or 4, or 5, characterized in that the tail compartment is equipped with expandable and folding launch (landing) bearings, articulated to the rear edge of the tail compartment and designed to be installed on them the aircraft in an upright position before take-off and after landing.