RU2332332C2

RU2332332C2 - Vertical take-off and landing aircraft

Info

Publication number: RU2332332C2
Application number: RU2006113498/11A
Authority: RU
Inventors: Иннокентий Михайлович Большанин (KZ); Иннокентий Михайлович Большанин
Original assignee: Иннокентий Михайлович Большанин; Воробьева Ольга Иннокентьевна
Priority date: 2006-04-20
Filing date: 2006-04-20
Publication date: 2008-08-27
Also published as: RU2006113498A

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to vertical take-off and landing (VTOL). The VTOL incorporates airframe (1) with wing (7) attached thereto accommodating turbojet two-phase engine (15). The engine behind-the-compressor space limited by the compressor casing is divided by the combustion chamber outer wall into two separate circular spaces, an inner and outer one. On both airframe sides, two arch-like cross-section wings (5, 6) are attached thereto with their upward convex and downward concave surfaces. The airframe lower part houses a ramjet (22) with lateral intake channels (25, 26), the channels lengthwise axes being tangentially directed towards the wing concave surface. The outlet channels are furnished with flap valves to open or shut off the outlet channels.

EFFECT: lower fuel consumption in vertical take-off and landing.

5 cl, 17 dwg

Description

Изобретение относится к самолетостроению, в частности к самолетам с вертикальными взлетом и посадкой, оснащенным турбореактивными двигателями.The invention relates to aircraft construction, in particular to aircraft with vertical take-off and landing, equipped with turbojet engines.

Известны самолеты, в которых для осуществления вертикальных взлета и посадки используется струя газа турбореактивного двигателя, отклоненная вниз, при этом вертикальная тяга определяется количеством движения газа по формуле Р=mν.Airplanes are known in which a gas jet of a turbojet engine, deflected down, is used to carry out vertical take-off and landing, and the vertical thrust is determined by the amount of gas movement according to the formula P = mν.

Поэтому для осуществления вертикального взлета необходима тяга, превышающая вес самолета, что требует установки на самолет двигателя с избыточной, в горизонтальном полете, мощности двигателя и приводит к большому расходу топлива.Therefore, for the implementation of vertical take-off, thrust is required that exceeds the weight of the aircraft, which requires the installation of an engine with excess engine power in horizontal flight and leads to high fuel consumption.

Задачей изобретения является повышение КПД силовой установки при вертикальных взлете и посадке самолета.The objective of the invention is to increase the efficiency of the power plant during vertical take-off and landing of the aircraft.

Самолет включает фюзеляж, на котором закреплено крыло и размещен турбореактивный двухконтурный двигатель, в котором закомпресорное внутреннее пространство двигателя, ограниченное корпусом компрессора, разделено внешней стенкой камеры сгорания на два отдельных - внешнее и внутреннее - кольцевых пространства.The aircraft includes a fuselage on which a wing is fixed and a turbojet dual-circuit engine is located, in which the engine’s unpressurized internal space, limited by the compressor casing, is divided into two separate, external and internal, annular spaces by the outer wall of the combustion chamber.

Данный самолет отличается от аналогов тем, что площадь поперечного сечения внешнего кольцевого пространства больше площади поперечного сечения внутреннего кольцевого пространства, по бокам фюзеляжа закреплены два дугообразных, в поперечной плоскости самолета, крыла, которые выпуклой стороной обращены вверх, а вогнутой стороной обращены вниз; в нижней части фюзеляжа размещен прямоточный реактивный двигатель с боковыми выпускными каналами, продольные оси которых направлены по касательной к вогнутой поверхности крыльев, выпускные каналы снабжены клапанами-заслонками с возможностью регулируемого открытия или полного закрытия выпускных каналов; камера сгорания прямоточного реактивного двигателя связана с внешним кольцевым пространством компрессора воздуховодным каналом, а внутреннее кольцевое пространство компрессора связанно с турбореактивным двигателем; за пределами сопла турбореактивного двигателя, на горизонтальных осях установлены плоские газовые рули высоты, реактивное сопло прямоточного двигателя, в поперечном сечении, выполнено прямоугольной формы, при этом в пределах сопла на вертикальных осях установлены два газовых руля поворота, с обеспечением полного или частичного закрытия сопла.This aircraft differs from its analogues in that the cross-sectional area of the outer annular space is larger than the cross-sectional area of the inner annular space, two arcuate wings are fixed on the sides of the fuselage, with the convex side facing up and the concave side facing down; in the lower part of the fuselage there is a ramjet engine with lateral exhaust channels, the longitudinal axes of which are directed tangentially to the concave surface of the wings, the exhaust channels are equipped with flap valves with the possibility of adjustable opening or complete closure of the exhaust channels; the combustion chamber of the ramjet engine is connected to the outer annular space of the compressor by an air duct, and the inner annular space of the compressor is connected to a turbojet engine; outside the nozzle of the turbojet engine, flat gas elevators are installed on the horizontal axes, the jet nozzle of the ramjet engine, in cross section, is rectangular in shape, while two gas rudders are installed on the vertical axes within the nozzle, ensuring the nozzle is completely or partially closed.

В данном самолете газовые струи, истекающие из выпускных каналов прямоточного реактивного двигателя, взаимодействуя с вогнутой поверхностью крыльев, передают им часть своей кинетической энергии по формуле К=1/2mν², которая во много раз больше, чем количество движения, которым определяется реактивная вертикальная тяга самолета-аналога.In this aircraft, gas jets flowing from the exhaust channels of a ramjet engine, interacting with the concave surface of the wings, transmit to them a part of their kinetic energy according to the formula K = 1 / 2mν ² , which is many times more than the amount of movement that determines the vertical thrust aircraft analogue.

Таким образом, благодаря конструктивным особенностям самолета и его силовой установки на данном самолете более полно используется кинетическая энергия газовой струи при вертикальном взлете и посадке самолета.Thus, due to the design features of the aircraft and its power plant, the kinetic energy of the gas stream during vertical take-off and landing of the aircraft is used more fully.

На фиг.1 показан самолет с вертикальным взлетом и посадкой, вид сбоку с частичным разрезом в вертикальной плоскости.Figure 1 shows a plane with a vertical take-off and landing, a side view with a partial section in a vertical plane.

На фиг.2 - тот же самолет, вид сверху.Figure 2 - the same plane, top view.

На фиг.3 - вид спереди, с частичным разрезом в поперечной плоскости.Figure 3 is a front view, with a partial section in the transverse plane.

На фиг.4, 5, 6, 7, 8 показаны разные положения газовых рулей ТРД (вид сбоку).Figure 4, 5, 6, 7, 8 shows the different positions of the gas rudders of the turbojet engine (side view).

На фиг.4 - рули установлены по потоку - при горизонтальном полете самолета.Figure 4 - the rudders are installed downstream - with a horizontal flight of the aircraft.

На фиг.5 - рули установлены так, что делят общий газовый поток на три струи - вверх, вниз и назад - при полете самолета на малой скорости.Figure 5 - the rudders are installed so that they divide the total gas flow into three jets - up, down and back - when flying at low speed.

На фиг.6 - рули перекрывают движения газового потока назад и отклоняют его вверх и вниз - при вертикальном взлете и посадке самолета.Figure 6 - rudders block the movement of the gas flow back and reject it up and down - with vertical take-off and landing of the aircraft.

На фиг.7 - рули создают на хвосте самолета небольшую вертикальную силу - для стабилизации самолета в вертикальной плоскости.In Fig.7 - the rudders create a small vertical force on the tail of the aircraft - to stabilize the aircraft in a vertical plane.

На фиг.8 - рули создают на хвосте самолета большую вертикальную силу - для обеспечения центровки самолета при малой скорости полета.On Fig - rudders create on the tail of the aircraft a large vertical force - to ensure alignment of the aircraft at low speed.

На фиг.9, 10, 11, 12, 13 показаны разные положения газовых рулей ПРД (вид сверху).In Fig.9, 10, 11, 12, 13 shows the different positions of the gas rudders of the PRD (top view).

На фиг.9 - положение рулей по потоку при горизонтальном полете самолета.In Fig.9 - the position of the rudders downstream during horizontal flight of the aircraft.

На фиг.10 - рули частично перекрывают реактивное сопло ПРД - при полете самолета на малой скорости.Figure 10 - rudders partially overlap the jet nozzle PRD - when flying at low speed.

На фиг.11 - рули полностью перекрывают реактивное сопло ПРД - при вертикальном взлете и посадке.Figure 11 - rudders completely overlap the jet nozzle PRD - with vertical take-off and landing.

На фиг.12 - рули отклоняют газовый поток в сторону для разворота самолета при взлете и посадке.On Fig - rudders deflect gas flow to the side for the aircraft to turn during takeoff and landing.

На фиг.13 - рули отклоняют газовый поток в сторону для маневрирования самолета перед посадкой.In Fig.13 - the rudders deflect the gas flow to the side for maneuvering the aircraft before landing.

На фиг.14, 15, 16, 17 показаны положения регулирующих заслонок ПРД (вид спереди).On Fig, 15, 16, 17 shows the position of the control flaps PRD (front view).

На фиг.14 - регулирующие заслонки полностью убраны в свои гнезда, а выпускные боковые каналы ПРД полностью открыты - при вертикальном взлете самолета.In Fig. 14, the control flaps are completely retracted into their nests, and the exhaust side channels of the PRD are fully open during vertical take-off of the aircraft.

На фиг.15 - регулирующие заслонки частично перекрывают выпускные каналы ПРД - при вертикальной посадке самолета.On Fig - regulating flaps partially overlap the exhaust channels of the PRD - with the vertical landing of the aircraft.

На фиг.16 - регулирующие заслонки полностью перекрывают выпускные каналы ПРД - при горизонтальном полете самолета.In Fig.16 - control flaps completely block the exhaust channels of the PRD - with horizontal flight of the aircraft.

На фиг.17 - одна из заслонок частично открывает один из выпускных каналов, создавая или устраняя боковой крен при посадке или взлете самолета.On Fig - one of the shutters partially opens one of the exhaust channels, creating or eliminating a side roll during landing or take-off of the aircraft.

Самолет включает фюзеляж 1 с кабиной экипажа 2, стойкой передних колес 3 и задних колес 4. По бокам фюзеляжа закреплены два дугообразных, в поперечной плоскости самолета, газоотражающих крыла 5 и 6, выпуклая сторона которых обращена вверх, а вогнутая - вниз; крылья установлены с углом атаки относительно продольной оси самолета. Сверху фюзеляжа закреплено нормальное крыло 7, на концах которого шарнирно установлены элероны 8 и 9, в центре крыла установлен закрылок 10, на хвостовой части фюзеляжа закреплены два стабилизатора 11 и 12, на которых установлены (совмещенные по функциям) рули высоты и поворота 13 и 14. В задней части фюзеляжа размещен турбореактивный двигатель 15 с компрессором 16, камерой сгорания 17 и многоступенчатой турбиной 18. Впереди компрессора установлен агрегатный блок 19 и пусковой двигатель 20 (автомобильного типа), который соединен с агрегатным блоком и двигателем посредством центробежной муфты сцепления 21.The aircraft includes a fuselage 1 with a crew cabin 2, a rack of front wheels 3 and rear wheels 4. On the sides of the fuselage are two arcuate, in the transverse plane of the aircraft, gas-reflecting wings 5 and 6, the convex side of which is facing up and the concave side is facing down; the wings are mounted with an angle of attack relative to the longitudinal axis of the aircraft. A normal wing 7 is fixed on top of the fuselage, ailerons 8 and 9 are pivotally mounted at its ends, a flap 10 is installed in the center of the wing, two stabilizers 11 and 12 are fixed on the rear of the fuselage, on which elevators and rotations of 13 and 14 are mounted (combined in function) A turbojet engine 15 with a compressor 16, a combustion chamber 17 and a multi-stage turbine 18 is located at the rear of the fuselage. An aggregate block 19 and a starting engine 20 (automobile type) are installed in front of the compressor, which is connected to the aggregate block and igatelem by the centrifugal clutch 21.

Кроме турбореактивного двигателя 15, самолет содержит также прямоточный реактивный двигатель 22. Для работы данной силовой установки компрессор 16 обладает повышенной производительностью и подает сжатый воздух не только в камеру сгорания турбореактивного двигателя, но и в прямоточный двигатель 22, причем в большем количестве, чем в турбореактивный двигатель.In addition to the turbojet engine 15, the aircraft also contains a ramjet engine 22. For the operation of this power plant, the compressor 16 has increased performance and delivers compressed air not only to the combustion chamber of the turbojet engine, but also to the ramjet engine 22, and in a larger quantity than in the turbojet engine.

Закомпрессорное кольцевое пространство S₀ делится внешней стенкой камеры сгорания 17 на два отдельных - внутреннее и внешнее - кольцевых пространства, причем поперечное сечение внутреннего кольцевого пространства S₁ имеет меньшую площадь, чем площадь поперечного сечения внешнего кольцевого пространства S₂.The compressor annulus S ₀ is divided by the outer wall of the combustion chamber 17 into two separate — inner and outer — annulus, the cross section of the inner annulus S ₁ having a smaller area than the cross section of the outer annulus S ₂ .

В соответствии с этим большая часть от общего объема сжатого воздуха подается в прямоточный двигатель 22 через воздуховодный канал 23. На боковых стенках прямоточного двигателя выполнены боковые выпускные каналы 25 и 26, которые выходят наружу фюзеляжа в месте перехода поверхности фюзеляжа в вогнутую поверхность крыльев 5 и 6, выпускные каналы снабжены клапанами-заслонками 27 и 28, которые установлены в направляющих гнездах, для регулирования потока газа или полного закрытия выпускных каналов.In accordance with this, most of the total volume of compressed air is supplied to the ram engine 22 through the air duct 23. On the side walls of the ram engine there are lateral exhaust channels 25 and 26 that extend outside the fuselage at the junction of the fuselage surface with the concave surface of the wings 5 and 6 , the outlet channels are equipped with flap valves 27 and 28, which are installed in the guide sockets, for regulating the gas flow or completely closing the outlet channels.

Турбореактивный двигатель содержит сопло 29, за пределами которого на горизонтальных осях установлены плоские газовые рули высоты 31 и 32, а сопло 30 прямоточного двигателя 22 в поперечном сечении выполнено прямоугольной формы, при этом в пределах сопла на вертикальных осях установлены два газовых руля поворота 33 и 34, с возможностью частичного или полного перекрытия рулями реактивного сопла 30. В камерах сгорания обоих двигателей установлены форсунки 35 и 36 для подачи и распыления топлива.The turbojet engine contains a nozzle 29, outside of which flat gas rudders 31 and 32 are installed on the horizontal axes, and the nozzle 30 of the ram engine 22 is made in cross section in a rectangular shape, while two gas rudders 33 and 34 are installed on the vertical axes within the nozzle , with the possibility of partial or complete blocking by the rudders of the jet nozzle 30. In the combustion chambers of both engines, nozzles 35 and 36 are installed for supplying and spraying fuel.

Силовая установка самолета работает следующим образом.The power plant of the aircraft operates as follows.

Воздух из атмосферы поступает в компрессор 16 повышенной производительности, из которого в сжатом состоянии поступает в закомпрессорное кольцевое пространство S₀, в котором внешней стенкой камеры сгорания делится на два неравных потока, при этом внутренний поток, с меньшим объемом сжатого воздуха, из внутреннего кольцевого пространства S₁ поступает в камеру сгорания 17 турбореактивного двигателя 15, где происходит сгорание топлива, сопровождающееся повышением давления и температуры газа до величины, определяемой жаропрочностью лопаток многоступенчатой турбины 18, при этом большая часть энергии газа расходуется на работу турбины, т.е. на вращение увеличенного компрессора 16, а оставшееся после турбины давление газа используется как реактивная тяга турбореактивного двигателя.Air from the atmosphere enters the compressor 16 with increased capacity, from which it is compressed into the compressor annular space S ₀ , in which the outer wall of the combustion chamber is divided into two unequal flows, while the internal flow, with a smaller volume of compressed air, from the internal annular space S ₁ enters the combustion chamber of the turbojet 17 15 where combustion takes place, accompanied by an increase in the pressure and gas temperature to a value determined by the heat resistance of the blades Multistage turbine 18, with the majority of gas energy consumed for operation of the turbine, i.e. rotation of the enlarged compressor 16, and the gas pressure remaining after the turbine is used as a jet thrust of a turbojet engine.

Второй поток, с большим объемом сжатого воздуха, из внешнего кольцевого пространства S₂ поступает в воздуховодный канал, а из него - в камеру сгорания прямоточного реактивного двигателя 22, в котором, в зависимости от режима его работы, например при вертикальном взлете самолета, когда реактивное сопло 30 фиг.11 прямоточного двигателя перекрыто рулями поворота 33 и 34, топливо подается в больших пропорциях к воздуху, чем в турбореактивном двигателе 15, что сопровождается более высокими температурой и давлением газа, который по боковым выпускным каналам 25 и 26, в виде плоских газовых струй, устремляется по касательной к вогнутой поверхности крыльев 5 и 6 самолета. При этом, проходя по вогнутой поверхности крыльев, газовые струи вынужденно меняют направление своего движения на противоположное, оказывая при этом динамическое давление на вогнутую поверхность крыльев 5 и 6, при этом суммарное давление направлено вверх. Причем динамическое давление газовых струй определяется их кинетической энергией по формуле К=1/2mν², которая в связи с квадратичностью скорости газа в формуле численно во много раз больше количества движения по формуле P=mν, которое определяет реактивную тягу такой же газовой струи в самолете-аналоге.The second stream, with a large volume of compressed air, from the outer annular space S ₂ enters the air duct, and from it into the combustion chamber of the ramjet engine 22, in which, depending on the mode of its operation, for example, when the airplane takes off vertically when the nozzle 30 of FIG. 11 of the ramjet engine is blocked by the rudders 33 and 34, the fuel is supplied in larger proportions to the air than in the turbojet engine 15, which is accompanied by a higher temperature and gas pressure, which is at the lateral exhaust to nalam 25 and 26, in the form of flat jets of gas rushes at a tangent to the concave surface of the wings 5 and 6 of the aircraft. At the same time, passing along the concave surface of the wings, the gas jets are forced to change the direction of their movement to the opposite, while exerting dynamic pressure on the concave surface of the wings 5 and 6, while the total pressure is directed upward. Moreover, the dynamic pressure of gas jets is determined by their kinetic energy according to the formula K = 1 / 2mν ² , which, due to the quadratic gas velocity in the formula, is numerically many times greater than the momentum according to the formula P = mν, which determines the reactive thrust of the same gas jet in an airplane -analogue.

В режиме горизонтального полета боковые выпускные каналы 25 и 26 перекрывают клапанами-заслонками 27 и 28, а реактивное сопло 30 фиг.9 открывают, при этом прямоточный двигатель работает в реактивном режиме, создавая горизонтальную тягу для горизонтального полета самолета.In the horizontal flight mode, the lateral exhaust channels 25 and 26 are closed by shutter valves 27 and 28, and the jet nozzle 30 of FIG. 9 is opened, while the ram engine operates in a jet mode, creating horizontal thrust for horizontal flight of the aircraft.

Вертикальный взлет и посадка осуществляются в следующей последовательности работы систем управления:Vertical take-off and landing are carried out in the following sequence of control systems:

1. Исходные положения. Газовые рули высоты 31 и 32 за соплом турбокомпрессорного реактивного двигателя (далее - ТРД) устанавливают поперек газового потока (фиг.6). Газовые рули 33-34 сопла 30 прямоточного реактивного двигателя (далее - ПРД) устанавливают в положение, при котором они полностью перекрывают сопло ПРД (фиг.11). Боковые выпускные каналы ПРД 25 и 26 полностью открывают (фиг.14)1. Starting points. Gas rudders of heights 31 and 32 behind the nozzle of a turbocompressor jet engine (hereinafter - turbojet engine) are installed across the gas stream (Fig.6). The gas rudders 33-34 nozzles 30 ramjet engine (hereinafter - PRD) set in a position in which they completely overlap the nozzle PRD (11). Side exhaust channels PRD 25 and 26 fully open (Fig)

2. Запуск силовой установки. С помощью пускового двигателя 20 (через агрегатный блок 19) вал ТРД раскручивают до необходимых оборотов, двигатель запускается, центробежная муфта 21 разъединяет пусковой двигатель и ТРД, пусковой двигатель выключают.2. Starting the power plant. Using the starting engine 20 (through the aggregate unit 19), the turbojet engine shaft is untwisted to the required speed, the engine starts, the centrifugal clutch 21 disconnects the starting engine and the turbojet engine, and the starting engine is turned off.

3. Вертикальный взлет самолета. ТРД выводят на максимальные обороты, при этом его реактивная струя (существенно ослабленная на многоступенчатой турбине 18), истекая через сопло 29, «упирается» в газовые рули 31 и 32 и делится при этом на две струи, направленные - одна - вверх, а другая - вниз. Таким образом реактивная тяга ТРД нейтрализуется давлением газа на газовые рули и истечением газа в двух противоположных направлениях - фиг.6.3. The vertical take-off of the aircraft. The turbojet engine is brought to maximum speed, while its jet stream (substantially weakened on the multi-stage turbine 18), flowing out through the nozzle 29, “rests” on the gas rudders 31 and 32 and is divided into two jets, one directed up and the other - way down. Thus the jet thrust of the turbojet engine is neutralized by the gas pressure on the gas rudders and the outflow of gas in two opposite directions - Fig.6.

В силу конструктивных особенностей сжатый воздух после компрессора 16 делится на два потока, причем больший поток через воздуховодный канал 23 поступает в камеру сгорания 22. ПРД, куда через форсунки 36 подается «увеличенное» количество топлива, где оно сгорает с коэффициентом избытка воздуха, близким к 1, в результате чего в ПРД возникают и поддерживаются более высокие температура и давление, чем в ТРД (в котором рабочую температуру газа ограничивает турбина).Due to the design features, the compressed air after the compressor 16 is divided into two streams, with a larger flow through the air duct 23 entering the combustion chamber 22. The exhaust gas flow, where “increased” amount of fuel is fed through the nozzles 36, where it burns with an excess air coefficient close to 1, as a result of which higher temperatures and pressures arise and are maintained in the PRD than in the turbojet engine (in which the turbine limits the operating temperature of the gas).

Поскольку сопло 30 ПРД полностью перекрыто газовыми рулями, сжатый газ через плоские боковые каналы 25 и 26 с большой скоростью истекает в направлении, заданном каналами, т.е. касательно к вогнутой поверхности крыльев 5 и 6, но при этом сначала оказывает «первичное» реактивное давление на ПРД, направленное вниз. При этом существенно то, что «первичное» реактивное давление определяется количеством движения боковых газовых струй по формуле P=mν. Однако далее газовые струи, стремясь двигаться по прямой, но вынужденные двигаться по дуге, оказывают на вогнутую поверхность крыльев динамическое давление, которое (в отличие от реактивного давления) определяется кинетической энергией газовых струй по формуле К=1/2mν². Причем благодаря квадратичности скорости кинетическая энергия этих газовых струй численно во много раз больше «первичного» реактивного количества движения при истечении этих же газовых струй из боковых каналов ПРД. Следовательно, динамическое давление на крылья, направленное вверх, в несколько раз больше, чем реактивное давление, направленное вниз.Since the PRD nozzle 30 is completely blocked by the gas rudders, the compressed gas flows out through the flat side channels 25 and 26 at a high speed in the direction specified by the channels, i.e. with respect to the concave surface of wings 5 and 6, but at the same time it first exerts a “primary” reactive pressure on the forward-facing cockpit. Moreover, it is essential that the “primary” reactive pressure is determined by the momentum of the lateral gas jets according to the formula P = mν. However, further, gas jets, striving to move in a straight line, but forced to move in an arc, exert dynamic pressure on the concave surface of the wings, which (unlike reactive pressure) is determined by the kinetic energy of gas jets according to the formula K = 1 / 2mν ² . Moreover, due to the quadratic velocity, the kinetic energy of these gas jets is many times greater than the “primary” reactive momentum when the same gas jets flow from the side channels of the PRD. Consequently, the dynamic pressure on the wings directed upward is several times greater than the reaction pressure directed downward.

Таким образом, суммарная сила, направленная вверх, будет примерно в 3 раза превышать «первичную» реактивную силу, направленную вниз, что, за счет использования кинетической энергии газовой струи, дает вертикальную силу, превышающую вес самолета. В результате чего самолет с относительно «слабым» двигателем может взлетать без разбега.Thus, the total force directed upward will be approximately 3 times higher than the “primary” reactive force directed downward, which, due to the use of the kinetic energy of the gas stream, gives a vertical force exceeding the weight of the aircraft. As a result, an airplane with a relatively “weak” engine can take off without a take-off.

3. Горизонтальный полет. После набора необходимой высоты одновременно поворачивают газовые рули 31 и 32 ТРД по потоку (фиг.4), при этом возникает горизонтальная тяга, которая придает самолету соответствующую горизонтальную скорость, но которая может быть недостаточной для возникновения подъемной силы на нормальном крыле самолета, поэтому постепенно и одновременно открывают сопло ПРД и частично закрывают задвижками боковые каналы 25 и 26 (фиг.15), отчего горизонтальная скорость возрастает, а подъемная сила крыльев уменьшается, но она еще частично поддерживает самолет, пока он не наберет скорость, достаточную для того, чтобы держаться в воздухе за счет нормального крыла (и дугообразных крыльев), после чего боковые каналы ПРД полностью закрывают задвижками, и вся реактивная сила обоих двигателей расходуется на горизонтальный полет.3. Horizontal flight. After gaining the required height, the gas rudders 31 and 32 of the turbojet engine are simultaneously rotated downstream (Fig. 4), and there is a horizontal thrust that gives the aircraft an appropriate horizontal speed, but which may be insufficient for the lifting force to appear on the normal wing of the aircraft, therefore, gradually simultaneously open the PRD nozzle and partially block the lateral channels 25 and 26 with latches (Fig. 15), which makes the horizontal speed increase and the wing lift decreases, but it still partially supports the plane until it picks up a speed sufficient to stay in the air due to the normal wing (and arched wings), after which the side channels of the PRD are completely closed with valves, and all the reactive power of both engines is spent on horizontal flight.

4. Посадка. Подлетая к заданному месту, скорость самолета уменьшают несколькими способами одновременно: за счет поворота закрылка 10, полного перекрытия реактивного сопла ПРД газовыми рулями (фиг.10) с одновременным открытием заслонок боковых каналов (фиг.14), поворотом газовых рулей поперек газовой струи ТРД (фиг.6) и придания самолету положения кабрирования, при котором динамические силы, действующие на крылья, будут направлены не только вверх, но и несколько назад. После зависания самолета над местом посадки обороты ТРД уменьшают, и самолет мягко опускается на заданную площадку.4. Landing. Approaching a given place, the speed of the aircraft is reduced in several ways at the same time: by turning the flap 10, completely blocking the PRD jet nozzle with gas rudders (Fig. 10) while opening the side channel flaps (Fig. 14), turning the gas rudders across the gas jet TRD ( 6) and giving the aircraft a cabling position in which the dynamic forces acting on the wings will be directed not only upward, but also somewhat backward. After the aircraft hovering over the landing site, the turbojet engine speed is reduced, and the aircraft gently lowers to a predetermined site.

Во время взлета или посадки может появиться необходимость изменения положения самолета в пространстве или устранения разворота или крена самолета, для этого меняют положение газовых рулей и перекрывают один из боковых каналов ПРД (фиг.7, 8, 12, 13, 17).During take-off or landing, it may be necessary to change the position of the aircraft in space or to eliminate the turn or roll of the aircraft, for this purpose the position of the gas rudders is changed and one of the side channels of the air traffic control is blocked (Figs. 7, 8, 12, 13, 17).

Решение поставленной задачи - повышение КПД силовой установки при вертикальных взлети и посадке самолета - достигается тем, что в заявленном самолете более полно используется общая энергия газа, через использование кинетической энергии газовой струи, при этом эффект еще более увеличивается вследствие того, что газовая струя истекает из прямоточного реактивного двигателя, в котором топливо сгорает с меньшим коэффициентом избытка воздуха (близким к 1), соответственно газ имеет более высокую температуру и давление, а значит, истекает из боковых каналов с более высокой скоростью по сравнению со скоростью истечения газа из сопла турбореактивного двигателя. А поскольку кинетическая энергия (скоростной напор) газовой струи зависит от скорости истечения квадратично, то, следовательно, такая струя обладает и большей кинетической энергией, которая и используется как активная сила для вертикального взлета и посадки самолета. При этом общий расход топлива (за счет более полного использования его энергии) значительно меньше, чем у таких же типов самолетов с чисто реактивным способом вертикальных взлета и посадки.The solution of this problem - increasing the efficiency of the power plant during vertical take-off and landing of the aircraft - is achieved by the fact that the claimed aircraft uses the total energy of the gas more fully through the use of the kinetic energy of the gas stream, while the effect is further enhanced due to the fact that the gas stream flows out ramjet engine, in which the fuel burns with a lower coefficient of excess air (close to 1), respectively, the gas has a higher temperature and pressure, which means it flows out of the side new channels with a higher speed compared with the rate of gas outflow from the nozzle of a turbojet engine. And since the kinetic energy (velocity head) of a gas jet depends quadratically on the flow rate, then, therefore, such a jet also has greater kinetic energy, which is used as the active force for vertical take-off and landing of an airplane. At the same time, the total fuel consumption (due to the more complete use of its energy) is significantly less than that of the same types of aircraft with a purely reactive method of vertical take-off and landing.

Источники информацииInformation sources

1) «Наука и жизнь», 1966, №9. «Авиация вертикального взлета» стр.84-97.1) “Science and Life”, 1966, No. 9. “Vertical Takeoff Aviation” p. 84-97.

2) Авиация и космонатика», 1970, №1. «Развитие реактивных авиадвигателей», стр.32-34, и обложка журнала, наиболее близким аналогом является двигатель, показанный на обложке - Турбореактивный двухконтурный с форсажной камерой (третий снизу).2) Aviation and space ", 1970, No. 1. “Development of jet engines”, pp. 32-34, and the cover of the magazine, the closest analogue is the engine shown on the cover - Turbojet two-circuit with afterburner (third from the bottom).

Claims

1. Aircraft with vertical take-off and landing, including the fuselage, on which the wing is fixed and a turbojet dual-circuit engine is mounted, characterized in that the compressor’s internal engine space, limited by the compressor housing, is divided into two separate, external and internal, annular spaces by the outer wall of the combustion chamber , on the sides of the fuselage are fixed two arched in the transverse plane of the wing aircraft, which are convex side up, and the concave side down, and in the lower part of the fuselage Situated propulsive jet engine with lateral discharge channels, wherein the longitudinal axis of the channels directed at a tangent to the concave surface of the wing, the outlet channels are provided with valves, dampers, with an adjustable opening or full closing of outlet channels.

2. The aircraft according to claim 1, characterized in that the lateral exhaust channels of the engine exit the fuselage at the junction of the surface of the fuselage in the concave surface of the wings.

3. The aircraft according to claim 1, characterized in that the ramjet engine is connected to the compressor via an air duct, the compressor having increased productivity, the cross-sectional area of the outer annular space associated with the combustion chamber being larger than the cross-sectional area of the inner annular space, associated with a turbojet engine.

4. The aircraft according to claim 1, characterized in that the jet nozzle of the ramjet engine in the cross section is rectangular in shape, while two gas steering wheels are installed within the nozzle on the vertical axes, ensuring full or partial closure of the nozzle.

5. The aircraft according to claim 1, characterized in that outside the nozzle of the turbojet engine on the horizontal axes installed flat gas elevators.