RU2276043C2

RU2276043C2 - A vertical take off and landing aircraft, mechanism of controlling a vertical takeoff and landing aircraft

Info

Publication number: RU2276043C2
Application number: RU2004117805/11A
Authority: RU
Inventors: Вениамин Михайлович Горобцов (RU); Вениамин Михайлович Горобцов
Original assignee: Вениамин Михайлович Горобцов
Priority date: 2004-06-15
Filing date: 2004-06-15
Publication date: 2006-05-10
Also published as: RU2004117805A

Abstract

FIELD: the invention refers to flying vehicles with characteristics of an airplane and a helicopter.

SUBSTANCE: the flying vehicle is fulfilled in accord with the scheme of a biplane with lower lifting-carrying plane in a helicopter regime. The plane has half-planes with built-in turbofans with a regulated thrust vector with a gas drive from turbojet engines in quality of gas-generators. The vertical takeoff and landing aircraft is fulfilled in three variants with rotary, immovable and suspended lower lifting-carrying planes. The first variant has two lifting-carrying half-planes provided with rotary mechanisms. The second variant of the biplane scheme is remained as in helicopter so as in airplane regimes but in a rapid horizontal flight the inlet and outlet openings of the turbofans are closed with telescopic flap-fairings. The third variant has lifting-carrying half-planes suspended to the upper plane on consoles in the shape of lifting platforms with built-in turbofans. At that the lifting platforms are provided with a turning mechanism at certain angle around the longitudinal axle relatively to the flying vehicle. For creation of longitudinal thrust the turbofans are provided with a rotary mechanism around the transversal axle relatively to the flying vehicle. For increasing functional reliability of the lower lifting-carrying half-planes the driving pipelines from turbojet engines-gas-generators are combined in a single gas-feeding system. In the first and the third variants the length of gas-feeding pipelines is determined primary in accord with height of the consoles. The mechanism of controlling the vertical takeoff and landing aircraft in vertical regime has a mounted in tail turbojet engine in quality of a gas-generator and connected with it rudder nozzles with possibility of controlling the flying vehicle in vertical and horizontal planes of the flight on the basis of the single gas-streaming system.

EFFECT: creation of a flying vehicle with possibility of vertical takeoff and landing, vertical maneuvers and rapid horizontal flight.

17 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к области летательных аппаратов /ЛА/ со свойствами самолета и вертолета.The invention relates to the field of aircraft / aircraft / with the properties of an airplane and a helicopter.

Аналогов заявляемому изобретению не найдено.No analogues of the claimed invention were found.

Техническим результатом заявляемого изобретения является создание ЛА практически любой грузоподъемности с возможностью как вертикального взлета, посадки, вертикальных маневров, так и скоростного горизонтального полета.The technical result of the claimed invention is the creation of an aircraft of almost any carrying capacity with the possibility of both vertical take-off, landing, vertical maneuvers, and high-speed horizontal flight.

Указанный технический результат достигается тем, что заявляемый безаэродромный ЛА выполнен по схеме биплан с нижней подъемно-несущей плоскостью, содержащей встроенные турбовентиляторы с управляемым вектором тяги с газовым приводом от маршевых турбореактивных двигателей /ТРД/, связанным также с газоструйной системой управления полетом в вертолетном режиме на основе двойного разветвляющегося сопла и сопла с отклоняющимися створками.The specified technical result is achieved by the fact that the claimed bezeroerdromny LA made according to the scheme of the biplane with the lower lifting-bearing plane, containing built-in turbofan with a controlled thrust vector with a gas drive from mid-flight turbojet engines / turbojet /, also associated with a gas-jet helicopter flight control system on the basis of a double branching nozzle and a nozzle with deflecting wings.

Безаэродромный ЛА выполнен в трех вариантах, отличающихся конструктивными особенностями нижней подъемно-несущей плоскости: поворотной, неподвижной и подвесной. С целью уменьшения взаимного влияния верхняя и нижняя плоскости сдвинуты одна относительно другой в продольном направлении и разнесены по высоте, для чего верхняя плоскость в корневой части выполнена V-образной.Bezaerodromny LA made in three versions, differing in the structural features of the lower lifting and bearing plane: rotary, fixed and suspended. In order to reduce mutual influence, the upper and lower planes are shifted relative to each other in the longitudinal direction and spaced in height, for which the upper plane in the root part is made V-shaped.

Сущность заявляемого изобретения поясняется чертежами, на которых показано:The essence of the invention is illustrated by drawings, which show:

Фиг.1. Общие виды ЛА с поворотной нижней плоскостью.Figure 1. General types of aircraft with a rotating lower plane.

Фиг.2. Стыковочный газогенераторный узел.Figure 2. Docking gas generating unit.

Фиг.3. Двойное разветвляющееся сопло.Figure 3. Double branching nozzle.

Фиг.4. Поворотное сопло с отклоняющимися створками.Figure 4. Swivel nozzle with deflecting wings.

Фиг.5. Общие виды ЛА с неподвижной нижней плоскостью.Figure 5. General types of aircraft with a fixed lower plane.

Фиг.6. Общий вид спереди ЛА с подвесной нижней плоскостью.6. General front view of the aircraft with a suspended lower plane.

Фиг.7. Подъемная платформа подвесной нижней плоскости.7. Lifting platform of the suspended lower plane.

Безаэродромный ЛА с поворотной нижней плоскостью /фиг.1/ содержит нижнюю 1 и верхнюю 2 несущие плоскости, маршевые ТРД 3, расположенные на консолях на верхней несущей плоскости 2, и подъемные турбовентиляторы с продольным 4 и поперечным 5 управляемыми векторами тяги. Правая и левая полуплоскости подъемно-несущей плоскости 1 снабжены поворотным механизмом с возможностью поворота их вокруг оси 6 и размещения в бортовых нишах 7 фюзеляжа на скоростных участках маршевого полета. В развернутом положении правая и левая нижние полуплоскости фиксируются крепежными узлами 8, выполненными в одном блоке со стыковочными газогенераторными узлами с отверстиями 9 осевых сопел ТРД 3. На фиг.1 левая /по чертежу/ подъемная полуплоскость показана в развернутом положении, правая полуплоскость - размещенной в бортовой нише фюзеляжа. В развернутом положении нижняя плоскость 1 образует с верхней плоскостью 2 жесткую коробчатую конструкцию.The aerodrome-free aircraft with a rotating lower plane / Fig. 1/ contains the lower 1 and upper 2 bearing planes, mid-flight turbofan engines 3 located on consoles on the upper bearing plane 2, and lifting turbofan with longitudinal 4 and transverse 5 controlled thrust vectors. The right and left half-planes of the lifting-bearing plane 1 are equipped with a rotary mechanism with the possibility of turning them around axis 6 and placing them in the side niches 7 of the fuselage at high-speed sections of the mid-flight flight. In the deployed position, the right and left lower half-planes are fixed by fixing nodes 8, made in one block with the docking gas generating units with holes 9 of the axial nozzles of the turbojet engine 3. In Fig. 1, the left / drawing / lifting half-plane is shown in the expanded position, the right half-plane is located in side niche of the fuselage. In the expanded position, the lower plane 1 forms a rigid box structure with the upper plane 2.

На фиг.1 в качестве примера реализации заявляемого технического решения показан ЛА с двумя маршевыми двигателями. Как газогенераторы ТРД имеют общую газовую магистраль, образуемую газоподводящими 10, переходными /левым и правым/ 11 трубопроводами и общими трубопроводом 12. Стыковочные части трубопроводов 10 и 11 снабжены уплотнительными фланцами 13 и 14, которые в своей нижней /чертежу/ части связаны шарнирами 15, причем правый и левый трубопроводы 11 телескопически входят в общий трубопровод 12 и снабжены уплотнительными кольцами. Таким образом, в вертолетном режиме безаэродромного ЛА газовая магистраль оказывается закольцованной, что обеспечивает необходимую надежность функционирования турбовентиляторных полуплоскостей.Figure 1 as an example of the implementation of the proposed technical solution shows an aircraft with two main engines. As gas generators, turbojet engines have a common gas line formed by gas supply 10, transition / left and right / 11 pipelines and common piping 12. The connecting parts of pipelines 10 and 11 are equipped with sealing flanges 13 and 14, which are connected by hinges 15 in their lower / drawing / part, moreover, the right and left pipelines 11 are telescopically included in the common pipe 12 and are provided with o-rings. Thus, in the helicopter mode of an aerodromeless aerodrome, the gas line is looped, which provides the necessary reliability of the functioning of turbofan half-planes.

При повороте полуплоскостей подъемно-несущей плоскости 1 и размещении их в бортовых нишах 7 фюзеляжа фланцы 13 трубопровода 10 действуют через шарнир 15 на фланцы 14 трубопровода 11 и вместе с общим трубопроводом 12 перемещает их в верхнее /по чертежу/ положение, показанное штрих-пунктирными линиями.When you rotate the half-planes of the lifting-bearing plane 1 and placing them in the side niches 7 of the fuselage, the flanges 13 of the pipeline 10 act through the hinge 15 on the flanges 14 of the pipeline 11 and together with the common pipeline 12 moves them to the upper / according to the drawing / position shown by dashed lines .

Для обеспечения функционирования маршевых ТРД в режиме газогенераторов они снабжены стыковочными газогенераторным узлом в виде простого разветвляющегося сопла, показанного на фиг.2. На позиции а/ газовая заслонка 16 запирает входное отверстие в питающий турбовентиляторы трубопровод 10, что соответствует режиму скоростного маршевого полета, на позиции б/ газовая заслонка 16 запирает осевое сопло маршевого ТРД и газовый поток, проходя через газоподводящий трубопровод 10, действует только на лопатки турбин вентиляторов, что соответствует вертолетному режиму полета ЛА. Газовый поток от газогенератора ТРД, попадая на лопаточные венцы турбин вентиляторов, обеспечивает их вертикальную тягу. При этом турбовентиляторы 4, поворачиваясь вокруг поперечной относительно ЛА оси, могут создавать определенную продольную тягу, обеспечивая, например, начальный горизонтальный разгон ЛА при подъеме или торможение при посадке, а турбовентиляторы 5, установленные с возможностью их поворота вокруг продольной относительно ЛА оси, обеспечивать при необходимости боковое перемещение ЛА.To ensure the operation of mid-flight turbofan engines in gas generator mode, they are equipped with a docking gas generator unit in the form of a simple branching nozzle, shown in Fig.2. At position a / gas damper 16 closes the inlet opening to the turbofan supply duct 10, which corresponds to the high-speed flight mode, at position b / gas damper 16 closes the axial nozzle of the main turbine engine and gas flow passing through gas supply duct 10 acts only on the turbine blades fans, which corresponds to the helicopter flight mode of the aircraft. The gas flow from the turbofan gas generator, falling on the blade crowns of the fan turbines, ensures their vertical thrust. In this case, the turbofan fans 4, turning around the axis transverse relative to the aircraft, can create a certain longitudinal thrust, providing, for example, the initial horizontal acceleration of the aircraft during lifting or braking during landing, and the turbofan fans 5, installed with the possibility of their rotation around the longitudinal axis relative to the aircraft, provide necessary lateral movement of the aircraft.

Управление полетом ЛА в вертолетном режиме осуществляется с помощью отдельного ТРД 17, размещенного в хвостовой части фюзеляжа и снабженного выдвижным воздухозаборником 18. Выходная часть ТРД 17 представляет собой двойное разветвляющееся сопло, показанное на фиг.3. На позиции а/ верхнее и нижнее 20 сопла закрыты газовыми заслонками 21 и 22 и газовый поток проходит через осевое сопло 23, т.е. управляющее действие отсутствует. На позиции б/ нижнее сопло 20 открыто, а осевое 23 и верхнее 19 сопла закрыты, вследствие чего хвостовая часть ЛА отклоняется вверх. На позиции в/ газовые заслонки 21 и 22 закрывают нижнее 20 и осевое 23 сопла, газовый поток выходит через верхнее сопло 19 и отклоняет хвостовую часть ЛА вниз. При закрытых верхнем и нижнем соплах управляющее действие, как было отмечено выше, отсутствует, но под действием газового потока через осевое сопло 23 ЛА будет перемещаться вперед. Если подобный эффект необходимо исключить, заслонки 21 и 22 проводятся в заднее положение, как показано на позиции г/, и запирают осевое сопло 23. Реактивные моменты верхнего и нижнего сопел при этом взаимно компенсируются, управляющее действие отсутствует, но отсутствует и продольное перемещение ЛА.The flight control of the aircraft in helicopter mode is carried out using a separate turbojet engine 17 located in the rear of the fuselage and equipped with a retractable air intake 18. The output of the turbojet engine 17 is a double branching nozzle shown in Fig.3. At position a /, the upper and lower 20 nozzles are closed by gas shutters 21 and 22 and the gas flow passes through the axial nozzle 23, i.e. no control action. At position b, the lower nozzle 20 is open, and the axial 23 and upper 19 nozzles are closed, as a result of which the tail of the aircraft deviates upward. At the I / O position, the gas shutters 21 and 22 close the lower 20 and axial nozzles 23, the gas flow exits through the upper nozzle 19 and deflects the tail of the aircraft down. When the upper and lower nozzles are closed, the control action, as noted above, is absent, but under the action of the gas flow through the axial nozzle 23, the aircraft will move forward. If a similar effect must be eliminated, the shutters 21 and 22 are held in the rear position, as shown in position g /, and the axial nozzle 23 is locked. The reactive moments of the upper and lower nozzles are mutually compensated, the control action is absent, but there is no longitudinal movement of the aircraft.

Газоструйная система управления ЛА в горизонтальной плоскости оказана на фиг.4 /вид сверху/ и представляет собой сопло с отклоняющимися створками 24, ось вращения которых расположена на вращающемся вокруг осевого сопла кольце 25. В рассматриваемом примере при наличии рассмотренной ранее системы управления ЛА в вертикальной плоскости в системе горизонтального управления в вертолетном режиме реализуются только две возможности - повороты ЛА по и против часовой стрелки. Эти две возможности реализуются при отклонении створок 24, например, справа налево и слева направо, для чего кольцо 25 поворачивают вокруг осевого сопла на 180 градусов. Однако в принципе рассматриваемая система управления обладает свойством универсальности и может обеспечить отклонение хвостовой части ЛА на любой угол.The gas-jet aircraft control system in the horizontal plane is shown in Fig. 4 / top view / and represents a nozzle with deflecting flaps 24, the axis of rotation of which is located on the ring 25 rotating around the axial nozzle. In the considered example, with the aircraft control system considered above in the vertical plane in the horizontal control system in helicopter mode, only two possibilities are realized - aircraft turns clockwise and counterclockwise. These two possibilities are realized when the leaves 24 are deflected, for example, from right to left and from left to right, for which the ring 25 is rotated around the axial nozzle by 180 degrees. However, in principle, the control system under consideration has the universality property and can provide a deflection of the tail of the aircraft at any angle.

В целом механизмы заявляемого безаэродромного ЛА с поворотной нижней плоскостью функционируют следующим образом.In General, the mechanisms of the claimed bezeroerdromnoy aircraft with a rotating lower plane operate as follows.

При вертикальном взлете ЛА осевые сопла маршевых ТРД перекрывают газовыми заслонками 16 и подъем ЛА производится только на основе турбовентиляторов 4 и 5. При достижении заданной высоты в зависимости от особенностей взлетной площадки производится поворот турбовентиляторов 4 вокруг поперечной оси и изменение их вектора тяги и начальный разгон ЛА производится на основе создаваемой ими продольной пропульсивной составляющей. По мере увеличения скорости ЛА и возникновения аэродинамической подъемной силы на верхней несущей плоскости 2 заслонки 16 поворачивают и направляют газовый поток в осевые сопла ТРД, вследствие чего горизонтальная скорость ЛА возрастает. При достижении скорости, обеспечивающей полет ЛА только на основе верхней несущей плоскости, заслонками 16 полностью перекрывают боковые отверстия 9 сопел маршевых ТРД, нижние полуплоскости выводят из зацепления с крепежными узлами 8, поворачивают их размещению в нишах 7 фюзеляжа.When the aircraft takes off vertically, the axial nozzles of the marching turbojet engines are blocked by gas dampers 16 and the aircraft is lifted only on the basis of turbofan fans 4 and 5. Upon reaching the specified height, depending on the characteristics of the take-off platform, the turbofan fans 4 are rotated around the transverse axis and their thrust vector is changed and the aircraft accelerates initially and accelerates is based on the longitudinal propulsive component they create. As the speed of the aircraft increases and aerodynamic lift occurs on the upper bearing plane 2, the flaps 16 turn and direct the gas flow into the axial nozzles of the turbojet engine, as a result of which the horizontal speed of the aircraft increases. When reaching a speed that ensures flight of the aircraft only on the basis of the upper bearing plane, the flaps 16 completely cover the lateral openings 9 of the nozzles of the marching turbojet engines, the lower half-planes are disengaged from the fastening units 8, and rotate to their placement in the fuselage recesses 7.

При вертикальной посадке механизмы ЛА переводятся в вертолетный режим, для чего снижается скорость полета, нижние полуплоскости выводятся из бортовых ниш 7, производятся их поворот и зацепление с ТРД через крепежные узлы 8, заслонками 16 перекрывают осевые сопла ТРД 3, выдвигают воздухозаборники 18, запускают хвостовой ТРД 17, если он был остановлен, и дальнейший полет и посадочные маневры производят только на основе турбовентиляторов 4 и 5.With a vertical landing, the aircraft’s mechanisms are put into helicopter mode, for which the flight speed is reduced, the lower half-planes are pulled out of the side recesses 7, they are rotated and engaged with the turbojet engines through the fastening units 8, the shutters 16 block the axial nozzles of the turbojet 3, extend the air intakes 18, launch the tail TRD 17, if it was stopped, and further flight and landing maneuvers are performed only on the basis of turbofan fans 4 and 5.

Вариант безаэрадромного ЛА с неподвижной подъемно-несущей плоскостью показан на фиг.5. Нижняя подъемно-несущая плоскость 1 содержит турбовентиляторы 4 и газонесущий трубопровод 10, соединяющий турбины вентиляторов с газогенератором - маршевым ТРД 3, расположенным в рассматриваемом примере поверх фюзеляжа. Турбовентиляторы 4 снабжены поворотным механизмом /не показан/, позволяющим поворачивать на некоторый угол вокруг трубчатых осей 26, через которые производится подвод потока на лопатки турбин, что создает получать кроме вертикальной также и горизонтальную тягу в вертолетном режиме полета. В скоростном горизонтальном полете турбовентиляторы 4 после их отключения закрываются сверху и снизу выдвижными обтекателями 27, выполненными в виде пластинчатых щитков.Option bezaeradromnoy aircraft with a fixed lift-bearing plane is shown in Fig.5. The lower lifting-bearing plane 1 contains turbofan fans 4 and a gas-carrying pipe 10 connecting the fan turbines with a gas generator — a marching turbojet engine 3 located above the fuselage in this example. Turbofan fans 4 are equipped with a rotary mechanism (not shown), which allows rotation around the tubular axes 26 through a flow through the turbine blades, which creates horizontal thrust in addition to vertical thrust in helicopter flight mode. In high-speed horizontal flight, turbofan 4 after shutting it off is closed from above and below by retractable cowls 27, made in the form of plate shields.

Для обеспечения функционирования маршевого ТРД в режиме газогенератора он снабжен механизмом управления газовым потоком в виде простого разветвляющегося сопла, показанного на фиг.2. На позиции а/ газовая заслонка 16 запирает входное отверстие в питающий турбовентиляторы подводящий трубопровод 10, что соответствует скоростному режиму маршевого полета, на позиции б/ газовая заслонка 16 запирает осевое сопло маршевого ТРД и газовый поток, проходя через газоподводящий трубопровод 10, действует только на лопатки турбин вентиляторов, что соответствует вертолетному режиму полета ЛА.To ensure the operation of the marching turbojet engine in the gas generator mode, it is equipped with a gas flow control mechanism in the form of a simple branching nozzle, shown in Fig.2. At position a / the gas damper 16 closes the inlet to the supply turbofan supply line 10, which corresponds to the high-speed flight mode, at position b / gas damper 16 closes the axial nozzle of the main turbofan engine and the gas flow passing through the gas supply line 10 acts only on the blades fan turbines, which corresponds to the helicopter flight mode of the aircraft.

Управление ЛА в вертолетном режиме производится с помощью отдельного ТРД 17, размещенного в хвостовой части фюзеляжа и снабженного выдвижным воздухозаборником 18. Выходная часть ТРД 17 представляет собой двойное разветвляющееся сопло, показанное на фиг.3. На позиции а/ верхнее 19 и нижнее 20 сопла закрыты газовыми заслонками 21 и 22 и газовый поток проходит через осевое сопло 23, т.е. управляющее действие отсутствует. На позиции б/ нижнее сопло 20 открыто, а осевое 23 и верхнее 19 сопла закрыты, вследствие чего хвостовая часть ЛА отклоняется вверх. На позиции в/ газовые заслонки 21 и 22 закрывают нижнее 20 и осевое 23 сопла, газовый поток выходит нижнее сопло 19 и отклоняет хвостовую часть ЛА вниз.The aircraft is controlled in helicopter mode using a separate turbojet engine 17 located in the rear of the fuselage and equipped with a retractable air intake 18. The output of the turbojet engine 17 is a double branching nozzle, shown in Fig.3. At positions a /, the upper 19 and lower 20 nozzles are closed by gas shutters 21 and 22 and the gas flow passes through the axial nozzle 23, i.e. no control action. At position b, the lower nozzle 20 is open, and the axial 23 and upper 19 nozzles are closed, as a result of which the tail of the aircraft deviates upward. At the I / O position, the gas shutters 21 and 22 close the lower 20 and axial 23 nozzles, the gas flow exits the lower nozzle 19 and deflects the tail of the aircraft down.

При закрытых верхнем и нижнем соплах управляющее действие, как было отмечено выше, отсутствует, но под действием газового потока через осевое сопло 23 ЛА будет перемещаться вперед. Если подобный эффект необходимо исключить, заслонки 21 и 22 переводятся в заднее положение, как показано на позиции г/, и запирают осевое сопло 23. Реактивные моменты верхнего и нижнего сопел при этом взаимно компенсируются, управляющее действие отсутствует, но отсутствует и продольное перемещение ЛА.When the upper and lower nozzles are closed, the control action, as noted above, is absent, but under the action of the gas flow through the axial nozzle 23, the aircraft will move forward. If such an effect must be eliminated, the shutters 21 and 22 are moved to the rear position, as shown in position g, and lock the axial nozzle 23. The reactive moments of the upper and lower nozzles are mutually compensated, the control action is absent, but there is no longitudinal movement of the aircraft.

Газоструйная система управления в горизонтальной плоскости показана на фиг.4 /вид сверху/ и представляет собой сопло с отклоняющимися створками 24, ось вращения которых расположена на вращающемся вокруг осевого сопла кольце 25. В рассматриваемом примере реализуется только две возможности - повороты по и против часовой стрелки на 180 градусов.The gas-jet control system in the horizontal plane is shown in Fig. 4 / top view / and represents a nozzle with deflecting flaps 24, the axis of rotation of which is located on the ring 25 rotating around the axial nozzle. In this example, only two possibilities are realized - rotations in clockwise and counterclockwise directions 180 degrees.

Управление по крену ЛА производится путем перераспределения газового потока от маршевого ТРД 3 между турбовентиляторами 4 двух полуплоскостей, для чего их газопроводящие трубопроводы 10 снабжены газовыми заслонками, которые позволяют изменить сечение газопроводов.The aircraft roll control is carried out by redistributing the gas flow from the marching turbofan engine 3 between the turbofans 4 of the two half-planes, for which their gas pipelines 10 are equipped with gas dampers that allow changing the cross section of the gas pipelines.

В целом механизмы рассматриваемого безаэродромного ЛА с неподвижной подъемно-несущей нижней плоскостью функционируют следующим образом.In general, the mechanisms of the considered aerodrome-free aircraft with a fixed lift-bearing lower plane operate as follows.

При вертикальном взлете обтекатели 27 /фиг.5/ убираются в ниши 23, воздухозаборники 18 выдвигаются из фюзеляжа, производится запуск маршевого и хвостового двигателей, поворотом газовой заслонки 16 перекрывают осевое сопло ТРД 3 и открывают боковой выход для газового потока в подводящие газопроводы 10. После набора высоты поворотом турбовентиляторов 4 изменяют их вектор тяги и производят горизонтальный разгон ЛА. При достижении горизонтальной скорости, необходимой для создания аэродинамической подъемной силы на верхней несущей плоскости 2, заслонкой 16 перекрывают боковое газоотводное отверстие и открывают осевые сопло маршевого ТРД, обтекатели 27 выдвигают из ниш 23 и закрывают входные и выходные отверстия турбовентиляторов 4, хвостовой двигатель 17, если он не используется для повышения горизонтальной плоскости ЛА, останавливают и дальнейший полет производят только на маршевом ТРД. Подъемная сила ЛА обеспечивается только верхней несущей плоскостью 2.With a vertical take-off, the cowls 27 / Fig. 5/ are retracted into the niches 23, the air intakes 18 are pulled out of the fuselage, the marching and tail engines are started, by turning the gas shutter 16 they block the axial nozzle of the turbojet engine 3 and open the lateral outlet for gas flow into the supply gas pipelines 10. After climb by turning turbofan 4 change their thrust vector and produce horizontal acceleration of the aircraft. Upon reaching the horizontal speed necessary to create aerodynamic lifting force on the upper bearing plane 2, the lateral gas vent hole is closed by a shutter 16 and the axial nozzle of the marching turbojet engine is opened, the fairings 27 are pulled out of the niches 23 and the inlet and outlet openings of the turbofan fans 4 are closed, the tail engine 17, if it is not used to increase the horizontal plane of the aircraft, it is stopped and further flight is carried out only on the marching turbojet engine. The lifting force of the aircraft is provided only by the upper bearing plane 2.

Вариант безаэродромного ЛА с подвесной нижней плоскостью приведен на фиг.6 /вид спереди/. На фиг.6 приведен ЛА с двумя ТРД 3, расположенными на верхней несущей плоскости 2. В рассматриваемом примере подвесные нижние полуплоскости 29 выполнены в виде подъемных платформ, содержащих турбовентиляторы 4, связанные с верхней плоскостью 2 через консоли 30. Подъемная платформа нижних полуплоскостей 29 приведена на фиг.7. Она содержит два турбовентилятора 4 с возможностью изменения направления вектора тяги путем поворота вокруг трубчатых осей 26 и цапф 31. Кроме того, подъемная платформа в целом может поворачиваться на некоторый угол вокруг продольной относительно ЛА оси на цапфах 32. С этой целью оконечные части газоподводящего трубопровода 10 оснащены стыковочными поворотными узлами 33 с уплотнительными кольцами, обеспечивающими газодинамическую связь маршевого ТРД 3 - газогенератора и турбовентиляторов 4 в любом их положении. Предлагаемое техническое решение позволяет изменить вектор тяги турбовентиляторов 4 как в продольном, так и в поперечном относительно ЛА направлениях и обеспечить вертолетные маневры в полном объеме.A non-aerodrome aircraft variant with a suspended lower plane is shown in FIG. 6 / front view /. Figure 6 shows an aircraft with two turbojet engines 3 located on the upper bearing plane 2. In this example, the suspended lower half-planes 29 are made in the form of lifting platforms containing turbofan 4 connected to the upper plane 2 through the console 30. A lifting platform of the lower half-planes 29 is shown in Fig.7. It contains two turbofan 4 with the ability to change the direction of the thrust vector by turning around the tubular axes 26 and trunnions 31. In addition, the lifting platform as a whole can be rotated at some angle around the longitudinal axis relative to the aircraft on the trunnions 32. For this purpose, the end parts of the gas supply pipe 10 equipped with docking rotary nodes 33 with sealing rings, providing gas-dynamic connection of the marching turbojet engine 3 - gas generator and turbofan 4 in any of their positions. The proposed technical solution allows you to change the thrust vector of the turbofan 4 in both longitudinal and transverse relative to the aircraft and to provide helicopter maneuvers in full.

Как видно из фиг.6, длина газоподводящего трубопровода 10 практически равна высоте консоли 30, что существенно снижает величину потерь полного давления в газовой магистрали. Необходимость кольцевания газовой магистрали через верхнюю несущую плоскость 2 для обеспечения большей надежности газового привода турбовентиляторов не изменяет величину потерь, так и при нормальном функционировании маршевых ТРД в качестве газогенераторов объединительная часть газовой магистрали не работает, она служит только для некоторого выравнивания динамических характеристик приводного газового потока.As can be seen from Fig.6, the length of the gas supply pipe 10 is almost equal to the height of the console 30, which significantly reduces the total pressure loss in the gas main. The need to loop the gas line through the upper bearing plane 2 to ensure greater reliability of the gas drive of the turbofan does not change the amount of loss, and with the normal operation of the marching turbojet engines as gas generators, the connecting part of the gas line does not work, it serves only for some leveling of the dynamic characteristics of the drive gas stream.

Для обеспечения функционирования маршевых ТРД в режиме газогенераторов они снабжены механизмом управления газовым потоком в виде простого разветвляющегося сопла, показанного на фиг.2. На позиции а/ газовая заслонка 16 запирает входное отверстие в подводящий трубопровод 10, что соответствует скоростному маршевому полету, на позиции б/ газовая заслонка запирает осевое сопло маршевого ТРД, и газовый поток проходит через газоподводящий трубопровод 10 и действует только на лопатки турбин вентиляторов, что соответствует вертолетному режиму полета ЛА.To ensure the operation of mid-flight turbofan engines in gas generator mode, they are equipped with a gas flow control mechanism in the form of a simple branching nozzle, shown in FIG. At position a / the gas damper 16 closes the inlet to the inlet pipe 10, which corresponds to a high-speed marching flight, at position b / the gas damper closes the axial nozzle of the main turbojet engine, and the gas flow passes through the gas supply duct 10 and acts only on the blades of the fan turbines, which corresponds to the helicopter flight mode of the aircraft.

Управление ЛА в вертолетном режиме производится с помощью отдельного ТРД, размещенного в хвостовой части фюзеляжа и снабженного выдвижными воздухозаборниками. Входная часть ТРД представляет собой двойное разветвляющееся сопло, приведенное на фиг.3. На позиции а/ верхнее 19 и нижнее 20 сопла закрыты газовыми заслонками 21 и 22, и газовый поток проходит через осевое сопло 23, т.е. управляющее действие отсутствует. На позиции б/ нижнее сопло открыто, а осевое 23 и верхнее 19 сопла закрыты, вследствие чего хвостовая часть ЛА отклоняется вверх. На позиции в/ газовые заслонки 21 и 22 закрывают нижнее 20 и осевое 23 сопла, газовый поток выходит через верхнее сопло 19 и отклоняет хвостовую часть ЛА вниз.Aircraft control in helicopter mode is carried out using a separate turbojet engine located in the rear of the fuselage and equipped with retractable air intakes. The inlet of the turbojet engine is a double branching nozzle shown in Fig.3. At positions a /, the upper 19 and lower 20 nozzles are closed by gas shutters 21 and 22, and the gas flow passes through the axial nozzle 23, i.e. no control action. At position b, the lower nozzle is open, and the axial 23 and upper 19 nozzles are closed, as a result of which the tail of the aircraft deviates upward. At the I / O position, the gas shutters 21 and 22 close the lower 20 and axial nozzles 23, the gas flow exits through the upper nozzle 19 and deflects the tail of the aircraft down.

При закрытых верхнем и нижнем соплах управляющее действие, как было отмечено выше, отсутствует, но под действием газового потока через осевое сопло 23 ЛА будет перемещаться вперед. Если подобный эффект не желателен, заслонки 21 и 22 переводятся в заднее положение, как показано на позиции г/, запирают осевое сопло 23. Реактивные моменты верхнего и нижнего сопел при этом взаимно компенсируются, управляющее действие отсутствует, но отсутствует и продольное перемещение ЛА.When the upper and lower nozzles are closed, the control action, as noted above, is absent, but under the action of the gas flow through the axial nozzle 23, the aircraft will move forward. If a similar effect is not desired, the shutters 21 and 22 are moved to the rear position, as shown in position g /, lock the axial nozzle 23. The reactive moments of the upper and lower nozzles are mutually compensated, the control action is absent, but there is no longitudinal movement of the aircraft.

Газоструйная система управления в горизонтальной плоскости показана на фиг.4 /вид сверху/ и представляет собой сопло с отклоняющимися створками 24, ось вращения которых расположена на вращающемся вокруг осевого сопла кольце 25. В рассмотренном примере реализуются только две возможности - повороты по и против часовой стрелки на 180 градусов, однако в принципе эта система может обеспечить поворот ЛА на любой угол.The gas-jet control system in the horizontal plane is shown in Fig. 4 / top view / and is a nozzle with deflecting flaps 24, the axis of rotation of which is located on the ring 25 rotating around the axial nozzle. In the considered example, only two possibilities are realized - turns clockwise and counterclockwise 180 degrees, however, in principle, this system can provide rotation of the aircraft at any angle.

Claims

1. Aerodrome-free aircraft with airplane and helicopter flight modes, made according to the biplane scheme, containing lifting turbofan fans built into the lower lifting-bearing plane, mid-flight turbojet engines with a controlled function of gas generators, gas pipelines of a turbofan gas drive with the possibility of combining in a helicopter mode into a single gas trunk, gas-jet helicopter flight control system based on a tail turbojet engine with a nozzle combined with gas jet rudders.

2. Beslan aerodrome-free aircraft with airplane and helicopter flight modes, comprising a lower lift-carrying plane with integrated turbofan with a controlled thrust vector, equipped with a half-plane rotation mechanism of the type of wings with variable sweep with the possibility of placing them in the side fuselage niches on high-speed sections of the flight, marching turbojet engines with a controlled function of gas generators, gas supply pipelines with the possibility of combining them into a single th gas line in the helicopter mode, the tail turbojet engine having a nozzle aligned with gas jet elevators direction.

3. The aerodromeless aircraft according to claim 2, characterized in that the lifting turbofans mounted on the lower plane are equipped with rotary mechanisms - around the longitudinal ones, others - around the transverse axes with the possibility of changing the direction of the thrust vector.

4. The aerodromeless aircraft according to claim 2, characterized in that the support pins of the turbofan on the gas supply side are hollow with the ability to ensure the passage of the gas stream from the marching turbojet engines in gas generator mode to the blade crowns of the turbines of the lifting fans when they are rotated to change the direction of the thrust vector .

5. The aerodromeless aircraft according to claim 2, characterized in that the mechanism for combining the half-plane pipelines comprises gas supply and transition pipelines with sealing flanges connected by edge joints located on the outer annular part of the flanges and telescopically connecting the transition pipelines to a common pipeline with the possibility of lifting half planes from the side fuselage niches, their rotation and docking with marching turbojet engines forming a single gas pipeline system which implements the operation of turbofan when stopping any of the marching engines in the mode of gas generators.

6. The aerodromeless aircraft according to claim 2, characterized in that the telescopically connected common and transitional pipelines contain o-rings located between the movable walls in the annular grooves of the common or transitional pipelines.

7. Aero-aerodrome aircraft with airplane and helicopter flight modes, made according to the biplane scheme, comprising a lower lift-bearing plane with integrated turbofan with a controlled thrust vector with a gas drive from mid-flight turbojet engines, equipped with retractable cowls with a possibility of overlapping inlet and outlet openings turbofan, gas drive pipelines equipped with a drive gas flow control system with the possibility of redistributing them between the turbo the lower plane, gas-jet rudders of the helicopter flight control mechanism, combined with the nozzle of the turbojet engine located in the rear of the aircraft.

8. The aerodromeless aircraft according to claim 7, characterized in that the lifting turbofans mounted on the lower plane are equipped with rotary mechanisms around axes transverse to the aircraft with the possibility of changing the direction of the thrust vector.

9. The aerodrome-free aircraft according to claim 7, characterized in that the support pins on the side of the gas supply pipelines are hollow with the possibility of ensuring the passage of the gas stream from the main engines-gas generators to the blade crowns of the fan turbines when they are rotated in order to change the direction of the thrust vector.

10. Aero-aerodrome aircraft with airplane and helicopter flight modes, made according to the biplane scheme, with a lower lifting-bearing plane suspended on the consoles, made in the form of half-planes - lifting platforms with built-in turbofan connected to marching turbojet engines, with the ability to control gas flows in gas generator mode.

11. The aerodromeless aircraft of claim 10, characterized in that the lifting platforms and built-in turbofans contain rotary mechanisms with the ability to rotate the lifting platforms as a whole around the longitudinal axis relative to the aircraft, and turbofan - around the transverse axis and changing the direction of action of the resulting propulsive force.

12. The aerodromeless aircraft of claim 10, wherein the gas supply pipelines from the marching turbojet engines to the turbofan contain connecting nodes with a rotary telescopic mutual arrangement with the possibility of ensuring gas flow to the fan turbine blades when making turns of the lifting platforms as a whole and turbofan around the longitudinal and transverse axes.

13. The aerodromeless aircraft of claim 10, characterized in that it contains pipelines located inside the upper bearing plane and combining the gas generator outputs of the marching turbojet engines,

14. An aerodromeless aircraft according to any one of claims 1, 2, 7, 10, characterized in that the nozzle of the marching turbojet engine is branched to provide the ability to control gas flows in the mode of gas generators.

15. The mechanism for controlling a non-aerodrome aircraft in helicopter mode, containing a tail turbojet engine as a gas generator and associated steering nozzles, with the ability to control the aircraft in the vertical and horizontal planes of flight, including on the basis of a single gas-jet system.

16. The control mechanism for a non-aerodrome aircraft according to claim 15, characterized in that it comprises a steering unit comprising an axial and two side nozzles and two gas dampers that are installed with the possibility of simultaneous overlap of either the side nozzles, or any of the side and axial nozzles, or with the possibility of overlapping by two gas flaps of the axial nozzle and part of the cross-sectional area of the side nozzles.

17. The control mechanism of the aero-aerodrome aircraft according to claim 15, characterized in that it comprises a nozzle connected with a tail turbojet engine-gas generator with deflectable flaps, the axis of rotation of which is located on a ring that can rotate around the axis of the nozzle by any given angle and a corresponding change in direction traction vector.