RU2376204C2

RU2376204C2 - Aircraft and aircraft control method

Info

Publication number: RU2376204C2
Application number: RU2007145703/11A
Authority: RU
Inventors: Евгений Николаевич Хрусталёв (RU); Евгений Николаевич Хрусталёв; Татьяна Михайловна Хрусталёва (RU); Татьяна Михайловна Хрусталёва; Ирина Евгеньевна Хрусталёва (RU); Ирина Евгеньевна Хрусталёва
Original assignee: Евгений Николаевич Хрусталёв; Татьяна Михайловна Хрусталёва; Ирина Евгеньевна Хрусталёва
Priority date: 2007-12-10
Filing date: 2007-12-10
Publication date: 2009-12-20
Also published as: RU2007145703A

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: proposed aircraft consists of airframe, horizontal engines with sweptback wings arranged on airframe sides, tailplane and landing legs. Flat wings are jointed to tailplane top furnished with elevation rudders. Wings represent an ellipse with positive attack angle front and rear semi-ellipses and zero angle of attack on their sides. Front and rear semi-ellipses feature proportional area or that decreasing towards airframe end. Wing side sections have vertical rudders. Wing front and rear semi-ellipses rear edges have elevation rudders arranged on airframe ends. Wing is attached to airframe nose part all over its width.

EFFECT: increased load lifting capacity.

6 cl, 25 dwg

Description

Изобретения относятся к области гражданской и транспортной авиации, в частности к устройствам и способам повышения грузоподъемности и устойчивости летательных аппаратов в воздухе.The invention relates to the field of civil and transport aviation, in particular to devices and methods for increasing the carrying capacity and stability of aircraft in the air.

Известно устройство летательного аппарата повышенной грузоподъемности и устойчивости в воздухе, состоящее из фюзеляжа, у центра тяжести и давления которого с боковых сторон установлены два стреловидных плоских несущих крыла, к боковым краям утончающихся по ширине и толщине, снабженные закрылками, предкрылками, консольно подвешенными реактивными двигателями и с рулями поворота относительно продольной оси фюзеляжа, в хвостовой части которого сверху установлены вертикальные стабилизаторы с рулями направления и горизонтальный стабилизатор-крыло с рулями набора высоты, а колесные шасси для горизонтального взлета и посадки установлены в корпусе фюзеляжа с возможностью выдвижения из него, отличающееся тем, что в хвостовой части фюзеляжа установлена дополнительно силовая установка с безкорпусным центробежным контрроторным компрессором с направляемым вектором тяги [1].A device is known for an aircraft of increased carrying capacity and stability in air, consisting of a fuselage, at the center of gravity and pressure of which there are two arrow-shaped flat load-bearing wings on the sides, thinning in width and thickness to the side edges, equipped with flaps, slats, cantilever-suspended jet engines and with rudders relative to the longitudinal axis of the fuselage, in the rear of which vertical stabilizers with rudders and horizontal stabilizers are installed ator-wing with elevators, and wheeled landing gears for horizontal take-off and landing are mounted in the fuselage body with the possibility of extension from it, characterized in that an additional power unit with an airless centrifugal counter-rotor compressor with a directing thrust vector is installed in the rear of the fuselage [1] .

Однако увеличение габаритов летательного аппарата с использованием крыльев увеличенной площади и удлинения при наращивании количества двигателей без отхода от традиционных схем летательных аппаратов известных конструкций для повышения их взлетной грузоподъемности и устойчивости в воздухе неперспективно.However, increasing the size of an aircraft using wings of increased area and elongation when increasing the number of engines without departing from traditional aircraft schemes of known designs to increase their take-off carrying capacity and stability in air is unpromising.

Известно устройство летательного аппарата повышенной грузоподъемности и устойчивости в воздухе, несущие крылья которого выполнены в виде цилиндра, свернутого в форме прямого кольца, установленного над центром тяжести и центром давления, а хвостовая часть фюзеляжа выполнена с вертикальным стабилизатором, снабженным рулями направления, и горизонтальными крыльями-стабилизаторами с рулями управления высотой полета [2].A device of an aircraft of increased carrying capacity and stability in air is known, the bearing wings of which are made in the form of a cylinder, rolled in the form of a straight ring mounted above the center of gravity and the center of pressure, and the tail of the fuselage is made with a vertical stabilizer equipped with rudders and horizontal wings stabilizers with rudders for controlling flight altitude [2].

Известный летательный аппарат характеризуется низкой устойчивостью конструкции при приземлении, отсутствием конструктивных схем горизонтального взлета и посадки с помощью традиционных устройств шасси.The known aircraft is characterized by low structural stability upon landing, the absence of structural schemes for horizontal take-off and landing using traditional landing gear devices.

Известна конструкция летательного аппарата вертикального взлета и посадки, созданного во Франции в конце 50-х годов [3], выполненная в виде фюзеляжа, установленного вертикально над землей на шасси и оснащенного несущим крылом, выполненным в виде несущего кольца.A known design of an aircraft of vertical take-off and landing, created in France at the end of the 50s [3], is made in the form of a fuselage mounted vertically above the ground on the landing gear and equipped with a carrier wing made in the form of a carrier ring.

Однако вертикальный взлет и посадка с переводом фюзеляжа летательного аппарата в воздухе в горизонтальное положение и обратно непригодны для транспортировки грузов без их кантования, а также для перевозки пассажиров.However, the vertical take-off and landing with the transfer of the fuselage of the aircraft in the air to a horizontal position and vice versa are not suitable for transporting goods without tipping, as well as for transporting passengers.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является летательный аппарат, состоящий из фюзеляжа, горизонтальных силовых установок, несущих стреловидных крыльев по бокам фюзеляжа, концы которых загнуты вверх, соединены над задним концом фюзеляжа в кольцо со скошенной назад вдоль всей длины фюзеляжа передней кромкой, стабилизатора, который прикреплен к верхней задней части фюзеляжа, стоек шасси для горизонтального взлета и посадки, которые выполнены выдвигающимися из фюзеляжа и из полости нижней стороны упомянутых крыльев, при этом упомянутые крылья приплюснуты по высоте и связаны с верхней частью стабилизатора, который выполнен с рулями направления [4].The closest in technical essence to the proposed one is an aircraft consisting of a fuselage, horizontal power plants, swept wings on the sides of the fuselage, the ends of which are bent upwards, connected above the rear end of the fuselage into a ring with a front edge beveled back along the entire length of the fuselage, a stabilizer, which is attached to the upper rear of the fuselage, landing gear for horizontal take-off and landing, which are made to extend from the fuselage and from the cavity of the lower side of the mentioned wings, while the mentioned wings are flattened in height and connected with the upper part of the stabilizer, which is made with rudders [4].

Недостатком известного летательного аппарата является малое увеличение взлетной грузоподъемности треугольного кольцевого крыла летательного аппарата, верхние задние концы крыльев которых существенно сужены и уменьшены по площади в конце фюзеляжа, при этом снижается и устойчивость летательного аппарата в воздухе.A disadvantage of the known aircraft is a small increase in the take-off carrying capacity of the triangular annular wing of the aircraft, the upper rear ends of the wings of which are substantially narrowed and reduced in area at the end of the fuselage, while the stability of the aircraft in the air decreases.

Технический результат по устройству летательного аппарата, состоящего из фюзеляжа, горизонтальных силовых установок, несущих стреловидных крыльев по бокам фюзеляжа, концы которых загнуты вверх, соединены над задним концом фюзеляжа в кольцо со скошенной назад вдоль всей длины фюзеляжа передней кромкой, стабилизатора, который прикреплен к верхней задней части фюзеляжа, стоек шасси для горизонтального взлета и посадки, которые выполнены выдвигающимися из фюзеляжа и из полости нижней стороны упомянутых крыльев, при этом упомянутые крылья приплюснуты по высоте и связаны с верхней частью стабилизатора, который выполнен с рулями направления, достигается тем, что упомянутые крылья изготовлены в виде эллипса с положительным углом атаки переднего и заднего полуэллипса и нулевым углом атаки по бокам, передний и обратный задний полуэллипсы выполнены с соразмерной или разной площадью, при этом центр давления и центр тяжести расположены между задними и передними кромками соответственно переднего и заднего полуэллипсов упомянутого крыла, боковые участки выполнены с рулями направления в виде вертикальных двухстворчатых закрылков, каждый из которых выполнен из открывающихся одновременно в разные стороны створок относительно боковых вертикальных участков и поочередно, задние кромки переднего и заднего полуэллипсов крыла по концам фюзеляжа оснащены рулями набора высоты, крыло по всей ширине прикреплено спереди к носовой части фюзеляжа, причем фюзеляж установлен в горизонтальной сквозной полости крыла на плоских передних и задних консолях, выполненных в виде стабилизаторов с рулями направления, а упомянутые крылья выполнены в виде кольца или полукольца обратной боковой стреловидности, при этом аппарат снабжен дополнительными полукольцевым или кольцевым крылом с обратной боковой стреловидностью, образующим сбоку соответственно Y- или Х-образную форму и совмещенным с упомянутыми крыльями, а упомянутые крылья относительно продольной оси фюзеляжа установлены повернутыми к горизонту на 90° градусов с образованием Х-образной формы сверху, при этом в местах соединения колец эллипсов между собой несущее крыло прикреплено к фюзеляжу через вертикальные и/или наклонные продольные плоские консоли.The technical result of the device of the aircraft, consisting of a fuselage, horizontal power plants, bearing swept wings on the sides of the fuselage, the ends of which are bent up, are connected above the rear end of the fuselage into a ring with a front edge beveled back along the entire length of the fuselage, a stabilizer that is attached to the top the rear of the fuselage, landing gear for horizontal take-off and landing, which are made to extend from the fuselage and from the cavity of the lower side of the said wings, while the said wings flattened in height and connected with the upper part of the stabilizer, which is made with rudders, is achieved by the fact that these wings are made in the form of an ellipse with a positive angle of attack of the front and rear half-ellipses and zero angle of attack on the sides, the front and reverse rear half-ellipses are made commensurate or different area, while the center of pressure and the center of gravity are located between the rear and front edges of the front and rear half-ellipses of the wing, respectively, the side sections are made with rudders phenomena in the form of vertical double-wing flaps, each of which is made of the flaps that open simultaneously in opposite directions relative to the vertical side sections and alternately, the rear edges of the front and rear wing semi-ellipses are equipped with elevators at the ends of the fuselage, the wing is attached across the entire width in front of the nose of the fuselage moreover, the fuselage is mounted in a horizontal through cavity of the wing on the flat front and rear consoles, made in the form of stabilizers with rudders, and the aforementioned the wings are made in the form of a ring or a half-ring of reverse lateral sweep, while the apparatus is equipped with additional half-ring or annular wing with a reverse lateral sweep, forming on the side, respectively, a Y- or X-shape and aligned with the mentioned wings, and the said wings are mounted turned relative to the longitudinal axis of the fuselage to the horizon by 90 ° degrees with the formation of an X-shaped form from above, while at the junction of the rings of ellipses with each other, the carrier wing is attached to the fuselage through a vertical nye and / or inclined longitudinal flat console.

Известен способ полета в воздухе летательного аппарата с парой несущих плоских крыльев, выполненных со стреловидными передними и задними кромками, заключающийся в увеличении площади каждого несущего крыла путем его удлинения и повышения мощности силовых установок путем увеличения количества реактивных двигателей на несущих крыльях, отличающийся тем, что в хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата дополнительно устанавливают силовую установку с безкорпусным центробежным контрроторным компрессором с направленным вектором тяги [1].A known method of flying in the air of an aircraft with a pair of bearing flat wings made with swept leading and trailing edges, which consists in increasing the area of each bearing wing by lengthening it and increasing the power of power plants by increasing the number of jet engines on the bearing wings, characterized in that the tail part of the aircraft fuselage additionally install a power plant with a caseless centrifugal counter-rotor compressor with directional thrust vector [1].

Благодаря интенсивному охлаждению компрессора, работающего без корпуса, тяга дополнительной силовой установки может увеличиться с 24 тс, как у прежних существующих двигателей, до 30-50 тс, что позволяет на одномоторном самолете перевозить до 200 и более человек или на крупных самолетах увеличить коммерческий груз на 10 тонн. Однако дальнейшее увеличение габаритов крыльев и фюзеляжа, а также мощности реактивных двигателей, в том числе путем увеличения их количества, для увеличения взлетной грузоподъемности летательных аппаратов традиционной схемы резко ограничено и неперспективно. Взлет и посадка летательных аппаратов по известному способу производится с наклоном фюзеляжа под углом к горизонту, что требует дополнительных трудозатрат по креплению груза в фюзеляже и неудобно для авиапассажиров.Due to the intensive cooling of the compressor working without a case, the thrust of an additional power plant can increase from 24 tf, as with previous existing engines, to 30-50 tf, which allows you to transport up to 200 or more people on a single-engine aircraft or increase commercial cargo by large aircraft 10 tons. However, a further increase in the dimensions of the wings and the fuselage, as well as the power of jet engines, including by increasing their number, to increase the take-off carrying capacity of aircraft of the traditional scheme is sharply limited and unpromising. Take-off and landing of aircraft by a known method is performed with the inclination of the fuselage at an angle to the horizon, which requires additional labor for securing the cargo in the fuselage and is inconvenient for air passengers.

Известен способ полета в воздухе летательного аппарата с несущими крыльями, которые загибают по дуге окружности, а концы крыльев соединяют между собой в прямое кольцо в виде цилиндра, при этом хвостовую часть фюзеляжа снабжают вертикальным стабилизатором с рулями управления высотой полета [2].There is a method of flying in the air of an aircraft with bearing wings that bend along an arc of a circle, and the ends of the wings are connected to each other in a straight ring in the form of a cylinder, while the tail of the fuselage is equipped with a vertical stabilizer with rudders for controlling the flight altitude [2].

Существенным недостатком известного способа является низкая устойчивость летательного аппарата на земле при отсутствии приспособлений для вертикального взлета. В связи с этим в конце 50-х годов во Франции был использован способ вертикального взлета реактивного летательного аппарата с кольцевым крылом [3]. Однако при этом способе груз при переводе летательного аппарата из вертикального положения при взлете в горизонтальное положение в полете приходиться в воздухе кантовать, а при вертикальном взлете летательного аппарата с тяжелым грузом требуются большие энергозатраты и расход топлива, как при запуске ракеты. Поперечная и продольная устойчивость летательного аппарата с цилиндрическим крылом в полете также является сомнительными.A significant disadvantage of this method is the low stability of the aircraft on the ground in the absence of devices for vertical take-off. In this regard, in the late 50s, France used the vertical take-off method of a jet aircraft with a ring wing [3]. However, with this method, the load when moving the aircraft from a vertical position during take-off to a horizontal position in flight has to turn over in the air, and when a plane takes off with a heavy load, large energy and fuel consumption are required, as when launching a rocket. The transverse and longitudinal stability of an aircraft with a cylindrical wing in flight is also doubtful.

Наиболее близким к предлагаемому является способ полета в воздухе летательного аппарата, фюзеляж которого по бокам оснащают парой несущих крыльев с передней кромкой, которую над фюзеляжем загибают вверх и соединяют в единое стреловидное кольцо над задним концом фюзеляжа реактивного самолета горизонтального взлета и посадки, руль направления с вертикальным стабилизатором располагают в верхней задней части фюзеляжа, а заднюю кромку стреловидного кольцевого крыла выполняют прямой или обратной стреловидности заднего конца фюзеляжа [4].Closest to the proposed one is a method of flying in the air of an aircraft, the fuselage of which is equipped on the sides with a pair of load-bearing wings with a leading edge, which are folded upward above the fuselage and connected into a single swept ring above the rear end of the fuselage of a horizontal take-off and landing jet aircraft, a rudder with vertical the stabilizer is located in the upper rear part of the fuselage, and the trailing edge of the swept annular wing perform direct or reverse sweep of the rear end of the fuselage [4].

Недостатком известного способа является недостаточное повышение взлетной грузоподъемности летательного аппарата со стреловидными крыльями, концы которых сужают и изгибают в кольцо по мере удаления от фюзеляжа с понижением общей несущей способности кольцевого крыла уменьшенной площади над фюзеляжем в его хвостовой части. Взлет и посадка по данному способу производится при наклоне продольной оси фюзеляжа под углом к горизонту, что ухудшает балансировку загруженного летательного аппарата в воздухе. При взлете по известному способу летательного аппарата под углом к горизонту руль направления размещают только над фюзеляжем на его заднем конце. Устойчивость летательного аппарата в воздухе по предлагаемому способу повышают недостаточно путем конструктивного увеличения площади стреловидного крыла в нижней части кольца.The disadvantage of this method is the insufficient increase in the take-off capacity of an aircraft with swept wings, the ends of which narrow and bend into the ring as you move away from the fuselage with a decrease in the total bearing capacity of the annular wing of a reduced area above the fuselage in its tail. Take-off and landing according to this method is performed when the longitudinal axis of the fuselage is tilted at an angle to the horizon, which affects the balance of the loaded aircraft in the air. When taking off according to the known method of an aircraft at an angle to the horizon, the rudder is placed only above the fuselage at its rear end. The stability of the aircraft in the air according to the proposed method is not sufficiently increased by constructively increasing the area of the swept wing in the lower part of the ring.

Технологический результат по способу полета в воздухе летательного аппарата, заключающегося в том, что несущие стреловидные крылья соединяют по бокам фюзеляжа, а их концы загибают вверх и соединяют над задним концом фюзеляжа в кольцо со скошенной назад вдоль всей длины фюзеляжа передней кромкой, при этом упомянутые крылья сплющивают по высоте и связывают с верхней частью стабилизатора, который выполняют с рулями направления, аппарат оснащают горизонтальными силовыми установками и стабилизатором, который крепят к верхней задней части фюзеляжа, стойки шасси для горизонтального взлета и посадки выдвигают из фюзеляжа и из закрывающихся створками полостей нижней стороны несущих крыльев, достигается тем, что крылья изготавливают в виде эллипса с положительными углами атаки переднего и заднего полуэллипса и нулевым углом атаки по бокам, передний и обратный задний эллипсы изготавливают с соразмерной или разной площадью, при этом центр давления и центр тяжести располагают между задними и передними кромками соответственно переднего и заднего полуэллипсов упомянутого крыла, боковые участки с нулевым углом атаки оснащают рулями направления в виде вертикальных двухстворчатых закрылок, которые со стороны разворота борта фюзеляжа попеременно раскрывают и после поворота фюзеляжа в воздухе закрывают, задние кромки эллипсного несущего крыла с обеих сторон корпуса и руля направления по концам фюзеляжа оснащают рулями с возможностью безнаклонного для продольной оси фюзеляжа набора высоты, а эллипсное крыло по всей ширине крепят спереди к носовой части фюзеляжа. При этом способ отличается тем, что: фюзеляж устанавливают в горизонтальной сквозной полости крыла на плоских передних и задних консолях, роль которых выполняют стабилизаторы с рулями направления; полукольцо или кольцо несущего крыла выполняют с обратной боковой стреловидностью; аппарат оснащают дополнительным полукольцевым или кольцевым крылом с обратной боковой стреловидностью, образующим сбоку соответственно Y- или Х-образную форму и совмещенным с упомянутыми крыльями, а упомянутые крылья относительно продольной оси фюзеляжа устанавливают повернутыми к горизонту на 90° градусов с образованием Х-образной формы сверху, при этом в местах соединения колец эллипсов между собой несущее крыло крепят к фюзеляжу через вертикальные и/или наклонные продольные плоские консоли, а взлет, полет и посадку аппарата производят без продольного наклона фюзеляжа.The technological result according to the method of flying in the air of an aircraft, namely, that the swept wings are connected on the sides of the fuselage, and their ends are bent upwards and connected above the rear end of the fuselage with a leading edge beveled back along the entire length of the fuselage, while the said wings flatten in height and connected with the upper part of the stabilizer, which is performed with rudders, the apparatus is equipped with horizontal power plants and a stabilizer, which is attached to the upper rear part of of the yuselage, landing gear for horizontal take-off and landing are advanced from the fuselage and from the cavities of the lower side of the carrier wings that are closed by the wings, this is achieved by the fact that the wings are made in the form of an ellipse with positive angles of attack of the front and rear half-ellipses and zero angle of attack on the sides, front and back rear ellipses are made with a proportional or different area, while the center of pressure and the center of gravity are located between the rear and front edges of the front and rear half-ellipses of the said wing, lateral sections with a zero angle of attack are equipped with rudders in the form of vertical double-wing flaps, which are alternately open on the side of the fuselage side turn and are closed after turning the fuselage in the air, the rear edges of the ellipse carrier wing on both sides of the hull and the rudder are equipped with rudders at the ends of the fuselage climb, which is not inclined for the longitudinal axis of the fuselage, and the ellipse wing along the entire width is attached in front to the nose of the fuselage. The method is characterized in that: the fuselage is mounted in a horizontal through cavity of the wing on the flat front and rear consoles, the role of which are stabilizers with rudders; a half-ring or a ring of a bearing wing is performed with reverse lateral sweep; the apparatus is equipped with an additional semicircular or annular wing with reverse lateral sweep, forming a Y- or X-shape, respectively, on the side and combined with the mentioned wings, and the said wings relative to the longitudinal axis of the fuselage are set turned 90 ° to the horizon with the formation of an X-shaped form from above at the same time, at the junction points of the ellipse rings with each other, the carrier wing is attached to the fuselage through vertical and / or inclined longitudinal flat consoles, and the take-off, flight and landing of the device are made Yat without longitudinal inclination of the fuselage.

Предлагаемые изобретения поясняются чертежами, где на фиг.1 представлен общий вид легкомоторного летательного аппарата с эллипсным скошенным назад крылом прямой боковой стреловидности; фиг.2 - вид А фиг.1; фиг.3 - вид Б фиг.А; фиг.4 - общий вид легкомоторного летательного аппарата со сквозным щелевым проемом между передними прямыми кромками прямой нижней и обратной верхней боковой стреловидностью; фиг.5 - вид Г фиг.4; фиг.6 - вид В фиг.4; фиг.7 - общий вид легкомоторного летательного аппарата с эллипсным скошенным вперед крылом обратной боковой стреловидности; фиг.8 - вид Д фиг.7; фиг.9 - общий вид тяжелогруженого транспортного летательного аппарата с прямой и обратной верхней и боковой стреловидностью эллипсного несущего крыла; фиг.10 - вид Е фиг.9; фиг.11 - вид Ж фиг.9; фиг.12 - общий вид летательного аппарата с прямой боковой и верхней стреловидностью нижнего переднего полуэллипса и обратной боковой и верхней стреловидностью верхнего и нижнего задних полуэллипсов Y-образного сбоку несущего составного крыла; фиг.13 - вид 3 фиг.12; фиг.14 - вид И фиг.12; фиг.15 - общий вид летательного аппарата с прямой боковой и верхней стреловидностью верхнего и нижнего переднего полуэллипсов и обратной боковой и верхней стреловидностью верхнего заднего полуэллипса Y-образного сбоку несущего составного крыла; фиг.16 - вид К фиг.15; фиг.17 - общий вид транспортного летательного аппарата с эллипсными крыльями прямой и обратной боковой Х-образной стреловидностью; фиг.18 - вид Л фиг.17; фиг.19 - вид М фиг.17; фиг.20 - общий вид транспортного летательного аппарата с эллипсными несущими совмещенными крыльями прямой и обратной верхней Х-образной стреловидностью; фиг.21 - вид Н фиг.20; фиг.22 - вид О фиг.20; фиг.23 - общий вид реактивного летательного аппарата с эллипсным несущим крылом обратной стреловидности; фиг.24 - общий вид реактивного летательного аппарата с эллипсным несущим крылом прямой стреловидности; фиг.25 - вид П и Р соответственно фиг.23 и фиг.24.The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows a General view of a light-engine aircraft with an ellipse beveled backward wing, direct lateral sweep; figure 2 is a view a of figure 1; figure 3 is a view B of fig. A; 4 is a General view of a light-engine aircraft with a through slotted opening between the front straight edges of the straight lower and reverse upper lateral sweep; 5 is a view G of figure 4; 6 is a view In figure 4; Fig.7 is a General view of a light-engine aircraft with an ellipse beveled forward wing, reverse side sweep; Fig.8 is a view D of Fig.7; Fig.9 is a General view of a heavily loaded transport aircraft with forward and reverse upper and lateral sweep of an ellipse carrier wing; figure 10 is a view E of figure 9; 11 is a view W figure 9; Fig - a General view of the aircraft with a direct lateral and upper sweep of the lower front half ellipse and reverse lateral and upper sweep of the upper and lower rear half ellipses of a Y-shaped side of the supporting composite wing; Fig.13 is a view 3 of Fig.12; Fig.14 is a view And Fig.12; Fig - General view of the aircraft with a direct lateral and upper sweep of the upper and lower front half ellipses and reverse side and upper sweep of the upper rear half ellipse of a Y-shaped side of the carrier composite wing; Fig.16 is a view K of Fig.15; Fig is a General view of a transport aircraft with ellipse wings of the forward and reverse lateral X-shaped sweep; Fig. 18 is a view L of Fig. 17; Fig.19 is a view M of Fig.17; Fig - a General view of a transport aircraft with ellipse bearing combined wings of the forward and reverse upper X-shaped sweep; Fig.21 is a view H of Fig.20; Fig.22 is a view About Fig.20; Fig is a General view of a jet aircraft with an ellipse carrier wing of the reverse sweep; Fig is a General view of a jet aircraft with an ellipse carrier wing direct sweep; Fig.25 is a view of P and P, respectively Fig.23 and Fig.24.

Предлагаемой способ повышения взлетной грузоподъемности и устойчивости летательного аппарата в воздухе реализуется конкретным устройством, состоящим из продолговатого в горизонтальной плоскости фюзеляжа 1, горизонтальных силовых установок 2, несущих стреловидных крыльев 3 по бокам фюзеляжа, концы которых загнуты кверху и выше центра давления и центра тяжести летательного аппарата соединены над задним концом фюзеляжа в кольцо со скошенной назад вдоль всей длины фюзеляжа передней кромкой 4 (фиг.1-25), при этом скошенное кольцевое крыло 3 выполнено приплюснутым по высоте и связанным с верхней частью стабилизатора 5 с рулями направления 6 (фиг.1-6, 9-19, 23-25), нижней частью стабилизатора 7 с рулями направления 8 (фиг.7-8), со стабилизаторами 9 (фиг.20-22), установленными по центру фюзеляжа или со стабилизаторами 10 с рулями направления 11, установленными в носовой части фюзеляжа (фиг.7, 8, 15 16, 17-19), а стойки 12 шасси 13 выполнены выдвигающимися из фюзеляжа и из полостей с нижней стороны несущего крыла, причем приплюснутое по высоте кольцевое крыло изготовлено спереди в виде эллипса 14 с положительным углом атаки переднего 15 и заднего 16 полуэллипсов и нулевым углом атаки несущего крыла по бокам 17 эллипса 14. В плане заднее полукольцо 16 эллипсного крыла 14 выполнено с обратной переднему полукольцу 15 стреловидностью. Легкомоторные летательные аппараты выполнены с уменьшающейся к концу фюзеляжа 1 площадью эллипсного крыла 3 (фиг.1-3, 7-8, 12-14, 15-16, 17-19), а также, как и тяжелогруженые транспортные и грузовые летательные аппараты, выполнены с соразмерной (почти равной) площадью переднего 15 и обратного ему по стреловидности заднего 16 полуэллипса несущего крыла 3, при этом центр давления и центр тяжести тяжелогруженых транспортных и грузовых летательных аппаратов расположены в сквозном вертикальном проеме 18 (фиг.3, 7, 10, 14, 16, 19) или в поперечной относительно продольной оси 19 фюзеляжа 1 щели 20, которые размещены между задними 21 и передними 4 кромками соответственно переднего 15 и заднего 16 полуэллипсов несущего крыла. Боковые участки 17 эллипсного крыла с нулевым углом атаки выполнены с рулями направления в виде вертикальных двухстворчатых закрылок 22 (фиг.15-16, 17-19, 20-22, 23, 24), каждая из которых выполнена из открывающихся одновременно в разные стороны створок относительно боковых вертикальных участков 17 плоскости несущего крыла 3 и поочередно на его боковых краях. Задние кромки 21 и 23 соответственно переднего и заднего полуэллипсного несущего крыла 3 по концам фюзеляжа 1 оснащены рулями 24 набора высоты, а эллипсное крыло по всей ширине спереди может крепиться к носовой части фюзеляжа 1, сзади - к хвостовой части и по центру фюзеляжа 1 через наклонные или вертикальные продольные плоские консоли 25. Полукольцо 16 или кольцо несущего крыла может быть выполнено обратной боковой стреловидности (фиг.7, 8, 14, 23), а также совмещенным с дополнительным полукольцевым или кольцевым крылом с обратной боковой стреловидностью, образующим сбоку соответственно Y-(фиг.12, 15, 16) или Х-образную (фиг.17, 18) форму, причем два совмещенных скошенных кольцевых несущих крыла прямой и обратной стреловидности относительно продольной оси фюзеляжа могут быть установлены повернутыми к горизонту на 90° градусов с образованием сверху Х-образной формы, при этом в местах соединения колец эллипсов между собой несущее крыло крепится к фюзеляжу 1 через вертикальные и наклонные продольные плоские консоли 9 (фиг.20, 21, 22). Поворот фюзеляжа 1 относительно продольной оси 19 производится рулями 26. При приземлении летательного аппарата открываются закрылки 27.The proposed method of increasing the take-off carrying capacity and stability of the aircraft in the air is implemented by a specific device consisting of an elongated horizontal plane of the fuselage 1, horizontal power plants 2, bearing swept wings 3 on the sides of the fuselage, the ends of which are bent up and above the center of pressure and the center of gravity of the aircraft connected above the rear end of the fuselage into a ring with a front edge 4 beveled back along the entire length of the fuselage (FIGS. 1-25), while the beveled annular wing 3 in full of flattened in height and associated with the upper part of the stabilizer 5 with rudders 6 (Fig.1-6, 9-19, 23-25), the lower part of the stabilizer 7 with rudders 8 (Fig.7-8), with stabilizers 9 (Figs. 20-22) mounted in the center of the fuselage or with stabilizers 10 with rudders 11 installed in the nose of the fuselage (Figs. 7, 8, 15 16, 17-19), and the struts 12 of the chassis 13 are made extendable from the fuselage and from the cavities on the lower side of the carrier wing, and the annular wing flattened in height is made in the front in the form of an ellipse 14 s positive 15 the attack angle of the front 16 and rear semi-ellipse and a zero angle of attack of the wing bearing on the sides 17 of the ellipse 14. In terms of half-ring 16, a rear elliptical wing 14 adapted to reverse the front semiring 15 sweep. Light-weight aircraft are made with decreasing toward the end of the fuselage 1 area of the ellipse wing 3 (Figs. 1-3, 7-8, 12-14, 15-16, 17-19), as well as heavily loaded transport and cargo aircraft, made with a commensurate (almost equal) area of the front 15 and the opposite to it in sweep of the rear 16 half-ellipse of the supporting wing 3, while the center of pressure and the center of gravity of the heavily loaded transport and cargo aircraft are located in the through vertical opening 18 (Figs. 3, 7, 10, 14, 16, 19) or in the transverse relative to the longitudinal axis 19 of the fuselage 1 of the slit 20, which are placed between the rear 21 and front 4 edges of the front 15 and rear 16 half-ellipses of the carrier wing, respectively. The lateral sections 17 of the ellipse wing with a zero angle of attack are made with rudders in the form of vertical double-wing flaps 22 (Figs. 15-16, 17-19, 20-22, 23, 24), each of which is made of flaps that open simultaneously at the same time. relative to the lateral vertical sections 17 of the plane of the bearing wing 3 and alternately on its lateral edges. The trailing edges 21 and 23, respectively, of the front and rear semi-ellipse carrier wings 3 at the ends of the fuselage 1 are equipped with elevator 24 and the ellipse wing along the entire width can be attached to the front of the fuselage 1, from the back to the rear and in the center of the fuselage 1 through inclined or vertical longitudinal flat consoles 25. The half ring 16 or the ring of the supporting wing can be performed reverse side sweep (7, 8, 14, 23), as well as combined with an additional half ring or ring wing with reverse side swept a side shape, respectively, Y- (Fig. 12, 15, 16) or X-shaped (Fig. 17, 18) shape, and two combined beveled annular bearing wings of direct and reverse sweep relative to the longitudinal axis of the fuselage can be installed turned to the horizontal 90 ° degrees with the formation of an X-shape on top, while at the junction of the ellipse rings with each other, the carrier wing is attached to the fuselage 1 through vertical and inclined longitudinal flat consoles 9 (Figs. 20, 21, 22). The rotation of the fuselage 1 relative to the longitudinal axis 19 is performed by the rudders 26. When the aircraft lands, the flaps 27 open.

Способ повышения взлетной грузоподъемности и устойчивости летательного аппарата в воздухе предложенным устройством реализуется следующим образом. При взлете летательного аппарата по предлагаемому способу при наборе по аэродрому необходимой горизонтальной скорости вниз опускают рули 24 набора высоты на несущем крыле 3 в носовой и хвостовой части фюзеляжа 1. После одновременного отрыва от земли колесное шасси 13 в носовой и хвостовой части фюзеляжа 1 убирают с помощью стоек 12 в фюзеляж 1 и в полости с нижней стороны несущего крыла. При наборе необходимой высоты полета без наклона фюзеляжа к линии горизонта рули 24 набора высоты устанавливают в нейтральное положение, а управление летательного аппарата производят попеременным или одновременным отклонением в вертикальной плоскости рулей 6, 11 поворота на стабилизаторах 5, 10 направления, а также путем наклона вниз несущего эллипсного крыла 3 в сторону поворота с помощью рулей 26. Поворот фюзеляжа 1 в воздухе может быть осуществлен путем открытия в сторону поворота на несущем крыле двухстворчатых закрылок 22 (фиг.15-24). При приземлении без наклона продольной оси 19 фюзеляжа 1 к горизонту рули 24 высоты отворачивают вверх на обеих концах фюзеляжа 1 и над землей выпускают колесные шасси 13 и под несущим крылом 3 в носовой части фюзеляжа 4 - закрылки 27, а для торможения пробега летательного аппарата на земле по обеим сторонам несущего крыла 3 при наличии выпускают также двухстворчатые закрылки 22 (фиг.15-24).A method of increasing the takeoff carrying capacity and stability of the aircraft in the air by the proposed device is implemented as follows. When the aircraft takes off according to the proposed method, when the required horizontal speed is set at the aerodrome, the elevator 24 on the main wing 3 in the nose and tail of the fuselage 1 is lowered down. After simultaneously tearing off the ground, the wheeled chassis 13 in the nose and tail of the fuselage 1 is removed using struts 12 in the fuselage 1 and in the cavity from the bottom of the carrier wing. When you set the required flight altitude without tilting the fuselage to the horizon line, the elevator 24 is set to a neutral position, and the aircraft is controlled by alternating or simultaneously deviating in the vertical plane of the rudders 6, 11, turning on stabilizers 5, 10, and also by tilting the carrier down the ellipse wing 3 in the direction of rotation with the help of the rudders 26. The rotation of the fuselage 1 in the air can be carried out by opening in the direction of rotation on the carrier wing of the double-wing flaps 22 (Fig.15-24). When landing without tilting the longitudinal axis 19 of the fuselage 1 to the horizon, the elevator 24 is turned upward at both ends of the fuselage 1 and wheel chassis 13 is released above the ground and flaps 27 are placed under the carrier wing 3 in the nose of the fuselage 4, and for braking the mileage of the aircraft on the ground on both sides of the carrier wing 3, if available, bivalve flaps 22 are also let out (FIGS. 15-24).

Для легкомоторных летательных аппаратов (фиг.1-8) и для истребителей (фиг.23-25) при минимальных габаритах фюзеляжа размах несущего крыла может быть уменьшен в 1,5-1,7 раза по сравнению с существующими двукрылыми конструкциями. При тех же габаритах, что и двукрылые конструкции тяжелогруженых транспортных и грузовых летательных аппаратов (фиг.9-22), эллипсное несущее крыло позволяет увеличить его взлетную грузоподъемность на 50%-80% при увеличении по ширине или высоте габаритов фюзеляжа вдвое. При взлете и посадке, а также во время полета существенно повышается устойчивость летательного аппарата в воздухе. При разгрузке тяжелого летательного аппарат в воздухе или неравномерной загрузке фюзеляжа не требуется его дополнительная балансировка с помощью дополнительного балластного груза, а балансировку в воздухе производят путем регулирования углов отклонения каждого руля набора высоты в носовой и хвостовой части фюзеляжа.For light-engine aircraft (FIGS. 1–8) and for fighters (FIGS. 23–25), with the minimum dimensions of the fuselage, the span of the carrier wing can be reduced by 1.5–1.7 times in comparison with the existing two-winged structures. With the same dimensions as the two-winged constructions of heavily loaded transport and cargo aircraft (Figs. 9-22), the ellipse carrier wing allows to increase its take-off carrying capacity by 50% -80% with a doubling in the width or height of the fuselage dimensions. During takeoff and landing, as well as during flight, the stability of the aircraft in the air increases significantly. When unloading a heavy aircraft in the air or uneven loading of the fuselage, it is not necessary to balance it with an additional ballast weight, and balance in the air by adjusting the deflection angles of each elevator in the nose and tail of the fuselage.

Источники информацииInformation sources

1. Ж-л «Изобретатель и рационализатор», №2, 1990 г. - с.6-7 (аналог по способу и устройству).1. J. "Inventor and rationalizer", No. 2, 1990 - p.6-7 (analogue of the method and device).

2. Ж-л «Юный техник», №4-5, май 1992 г. - с.66 (аналог по способу и устройству).2. J. "Young Technician", No. 4-5, May 1992 - p.66 (analogue of the method and device).

3. Ж-л «Юный техник», №4-5, май 1992 г. - с.67.3. J. "Young Technician", No. 4-5, May 1992 - p.67.

4. Патент США 4365773, 1982 г. (прототип).4. US patent 4365773, 1982 (prototype).

Claims

1. Aircraft, consisting of a fuselage, horizontal power units carrying swept wings on the sides of the fuselage, the ends of which are bent up, are connected above the rear end of the fuselage into a ring with a front edge slanted back along the entire length of the fuselage, a stabilizer that is attached to the upper rear the fuselage, landing gear for horizontal take-off and landing, which are made to extend from the fuselage and from the cavity of the lower side of the said wings, while the said wings are flattened in height and connected to the top part of the stabilizer, which is made with rudders, characterized in that the said wings are made in the form of an ellipse with a positive angle of attack of the front and rear half-ellipses and a zero angle of attack on the sides, the front and reverse rear half-ellipses are made with a proportional area or constantly decreasing towards the end of the fuselage area, while the center of pressure and the center of gravity are located between the rear and front edges of the front and rear half-ellipses of the said wing, respectively, forming a vertical the aperture, the side sections are made with rudders in the form of vertical double-wing flaps, each of which is made of simultaneously opening flaps relative to the side vertical sections and alternately, the rear edges of the front and rear half-ellipses of the wing at the ends of the fuselage are equipped with elevators, the wing is all over wide attached to the front of the nose of the fuselage.

2. The apparatus according to claim 1, characterized in that the fuselage is mounted in a horizontal through cavity of the wing on the flat front and rear consoles, made in the form of stabilizers with rudders.

3. The apparatus according to claim 1, characterized in that the said wings are made in the form of a ring or half ring of reverse lateral sweep.

4. The apparatus according to claim 3, characterized in that it is equipped with an additional semicircular or annular wing with reverse lateral sweep, forming on the side, respectively, a Y- or X-shape and combined with the said wings.

5. The method of flying in air, which consists in using an aircraft, characterized in that they use the aircraft according to any one of claims 1 to 4.

6. The method of flying in air according to claim 5, characterized in that the climb is made without the longitudinal inclination of the fuselage.